基本介紹
- 中文名：旋翼設計
- 外文名：Rotor design
- 內容：旋翼結構設計與選材
- 目的：增加使用壽命
- 特點：增加比強度、比模量、疲勞性能等
- 一級學科：航空科技
簡介,複合材料槳葉結構及其設計特點,複合材料旋翼結構損傷容限設計特點與要求,
簡介
現代直升機旋翼槳葉一般為複合材料結構。纖維增強樹脂基複合材料與金屬相比，具有優異的比強度、比模量、疲勞性能和緩慢的損傷擴展特性，因此，使用複合材料以後，直升機旋翼槳葉不僅質量輕，而且疲勞壽命可飛行達6 000 h以上，有的甚至是“無限壽命”。
纖維增強樹脂基複合材料剛度可裁剪設計以及不同鋪層的選擇，非常有利於調整旋翼槳葉的質量分布及其揮舞、擺振和扭轉剛度分布，從而達到預定的調頻設計要求。現在，複合材料槳葉結構一般採用閉合壓模壓制固化成型方法製造，能夠很好的保證槳葉幾何外形精度要求，其中包括槳葉扭轉角、表面粗糙度、型面尺寸等，這是金屬槳葉製造工藝很難做到的。
國內直升機旋翼研製經歷了產品引進仿製、型號合作和到自主設計的成長過程。經過幾十年的發展，旋翼自主設計技術日趨成熟，並在逐步趕上世界先進水平。雖然如此，國內的槳葉設計與製造技術還存在著複合材料種類多、國產材料性能較國外存在差異、材料發展方向無自己特色、新型旋翼複合材料和智慧型旋翼研製與研究落後等問題。
複合材料槳葉結構及其設計特點
旋翼槳葉是一種細長的柔性梁，它通過繞槳榖周期性旋轉產生氣動力。槳葉結構上的載荷有旋轉引起的離心力和交變氣動載荷引起的彎矩和扭矩。在這些載荷作用下，槳葉結構會發生變形和振動，並反過來導致氣動力發生改變。因此，槳葉在工作過程中會出現複雜的振動和氣動彈性問題。目前，旋翼槳葉結構設計首先是進行動力學設計，然後進行靜強度校核，最後通過試驗考核設計結果，給出使用壽命。
圖1
槳葉設計還需要保證其具有較小的振動和噪聲水平。槳葉結構沿展向可以分為根部段、翼型段和槳尖段3 個部分。槳尖段主要用來改善旋翼的氣動性能與氣動噪聲，所受的載荷較小，不是主要結構部分。根部段是槳葉與槳轂連線的部位，結構複雜，零組件較多。槳葉所有動載荷和靜載荷都要通過它傳遞到槳轂上，是槳葉結構受力狀態最複雜的部位。目前我國複合材料槳葉接頭形式主要是雙纏繞襯套連線，槳葉根部的兩個金屬襯套通過螺栓或者插銷與槳轂連線，內部有4 股無緯玻璃帶繞過前後緣金屬襯套形成主承力大梁，襯套剖面結構見圖1。
圖2
翼型段是槳葉結構最主要的部分，確定槳葉剖面的構造形式是槳葉結構設計的首要任務。槳葉構造形式基本確定了槳葉的結構和動力學特性及其他設計特性。翼型段的典型剖面形式按照大梁的構造劃分，主要有C形梁，D形梁、多管梁結構等；按照剖面分隔或封閉區間的劃分則有單閉腔、雙閉腔、多閉腔等形式。圖2所示為典型C形梁雙閉腔槳葉剖面構造圖。
翼型段一般由蒙皮、大梁、內腔填塊、後緣條、前緣包鐵等元件構成。大梁是槳葉的主承力部件，一般選用高強度玻璃纖維粗紗沿展向鋪設而成，這種材料具有很高的抗拉強度和很大的許用應變。設計時可以充分利用複合材料的設計剪裁特性，按需要調整大梁的剛度和質量分布，但要避免鋪層產生急劇變化引起應力集中。蒙皮是槳葉結構鋪層設計的難點，因為它既是槳葉維形部件又是重要的承力部件。
蒙皮對槳葉的扭轉剛度和擺振剛度貢獻很大，設計時需要考慮槳葉的動力學特性要求。蒙皮鋪設一般選用織物，最外層多採用緻密平整織物便於形成高質量的槳葉外形，內層蒙皮則根據需要選擇材料和鋪設方案。內腔填塊主要起支撐作用，提供複合材料槳葉內部構件所需的內壓和結構的定位，同時參與貢獻槳葉的扭轉剛度，主要有硬質泡沫和Nomex蜂窩兩類。槳葉後緣條有著不可替代的作用，其設計考慮主要是槳葉的擺振剛度和後緣應力。後緣條可以根據動力學調頻需要設計成不同的材料、形狀和尺寸。
複合材料旋翼結構損傷容限設計特點與要求
與固定翼飛機不同，直升機旋翼槳葉是一根細長且剛度很低的彈性體，其結構複雜。槳葉工作在離心力場中，氣彈耦合非常複雜。直升機旋翼工作的氣動環境複雜，氣流時時變化、處處不同，氣動干擾、失速、壓縮性的影響使氣流環境更加複雜。直升機旋翼運動規律複雜，旋翼槳葉除旋轉、前進外，還有揮舞、擺陣、變距運動以及多種運動之間強烈的耦合。因此，直升機旋翼槳葉長期處於高頻低幅振動疲勞載荷環境。
直升機旋翼結構的損傷容限特點表現為：①容許裂紋或損傷尺寸較小；②小範圍內結構上的載荷變化較大；③載荷形式為高頻低幅。
對於民用直升機，複合材料旋翼損傷容限設計的要求是：①保證結構在給定的載荷譜範圍內使用是安全的，未被檢查出的缺陷、裂紋或其他損傷的擴展造成災難性破壞的機率最小；②保證結構的疲勞強度極限和檢查時間間隔最佳，具有競爭力。
對於軍用直升機，由於需要在作戰環境中使用，除了以上要求外，還有：①保證結構在遭受戰鬥損傷(通常是12.7 mm機槍彈和21mm~23 mm航炮彈的攻擊損傷)情況下有足夠的剩餘強度，即旋翼主結構關鍵件受彈擊損傷後應能承受設計極限載荷而不破壞；②如果損傷是允許的，則損傷擴展的速率應是緩慢的，主結構關鍵件受彈擊損傷後至少仍能飛行30 min。
