變轉速剛性旋翼振動載荷分析

袁 翔 王正峰2 熊紹海

（1．航空工業(yè)直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2．中國人民解放軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333002）

0 引言

變轉速剛性旋翼技術[1]對延長直升機飛行時間具有顯著作用。常規(guī)旋翼的額定轉速根據直升機的最大起飛重量、最大飛行高度和最大前飛速度來設計，但在直升機實際飛行過程中往往低于目標設計值，導致實際消耗的功率高于需用功率。變轉速剛性旋翼技術的核心是通過降低旋翼轉速來減小型阻，降低功率損耗[2]，但轉速降低后容易引起旋翼在大總距配平狀態(tài)下失速問題突出[3]，導致振動增大。還有一些學者通過風洞試驗研究了槳葉揮舞彎矩和扭轉彎矩隨方位角和旋翼轉速的變化規(guī)律，發(fā)現降低旋翼轉速后垂向和縱向槳轂載荷會降低。

研究發(fā)現，變轉速剛性旋翼降轉速后，固有頻率和氣動激振力頻率較為接近，因此，需要掌握其振動載荷變化規(guī)律來指導減振設計。

1 建模分析與驗證

1.1 建模方法

結構動力學建模中將槳葉視為彈性梁，被離散為具有15 個自由度的梁單元，基于Hamilton 原理建立槳葉運動和變形之間的關系。在計算動態(tài)失速狀態(tài)的載荷時，采用Leishman-Boddes 非定常氣動力模型，假設導入流沿槳葉半徑線性分布，采用均勻線性入流模型Glauert 入流模型。槳葉剖面結構載荷由外段槳葉的慣性力與氣動力之和沿槳葉展向積分得到，再通過力積分法將載荷點外段載荷累加得到結構載荷。采用風洞配平，主要配平參數包括總距、俯仰角和軸傾角（前傾和側傾）。

1.2 計算模型驗證

對比XH-59A 的計算案例[4]，選取槳葉0.1R、0.2R、0.3R 和0.6R 4 個相對位置處的剖面載荷進行分析。計算過程中選取的前進比為0.25，前飛速度為46.3 m/s，總距操縱角為6.4°，配平時升力系數為0.13876，阻力系數為0.01286，功率系數為0.007045。剖面揮舞彎矩計算結果如圖1 和圖2 所示。

圖1 揮舞一階諧波載荷沿展向變化

圖2 揮舞二階諧波載荷沿展向變化

對圖1 和圖2 所示的結果進行分析可知，其與以XH-59A 為案例的計算值和試驗值相近，基本可以保證計算模型所得到的載荷規(guī)律是準確的。

2 動力學分析與載荷計算

2.1 旋翼設計參數

變轉速剛性旋翼設計時采用四支臂無鉸式旋翼構型，槳葉與槳轂之間采用套筒和螺栓連接，旋翼重量比常規(guī)旋翼要輕，但整體剛度比常規(guī)旋翼高。旋翼設計參數見表1。

表1 旋翼設計參數

圖3 槳根1-3 階載荷Fx 隨前飛速度變化

圖4 槳根1-3 階載荷Fy 隨前飛速度變化

圖5 槳根1-3 階載荷Fz 隨前飛速度變化

圖6 槳根1-3 階載荷Mx 隨前飛速度變化

圖7 槳根1-3 階載荷My 隨前飛速度變化

圖8 槳根1-3 階載荷Mz 隨前飛速度變化

2.2 額定轉速前飛時的槳根載荷

計算時設定直升機起飛重量為3 000 kg，飛行高度為0 km，旋翼額定轉速為350 rpm。槳根前三階諧波載荷隨前飛速度的變化關系如圖3~圖8 所示。其中Fx為弦向力，Fy為徑向力，Fz為垂向力，Mx為揮舞彎矩，My為扭轉彎矩，Mz為擺振彎矩。1）小速度前飛時弦向力Fx、垂向力Fz以及擺振力矩Mz以一階載荷為主，前飛速度超過180 km/h 時以二階載荷為主。2）徑向力Fy在大速度飛行時載荷水平較高，一階和三階載荷水平整體較低。3）揮舞力矩Mx以前二階載荷為主，隨前飛速度的增加而快速增加。4）扭轉力矩My的第一階載荷隨飛行速度的增加而快速增加，且載荷振動水平較高。

2.3 中間轉速前飛時的槳根載荷

中間轉速是長航時直升機飛行時較為經濟的轉速，計算時設定直升機起飛重量為1 200 kg，飛行高度為0 km，旋翼轉速為額定轉速180 rpm。計算結果如圖9~圖14 所示。1）各個方向的載荷均以一階載荷為主，隨著前飛速度的增加而增加，大速度時尤為明顯。2）垂向力Fz和揮舞力矩Mx的一階載荷水平非常高，設計時需要特別關注。

2.4 旋翼槳根載荷隨轉速變化

設定直升機前飛速度為100 km/h，通過計算分析得到旋翼槳根載荷隨旋翼轉速的變化關系如圖15~圖20 所示。 1）弦向力Fx、徑向力Fy和扭轉力矩My在低轉速狀態(tài)下一階載荷水平相對較高，隨轉速增加而快速下降。2）垂向力Fz和揮舞力矩Mx在低轉速狀態(tài)下載荷水平非常高，當旋翼轉速高于245 rpm 時載荷變化趨于平穩(wěn)，且載荷很小。3）擺振力矩Mz主要以一階載荷為主，載荷水平相對其他階次較高。

3 結論

該文研究了不同起飛重量下變轉速剛性旋翼振動載荷隨旋翼轉速和隨前飛速度的變化規(guī)律，為直升機旋翼動力學優(yōu)化和飛行參數選擇提供指導。從減振角度考慮。100%轉速時，直升機前飛速度選擇在180 km/h 左右，載荷水平相對較低。50%轉速時，前飛速度選擇在100 km/h 左右較為合理。

圖9 槳根1-3 階載荷Fx 隨前飛速度變化

圖10 槳根1-3 階載荷Fy 隨前飛速度變化

圖11 槳根1-3 階載荷Fz 隨前飛速度變化

圖12 槳根1-3 階載荷Mx 隨前飛速度變化

圖13 槳根1-3 階載荷My 隨前飛速度變化

圖14 槳根1-3 階Mz 載荷隨前飛速度變化

圖15 槳根諧波載荷Fx 隨旋翼轉速變化

圖16 槳根諧波載荷Fy 隨旋翼轉速變化

圖17 槳根諧波載荷Fz 隨旋翼轉速變化

圖18 槳根諧波載荷Mx 隨旋翼轉速變化

圖19 槳根諧波載荷My 隨旋翼轉速變化

圖20 槳根諧波載荷Mz 隨旋翼轉速變化

中間工作轉速選擇在245 rpm 時，槳根載荷水平相對較低。轉速為210 rpm 可能會引起擺振方向共振，轉速變化過程不宜滯留太久。

大載重、高轉速狀態(tài)前飛時，前飛速度過大容易引起前行槳葉氣流分離現象加劇，導致旋翼振動載荷水平增高。小載重、低轉速狀態(tài)前飛時，前飛速度過大容易引起旋翼后行區(qū)域失速現象加劇，導致振動載荷水平不斷增高。