复合材料旋翼桨叶几何精确非线性力学建模与气弹响应

发布时间：2020-10-11 03:55

　　 复合材料桨叶可显著改善旋翼的气弹稳定性、振动特性和气动效率,已在直升机上得到广泛应用。现有的复合材料桨叶气弹分析都基于中等变形梁理论,采用忽略高阶项的量级分析。但实际的复合材料桨叶会产生大变形。因此,研究复合材料桨叶大变形气弹建模及分析方法具有十分重要的意义和工程价值。本文基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,对复合材料桨叶进行几何精确非线性力学建模,将所建的结构模型与非定常气动模型相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,将改进的变分渐近梁剖面分析和Hodges混合变分形式的几何精确非线性梁运动方程组合,对复合材料梁进行几何精确非线性力学建模。目前国际上使用的变分渐近梁剖面分析采用扰动方法将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能。该方法忽略了二次渐近精确应变能中的高阶项,并将直梁的二次渐近精确应变能对应的剖面刚度矩阵与广义Timoshenko应变能对应的剖面刚度矩阵之间的关系式扩展用于带初始扭转和曲率的梁。有研究表明,以上简化对某些梁结构影响较大,并不成立。因此,本文在将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能的过程中,舍弃以上简化,求解二次渐近精确应变能和广义Timoshenko应变能组成的精确非线性方程组。以薄壁复合材料盒型梁为研究对象,通过实验和计算结果的对比,验证了本文力学建模方法的准确性,验证了本文力学建模方法可用于复合材料梁的大变形分析。研究表明:对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/剪切和扭转/弯曲这两种弹性耦合,反对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/扭转和剪切/弯曲这两种弹性耦合,且变形越大几何非线性越明显。采用改进的几何精确非线性梁结构建模方法对弹性耦合复合材料桨叶进行静力响应和动力特性分析,将计算结果与实验结果进行对比,验证了将本文改进的梁结构建模方法用于复合材料桨叶结构分析的准确性,并研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶静力响应和动力特性的影响。研究表明:可以通过改变桨叶大梁的铺层分布及不同弹性耦合沿桨叶展向的分布这两种方式来设计复合材料桨叶,使桨叶具有不同的弹性耦合。剖面翘曲对复合材料桨叶的静变形和固有频率有显著影响,不可忽略。横向剪切变形对复合材料桨叶静变形和固有频率的影响与桨叶长度/弦长比有关。当桨叶长度/弦长比大到一定数值时,横向剪切变形对静变形和低阶固有频率的影响可忽略不计。当需要精确计算复合材料桨叶的高阶固有频率时,应采用6×6全耦合刚度矩阵。将Peters有限状态气动载荷理论、改进的ONERA动态失速模型和Peters-He三维有限状态动态入流理论结合,建立了适用于可变翼型桨叶的气动建模方法。根据可变翼型构型,对ONERA动态失速模型作了以下改进,使其适用于可变翼型桨叶动态失速附加气动载荷的计算:采用可变翼型的静态损失作为动态失速微分方程的激励,且可变翼型的静态损失曲线由未变形翼型的静态损失曲线平移得到;动态失速微分方程的系数计入可变翼型形状变化的影响。同时,计算二维翼型动态失速情况下的气动载荷时,将动态失速引起的环量加入二维动态入流理论。采用建立的气动载荷计算模型,计算了后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型不做变距运动、未变形翼型在动态失速、后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型做变距运动三种情况下的气动载荷,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文气动载荷计算方法的准确性。将本文改进的结构建模方法和气动建模方法相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。采用总体坐标系下的复合材料桨叶几何精确非线性运动方程计算桨叶在气动载荷作用下的气弹响应。采用本文的气弹建模和气弹响应求解方法,各桨叶剖面的力和力矩作为方程未知量直接求出,不需要使用传统的力积分法或模态叠加法进行求解。采用建立的气弹建模和气弹响应求解方法,计算了复合材料桨叶悬停状态下的气弹响应,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文建立的气弹建模和气弹响应分析方法的准确性。研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响。研究表明:本文计算的诱导速度在桨尖附近出现突增,使得桨尖附近的升力和阻力突降,与实际分布相符。剖面翘曲和横向剪切变形对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响与桨根形式有关,对无铰式桨叶影响较大,对铰接式桨叶影响较小。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V211.47
【部分图文】：

桨叶周围的流场十分复杂，如图1.1。高速前飞时，部分前行桨叶处于跨音速的流场中，使得桨尖处形成激波。后行桨叶处，前飞速度与桨叶旋转速度反向，使得后行桨叶内侧处于反流区。同时，为了克服气流速度分布不均匀引起的升力不平衡，后行桨叶较前行桨叶处于大迎角状态，存在动态失速的可能。低速前飞时，桨尖压力的突降使得桨叶有强烈的桨尖涡溢出，严重影响后继桨叶周围的流场分布，带来显著的桨涡干扰问题。此外，旋翼和机身及旋翼和平尾、尾桨之间的干扰，也对桨叶周围的流场分布有影响。因此，旋翼桨叶气动模型的建立十分复杂，需根据具体的飞行状态及计算精度需求，包括非定常、非均匀入流分布、反流区及动态失速等效应。目前，从简单的升力线模型到复杂的基于 CFD 的模型已有多种气动模型用于旋翼桨叶气动载荷的计算。为了考虑旋翼复杂的尾迹效应，也有动态入流、预定尾迹及自由尾迹等模型用于计算尾迹引起的诱导速度对桨叶周围流场的影响。图 1.1 直升机三维非定常气动环境直升机旋翼桨叶结构模型的建立，与桨叶采用的材料密切相关。最初，直升机旋翼桨叶多采用各向同性的金属材料，其公认的结构模型是基于中等变形梁理论，采用单轴应力及Bernoulli-Euler 假设的 Hodges-Dowell 模型[1]。之后，随着复合材料技术的发展及其与金属相比具有较高的强度和刚度、较强的抗腐蚀性及较好的损伤容限和疲劳特性，复合材料代替金属材料被广泛用于直升机旋翼桨叶结构设计。例如，西科斯基 S-92 及 UH-60M 直升机的旋翼桨叶大梁就采用了复合材料。与金属材料桨叶不同，复合材料桨叶的结构模型除应考虑

(a) 复合材料桨叶剖面 (b) 简化的单腔薄壁盒型梁剖图 1.3 Hong 和 Chopra 的简化复合材料桨叶剖面mith 和 Chopra[4]将与扭转有关的面外翘曲、横向剪切变形及二维面内弹性这三添加到 Hong 和 Chopra 的结构模型[2]对其进行了改进，并将改进的模型加入RC 计算程序。采用此改进的结构模型、准定常薄翼理论和 Leishman-Beddoes

(a) 单腔 (b) 双腔图 1.4 Yuan 和 Friedmann 的简化复合材料桨叶 Chopra[18]建立了改进的翘曲模型来研究复合材料无轴承旋翼的合材料无轴承旋翼结构模型如图 1.5 所示，将柔性梁建模为复合构分析包括扭转引起的面外翘曲和翘曲的边界效应。面外翘曲模
【参考文献】

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本文编号：2836024