地面開車狀態(tài)下槳葉頻率配置對載荷的影響分析

江嘉吉，熊紹海

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機有很多旋轉(zhuǎn)部件，它們在運轉(zhuǎn)時都將產(chǎn)生交變載荷，成為直升機的振源[1]。其中，旋翼產(chǎn)生的激振力最大。在穩(wěn)態(tài)飛行時，作用在直升機旋翼的氣動載荷和慣性載荷是關于轉(zhuǎn)速的周期函數(shù)，這些載荷通過槳轂傳給機身，形成作用在機身上的交變載荷，引起機體振動。所以，要降低直升機的振動水平，就要降低旋翼的交變載荷，而要降低旋翼交變載荷，就需要考慮旋翼槳葉固有頻率和其所受激振力的頻率關系，兩者越接近，則越容易發(fā)生耦合，使得槳葉的交變載荷很大，這就是槳葉設計過程中要考慮的頻率配置。槳葉的動力學調(diào)頻優(yōu)化是控制槳葉的各階固有頻率，避免與氣動激振力耦合而產(chǎn)生大的振動響應[2]。

在旋翼動力學設計中，要求旋翼各階頻率在額定轉(zhuǎn)速和地慢轉(zhuǎn)速下避開氣動激振力頻率，這樣旋翼設計需要考慮多轉(zhuǎn)速的頻率配置，大大提高了旋翼槳葉結(jié)構(gòu)設計的難度。傳統(tǒng)的旋翼動力學設計是一個反復的串行迭代過程，費時費力，依賴設計師的經(jīng)驗，往往導致重大的設計修改[3]。M.W.Davis和W.H.Weller對多階槳葉固有頻率的優(yōu)化分析研究指出，僅對槳葉進行調(diào)頻不一定是最可靠的辦法，因為最佳的頻率分布，往往是根據(jù)經(jīng)驗界定一個范圍，由于多方面的因素，仍可能最終導致槳葉大的響應[4]?？紤]到地慢轉(zhuǎn)速下旋翼轉(zhuǎn)速小，同時受到的氣動干擾小，槳葉本身具有結(jié)構(gòu)阻尼，旋翼也有氣動阻尼，即使槳葉各階頻率與氣動激振力頻率耦合，也可能不會產(chǎn)生較大的載荷，影響槳葉壽命。

本文主要對一套模型旋翼進行分析，通過計算模型旋翼在真空中的固有頻率和空氣中的自然頻率，以及各階頻率隨轉(zhuǎn)速變化的情況，繪制旋翼在真空中隨轉(zhuǎn)速變化共振圖以及空氣中自然頻率隨轉(zhuǎn)速變化共振圖，并對共振圖進行分析，得出槳葉各階頻率與氣動激振力頻率耦合時的轉(zhuǎn)速，分析直升機在耦合轉(zhuǎn)速下地面開車時槳葉各剖面的動載情況，并與直升機以額定轉(zhuǎn)速前飛時的槳葉各剖面動載進行對比。

1 模型旋翼結(jié)構(gòu)參數(shù)動特性

采用的模型旋翼為常規(guī)鉸接式構(gòu)型，槳葉與槳轂采用槳葉銷連接，旋翼的主要參數(shù)如表1所示。

表1 模型旋翼主要結(jié)構(gòu)參數(shù)

2 模型旋翼動特性

采用AMI公司開發(fā)的CAMRAD II軟件，利用其中顫振模塊計算旋翼的動特性，針對模型旋翼結(jié)構(gòu)型式，在CAMRAD II軟件4.8版中建立動力學模型，如圖1所示。采用根部鉸支帶彈性軸承約束的梁模型，考慮槳葉的二階非線性及結(jié)構(gòu)阻尼，并計及氣動阻尼。本套模型旋翼為典型的金屬全鉸接式結(jié)構(gòu)，并且揮舞鉸與擺振鉸重合，通過CAMRAD II中Rotor Structure模塊構(gòu)造槳葉二階中等變形彈性梁元模型。二元氣動特性計算采用準定常理論，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化取自風洞吹風翼型數(shù)據(jù)表。入流模型采用Dress線性入流。對于氣動力計算，考慮到槳葉的氣動負扭轉(zhuǎn)采用槳尖損失系數(shù)。

圖1 動力學計算模型

計算了在40%～100%額定轉(zhuǎn)速下旋翼動特性隨轉(zhuǎn)速變化的情況，計算狀態(tài)為中立總距位置(7.25°)。圖2為旋翼在真空中的共振圖，圖3為考慮氣動阻尼下旋翼在空氣中的共振圖。

圖2 旋翼真空中共振圖

3 不同狀態(tài)下的槳葉載荷分析

根據(jù)上節(jié)中的共振圖，得出槳葉各階頻率與氣動激振力頻率耦合時的轉(zhuǎn)速，分析直升機在耦合轉(zhuǎn)速下地面開車時槳葉各剖面的動載情況，并與直升機以額定轉(zhuǎn)速前飛時的槳葉各剖面動載進行對比。采用CAMRAD II 軟件進行孤立旋翼槳葉各剖面載荷計算，計算模型采用彈性梁槳葉模型。本文計算的地面開車狀態(tài)為孤立旋翼在各轉(zhuǎn)速下、23m/s 的風速環(huán)境中地面開車的狀態(tài)，前飛狀態(tài)為孤立旋翼在額定轉(zhuǎn)速以不同前進比前飛的狀態(tài)。

圖3 旋翼空氣中共振圖

3.1 揮舞模態(tài)與氣動激振力耦合對載荷的影響分析

考慮氣動阻尼的影響，由空氣中共振圖可知，揮舞二階在82%額定轉(zhuǎn)速與2Ω氣動激振力耦合，在75%額定轉(zhuǎn)速與3Ω氣動激振力耦合，以2Ω耦合時進行分析。為了分析揮舞二階頻率與2Ω氣動激振力耦合對槳葉動載的影響，對槳葉各剖面載荷進行傅氏變換，對其中2Ω揮舞彎矩和2Ω垂向力在耦合轉(zhuǎn)速附近進行分析。表2、圖4和圖5為孤立旋翼在不同轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉0.4R剖面和0.29R剖面的2Ω揮舞彎矩和垂向力。

表2 2Ω揮舞彎矩和垂向力

由圖4和圖5可見，在耦合轉(zhuǎn)速地面開車狀態(tài)下，槳葉各剖面揮舞面內(nèi)2Ω載荷并無明顯波值，揮舞二階與2Ω耦合對揮舞方向載荷并無明顯影響。

圖4 0.4R剖面處2Ω揮舞彎矩和垂向力隨轉(zhuǎn)速的變化

圖5 0.29R剖面處2Ω揮舞彎矩和垂向力隨轉(zhuǎn)速的變化

為了分析揮舞二階與氣動激振力耦合的影響，還需進行各剖面動載的比較。表3為耦合轉(zhuǎn)速下地面開車時，0.4R和0.29R剖面揮舞方向動載以及前飛狀態(tài)下的揮舞方向動載，圖6、圖7為幾種狀態(tài)下槳葉各剖面的揮舞方向動載對比。

由表3、圖6和圖7可見，在揮舞二階與2Ω耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面揮舞方向動載小于前飛狀態(tài)前進比為0.1時的槳葉各剖面揮舞動載。在揮舞模態(tài)與氣動激振力耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面揮舞方向動載不會太大，不會影響槳葉壽命。

表3 揮舞彎矩動載和垂向力動載

圖6 槳葉各剖面揮舞彎矩動載

3.2 擺振模態(tài)與氣動激振力耦合對載荷的影響分析

由空氣中共振圖分析可知，擺振二階在72%額定轉(zhuǎn)速與5Ω氣動激振力耦合，在47%額定轉(zhuǎn)速與6Ω氣動激振力耦合，在43%額定轉(zhuǎn)速與7Ω氣動激振力耦合。以5Ω耦合時進行對比分析，對其中5Ω擺振彎矩和5Ω弦向力在耦合轉(zhuǎn)速附近進行分析，表4、圖8和圖9為地面開車狀態(tài)下槳葉0.4R剖面和0.29R剖面擺振方向的5Ω載荷。

表4 5Ω擺振彎矩和弦向力

圖8 0.4R剖面處5Ω擺振彎矩和弦向力隨轉(zhuǎn)速變化

圖9 0.29R剖面處5Ω擺振彎矩和弦向力隨轉(zhuǎn)速變化

由圖8和圖9可見，在耦合轉(zhuǎn)速地面開車狀態(tài)下，槳葉0.4R和0.29R剖面的5Ω擺振彎矩和弦向力有一個波值，可以看出，擺振二階頻率與5Ω耦合，對槳葉5Ω擺振方向載荷有一定影響，但從波值來看，影響并不大。

為了分析擺振二階與氣動激振力耦合的影響，還需進行各剖面動載的比較。表5為耦合轉(zhuǎn)速下地面開車時0.4R和0.29R剖面擺振方向動載以及前飛狀態(tài)下擺振方向動載，圖6、圖7為幾種狀態(tài)下的槳葉各剖面擺振方向動載對比。

表5 擺振彎矩動載和弦向力動載

圖10 槳葉各剖面擺振彎矩動載

圖11 槳葉各剖面弦向力動載

由表5、圖10和圖11可見，在擺振二階與5Ω耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面擺振方向動載小于前飛狀態(tài)前進比為0.1時的槳葉各剖面揮舞動載。在擺振模態(tài)與氣動激振力耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面擺振方向動載不會太大，不會影響槳葉壽命。

3.3 扭轉(zhuǎn)模態(tài)與氣動激振力耦合對載荷的影響分析

由空氣中共振圖分析可知，扭轉(zhuǎn)一階在88%額定轉(zhuǎn)速與6Ω氣動激振力耦合，在78%額定轉(zhuǎn)速與7Ω氣動激振力耦合，在70%額定轉(zhuǎn)速與8Ω氣動激振力耦合。以6Ω耦合時進行對比分析，對其中6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩在耦合轉(zhuǎn)速附近進行分析，表6和圖12為地面開車狀態(tài)下槳葉0.4R剖面和0.29R剖面的6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩。

表6 6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩(地面開車狀態(tài))

圖12 0.4R和0.29R剖面處6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩隨轉(zhuǎn)速變化

由圖12可見，在耦合轉(zhuǎn)速下，地面開車狀態(tài)下，槳葉0.4R和0.29R剖面的6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩有一個波值，可以看出，扭轉(zhuǎn)一階頻率與6Ω耦合，對槳葉6Ω扭轉(zhuǎn)彎矩有一定的影響，但從波值來看，影響并不大。

為了分析扭轉(zhuǎn)一階與氣動激振力耦合的影響，還需進行剖面動載的比較。表7為耦合轉(zhuǎn)速下地面開車時0.4R和0.29R剖面的扭轉(zhuǎn)彎矩動載以及前飛狀態(tài)的扭轉(zhuǎn)彎矩動載，圖13為幾種狀態(tài)下槳葉各剖面扭轉(zhuǎn)彎矩動載對比。

表7 扭轉(zhuǎn)彎矩動載

圖13 槳葉各剖面扭轉(zhuǎn)彎矩動載

由表7和圖13可見，在扭轉(zhuǎn)一階與6Ω耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面扭轉(zhuǎn)彎矩動載小于前飛狀態(tài)下前進比為0.1時的槳葉各剖面扭轉(zhuǎn)彎矩動載。在扭轉(zhuǎn)模態(tài)與氣動激振力耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面扭轉(zhuǎn)彎矩動載不會太大，不會影響槳葉壽命。

4 結(jié)論

本文基于CAMRAD II計算了模型旋翼隨轉(zhuǎn)速變化的動特性，得出槳葉各階頻率與氣動激振力耦合時的轉(zhuǎn)速，計算了模型旋翼在耦合轉(zhuǎn)速下，在23m/s的風速環(huán)境中地面開車，槳葉各剖面的動載情況，并與模型旋翼以額定轉(zhuǎn)速前飛時的槳葉各剖面動載進行對比。結(jié)果表明：

1)在耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面耦合階次載荷有一定的影響，但影響不大，不會出現(xiàn)太大的波值。

2)在耦合轉(zhuǎn)速下地面開車，槳葉各剖面動載不會太大，小于前飛狀態(tài)前進比為0.1時的槳葉各剖面動載，不會影響槳葉壽命。

[1] 孫之釗. 直升機強度[M]. 南京：航空專業(yè)教材編審組,1987.

[2] 郭俊賢,向錦武,張曉谷.降低旋翼激振力的動力學優(yōu)化設計研究綜述[J].直升機技術(shù),2000,(1):7-14.

[3] 王紅州,劉 勇,張呈林.基于疲勞壽命的旋翼氣動彈性多目標優(yōu)化研究[J].振動與沖擊,2013,32(1):150-153.

[4] Davis M W，Weller W H. Application of design optimization techniques to rotor dynamic problems[J] .Journal of AHS, 1998(33)3:42-50.