專利名稱：共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，尤其涉及一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計 的方法，屬于直升機旋翼設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。
(二)
背景技術(shù)：
直升機槳葉是直升機中受力最復雜的部件。直升機槳葉的結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)一直是直升機設(shè) 計中最復雜設(shè)計技術(shù)之一。直升機槳葉采用的材料，最初是選用木材，進而發(fā)展到金屬材料。 從上世紀80年代以來，直升機槳葉的材料大都采用的是先進復合材料。直升機復合材料槳葉 的設(shè)計技術(shù)一直掌握在國外的幾家公司里，從不泄露。我國只可以按照國外公司給的圖紙進 行復合材料槳葉的生產(chǎn)，沒有自己獨立設(shè)計過比較成功的直升機復合材料槳葉。在《直升機 技術(shù)》和《南京航空航天大學學報》有一些直升機復合材料槳葉設(shè)計的文章，但那都是從理 論上進行的敘述，而且對具體細節(jié)沒有介紹。我們從1992年開始共軸無人直升機復合材料槳 葉設(shè)計，1994年設(shè)計制造了第一批槳葉，經(jīng)過試驗發(fā)現(xiàn)一些問題；1995年改進設(shè)計，制造出 第二批槳葉，解決了第一批槳葉的問題；1997年，在原有經(jīng)驗基礎(chǔ)上，又設(shè)計制造出性能更 好的第三批槳葉。這第三批槳葉， 一直用于共軸直升機的飛行試驗，經(jīng)過幾百小時的試驗檢 驗。試驗結(jié)果表明，采用我們自己探索出來的這套設(shè)計方法是現(xiàn)實可行的，能夠滿足直升機 的使用要求。
(三)

發(fā)明內(nèi)容
1、 目的本發(fā)明的目的是為了提供一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，該方 法構(gòu)思科學，設(shè)計合理。它彌補了現(xiàn)有技術(shù)的不足，設(shè)計出的共軸直升機復合材料槳葉，能 夠滿足使用要求。
2、 技術(shù)方案本發(fā)明的技術(shù)方案是， 一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，該 方法具體步驟如下-
步驟一質(zhì)量估算
根據(jù)槳葉的外形初步估計出槳葉的質(zhì)量。這個質(zhì)量一般是參照大量共軸直升機槳葉質(zhì)量 的統(tǒng)計結(jié)果給出的，但也跟直升機總體設(shè)計相關(guān)。這里給出一個經(jīng)驗公式可以初步估算出槳 葉質(zhì)量Mjy=60RxC2
其中，M」y為槳葉質(zhì)量，單位kg;
R為槳葉半徑，單位m; C槳葉弦長，單位m。
步驟二槳葉根部離心力計算
根據(jù)槳葉設(shè)計轉(zhuǎn)速和槳葉重心展向位置，即可計算出槳葉根部離心力。這里槳葉的重心
展向位置是一個未知數(shù)。這又是本方法的特點，按經(jīng)驗就是0.5R， R為槳葉半徑。 & =Mjy (2ttw / 60)2 0.5R=0.005483MJyi w2
其中，S為槳葉根部離心力，單位N;
"為槳葉設(shè)計轉(zhuǎn)速，單位轉(zhuǎn)/分； 步驟三確定復合材料槳葉結(jié)構(gòu)型式
目前復合材料槳葉的加工工藝基本'已經(jīng)固定，因此槳葉內(nèi)部的結(jié)構(gòu)型式也基本確定。槳
葉結(jié)構(gòu)由c型梁，z型腹板、后緣條、蒙皮以及內(nèi)部填充泡沫組成。復合材料槳葉的梁和后 緣條是由無緯玻璃纖維帶制造，Z型腹板和蒙皮是由±45°玻璃編織布制造，泡沫一般采用 高硬度的聚氨酯泡沫。
步驟四確定槳葉C型梁剖面面積
共軸直升機復合材料槳葉的c型梁是由無緯玻璃纖維帶制造。它是承受槳葉離心力的主
要承力件。根據(jù)所選玻璃纖維帶的抗拉強度和步驟二算出的槳葉根部離心力，就可以計算出
C型梁剖面面積。具體公式如下
其中，5;為槳葉C型梁最小剖面面積，單位mm、
o"be為無緯帶抗拉強度，單位MPa;(—般在400-800Mpa)步驟五確定槳葉Z型腹板弦向位置
Z型腹板、C型梁和蒙皮構(gòu)成構(gòu)成槳葉的前閉室；Z型腹板、后緣條和蒙皮構(gòu)成槳葉的后 閉室。雙閉室結(jié)構(gòu)主要承受槳葉所受的扭矩。前閉室蒙皮厚，后閉室蒙皮薄；按照等強度原 則，來確定Z型腹板的弦向位置。
一般前閉室蒙皮厚度是后閉室蒙皮厚度的兩倍，確定Z型 腹板位置使后閉室面積是前閉室兩倍。 步驟六確定槳葉蒙皮厚度
槳葉蒙皮厚度是由槳葉所受扭矩和槳葉重量決定的。
一般翼型的槳葉扭矩都不大，所以 蒙皮厚度主要是由重量決定。正如上述所說， 一般前閉室蒙皮厚度是后閉室蒙皮厚度兩倍， 因此只需確定后閉室蒙皮厚度。根據(jù)玻璃纖維編織布的結(jié)構(gòu)特點，可以初步選擇后緣蒙皮厚
度為0. 5mm-0. 8mm
步驟七確定槳葉后緣條面積
槳葉后緣面積對步驟八槳葉弦向重心影響較大。可以初選一個面積，然后在步驟八中進行調(diào)整。該面積有一個最小面積，以滿足槳葉后緣應有足夠的剛度。 一般只需確定后緣條寬 度，其面積由翼型后緣形狀確定。最小的后緣條寬度一般取弦長的3%。 步驟八調(diào)整槳葉弦向重心
通過前面七個步驟，初步確定了槳葉內(nèi)部主要部件的尺寸，其中空隙由泡沫填充。部件 的材料已經(jīng)選定，所以可以知道它們的密度。根據(jù)這些數(shù)據(jù)可以計算槳葉弦向的重心。因為
共軸直升機槳葉外形由翼型確定，所以重心計算需要依靠CAD軟件進行。可以選擇AutoCAD 或者Catia軟件，按照前面設(shè)計的尺寸建造模型，加上材料特性，可以比較容易計算出槳葉 剖面重心。通過調(diào)整C型梁形狀和后緣條面積可以調(diào)整槳葉弦向重心。復合材料槳葉剖面設(shè) 計很難將槳葉弦向重心調(diào)整的太靠前，所以我們一般將剖面重心調(diào)整到35%弦線處就可以了。
步驟九確定槳尖配重重量
一般來說，槳葉沿展向不同位置，其重心的弦向位置是不同的。對于直升機來說，由于 槳葉揮舞運動的作用，越靠槳尖產(chǎn)生的影響越大，所以引入有效重心的概念，它其實是槳葉 重心弦向位置的一個平均值，只是該平均值采用槳葉重心展向位置進行了加權(quán)。槳葉有效重 心計算公式為
一 t;"^'-W)
廣一J^J_
其中為槳葉的有效重心弦向.相對位置. ^為第i段槳葉重心弦向相對位置
R,.為第i段槳葉起始點至槳葉根部距離 R 為槳葉的長度
為了防止顫振發(fā)生，需要保證槳葉的有效重心在25%以前。 一般在槳尖增加高密度的配 重使槳尖重心遠小于25%來達到。高密度配重可以選擇鉛，或者選擇更高密度的鉤鐵合金。 由于槳葉剖面形狀的限制，配重的剖面面積基本確定，下面介紹如何確定配重長度。
在初步計算時，可以把槳葉簡單分成兩段，靠槳葉根部的一段和靠槳葉尖部的一段。槳 葉根部的一段的弦向重心正如步驟八中確定的那樣，基本在弦長的35%，槳葉尖部的重心基 本在弦長的12%，而最終確定的有效重心一般在弦長的24%。按照上面的公式，可以計算出配 重長度約為槳葉長度的28%。 步驟十循環(huán)迭代
按照前面九個步驤，就可以得到初步的共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)。有了這個結(jié)構(gòu)， 就可以對它進行較仔細的重量計算和強度計算。根據(jù)仔細的重量計算，可以得到比步驟一更 準確的槳葉重量，然后再重復步驟二到步驟九，同時參考強度計算的結(jié)果，可以對一些設(shè)計 參數(shù)進行修正。 一般經(jīng)過兩輪的迭代，就可以得到滿意的設(shè)計結(jié)果。
3、優(yōu)點及功效 一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，該方法抓住了共軸直升機槳葉設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，簡單易行，科學合理，為自行設(shè)計出符合我國國情的共軸直升機 槳葉闖出一條新路。 '
(四)


.圖l槳葉剖面示意圖 圖2槳葉平面示意圖 圖3槳尖剖面示意圖
圖中符號說明如下
1 C型梁； 2前泡沫； 3 腹板； 4后泡沫；5蒙皮；6后緣條；
7 槳尖配重；8氣動調(diào)整片。
(五)
具體實施例方式
見圖l、圖2、圖3所示 一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，該方法具體步 驟如下(以總重350公斤的直升機為例) 歩驟一質(zhì)量估算
槳葉半徑為2. 5m，'弦長為0. 17m，可以估算出槳葉質(zhì)量為 M
Jy =60X2.5X0.172=4.335 (kg) 歩驟二槳葉根部離心力
旋翼轉(zhuǎn)速為600轉(zhuǎn)/分，可以計算出槳葉根部離心力為
& =0.005483 X 4,335 X 2.5 X 6002=21391 (N) 歩驟三(同上節(jié)) 步驟四確定槳葉C型梁剖面面積
Sc=l .5 x 21391/500=64(mm2)
步驟五(同上節(jié)) 步驟六(同上節(jié)) 步驟七確定槳葉后緣條面積
可以初步確定槳葉后緣條寬度為5mm，面積約8mm2。
步驟八(同上節(jié))
步驟九確定槳尖配重質(zhì)量
槳葉半徑為2.5m，減去槳轂長度208mm，實際槳葉長度為2. 292m。可以計算出槳尖配重 長度為2. 292X0. 28=0. 64176m。由于槳尖前緣限制，槳尖配重位直徑8ram的圓棒，所以配 重體積為0.25X3. 14X82 X642=32254 (ram3)。采用密度17g/cm3的鎢鐵合金，槳尖配重質(zhì)量 為17X32.254=548 (g)。 步驟十(同上節(jié))o
權(quán)利要求
1、一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，其特征在于該方法具體步驟如下步驟一質(zhì)量估算根據(jù)槳葉的外形初步估計出槳葉的質(zhì)量；這個質(zhì)量一般是參照大量共軸直升機槳葉質(zhì)量的統(tǒng)計結(jié)果給出的，但也跟直升機總體設(shè)計相關(guān)，這里給出一個經(jīng)驗公式可以初步估算出槳葉質(zhì)量Mjy＝60R×C2其中，Mjy為槳葉質(zhì)量，單位kg；R為槳葉半徑，單位m；C槳葉弦長，單位m；步驟二槳葉根部離心力計算根據(jù)槳葉設(shè)計轉(zhuǎn)速和槳葉重心展向位置，即可計算出槳葉根部離心力；這里槳葉的重心展向位置是一個未知數(shù)，這又是本方法的特點，按經(jīng)驗就是0.5R，R為槳葉半徑；Fi＝Mjy(2πn/60)20.5R＝0.005483MjyRn2其中，F(xiàn)i為槳葉根部離心力，單位N；n為槳葉設(shè)計轉(zhuǎn)速，單位轉(zhuǎn)/分；步驟三確定復合材料槳葉結(jié)構(gòu)型式目前復合材料槳葉的加工工藝基本已經(jīng)固定，因此槳葉內(nèi)部的結(jié)構(gòu)型式也基本確定；槳葉結(jié)構(gòu)由C型梁，Z型腹板、后緣條、蒙皮以及內(nèi)部填充泡沫組成；復合材料槳葉的梁和后緣條是由無緯玻璃纖維帶制造，Z型腹板和蒙皮是由±45°玻璃編織布制造，泡沫一般采用高硬度的聚氨酯泡沫；步驟四確定槳葉C型梁剖面面積共軸直升機復合材料槳葉的C型梁是由無緯玻璃纖維帶制造，它是承受槳葉離心力的主要承力件；根據(jù)所選玻璃纖維帶的抗拉強度和步驟二算出的槳葉根部離心力，就可以計算出C型梁剖面面積；具體公式如下Sc＝1.5Fi/σb.c其中，Sc為槳葉C型梁最小剖面面積，單位mm2；σb. c為無緯帶抗拉強度，單位MPa；(一般在400-800Mpa)步驟五確定槳葉Z型腹板弦向位置Z型腹板、C型梁和蒙皮構(gòu)成構(gòu)成槳葉的前閉室；Z型腹板、后緣條和蒙皮構(gòu)成槳葉的后閉室；雙閉室結(jié)構(gòu)主要承受槳葉所受的扭矩，前閉室蒙皮厚，后閉室蒙皮薄；按照等強度原則，來確定Z型腹板的弦向位置；一般前閉室蒙皮厚度是后閉室蒙皮厚度的兩倍，確定Z型腹板位置使后閉室面積是前閉室兩倍；步驟六確定槳葉蒙皮厚度槳葉蒙皮厚度是由槳葉所受扭矩和槳葉重量決定的，一般翼型的槳葉扭矩都不大，所以蒙皮厚度主要是由重量決定；正如上述所說，一般前閉室蒙皮厚度是后閉室蒙皮厚度兩倍，因此只需確定后閉室蒙皮厚度；根據(jù)玻璃纖維編織布的結(jié)構(gòu)特點，可以初步選擇后緣蒙皮厚度為0.5mm-0.8mm；步驟七確定槳葉后緣條面積槳葉后緣面積對步驟八槳葉弦向重心影響較大，可以初選一個面積，然后在步驟八中進行調(diào)整；該面積有一個最小面積，以滿足槳葉后緣應有足夠的剛度，一般只需確定后緣條寬度，其面積由翼型后緣形狀確定，最小的后緣條寬度一般取弦長的3％；步驟八調(diào)整槳葉弦向重心通過前面七個步驟，初步確定了槳葉內(nèi)部主要部件的尺寸，其中空隙由泡沫填充；部件的材料已經(jīng)選定，所以可以知道它們的密度，根據(jù)這些數(shù)據(jù)可以計算槳葉弦向的重心；因為直升機槳葉外形由翼型確定，所以重心計算需要依靠CAD軟件進行；可以選擇AutoCAD或者Catia軟件，按照前面設(shè)計的尺寸建造模型，加上材料特性，可以比較容易計算出槳葉剖面重心；通過調(diào)整C型梁形狀和后緣條面積可以調(diào)整槳葉弦向重心，復合材料槳葉剖面設(shè)計很難將槳葉弦向重心調(diào)整的太靠前，所以我們一般將剖面重心調(diào)整到35％弦線處就可以了；步驟九確定槳尖配重重量一般來說，槳葉沿展向不同位置，其重心的弦向位置是不同的；對于直升機來說，由于槳葉揮舞運動的作用，越靠槳尖產(chǎn)生的影響越大，所以引入有效重心的概念，它其實是槳葉重心弦向位置的一個平均值，只是該平均值采用槳葉重心展向位置進行了加權(quán)；槳葉有效重心計算公式為其中為槳葉的有效重心弦向相對位置為第i段槳葉重心弦向相對位置Ri為第i段槳葉起始點至槳葉根部距離R為槳葉的長度為了防止顫振發(fā)生，需要保證槳葉的有效重心在25％以前，一般在槳尖增加高密度的配重使槳尖重心遠小于25％來達到；高密度配重可以選擇鉛，或者選擇更高密度的鎢鐵合金；由于槳葉剖面形狀的限制，配重的剖面面積基本確定，下面介紹如何確定配重長度；在初步計算時，可以把槳葉簡單分成兩段，靠槳葉根部的一段和靠槳葉尖部的一段；槳葉根部的一段的弦向重心正如步驟八中確定的那樣，基本在弦長的35％，槳葉尖部的重心基本在弦長的12％，而最終確定的有效重心一般在弦長的24％；按照上面的公式，可以計算出配重長度約為槳葉長度的28％；步驟十循環(huán)迭代按照前面九個步驟，就可以得到初步的共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)；有了這個結(jié)構(gòu)，就可以對它進行較仔細的重量計算和強度計算。根據(jù)仔細的重量計算，可以得到比步驟一更準確的槳葉重量，然后再重復步驟二到步驟九，同時參考強度計算的結(jié)果，可以對一些設(shè)計參數(shù)進行修正；一般經(jīng)過兩輪的迭代，就可以得到滿意的設(shè)計結(jié)果。
全文摘要
本發(fā)明一種共軸直升機復合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計的方法，它有10個步驟步驟一質(zhì)量估算；步驟二槳葉根部離心力計算；步驟三確定復合材料槳葉結(jié)構(gòu)型式；步驟四確定槳葉C型梁剖面面積；步驟五確定槳葉Z型腹板弦向位置；步驟六確定槳葉蒙皮厚度；步驟七確定槳葉后緣條面積；步驟八調(diào)整槳葉弦向重心；步驟九確定槳尖配重重量；步驟十循環(huán)迭代。該方法抓住了直升機槳葉設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，簡單易行，科學合理，實踐證明，用這套方法設(shè)計出的復合材料槳葉，能夠滿足直升機的使用要求。它為自行設(shè)計出符合我國國情的直升機槳葉闖出一條新路。它也可以作為風力發(fā)電機槳葉和螺旋槳的內(nèi)部結(jié)構(gòu)設(shè)計的參考。
文檔編號B64C27/46GK101428686SQ20081024050
公開日2009年5月13日 申請日期2008年12月23日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月23日
發(fā)明者王吉東 申請人:北京航空航天大學