基于双掠结构的旋翼桨叶载荷研究

崔 荫，林长亮，王 喆，袁胜弢

（哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，哈尔滨 150066）

旋翼的桨尖区域，既是桨叶的高速区，又是桨叶的气动敏感区。桨尖形状的适当修型，可以有效地改进旋翼气动特性和噪声。现代直升机的发展趋向于更高的前飞速度和更大的机动性能，以及更低的旋翼噪声。因此，传统的矩形桨叶很难满足现代直升机的性能需求。

随着旋翼结构设计、制造技术的提高，以及新材料和工艺方法的改进，桨尖构型也在不断地进化，从第一代的矩形、第二代的简单尖削加后掠、第三代的曲线尖削加后掠发展到下反式三维桨尖和更多桨尖构型。那么，在桨叶的结构进化设计中，旋翼载荷是进行桨叶设计、旋翼系统强度校核、气动设计与直升机振动研究、气弹稳定性研究及操纵品质研究等工作的基础。对旋翼载荷的预估一直是直升机动力学研究与设计领域的难题。包含非线性结构弹性变形、惯性、非定常气动力与飞行员操纵输入等多方面的因素。诸多影响因素并非孤立，相互之间存在复杂的非线性耦合关系，并将引发难以预估的动力学现象。确定旋翼系统载荷是贯穿于直升机设计过程始终的核心任务，对载荷快速的预估，无论是在概念设计阶段还是在详细设计阶段都有十分显著的工程价值，能够有效地缩短研制周期，减少物理试验，节约试验费用，规避潜在设计风险。

法国国家航空航天办公室和德国航空航天中心通过旋翼气动噪声优化项目开发了一种“蓝色刀锋”桨叶，与传统桨叶相比，该桨叶在结构形式上采用了前掠-后掠设计，应用于H160 直升机。飞行试验结果表明，“蓝色刀锋”桨叶与传统旋翼桨叶相比，噪声平均降低3～4 db，具有非常好的降噪效果。欧美等先进直升机公司也在开展相关的降噪研究，降噪已成为直升机发展趋势之一。哈飞先进直升机旋翼桨叶设计团队对这种双掠式桨叶的气动性能、噪声、载荷、动力学和疲劳等方面进行了深入研究，本报告作为其中研究内容之一，开展这种构型下桨叶载荷方面的研究，为项目提供数据支撑。

本文以Z9 型机为应用背景，沿用其星形柔性桨毂、翼型、扭转分布和桨叶铺层等，将其桨尖采用前后掠组合构型设计，这种构型可以有效地降低旋翼噪声，而对旋翼载荷会产生哪些影响，少见于公开发表的文献。本文对该构型桨叶气动载荷的影响以及规律进行探索性的研究，其优化过程对于新型旋翼设计具有借鉴和参考意义。

1 旋翼系统描述

Z9 型机主旋翼为直升机提供升力，包括主桨叶、主桨毂（图1）。主桨叶为多闭腔结构的复合材料桨叶，固定在旋翼桨毂上。桨叶通过和空气的相对运动，将发动机的机械功率转化为气动力，为直升机提供升力。主旋翼毂支撑着旋翼桨叶，其工作原理是用刚性夹板把旋翼桨叶连接到星形件支臂上，提供变距、摆振和挥舞功能。

1.1 变距

主旋翼毂变距工作原理如图2 所示。

图2 主旋翼毂变距运动示意图

1.2 摆振运动

主旋翼毂摆振工作原理如图3 所示。

图3 主旋翼毂摆振运动示意图

1.3 挥舞运动

主旋翼毂挥舞工作原理如图4 所示。

图4 主旋翼毂挥舞运动示意图

1.4 离心力作用

离心力通过夹板传递给球形轴承（轴承在压缩方向是刚性的），再由其将离心力载荷传递给星形件，在这里各离心力相互平衡，如图5 所示。

图5 主旋翼毂离心力示意图

2 旋翼载荷仿真分析与优化

2.1 基础桨叶载荷计算分析

本节介绍旋翼力学建模思路与方法，而不是详细的理论推导，主要是针对工程设计。直升机旋翼由于集升力面与操纵功能于一体，前飞工作于复杂的不对称气动环境中，其旋翼力学建模必须体现几何、气动、结构弹性与惯性之间的强耦合及复杂的非线性、非定常气动特性。本文利用商用软件CAMRADII，建立旋翼动力学模型，将三维带预扭的细长结构旋翼桨叶简化为二维线性剖面特性分析与一维工程梁来处理。旋翼包括桨叶、连接桨叶并随旋翼轴一起带动旋转的桨毂、可改变旋翼桨叶迎角的操纵系统3 部分组成（图6）。旋翼结构由4 个等间距桨叶组成，结构模型基于梁理论，桨叶结构模型是有各向异性材料。操纵构型包括倾斜器模型（变距摇臂和变距拉杆）。桨叶的剖面特性主要用于描述剖面的线质量分布，挥舞、摆振、扭转刚度，以及剖面的重心、刚心、拉心和惯性矩等特性，考虑桨叶的挥摆扭耦合运动。另外在桨根，针对旋翼桨毂构型，通过梁元节点描述挥舞铰、摆振铰、变距铰位置以及约束的弹性刚度、阻尼刚度。旋翼气动力考虑非定常气动力和自由尾迹模型。

图6 旋翼力学建模示意图

按图6 建立旋翼系统仿真模型，总体参数见表1，用飞行实测数据验证计算模型（如图7 和图8 所示）。

表1 总体参数

图7 挥舞弯矩计算与实测对比

图8 摆振弯矩计算与实测对比

对基础桨叶特征剖面0.7R 位置的计算载荷与飞行实测值进行对比，以验证本文分析方法的有效性。从计算结果与实验数据的对比来看，本文的建模仿真方法很好地捕捉到了桨叶振动载荷的特征，并且与实验数据一致性吻合很好。

2.2 初步双掠桨叶（I 型）载荷计算分析

2.2.1 桨叶（I 型）结构

桨叶后掠能够降低桨尖剖面法向入流速度，减弱桨尖区域的压缩性效应，抑制激波，从而削弱高速脉冲噪声。后掠桨尖是抑制激波发生的重要方法，著名的“黑鹰”“阿帕奇”等直升机均采用了后掠桨尖形式。后掠桨尖的布局有多种形式，有直线后掠、曲线后掠和前后掠组合等多种形式。

桨叶（I 型）结构（图9），以Z9 型机为应用背景，沿用其星形柔性桨毂、翼型、扭转分布与桨叶铺层等，0.7R 至1.0R 采用前后掠组合构型设计，本小节对比分析了本轮打样设计桨叶构型的旋翼载荷变化情况。

前后掠布置如下。

前掠位置为0.7R，前掠角为7.7°。

后掠位置为0.95R，后掠角为44.8°。

2.2.2 桨叶（I 型）载荷计算结果

高速前飞状态是直升机旋翼出现高振动载荷的典型区域。同时，高速条件下的旋翼振动载荷是旋翼设计中关注的重点与难点问题。本文计算状态选取疲劳谱典型状态（表2），给出疲劳关注剖面载荷，计算环境为海平面标准大气。

表2 计算状态

由于篇幅所限，桨叶挥摆载荷仅展示245 km/h平飞计算结果（图10、图11），其他状态与其趋势相同。桨叶（I 型）结构对拉杆载荷产生较为不利的影响，4 种疲劳典型飞行状态下的拉杆载荷计算结果如图12 所示。

图10 2 平飞桨叶（I 型）挥舞载荷

图11 平飞桨叶（I 型）摆振载荷

图12 拉杆载荷

通过对桨叶（I 型）与Z9 型机桨叶（未掠桨叶）结构方案的载荷计算对比，拉杆载荷较Z9 桨叶明显增加，约为Z9 拉杆载荷的1.5～1.8 倍。这样的增幅是旋翼操纵线系所不能接受的。其主要原因为：本轮桨尖方案，桨叶前后掠整体偏向变距轴线前方，造成气动中心偏离变距轴，带来扭转方向的不稳定。建议下一步方案中尝试桨叶前后掠位置及角度进行调整，使前后掠部分相对于变距轴线趋于对称分布，拉杆载荷会得到改善。

2.3 优化桨叶（II 型）旋翼载荷分析

2.3.1 前后掠优化

参考2.2 节的优化建议，对桨叶前后掠的径向站位及角度进行了优化调整，如图13 所示。1）前掠位置从0.7R 调整为0.8R，前掠角为7.7°。2）后掠位置从0.95R 调整为0.9R，后掠角由44.8°调整为30°。

图13 桨叶（II 型）结构示意图

2.3.2 扭转角优化

桨叶扭转角度对于旋翼的悬停性能的提升有很大影响，但同时也会影响到桨叶的载荷，进而影响疲劳寿命。本节对桨叶扭转角度进行了变参数分析，分别对负扭转10°、11°、12°、13°的桨叶进行载荷对比，分析桨叶扭转角对载荷的影响。10°、11°、12°、13°桨叶扭转见表3。

表3 桨叶扭转角

2.3.3 桨叶（II 型）载荷计算结果

由图14—图16 可知，前后掠部分沿变距轴前后的分布会影响桨叶扭转方向的稳定性，进而影响变距拉杆的载荷。计算结果表明，通过对前后掠站位和角度的优化调整，大大改善了旋翼系统拉杆载荷。同时，大的桨叶扭转角会提升旋翼性能，但是，在大速度飞行时由前行区旋转到后行区过程中，过大的负扭转会产生过大的振动，导致桨叶动应力过大。在满足旋翼性能的前提下，选取相对小的扭转角度可有效降低桨叶载荷，提高疲劳寿命。本项目经多专业的综合考虑，也最终选择11°的扭转角度，满足寿命设计指标。

图14 平飞桨叶（II 型）挥舞载荷

图15 平飞桨叶（II 型）摆振载荷

图16 拉杆载荷

3 结论

本文通过对行业内先进旋翼设计技术的追踪，以及本项目的研究经历，探索到前后掠组合的新型构型桨叶载荷规律。需考虑前后掠位置和角度满足一定的分布规律，可以优化出理想的桨尖布局。通常有效的方式，其一为桨尖前后掠会造成气动中心偏离变距轴，带来扭转方向的不稳定，通过调整前后掠的角度及起始站位，使气动中心接近变距轴线，进而解决气动中心偏离带来的拉杆载荷增加的问题。其二，桨叶负扭转角可以使桨盘诱导速度分布更为合理，降低前行桨叶压缩性影响，推迟后行桨叶失速的发生。但过大的负扭转会产生过大的桨叶载荷，影响桨叶疲劳寿命，需综合各专业迭代出最优方案。