基于ABAQUS二次開發的直升機槳根快速建模方法及應力分析

劉俊增 曾玖海

摘 要：隨著新構型直升機技術的發展，對直升機槳葉有限元仿真技術的要求也越來越高。參數化建模仿真方法能夠降低有限元法仿真技術的使用難度，對槳葉快速化、精細化設計具有重要意義。本文基于ABAQUS二次開發方法構建了一種適用于直升機槳葉根部段的快速建模方法，在有限元建模過程中參數化建立材料屬性和接觸屬性，完成直升機復合材料槳葉根部段的快速化仿真分析。利用該方法對某直升機槳根進行應力計算，與常規建模方法相比，快速建模方法有效提高了建模效率，保證了仿真結果的一致性。快速建模方法仿真結果與常規建模方法仿真結果相比應變誤差不超過1%，快速建模方法與試驗結果相比應變誤差不超過10%，常規建模與試驗結果應變誤差不超過91%，驗證了該方法的可靠性。

關鍵詞：直升機； 復合材料槳葉； 二次開發； 快速建模方法； 建模效率

中圖分類號：V215.5 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.05.010

旋翼槳葉是直升機的關鍵動部件，復合材料占比成為槳葉先進性的主要指標之一，先進直升機槳葉基本采用復合材料設計[1]。Z9、貝爾-214、AH-64D等直升機均在槳葉上使用了玻璃纖維復合材料或碳纖維復合材料，以增強槳葉的力學性能[2]。

復合材料的應用降低了槳葉重量（質量），大幅度提升了槳葉飛行壽命，但也給槳葉強度設計帶來了新的困難，主要表現為其結構復雜，易產生應力集中、分層等問題，尤其是直升機槳根，它主要由蒙皮、大梁、填塊、加強肋、填充物等部件組成。其應力分析方法主要包括工程梁算法和有限元法[3]。工程梁算法簡潔高效，能快速進行模型重建和應力分析，但由于工程梁理論具有局限性，其應用范圍受到較大限制。有限元法因其應用范圍廣，可對模型進行精細的分析而獲得青睞。在直升機槳葉參數化建模方面，國外學者Ceil等[4]使用了參數化方法建立了單閉室和雙閉室的剖面結構模型。S. Moffatt等[5]在BERP IV槳葉基礎上使用了參數化方法建立了滿足氣彈剪裁要求的槳葉參數化模型。國內學者楊建靈等[6]為提高槳葉結構設計效率，以C形梁為研究對象提出了基于參數化組件定義的槳葉結構優化設計方法。趙秋華[7]在楊建靈的研究的基礎上進一步討論了槳葉接頭填塊、大梁和后緣條的參數化定義方法。這些方法推進了槳葉設計技術的發展。在直升機槳葉參數化有限元仿真方面的相關研究較少，有許多學者通過ANSYS、ABAQUS、NASTRAN等軟件對復合材料槳葉進行了分析，獲得了精確的槳葉強度仿真結果，但都采用了常規的有限元手動建模方法，建模效率低，不利于迭代設計，且分析結果會因人為因素產生差異[8-11]。

近年來，隨著共軸高速直升機、雙復合推力高速直升機等新構型直升機技術的發展，使用的復合材料占比越來越高，對槳葉有限元仿真技術的要求也越來越高[12-14]。但是在直升機槳葉實際設計過程中，往往需要多次迭代進行有限元建模計算，有限元法因繁瑣的建模過程而在實際工程應用上受到較大限制。參數化建模仿真方法能夠降低有限元法仿真技術的使用難度，提高槳葉迭代計算效率，對槳葉快速化、精細化設計具有重要意義。

為解決常規有限元建模方法耗時長、效率低的問題，本文建立了一種適用于直升機槳葉根段的快速建模方法，該方法基于ABAQUS平臺，利用PYTHON開發接口，實現對槳根模型的快速建模，并對某直升機槳根進行應力分析，驗證了該方法的可靠性。

1 槳根結構

槳根是槳葉結構受力狀態最復雜的部位[3]，槳葉的動載荷和靜載荷通過根段傳遞到槳轂。復合材料槳根典型幾何模型如圖1所示，橫剖面如圖2所示，主要包括大梁、蒙皮、加強肋、泡沫等。

槳根組成部件中，蒙皮由0/90預浸碳布和預浸玻璃布鋪設成形，可以起到定型和傳力作用，對扭轉剛度和擺振剛度貢獻很大。大梁是槳根的主要承力部件，主要使用沿展向的碳纖維/環氧樹脂基與玻璃纖維/環氧樹脂基兩種復合材料。蒙皮和大梁均為有限元仿真過程中的重點關注部件。

填塊和泡沫使用質輕的短切纖維和硬質泡沫，主要起到支撐和固定作用。本文中采用的模型各部件材料見表1。

2 基于二次開發的槳根有限元建模方法

通過編寫內核程序自動執行人工操作過程中重復性任務，可快速實現用戶在前處理階段的仿真建模過程，便于對建模過程進行修改和參數化分析[15-17]。

由于槳根結構復雜，在有限元建模過程中，建立材料屬性和接觸屬性兩個部分操作耗時最長。本文通過總結槳根幾何模型的特性，構建了一種適用于直升機槳根段的快速建模方法，可以自動建立材料屬性和接觸屬性，有效簡化建模步驟，同時可以避免復雜操作過程中產生的建模錯誤。

2.1 自動建立材料屬性

槳根組成部件中，蒙皮由多層復合材料鋪設而成，在有限元模型中多用殼單元來表示，建立其材料屬性最為繁瑣；而在實際工程設計中，蒙皮多用參數化方法來描述，見表2，剖面位置是指沿槳葉展向方向，剖面位置到槳轂中心的距離，扭轉角度是指槳葉全局坐標系到剖面局部坐標系的扭轉角度，扭轉中心是指在弦線上距剖面前緣的距離，一般為0。起點和終點坐標表示鋪層起點與終點距前緣的距離， I、E分別代表上、下翼面，如圖3所示。

內核程序首先對蒙皮參數化數據進行讀取，通過判斷各層的起點及終點坐標位置分析蒙皮是否存在加強布以及加強布與其他鋪層之間的相互關系。在內核程序中定義的常見鋪層類型如圖4所示，其中，圖4（a）為不含加強布的常規鋪層類型，圖4（b）為不含加強布在相同位置鋪層大于等于兩層的類型，圖4（c）～圖4（f）為加強布在相對其他鋪層不同位置的4種類型，圖4（g）為既含有加強布又存在相同位置鋪層大于等于兩層的類型。

內核程序確定蒙皮鋪層類型之后，讀取蒙皮模型的幾何特征，獲取其所有面上的節點坐標，并將每個面沿槳葉展向坐標與弦向坐標值最大的節點作為特征點與該面一一對應。

分析所有特征點的坐標，根據槳葉展向坐標篩選出在目標剖面的特征點，通過槳葉厚度方向坐標區分上下翼面，并根據槳葉弦向坐標排序并編號，上翼面坐標排序示意圖如圖5所示，其中①～⑤代表層1到層5起點坐標，⑥代表前緣坐標。

根據蒙皮鋪層類型確定每一層鋪層的起始點與終止點，并賦予特征點對應幾何面相應的材料屬性，完成蒙皮材料屬性的自動建立，如圖6所示。

槳根各部件除蒙皮外，均為實體單元。內核程序通過讀取表1中各部件與材料的對應關系可直接為其他部件建立材料屬性。

2.2 自動建立接觸屬性

槳根在正常使用時，各部件連接處只有微小的相對位移和變形，因此在有限元建模過程中，采用綁定約束連接各部件接觸面對模型進行簡化。綁定約束要求每個表面只能做一次從面，但手動選擇綁定約束的主從表面操作較為煩瑣，且容易發生過約束錯誤。

為避免以上問題[18-19]，內核程序首先通過用戶界面讀取用戶輸入的部件，為方便理解，各部件一般按照從外側指向內側的順序，如先由剖面上翼面和下翼面指向內側，再從前緣和后緣指向內側。

由于槳根局部結構微小特征較多，為搜索到所有面，內核程序首先為蒙皮劃分尺寸較小的網格，并獲取蒙皮上所有節點[20]。如圖7所示，根據節點坐標利用ABAQUS內置的getClosest函數搜索剩余部件與蒙皮的接觸面，根據模型精細程度設置好容差，將搜索結果作為主面，蒙皮所有表面作為從面，建立綁定約束。

本文中內核程序根據用戶輸入順序依次將蒙皮、大梁、肋、泡沫等部件表面作為從面，搜索結果作為主面，建立TIE約束，完成槳根接觸屬性的建立，其流程如圖8所示。

3 槳根強度分析

使用常規建模方法和本文的快速建模方法完成某型號槳葉根段的建模。將槳根連接處一側固定，在另一側建立參考點與槳根關注區域右側剖面耦合，并在參考點分別施加揮舞力和擺振力，如圖9所示。

圖10和圖11分別為采用快速建模方法和常規建模方法時揮舞應變和擺振應變仿真結果與試驗結果的對比圖，對比分析可知，快速建模方法仿真結果與常規建模方法仿真結果的揮舞和擺振應變誤差不超過1%，快速建模方法仿真仿真結果與試驗結果應變誤差在-10%～8.3%之間。常規建模方法仿真結果與試驗結果應變誤差在-9.1%～9%之間，證明了快速建模方法的可靠性。

4 結論

針對直升機槳葉根段仿真建模繁瑣、耗時長、不利于迭代等問題，本文基于ABAQUS二次開發構建了槳根快速建模方法，可以自動建立槳根有限元模型的材料屬性和接觸屬性，并通過對比某型號直升機槳根的快速建模方法仿真結果、常規方法仿真結果和試驗結果，驗證了該方法的可靠性。

在槳根有限元建模過程中，常規的建模方法在定義材料屬性和接觸屬性時雖然因模型復雜程度用時不同，但多數耗時超過1h，而快速建模方法耗時一般不超過5min。快速建模方法有效解決了在槳根迭代設計過程中有限元建模的效率問題，并通過固定的程序邏輯避免了復雜操作過程中產生的建模誤差，保證了仿真結果的一致性。

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Rapid Modeling Method and Stress Analysis on Helicopter Propeller Root Based on ABAQUS Secondary Development

Liu Junzeng， Zeng Jiuhai

China Helicopter Research and Developent Institute，Tianjin 300300，China

Abstract： In order to improve the modeling efficiency of helicopter composite propeller root and ensure the consistency of simulation results， based on ABAQUS secondary development method， a rapid modeling method for helicopter propeller root segment is constructed in this paper， which can quickly establish material properties and contact properties in the process of finite element modeling. This method is used to calculate the stress of a helicopter propeller root. Compared with the conventional modeling method， the rapid modeling method can improve the modeling efficiency effectively. The strain error of the simulation results of the rapid modeling method is less than 1% compared with the simulation results of the conventional modeling method， and less than 10% compared with the experiment results， which verifies the reliability of the method.

Key Words： helicopter； composite blade； secondary development； rapid modeling method； modeling efficiency