直升机旋翼桨叶动力学_强度多学科优化设计.pdf

总 第 期年第 期直 升 机 技 术 .收稿日期:作者简介:余瑾()男湖北黄冈人博士工程师 文章编号:()直升机旋翼桨叶动力学/强度多学科优化设计余 瑾金坤健黄 珺陈艳红(中国直升机设计研究所江西 景德镇)摘 要为解决板梁构型桨叶设计方案结构超重和疲劳寿命不足的问题以旋翼桨叶剖面特性展向分布为设计变量以桨叶频率配置、气弹稳定性和转动惯量为设计约束组织多学科优化设计实现减小桨叶结构重量提高桨叶疲劳寿命并降低桨叶剖面动载荷的设计目标 取桨叶动载荷最大的高速前飞状态为设计点采用文中构建的方法成功实现了该桨叶的调频/减重/减振/提高疲劳寿命优化设计优化后桨叶结构减重近桨叶控制剖面的动应变降到许用值以下满足了重量和疲劳寿命设计指标关键词 减重减振提寿多学科优化桨叶直升机中图分类号:.文献标志码:().引言直升机旋翼细长的弹性桨叶一直工作在离心力场以及非定常、非对称的空气动力环境中使得旋翼流场、桨叶气动载荷与气弹响应之间旋翼振动与机体结构、操纵系统之间相互影响形成了严重的旋翼气动噪声问题和桨叶结构复杂的动载荷问题 提高直升机旋翼系统的结构疲劳寿命并对其进行减重、减振设计是工程设计人员不懈追求的目标 新材料的发展和设计概念的更新使得旋翼系统的可设计性也在不断增强旋翼多学科综合设计的难度也随之增加传统的人在回路的经验迭代设计思路直 升 机 技 术总第 期已很难满足现代工程设计要求 因此依托不断进步的高性能计算等手段建立直升机旋翼系统综合分析模型并通过适当的优化策略形成一套有效的旋翼多学科优化设计系统在初步设计阶段获得系统的全局最优设计方案可有效缩短型号的研发周期减少试验成本规避设计风险具有极大的工程应用价值 世纪中叶直升机界的研究者们 就基于早期的线性动力学模型采用优化设计手段对旋翼桨叶展开调频优化或减重设计工作 世纪 年代中等变形梁等桨叶非线性结构模型的发展为旋翼载荷/响应分析提供了有力的理论工具优化设计技术得以快速发展 在此背景下 等提出了模态修型参数()和相关的减振设计理论 在其研究中通过改变桨叶质量的展向分布来改变桨叶模态振型使得桨叶振型与分布气动力正交从而减小模态修型参数和相应的动载荷并且指出对于多阶模态问题需要进行总量控制 最近旋翼优化技术已经走向多学科综合优化设计且直接应用于工程桨叶研发实现减振、降噪、提高疲劳寿命和稳定性裕度等设计目标 工程应用的杰出典范是阿古斯塔韦斯特兰公司开发的 桨叶通过质量分布、弹性剪裁和特型桨尖设计对桨叶的四个模态进行优化调整实现了预定的减振目标且挥舞二阶模态响应降低了 铰链操纵力矩亦满足了设计要求 在顺利通过试验验证之后成功应用于 直升机旋翼 最新的研究见之于 年 团队与 合作的相关工作:借助 流场求解器和 等综合分析软件进行了基于高保真计算流体动力学/旋翼综合分析紧耦合仿真的优化设计研究以 模型旋翼为算例在旋翼拉力和桨叶气弹稳定性的约束下调整桨叶上七个剖面的几何形状(弯度、厚度和扭转)实现了旋翼扭矩的最小化并通过与实验测试值的对比研究验证了这种高保真综合优化设计方法的准确性和优越性板梁结构设计方案存在结构超重、疲劳寿命等问题不满足设计指标要求且经人工迭代设计仍未能妥善解决需要对该桨叶进行综合优化设计 然而工业部门现有的动力学优化设计手段一般是针对桨叶的调频优化设计并不能满足该问题的优化设计需求 为此本研究采用 软件进行旋翼气弹综合分析以获取配平条件下的旋翼桨叶动响应/载荷信息并在 环境中组织优化设计流程 以桨叶剖面特性展向分布为设计变量取桨叶动载荷最大的高速前飞状态为设计点以桨叶频率配置、气弹稳定性和转动惯量为设计约束组织了多学科优化设计成功实现了该桨叶的调频/减重/减振/提高疲劳寿命优化设计满足了重量和疲劳寿命设计指标为后续设计提供了理论指导 降低桨叶剖面动载荷的设计措施桨叶结构的任意剖面满足结构弹性恢复力/力矩与结构分布外力/力矩相等的关系:()采用力平衡法计算桨叶剖面动载荷时从上述方程的右边出发以外部施加载荷为分析基础即气动载荷和惯性载荷等通过这些力素的积分得到剖面内力 通过旋翼气弹综合分析得到了桨叶稳态响应的时间历程之后根据牛顿第二定律计算桨叶剖面的惯性力惯性力矢量可写为:()上式中 括号中的项分别表示作用在未变形坐标中拉伸、挥舞和摆振三个方向的惯性力为桨叶剖面的面密度为桨叶加速度在桨叶未变形坐标系中可改写为:()()()其中 分别为桨叶加速度、速度及位移矢量(旋转坐标系中)为旋翼转速 桨叶加速度项可通过桨叶运动微分方程直接求解将桨叶响应及其对应的时间导数代回到运动方程将桨叶加速度表示为:()()()()()()()再计入桨叶剖面上在各个自由度上的气动载荷()即可得出桨叶剖面上的剖面剪力及力矩进一步将这些剖面力直接进行展向积分即可得到桨根或任意桨叶剖面的结构动载荷在组织减小动载荷的优化设计时需要先对其进行多学科分析揭示问题的原因所在再制定针对性的优化策略 如旋翼桨叶疲劳寿命不足需要降低桨叶疲劳强度载荷时首先需要通过分析计算确定疲劳载荷中主要的载荷成分如:摆振弯矩、挥舞弯矩等确定载荷类型之后需要进一步通过傅里叶分析确定载荷谐波成分以制定降低载荷成分的设计 年第 期余 瑾金坤健黄 珺等:直升机旋翼桨叶动力学/强度多学科优化设计方法低阶载荷主要通过优化桨叶的展向质量和刚度分布来调整 阶及以上的高阶动载荷则需要通过模态分析和敏感性分析对桨叶进行模态修型设计来调整降低桨榖动载荷则需要根据桨榖载荷的合成关系有针对性地调整桨叶载荷成分 对于不能直接判断因果关系的问题可通过数值求导、正交实验设计等手段来进行参数敏感性分析再进一步评估和分析待选设计变量和设计目标之间的影响关系 总之在制定优化策略时需要在复杂的系统中抓住问题的主要矛盾和物理机理所在以组织高效率优化设计流程 提高桨叶疲劳寿命的设计措施按照设计工程中桨叶的强度分析方法桨叶剖面疲劳寿命评估主要考虑离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩所引起的应力分量组合方法如下:()()式中下标 表示应力的静态部分 表示应力的动态部分、和 分别对应离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩所引起的应力分量 得到桨叶剖面的平均载荷和交变动载荷之后首先计算高、低周疲劳载荷下经平均载荷修正的等效动载荷然后采用高、低周组合疲劳设计方法按照设计使用载荷谱和安全 曲线采用 线性累积损伤理论确定桨叶结构的使用安全寿命由于本研究的优化设计变量为桨叶剖面特性参数桨叶详细结构设计参数尚不确定故当前设计阶段不能直接获取桨叶剖面应力分布信息 然而桨叶几何外形信息已知故在当前设计阶段直接采用强度设计部门基于桨叶疲劳寿命给出的最大许用应变值作为设计目标即:将上文中的三个应变分量进行合成并通过桨叶设计调整使得桨叶控制剖面的总动应变降低到指定的最大许用应变以下 桨叶优化设计实例与讨论板梁桨叶构型结构设计方案的典型剖面如图 所示图 板梁构型结构设计方案的典型桨叶剖面图初始方案设计谱的气弹综合分析结果表明:在所有状态中桨叶控制剖面在高速前飞时的动载荷水平和动应力水平最高且占比最大的两个载荷成分依次为挥舞弯矩和摆振弯矩 为此本文以桨叶展向挥舞刚度、摆振刚度、扭转刚度和线密度分布为优化设计变量对桨叶进行调频/减重/减振/提高疲劳寿命的多学科优化设计在本研究中气弹综合分析求解采用 进行 建模过程及信息详见参考文献和文献优化流程的组织是在 环境中自编代码完成寻优算法采用的是多种群遗传算法()优化流程如图 所示 考虑到各优化设计变量的数值微小的变化在工程设计上并无实际意义本文研究还对 算法进行了改进摒弃其中基于实数变量优化的思路将所有变量改为整数变量进行优化迭代整数变量的步长为对应初始变量的 以减小优化设计空间提高优化设计效率1.旋翼/机体设计参数2.飞行状态参数3.配平初值CAMRAD II配平解疲劳强度评估动力学评估稳定性因子频率配置桨叶动载荷结构疲劳强度指标桨叶质量惯量特性新的结构剖面特性参数遗传算子适应度计算MPGA求解器否是否满足设计要求？是最优方案图 调频/减重/减振/提高疲劳寿命的多学科优化设计流程图优化三要素总结如下:)优化设计变量:主桨叶上若干设计段的挥舞刚度、摆振刚度、扭转刚度和线密度具体设计段信直 升 机 技 术总第 期息根据敏感性分析而定 优化过程中其他桨叶设计参数均采用初始方案的原设计值)优化设计约束:优化变量的设计空间约束、控制剖面的应力/应变上限约束、桨叶转动惯量约束、频率配置约束和稳定性约束 其中优化变量的设计空间约束直接反映在设计变量的生成环节其他设计约束均以加权罚函数的形式进入到目标函数的构造环节)优化设计目标:桨叶质量最小化和控制剖面的桨叶动载荷最小化遗传算法求解器进化 代调用旋翼综合分析模型 次后获得了最优设计方案 以下展示的优化结果均已经进行归一化归一化方法详见表 表中 为旋翼半径 为旋翼额定转速 为初始方案中桨叶绕旋转中心的转动惯量表 各类参数的归一化方法参数类归一化对象长度/几何尺寸线密度/力矩结构刚度图 为优化前后各控制剖面的最大动应变对比 优化结果表明本文的优化设计满足 微应变的最大许用应变要求且原危险段的控制剖面的动应变均不同程度地降低1 4001 2001 000800600400200优化前优化后0.90.80.70.60.50.40.30.20.11归一化展向位置/（r）微应变图 优化前后各控制剖面的最大动应变对比优化前后的桨叶质量/惯量对比如表 所示结果表明本文研究在满足强度指标的同时有效实现了桨叶的减重设计满足了单片桨叶重量 指标要求且转动惯量亦满足 的最低约束要求即不影响直升机的自转下滑安全性能表 为优化前后桨叶前七阶固有频率的对比优化后的频率配置显示扭转一阶和挥舞三阶频率相比于优化前离整数谐波间隔更大满足.的频率间隔设计要求符合工程设计经验表 优化前后桨叶质量/惯量对比桨叶质量/()桨叶惯量/()优化前.优化后.设计指标是否满足设计指标是是表 桨叶的前六阶频率对比(对转速归一化)摆振一阶挥舞一阶挥舞二阶挥舞三阶扭转一阶摆振二阶优化前.优化后.图 图 为优化前后桨叶各控制剖面上的挥舞/摆振动载荷及相应动应变的对比 结果表明优化后挥舞弯矩显著降低摆振面动载荷稍有增加是因为在优化目标中挥舞动载荷的权重系数更大 由于优化后的挥舞刚度显著降低因此桨叶最终的挥舞动应变与初始值相比除内段降低较多以外其他段变化不大 优化后的摆振刚度有显著提升而摆振面动载荷变化较小因此在.以外的桨叶段摆振动应变显著降低 桨叶内段的摆振动应变的显著峰值是因为桨叶根部段摆振刚度尖锐的谷值引起的应力/应变的集中所致而桨叶根部段的结构特性不在本次优化研究调整范围内 在后续的设计阶段需要改进桨叶根部段的摆振刚度分布设计避免该尖锐的谷值引起的应力/应变突增本文研究中设计变量为桨叶挥舞刚度、摆振刚度、扭转刚度和线密度的展向分布优化前后的对比如图 图 所示1.21.00.80.60.40.2000.20.40.60.81归一化展向位置/（r）挥舞弯矩/（Nm）优化前优化后10-3图 桨叶展向挥舞弯矩动态值对比 年第 期余 瑾金坤健黄 珺等:直升机旋翼桨叶动力学/强度多学科优化设计1 2001 0008006004002000优化前优化后微应变00.20.40.60.81归一化展向位置/（r）图 桨叶展向挥舞动应变对比2.521.510.5000.20.40.60.81归一化展向位置/（r）摆振弯矩/（Nm）优化前优化后10-3图 桨叶展向摆振弯矩动态值对比12001 0008006004002000优化前优化后微应变00.20.40.60.81归一化展向位置/（r）图 桨叶展向摆振动应变对比0.010.0080.0060.0040.0020优化前优化后0.90.80.70.60.50.40.30.20.11归一化展向位置/（r）归一化挥舞刚度图 优化前后挥舞刚度展向分布对比0.20.150.1-0.050优化前优化后0.90.80.70.60.50.40.30.20.11归一化展向位置/（r）归一化摆振刚度图 优化前后摆振刚度展向分布对比0.90.80.70.60.50.40.30.20.11归一化展向位置/（r）优化前优化后6543210归一化扭转刚度10-3图 优化前后扭转刚度展向分布对比0.90.80.70.60.50.40.30.20.11归一化展向位置/（r）优化前优化后6543210归一化线密度图 优化前后线密度展向分布对比如图所示主桨叶段的挥舞刚度均有所下降挥舞面的动载荷也有显著降低 主桨叶段的摆振刚度在优化后有显著提升 由于原扭转一阶频率偏低桨叶中段的扭转刚度有所提升扭转一阶频率也随之提高 减重是当前桨叶优化设计的主要目标桨叶中内段的线密度有显著下降桨叶外段的线密度有所提升以满足桨叶的转动惯量约束 最优方案的桨叶结构设计方法优化设计结束后设计员需要参照最优设计方案进行结构设计修改 通过观察优化方案前、后的对比图可以发现:优化方案的调整主要集中在翼型段在该区域挥舞刚度降低摆振刚度和扭转刚度升高线密度下降 经 初步评估结构设计可以实现优化方案中的目标调整结构设计调整基本思路如下:)挥舞和摆振刚度的调整一般采用增/减特定直 升 机 技 术总第 期区域的蒙皮来实现材料一般采用高模量的单向碳布 如图 所示 区适宜于摆振刚度的调整区适宜于挥舞刚度的调整 通过设计区域的合理选取可做到挥舞和摆振刚度设计的解耦)通过修改后缘条的面积或材料亦可灵活调整桨叶的摆振刚度)扭转刚度主要受 铺层和闭腔设计方案影响 由于优化方案需调整的扭刚量较小故选择通过增减 铺层进行调整)在进行刚度调整时材料的增加或减少会影响线密度的变化 在初调刚度后如果线密度偏高可适当增加高模量材料的比例降低低模量材料比例达到降低线密度的目的反之同理通过以上综合调整可实现优化方案的桨叶结构设计AB图 桨叶结构设计调整示意图 总结本研究基于 气弹综合分析软件和 自编代码建立了旋翼多学科优化设计方法和流程并对旋翼板梁构型桨叶进行调频/减重/减振/提高疲劳寿命的多学科优化设计 优化结果实现了预定设计目标满足了工程设计中的重量和疲劳寿命指标为后续的工程设计提供了理论指导同时也验证了本文方法的有效性参考文献:.():.:./.:.():./.:.():.王红洲.基于模态修型的旋翼气弹动力学多目标减振优化研究.南京:南京航空航天大学.穆志涛等.直升机结构疲劳.北京:国防工业出版社././.声明本刊已被“中国核心期刊(遴选)数据库收录期刊”、“中国学术期刊(光盘版)收录期刊”、“万方数据数字化期刊入网期刊”、“中文科技期刊数据库全文 收录期刊”和“超星期刊域出版平台”全文收录 本刊许可上述电子杂志平台在其网站及其系列数据库产品中以数字化方式复制、汇编、发行、信息网络传播本刊全文 任何稿件在本刊刊出即表明该文章所有作者都已认可其版权至本刊编辑部著作权使用费与本刊稿费一并支付本刊与国内外文献数据库或检索系统进行合作交流时不再征询作者意见 作者如有异议须提前向本刊声明直升机技术编辑部