[发明专利]共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法

摘要

本发明一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，它有10个步骤：步骤一：质量估算；步骤二：桨叶根部离心力计算；步骤三：确定复合材料桨叶结构型式；步骤四：确定桨叶C型梁剖面面积；步骤五：确定桨叶Z型腹板弦向位置；步骤六：确定桨叶蒙皮厚度；步骤七：确定桨叶后缘条面积；步骤八：调整桨叶弦向重心；步骤九：确定桨尖配重重量；步骤十：循环迭代。该方法抓住了直升机桨叶设计的关键环节，简单易行，科学合理，实践证明，用这套方法设计出的复合材料桨叶，能够满足直升机的使用要求。它为自行设计出符合我国国情的直升机桨叶闯出一条新路。它也可以作为风力发电机桨叶和螺旋桨的内部结构设计的参考。

主权项

1、一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：步骤一：质量估算根据桨叶的外形初步估计出桨叶的质量；这个质量一般是参照大量共轴直升机桨叶质量的统计结果给出的，但也跟直升机总体设计相关，这里给出一个经验公式可以初步估算出桨叶质量：Mjy＝60R×C2其中，Mjy为桨叶质量，单位kg；R为桨叶半径，单位m；C桨叶弦长，单位m；步骤二：桨叶根部离心力计算根据桨叶设计转速和桨叶重心展向位置，即可计算出桨叶根部离心力；这里桨叶的重心展向位置是一个未知数，这又是本方法的特点，按经验就是0.5R，R为桨叶半径；Fi＝Mjy(2πn/60)20.5R＝0.005483MjyRn2其中，Fi为桨叶根部离心力，单位N；n为桨叶设计转速，单位转/分；步骤三：确定复合材料桨叶结构型式目前复合材料桨叶的加工工艺基本已经固定，因此桨叶内部的结构型式也基本确定；桨叶结构由C型梁，Z型腹板、后缘条、蒙皮以及内部填充泡沫组成；复合材料桨叶的梁和后缘条是由无纬玻璃纤维带制造，Z型腹板和蒙皮是由±45°玻璃编织布制造，泡沫一般采用高硬度的聚氨酯泡沫；步骤四：确定桨叶C型梁剖面面积共轴直升机复合材料桨叶的C型梁是由无纬玻璃纤维带制造，它是承受桨叶离心力的主要承力件；根据所选玻璃纤维带的抗拉强度和步骤二算出的桨叶根部离心力，就可以计算出C型梁剖面面积；具体公式如下：Sc＝1.5Fi/σb.c其中，Sc为桨叶C型梁最小剖面面积，单位mm2；σb. c为无纬带抗拉强度，单位MPa；(一般在400-800Mpa)步骤五：确定桨叶Z型腹板弦向位置Z型腹板、C型梁和蒙皮构成构成桨叶的前闭室；Z型腹板、后缘条和蒙皮构成桨叶的后闭室；双闭室结构主要承受桨叶所受的扭矩，前闭室蒙皮厚，后闭室蒙皮薄；按照等强度原则，来确定Z型腹板的弦向位置；一般前闭室蒙皮厚度是后闭室蒙皮厚度的两倍，确定Z型腹板位置使后闭室面积是前闭室两倍；步骤六：确定桨叶蒙皮厚度桨叶蒙皮厚度是由桨叶所受扭矩和桨叶重量决定的，一般翼型的桨叶扭矩都不大，所以蒙皮厚度主要是由重量决定；正如上述所说，一般前闭室蒙皮厚度是后闭室蒙皮厚度两倍，因此只需确定后闭室蒙皮厚度；根据玻璃纤维编织布的结构特点，可以初步选择后缘蒙皮厚度为0.5mm-0.8mm；步骤七：确定桨叶后缘条面积桨叶后缘面积对步骤八桨叶弦向重心影响较大，可以初选一个面积，然后在步骤八中进行调整；该面积有一个最小面积，以满足桨叶后缘应有足够的刚度，一般只需确定后缘条宽度，其面积由翼型后缘形状确定，最小的后缘条宽度一般取弦长的3％；步骤八：调整桨叶弦向重心通过前面七个步骤，初步确定了桨叶内部主要部件的尺寸，其中空隙由泡沫填充；部件的材料已经选定，所以可以知道它们的密度，根据这些数据可以计算桨叶弦向的重心；因为直升机桨叶外形由翼型确定，所以重心计算需要依靠CAD软件进行；可以选择AutoCAD或者Catia软件，按照前面设计的尺寸建造模型，加上材料特性，可以比较容易计算出桨叶剖面重心；通过调整C型梁形状和后缘条面积可以调整桨叶弦向重心，复合材料桨叶剖面设计很难将桨叶弦向重心调整的太靠前，所以我们一般将剖面重心调整到35％弦线处就可以了；步骤九：确定桨尖配重重量一般来说，桨叶沿展向不同位置，其重心的弦向位置是不同的；对于直升机来说，由于桨叶挥舞运动的作用，越靠桨尖产生的影响越大，所以引入有效重心的概念，它其实是桨叶重心弦向位置的一个平均值，只是该平均值采用桨叶重心展向位置进行了加权；桨叶有效重心计算公式为：其中：为桨叶的有效重心弦向相对位置为第i段桨叶重心弦向相对位置Ri为第i段桨叶起始点至桨叶根部距离R为桨叶的长度为了防止颤振发生，需要保证桨叶的有效重心在25％以前，一般在桨尖增加高密度的配重使桨尖重心远小于25％来达到；高密度配重可以选择铅，或者选择更高密度的钨铁合金；由于桨叶剖面形状的限制，配重的剖面面积基本确定，下面介绍如何确定配重长度；在初步计算时，可以把桨叶简单分成两段，靠桨叶根部的一段和靠桨叶尖部的一段；桨叶根部的一段的弦向重心正如步骤八中确定的那样，基本在弦长的35％，桨叶尖部的重心基本在弦长的12％，而最终确定的有效重心一般在弦长的24％；按照上面的公式，可以计算出配重长度约为桨叶长度的28％；步骤十：循环迭代按照前面九个步骤，就可以得到初步的共轴直升机复合材料桨叶结构；有了这个结构，就可以对它进行较仔细的重量计算和强度计算。根据仔细的重量计算，可以得到比步骤一更准确的桨叶重量，然后再重复步骤二到步骤九，同时参考强度计算的结果，可以对一些设计参数进行修正；一般经过两轮的迭代，就可以得到满意的设计结果。