一种降低直升机旋翼桨毂振动载荷的方法

摘要

本发明公开了一种降低直升机旋翼浆毂振动载荷的方法，所提出的方法针对实际复合材料旋翼桨叶，桨叶截面具有C型翼梁、D型翼盒、前肋、后肋和蒙皮等结构，桨叶后端具有浆尖结构。桨叶优化设计以桨叶翼型典型剖面参数、复合材料铺层、翼尖后掠角和集中质量等作为设计变量，桨毂载荷作为目标函数，并以固有频率、气弹稳定性和自旋转动惯量作为约束条件建立优化模型。优化问题求解中使用了分级优化策略，并采用了复形法和改进的可行方向法相结合的算法。采用本发明提出的方法对旋翼浆毂进行减振优化设计能够显著降低桨毂载荷。

主权项

1.一种降低直升机旋翼桨毂振动载荷的方法，所述的方法用梁模型模拟实际的复合材料旋翼桨叶，该梁模型具有C型翼梁、D型翼盒、前肋、后肋和蒙皮结构，其特征在于：所述方法包括如下步骤：第一步：根据实际的旋翼桨叶结构建立相对应的桨叶优化模型；所述的桨叶优化模型中的目标函数为桨毂载荷f（D）；旋翼桨叶设计变量包括剖面设计变量、铺层设计变量、集中质量设计变量和桨尖设计变量；剖面设计变量采用了如下所示V1设计变量确定，即桨叶在坐标系中的坐标值确定典型剖面，而典型剖面之间的剖面形状则通过线性连接得到；复合材料铺层设计变量为铺层角度和厚度；集中质量设计变量为各个质量块的质量及其展向位置，配重条的单位长度质量及其起始位置；浆尖设计变量包括后掠角、起始部位、尖削比和终止位置；V₁＝(x₁,x₂,y₂,x₃,X₁,X₂)其中x₁，x₂，y₂和x₃为C型翼梁上确定桨叶剖面形状的设计点坐标，X₁和X₂为前肋和后肋的位置，通过这几个参数能够确定桨叶剖面形状；约束函数为固有频率、桨叶惯量和气弹稳定性；具体如下：目标函数：Min(f(D))其中：f(D)＝K_F[(F_x)²+(F_y)²+(F_z)²]^1/2+K_M[(M_x)²+(M_y)²+(M_z)²]^1/2或f(D)＝K₁F_x+K₂F_y+K₃F_z固有频率约束条件：$g_{i\left(D\right)}^U=\frac{{\omega }_i}{{\omega }_i^U}1\le 0$$g_{i\left(D\right)}^L=1-\frac{{\omega }_i}{{\omega }_i^L}\le 0$气弹稳定性约束条件：q(D)＝ξ_k+ε_k≤0桨叶惯量约束：其中F和M分别代表桨毂力和力矩，脚标x，y和z对应了三个方向上的分量，而K_F，K_M，K₁，K₂和K₃分别为权重系数；i＝1,2...m，ω_i为结构固有频率，为设计的频率上限，为设计的频率下限，m为频率的阶数；k＝1,2...m′，ξ_k为悬停情况下第k阶模态特征值的实部，ε_k为悬停情况下的可接受的k阶模态最小阻尼值，m′为模态数量；其中I₀为直升机所必需的最小自旋目标值，I_b为设计旋翼桨叶结构的自旋惯量值；第二步：求解桨叶优化模型，采用了分级优化策略，利用复形法和改进的可行方向法相结合的组合优化算法，具体如下：（1）给定原有旋翼桨叶设计方案，作为给定的当前设计方案；（2）计算当前设计方案的二维桨叶剖面特性，首先得到当前桨叶剖面的固有特性参数，从而得到桨叶惯量；然后通过求解由哈密尔顿原理建立一维梁的运动方程，得到桨叶固有频率及其振型；最后计算得到桨叶气弹响应和稳定性；（3）计算目标函数、约束条件：首先由桨叶气弹响应计算得到桨根部位的力，然后通过坐标变换得到桨毂载荷，约束条件函数有步骤（2）已得到；（4）采用线性近似方法对目标函数和约束条件进行近似，并求解近似问题，获得优化解；（5）若得到的优化解满足收敛条件，则结束，否则以得到的优化解作为新的设计方案重复（2）～（4）步，直到得到收敛的结果；第三步：输出桨叶设计参数，得到最优的旋翼桨叶结构模型。