基于雙掠結構的旋翼槳葉載荷研究

崔 蔭，林長亮，王 喆，袁勝弢

（哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，哈爾濱 150066）

旋翼的槳尖區域，既是槳葉的高速區，又是槳葉的氣動敏感區。槳尖形狀的適當修型，可以有效地改進旋翼氣動特性和噪聲。現代直升機的發展趨向于更高的前飛速度和更大的機動性能，以及更低的旋翼噪聲。因此，傳統的矩形槳葉很難滿足現代直升機的性能需求。

隨著旋翼結構設計、制造技術的提高，以及新材料和工藝方法的改進，槳尖構型也在不斷地進化，從第一代的矩形、第二代的簡單尖削加后掠、第三代的曲線尖削加后掠發展到下反式三維槳尖和更多槳尖構型。那么，在槳葉的結構進化設計中，旋翼載荷是進行槳葉設計、旋翼系統強度校核、氣動設計與直升機振動研究、氣彈穩定性研究及操縱品質研究等工作的基礎。對旋翼載荷的預估一直是直升機動力學研究與設計領域的難題。包含非線性結構彈性變形、慣性、非定常氣動力與飛行員操縱輸入等多方面的因素。諸多影響因素并非孤立，相互之間存在復雜的非線性耦合關系，并將引發難以預估的動力學現象。確定旋翼系統載荷是貫穿于直升機設計過程始終的核心任務，對載荷快速的預估，無論是在概念設計階段還是在詳細設計階段都有十分顯著的工程價值，能夠有效地縮短研制周期，減少物理試驗，節約試驗費用，規避潛在設計風險。

法國國家航空航天辦公室和德國航空航天中心通過旋翼氣動噪聲優化項目開發了一種“藍色刀鋒”槳葉，與傳統槳葉相比，該槳葉在結構形式上采用了前掠-后掠設計，應用于H160 直升機。飛行試驗結果表明，“藍色刀鋒”槳葉與傳統旋翼槳葉相比，噪聲平均降低3～4 db，具有非常好的降噪效果。歐美等先進直升機公司也在開展相關的降噪研究，降噪已成為直升機發展趨勢之一。哈飛先進直升機旋翼槳葉設計團隊對這種雙掠式槳葉的氣動性能、噪聲、載荷、動力學和疲勞等方面進行了深入研究，本報告作為其中研究內容之一，開展這種構型下槳葉載荷方面的研究，為項目提供數據支撐。

本文以Z9 型機為應用背景，沿用其星形柔性槳轂、翼型、扭轉分布和槳葉鋪層等，將其槳尖采用前后掠組合構型設計，這種構型可以有效地降低旋翼噪聲，而對旋翼載荷會產生哪些影響，少見于公開發表的文獻。本文對該構型槳葉氣動載荷的影響以及規律進行探索性的研究，其優化過程對于新型旋翼設計具有借鑒和參考意義。

1 旋翼系統描述

Z9 型機主旋翼為直升機提供升力，包括主槳葉、主槳轂（圖1）。主槳葉為多閉腔結構的復合材料槳葉，固定在旋翼槳轂上。槳葉通過和空氣的相對運動，將發動機的機械功率轉化為氣動力，為直升機提供升力。主旋翼轂支撐著旋翼槳葉，其工作原理是用剛性夾板把旋翼槳葉連接到星形件支臂上，提供變距、擺振和揮舞功能。

1.1 變距

主旋翼轂變距工作原理如圖2 所示。

圖2 主旋翼轂變距運動示意圖

1.2 擺振運動

主旋翼轂擺振工作原理如圖3 所示。

圖3 主旋翼轂擺振運動示意圖

1.3 揮舞運動

主旋翼轂揮舞工作原理如圖4 所示。

圖4 主旋翼轂揮舞運動示意圖

1.4 離心力作用

離心力通過夾板傳遞給球形軸承（軸承在壓縮方向是剛性的），再由其將離心力載荷傳遞給星形件，在這里各離心力相互平衡，如圖5 所示。

圖5 主旋翼轂離心力示意圖

2 旋翼載荷仿真分析與優化

2.1 基礎槳葉載荷計算分析

本節介紹旋翼力學建模思路與方法，而不是詳細的理論推導，主要是針對工程設計。直升機旋翼由于集升力面與操縱功能于一體，前飛工作于復雜的不對稱氣動環境中，其旋翼力學建模必須體現幾何、氣動、結構彈性與慣性之間的強耦合及復雜的非線性、非定常氣動特性。本文利用商用軟件CAMRADII，建立旋翼動力學模型，將三維帶預扭的細長結構旋翼槳葉簡化為二維線性剖面特性分析與一維工程梁來處理。旋翼包括槳葉、連接槳葉并隨旋翼軸一起帶動旋轉的槳轂、可改變旋翼槳葉迎角的操縱系統3 部分組成（圖6）。旋翼結構由4 個等間距槳葉組成，結構模型基于梁理論，槳葉結構模型是有各向異性材料。操縱構型包括傾斜器模型（變距搖臂和變距拉桿）。槳葉的剖面特性主要用于描述剖面的線質量分布，揮舞、擺振、扭轉剛度，以及剖面的重心、剛心、拉心和慣性矩等特性，考慮槳葉的揮擺扭耦合運動。另外在槳根，針對旋翼槳轂構型，通過梁元節點描述揮舞鉸、擺振鉸、變距鉸位置以及約束的彈性剛度、阻尼剛度。旋翼氣動力考慮非定常氣動力和自由尾跡模型。

圖6 旋翼力學建模示意圖

按圖6 建立旋翼系統仿真模型，總體參數見表1，用飛行實測數據驗證計算模型（如圖7 和圖8 所示）。

表1 總體參數

圖7 揮舞彎矩計算與實測對比

圖8 擺振彎矩計算與實測對比

對基礎槳葉特征剖面0.7R 位置的計算載荷與飛行實測值進行對比，以驗證本文分析方法的有效性。從計算結果與實驗數據的對比來看，本文的建模仿真方法很好地捕捉到了槳葉振動載荷的特征，并且與實驗數據一致性吻合很好。

2.2 初步雙掠槳葉（I 型）載荷計算分析

2.2.1 槳葉（I 型）結構

槳葉后掠能夠降低槳尖剖面法向入流速度，減弱槳尖區域的壓縮性效應，抑制激波，從而削弱高速脈沖噪聲。后掠槳尖是抑制激波發生的重要方法，著名的“黑鷹”“阿帕奇”等直升機均采用了后掠槳尖形式。后掠槳尖的布局有多種形式，有直線后掠、曲線后掠和前后掠組合等多種形式。

槳葉（I 型）結構（圖9），以Z9 型機為應用背景，沿用其星形柔性槳轂、翼型、扭轉分布與槳葉鋪層等，0.7R 至1.0R 采用前后掠組合構型設計，本小節對比分析了本輪打樣設計槳葉構型的旋翼載荷變化情況。

前后掠布置如下。

前掠位置為0.7R，前掠角為7.7°。

后掠位置為0.95R，后掠角為44.8°。

2.2.2 槳葉（I 型）載荷計算結果

高速前飛狀態是直升機旋翼出現高振動載荷的典型區域。同時，高速條件下的旋翼振動載荷是旋翼設計中關注的重點與難點問題。本文計算狀態選取疲勞譜典型狀態（表2），給出疲勞關注剖面載荷，計算環境為海平面標準大氣。

表2 計算狀態

由于篇幅所限，槳葉揮擺載荷僅展示245 km/h平飛計算結果（圖10、圖11），其他狀態與其趨勢相同。槳葉（I 型）結構對拉桿載荷產生較為不利的影響，4 種疲勞典型飛行狀態下的拉桿載荷計算結果如圖12 所示。

圖10 2 平飛槳葉（I 型）揮舞載荷

圖11 平飛槳葉（I 型）擺振載荷

圖12 拉桿載荷

通過對槳葉（I 型）與Z9 型機槳葉（未掠槳葉）結構方案的載荷計算對比，拉桿載荷較Z9 槳葉明顯增加，約為Z9 拉桿載荷的1.5～1.8 倍。這樣的增幅是旋翼操縱線系所不能接受的。其主要原因為：本輪槳尖方案，槳葉前后掠整體偏向變距軸線前方，造成氣動中心偏離變距軸，帶來扭轉方向的不穩定。建議下一步方案中嘗試槳葉前后掠位置及角度進行調整，使前后掠部分相對于變距軸線趨于對稱分布，拉桿載荷會得到改善。

2.3 優化槳葉（II 型）旋翼載荷分析

2.3.1 前后掠優化

參考2.2 節的優化建議，對槳葉前后掠的徑向站位及角度進行了優化調整，如圖13 所示。1）前掠位置從0.7R 調整為0.8R，前掠角為7.7°。2）后掠位置從0.95R 調整為0.9R，后掠角由44.8°調整為30°。

圖13 槳葉（II 型）結構示意圖

2.3.2 扭轉角優化

槳葉扭轉角度對于旋翼的懸停性能的提升有很大影響，但同時也會影響到槳葉的載荷，進而影響疲勞壽命。本節對槳葉扭轉角度進行了變參數分析，分別對負扭轉10°、11°、12°、13°的槳葉進行載荷對比，分析槳葉扭轉角對載荷的影響。10°、11°、12°、13°槳葉扭轉見表3。

表3 槳葉扭轉角

2.3.3 槳葉（II 型）載荷計算結果

由圖14—圖16 可知，前后掠部分沿變距軸前后的分布會影響槳葉扭轉方向的穩定性，進而影響變距拉桿的載荷。計算結果表明，通過對前后掠站位和角度的優化調整，大大改善了旋翼系統拉桿載荷。同時，大的槳葉扭轉角會提升旋翼性能，但是，在大速度飛行時由前行區旋轉到后行區過程中，過大的負扭轉會產生過大的振動，導致槳葉動應力過大。在滿足旋翼性能的前提下，選取相對小的扭轉角度可有效降低槳葉載荷，提高疲勞壽命。本項目經多專業的綜合考慮，也最終選擇11°的扭轉角度，滿足壽命設計指標。

圖14 平飛槳葉（II 型）揮舞載荷

圖15 平飛槳葉（II 型）擺振載荷

圖16 拉桿載荷

3 結論

本文通過對行業內先進旋翼設計技術的追蹤，以及本項目的研究經歷，探索到前后掠組合的新型構型槳葉載荷規律。需考慮前后掠位置和角度滿足一定的分布規律，可以優化出理想的槳尖布局。通常有效的方式，其一為槳尖前后掠會造成氣動中心偏離變距軸，帶來扭轉方向的不穩定，通過調整前后掠的角度及起始站位，使氣動中心接近變距軸線，進而解決氣動中心偏離帶來的拉桿載荷增加的問題。其二，槳葉負扭轉角可以使槳盤誘導速度分布更為合理，降低前行槳葉壓縮性影響，推遲后行槳葉失速的發生。但過大的負扭轉會產生過大的槳葉載荷，影響槳葉疲勞壽命，需綜合各專業迭代出最優方案。