直升机旋翼复合材料拉扭条结构设计

熊宏锦，李燕秀

(1.海装驻南昌地区军事代表室，江西 南昌 330000，2.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

旋翼在工作过程中，桨叶会产生很大的离心力。拉扭条是传递离心力的零件，可以承受来自桨叶的绝大部分离心力，从而大大改善桨毂轴向铰的受力情况。目前国内通过买进生产线，有较为成熟的直-9涵道尾桨复合材料拉扭条制造经验，同时还有AC311金属尾桨拉扭条的研制经验，但是尚未开展旋翼上的复合材料拉扭条的研究。

国外的贝尔、Lord和Airwolf公司对于拉扭条的研制已有几十年。贝尔和Lord公司开发了一种新的金属合金丝(镍钴铬钼合金)代替304不锈钢，该合金丝可以耐海水和潮湿环境腐蚀。Airwolf公司的拉扭条中间为碳纤维，周围为玻璃纤维，金属衬套完全覆盖大梁，破坏模式为金属衬套附近的大梁断裂。空直公司生产的EC145涵道尾桨采用了碳纤维增强桨叶和集成拉扭条，该拉扭条只有一个接头，其宽度小于接头宽度，采用4层铺层结构。

金属拉扭条重量大，效率低，需要进行轻量化设计。本文基于此设计需求，选用成熟复合材料，结合拉扭条接口、材料性能及载荷工况，提出了一种直升机旋翼复合材料拉扭条结构设计方法，且利用有限元方法进行力学仿真。仿真结果与静力试验结果吻合较好，验证了该设计方法的可行性。

1 设计要求

直升机零部件设计的主要任务是选择部件的结构形式，布置结构的主要构件，确定主要构件的材料、尺寸参数等。航空结构设计一般要考虑以下几个方面：强度、刚度要求，最小重量要求，空气动力的要求，工艺性要求。拉扭条外面布置有用于操纵的轴套，因此拉扭条外形不属于气动面，不需要考虑空气动力要求，主要设计要求如下：

1) 接口要求：接口参数见表1；

表1 拉扭条接口参数表

2) 寿命要求：500 Fh；

3) 强度、刚度要求：在拉扭条承受300000 N离心力，两端面最大相对扭转角21.8°时，拉扭条各个零件的应力、应变在材料许用范围内；

4) 最小重量要求：除了连接区采用金属衬套，其余区域均采用复合材料，比全部为金属材料的拉扭条减重约70%；

5) 工艺性要求：拉扭条的制造工艺应当尽量简单可行。

2 复材拉扭条结构设计

2.1 结构形式选择

拉扭条的结构形式有两种：一种是拉扭条作为一个独立的零件，两端各一个接口与其他零件连接；一种是拉扭条与桨叶一体化设计，根部一个衬套与其他零件连接，端部与桨叶一体成型。

为了实现轻量化设计，综合考虑接口、拉扭条扭转刚度、几何尺寸以及径向承载能力等多方面因素，同时考虑到制造工艺，本文选择采用第一种，并选择与贝尔公司相类似的拉扭条结构形式(即开槽拉扭片迭层结构形式)作为参考进行结构设计，如图1所示。

图1 复材拉扭条结构示意图

2.2 主要零部件的确定

拉扭条按照功能分区可以分为连接区和扭转变形区。连接区的主要功能是实现拉扭条与其他零件的连接；扭转变形区的主要功能是承担离心力的同时实现扭转变形。金属销子通过连接区将离心力和扭矩传递至扭转变形区。连接区与金属销子配合的零件选择腰鼓形金属衬套比较合适：一方面金属销子和金属衬套力学性能、物理性能相当，是连接件设计的一般做法；另一方面腰鼓形的衬套设计可以防止金属衬套脱出拉扭条本体。

综上所述，组成复材拉扭条的主要构件有：腰鼓形金属衬套、缠绕预浸玻璃大梁带形成的几个拉扭条小件、接头填块和拉扭条小件之间的层间垫布，如图2和图3所示。

图2 拉扭条结构示意图一

图3 拉扭条结构示意图二

2.3 材料选择

扭转变形区应尽量选择拉伸强度大、扭转刚度小的材料。结合材料力学性能(如图4)，玻璃纤维预浸带是扭转变形区的理想材料。玻璃纤维预浸带采用类似金属合金丝缠绕的方式进行缠绕，与金属合金丝不同的是玻璃纤维预浸带是复合材料，是由增强纤维和基体组成的。基体与增强纤维作为整体变形协调，需要采用类似EC145涵道尾桨复合材料拉扭条的分层设计来降低拉扭条的扭转刚度，进而满足强度、刚度要求。拉扭条由几个拉扭条小件组装而成，与金属叠片式拉扭条由很多金属叠片组装而成相类似；不同的是金属叠片可以做到很薄，而复合材料拉扭条小件采用缠绕后模压成型，越薄工艺性越差。玻璃纤维预浸带绕着两端的衬套进行缠绕，大梁与衬套的粘接面仅有一半，载荷传递效率不高，故设计一个接头填块来粘接衬套和大梁带。玻璃纤维预浸带缠绕体各层之间设计垫布，防止两层拉扭条之间的磨损。

图4 拉扭条采用材料力学性能

2.4 拉扭条结构尺寸和受力分析

拉扭条的功能主要是承担从桨叶传递过来的所有离心力，同时通过自身的变形实现桨叶的变距。拉扭条主要承受静态的离心力和静态+动态的扭转载荷。将拉扭条结构进行分段设计，分为中间的扭转变形段和两边的约束，如图5所示。

图5 拉扭条分区

对于复材拉扭条设计，两边的约束主要由接口条件确定，设计过程中可以通过调整连接螺栓的拧紧力矩等方法进行调整，使得拉扭条在典型工作状态下应力分布最优。

进行扭转变形段设计参数影响分析时，将两端简化为刚性约束，假设拉扭条是由三层拉扭条小件组成，故扭转变形段是六个矩形。根据接口尺寸，预先设定了扭转变形段的尺寸，如图6所示。

图6 拉扭条扭转变形段截面示意图

由于拉扭条典型工况扭转角有21.8°，属于大变形，理论计算其应力分布有一定难度，采用有限元进行分析。

在设定的拉扭条参数的基础上，对结构参数进行调整，采用有限元对不同截面参数在典型工况(30 t离心力，21.8°扭角)下进行分析，具体计算结果见表2。

表2 不同截面形状参数有限元计算结果

由表2可知：

1) 大梁带截面积不变时，层数越多，翘曲引起的正应力和切应力越小；

2) 仅仅改变总宽度和总高度时，正应力和切应力随着总宽度和总高度的减小而减小；

3) 较大幅度地减小总宽度时，翘曲引起的正应力也将随之大幅度减小。

综上所述，在大梁截面积一定的情况下，多层结构翘曲产生的正应力更小，大梁带截面积尽量小，总宽度和总高度尽量小，有利于减小扭转翘曲引起的正应力和剪应力，故复材拉扭条结构尺寸设计结果如下：

1)考虑到工艺可行性及接口尺寸要求，拉扭条选择由三层拉扭条小件组成；

2)总宽度受制于衬套的外径，由拉扭条接口要求可知，衬套孔内径为30 mm，对衬套进行强度设计，衬套外径为38 mm时可以满足要求；

3)由表2可知，在衬套外径38 mm、三层拉扭条小件组成的情况下，大梁带截面尺寸为12 mm*9.4 mm时，应力最小，故大梁带截面尺寸设定为12 mm*9.4 mm。

根据以上设计结果，最终设计好的复材拉扭条重1.9 kg，同尺寸的金属拉扭条重量为5.6 kg，减重约200%，效果显著。

3 拉扭条有限元分析

对第三节设计的复材拉扭条进行有限元建模，如图7所示。对一侧衬套位置施加完全固定约束，另一侧衬套施加载荷，可以模拟拉扭条拉伸和扭转情况。所有零件都采用C3D8R网格进行单元划分，采用离散坐标系，自定义法向轴和主轴。对于各项异性材料，准确地定义其材料方向是进行有限元分析的前提。

图7 复材拉扭条有限元建模

扭条所承受的试验载荷为30 t的离心力与21.8°的扭转。图8为拉扭条在该工况下的应力分布图。在A型垫布截止、环型垫布截止的位置有应力集中，是正应力最大的位置。非圆杆在扭转的时候，其横截面在杆变形后将发生翘曲而不再保持平面。杆的两端受到约束不能自由翘曲时，称为约束扭转。其相邻横截面的翘曲程度不同，将在横截面上引起附加的正应力。非自由扭转的翘曲引起垫布结束位置的正应力集中，最大正应力为437 MPa。结果如图8所示。

图8 S11云图

纤维拉伸方向应力分布如图9所示，剪应力在衬套两边有应力集中，大梁上的最大剪应力：S12为89 MPa，S13为65 MPa。

图9 (a) S12云图，(b) S13云图

4 拉扭条试验对比分析

4.1 试验件安装及试验载荷

为验证有限元仿真模型的正确性，进行了复材拉扭条静力试验。

为了模拟真实的拉扭条安装、边界和受载情况，试验需在能满足试验件安装和加载要求的专用试验台上进行。拉扭条静力试验安装和加载方式如图10所示，靠近旋翼桨毂中心端固定，另一端则施加扭角和离心力。试验载荷与有限元仿真分析中的工况相同。

图10 拉扭条组件静力试验加载示意图

4.2 试验件贴片

拉扭条组件贴片位置及编号如图11所示，图中长度单位为mm。其中，距旋翼桨毂中心58 mm、180 mm和302 mm位置处贴26个单片；距旋翼桨毂中心102 mm位置处贴2组扭矩片。

图11 拉扭组件贴片位置及编号

4.3 试验结果及分析

按每级10%极限载荷的增量逐级加载离心力至300000 N，然后按每级1°的增量逐级加载扭角至21.8°。将试验结果与仿真结果进行对比，结果如表3所示。

表3 试验结果与仿真结果对比

总体来看，除个别点外，有限元仿真与试验结果十分接近，趋势完全一致。造成误差的原因主要在于：多数误差较大的点的贴片处于应力突变位置，贴片位置的微小误差会导致很大的结果差别。

综上所述，仿真结果可信，可作为后期拉扭条受力分析及结构设计的依据。

5 结论

本文提出了一种直升机旋翼复合材料拉扭条结构设计方法。采用该方法设计了一个基于强度刚度、接口等要求的复合材料拉扭条。通过对该拉扭条进行有限元建模及分析，结果满足强度和刚度要求，且得到拉扭条的受力特性。经静力试验验证，试验结果与有限元分析结果基本吻合，进而验证了该旋翼复材拉扭条结构设计方法的可行性。