發(fā)布時(shí)間：2020-10-11 03:55

　　 復(fù)合材料槳葉可顯著改善旋翼的氣彈穩(wěn)定性、振動(dòng)特性和氣動(dòng)效率,已在直升機(jī)上得到廣泛應(yīng)用�，F(xiàn)有的復(fù)合材料槳葉氣彈分析都基于中等變形梁理論,采用忽略高階項(xiàng)的量級(jí)分析。但實(shí)際的復(fù)合材料槳葉會(huì)產(chǎn)生大變形。因此,研究復(fù)合材料槳葉大變形氣彈建模及分析方法具有十分重要的意義和工程價(jià)值。本文基于Hodges等人的幾何精確非線性梁理論,對(duì)復(fù)合材料槳葉進(jìn)行幾何精確非線性力學(xué)建模,將所建的結(jié)構(gòu)模型與非定常氣動(dòng)模型相結(jié)合,建立了精確而有效的懸停狀態(tài)下復(fù)合材料槳葉氣彈建模和氣彈響應(yīng)分析方法�；贖odges等人的幾何精確非線性梁理論,將改進(jìn)的變分漸近梁剖面分析和Hodges混合變分形式的幾何精確非線性梁運(yùn)動(dòng)方程組合,對(duì)復(fù)合材料梁進(jìn)行幾何精確非線性力學(xué)建模。目前國(guó)際上使用的變分漸近梁剖面分析采用擾動(dòng)方法將二次漸近精確應(yīng)變能轉(zhuǎn)化為廣義Timoshenko應(yīng)變能。該方法忽略了二次漸近精確應(yīng)變能中的高階項(xiàng),并將直梁的二次漸近精確應(yīng)變能對(duì)應(yīng)的剖面剛度矩陣與廣義Timoshenko應(yīng)變能對(duì)應(yīng)的剖面剛度矩陣之間的關(guān)系式擴(kuò)展用于帶初始扭轉(zhuǎn)和曲率的梁。有研究表明,以上簡(jiǎn)化對(duì)某些梁結(jié)構(gòu)影響較大,并不成立。因此,本文在將二次漸近精確應(yīng)變能轉(zhuǎn)化為廣義Timoshenko應(yīng)變能的過程中,舍棄以上簡(jiǎn)化,求解二次漸近精確應(yīng)變能和廣義Timoshenko應(yīng)變能組成的精確非線性方程組。以薄壁復(fù)合材料盒型梁為研究對(duì)象,通過實(shí)驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果的對(duì)比,驗(yàn)證了本文力學(xué)建模方法的準(zhǔn)確性,驗(yàn)證了本文力學(xué)建模方法可用于復(fù)合材料梁的大變形分析。研究表明:對(duì)稱鋪層薄壁盒型梁有拉伸/剪切和扭轉(zhuǎn)/彎曲這兩種彈性耦合,反對(duì)稱鋪層薄壁盒型梁有拉伸/扭轉(zhuǎn)和剪切/彎曲這兩種彈性耦合,且變形越大幾何非線性越明顯。采用改進(jìn)的幾何精確非線性梁結(jié)構(gòu)建模方法對(duì)彈性耦合復(fù)合材料槳葉進(jìn)行靜力響應(yīng)和動(dòng)力特性分析,將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了將本文改進(jìn)的梁結(jié)構(gòu)建模方法用于復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)分析的準(zhǔn)確性,并研究了剖面翹曲和橫向剪切變形這兩種非經(jīng)典效應(yīng)對(duì)復(fù)合材料槳葉靜力響應(yīng)和動(dòng)力特性的影響。研究表明:可以通過改變槳葉大梁的鋪層分布及不同彈性耦合沿槳葉展向的分布這兩種方式來設(shè)計(jì)復(fù)合材料槳葉,使槳葉具有不同的彈性耦合。剖面翹曲對(duì)復(fù)合材料槳葉的靜變形和固有頻率有顯著影響,不可忽略。橫向剪切變形對(duì)復(fù)合材料槳葉靜變形和固有頻率的影響與槳葉長(zhǎng)度/弦長(zhǎng)比有關(guān)。當(dāng)槳葉長(zhǎng)度/弦長(zhǎng)比大到一定數(shù)值時(shí),橫向剪切變形對(duì)靜變形和低階固有頻率的影響可忽略不計(jì)。當(dāng)需要精確計(jì)算復(fù)合材料槳葉的高階固有頻率時(shí),應(yīng)采用6×6全耦合剛度矩陣。將Peters有限狀態(tài)氣動(dòng)載荷理論、改進(jìn)的ONERA動(dòng)態(tài)失速模型和Peters-He三維有限狀態(tài)動(dòng)態(tài)入流理論結(jié)合,建立了適用于可變翼型槳葉的氣動(dòng)建模方法。根據(jù)可變翼型構(gòu)型,對(duì)ONERA動(dòng)態(tài)失速模型作了以下改進(jìn),使其適用于可變翼型槳葉動(dòng)態(tài)失速附加氣動(dòng)載荷的計(jì)算:采用可變翼型的靜態(tài)損失作為動(dòng)態(tài)失速微分方程的激勵(lì),且可變翼型的靜態(tài)損失曲線由未變形翼型的靜態(tài)損失曲線平移得到;動(dòng)態(tài)失速微分方程的系數(shù)計(jì)入可變翼型形狀變化的影響。同時(shí),計(jì)算二維翼型動(dòng)態(tài)失速情況下的氣動(dòng)載荷時(shí),將動(dòng)態(tài)失速引起的環(huán)量加入二維動(dòng)態(tài)入流理論。采用建立的氣動(dòng)載荷計(jì)算模型,計(jì)算了后緣小翼做簡(jiǎn)諧偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的可變翼型在翼型不做變距運(yùn)動(dòng)、未變形翼型在動(dòng)態(tài)失速、后緣小翼做簡(jiǎn)諧偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的可變翼型在翼型做變距運(yùn)動(dòng)三種情況下的氣動(dòng)載荷,并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了本文氣動(dòng)載荷計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。將本文改進(jìn)的結(jié)構(gòu)建模方法和氣動(dòng)建模方法相結(jié)合,建立了精確而有效的懸停狀態(tài)下復(fù)合材料槳葉氣彈建模和氣彈響應(yīng)分析方法。采用總體坐標(biāo)系下的復(fù)合材料槳葉幾何精確非線性運(yùn)動(dòng)方程計(jì)算槳葉在氣動(dòng)載荷作用下的氣彈響應(yīng)。采用本文的氣彈建模和氣彈響應(yīng)求解方法,各槳葉剖面的力和力矩作為方程未知量直接求出,不需要使用傳統(tǒng)的力積分法或模態(tài)疊加法進(jìn)行求解。采用建立的氣彈建模和氣彈響應(yīng)求解方法,計(jì)算了復(fù)合材料槳葉懸停狀態(tài)下的氣彈響應(yīng),并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了本文建立的氣彈建模和氣彈響應(yīng)分析方法的準(zhǔn)確性。研究了剖面翹曲和橫向剪切變形這兩種非經(jīng)典效應(yīng)對(duì)復(fù)合材料槳葉懸停狀態(tài)下氣彈響應(yīng)的影響。研究表明:本文計(jì)算的誘導(dǎo)速度在槳尖附近出現(xiàn)突增,使得槳尖附近的升力和阻力突降,與實(shí)際分布相符。剖面翹曲和橫向剪切變形對(duì)復(fù)合材料槳葉懸停狀態(tài)下氣彈響應(yīng)的影響與槳根形式有關(guān),對(duì)無鉸式槳葉影響較大,對(duì)鉸接式槳葉影響較小。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V211.47
【部分圖文】：

槳葉周圍的流場(chǎng)十分復(fù)雜，如圖1.1。高速前飛時(shí)，部分前行槳葉處于跨音速的流場(chǎng)中，使得槳尖處形成激波。后行槳葉處，前飛速度與槳葉旋轉(zhuǎn)速度反向，使得后行槳葉內(nèi)側(cè)處于反流區(qū)。同時(shí)，為了克服氣流速度分布不均勻引起的升力不平衡，后行槳葉較前行槳葉處于大迎角狀態(tài)，存在動(dòng)態(tài)失速的可能。低速前飛時(shí)，槳尖壓力的突降使得槳葉有強(qiáng)烈的槳尖渦溢出，嚴(yán)重影響后繼槳葉周圍的流場(chǎng)分布，帶來顯著的槳渦干擾問題。此外，旋翼和機(jī)身及旋翼和平尾、尾槳之間的干擾，也對(duì)槳葉周圍的流場(chǎng)分布有影響。因此，旋翼槳葉氣動(dòng)模型的建立十分復(fù)雜，需根據(jù)具體的飛行狀態(tài)及計(jì)算精度需求，包括非定常、非均勻入流分布、反流區(qū)及動(dòng)態(tài)失速等效應(yīng)。目前，從簡(jiǎn)單的升力線模型到復(fù)雜的基于 CFD 的模型已有多種氣動(dòng)模型用于旋翼槳葉氣動(dòng)載荷的計(jì)算。為了考慮旋翼復(fù)雜的尾跡效應(yīng)，也有動(dòng)態(tài)入流、預(yù)定尾跡及自由尾跡等模型用于計(jì)算尾跡引起的誘導(dǎo)速度對(duì)槳葉周圍流場(chǎng)的影響。圖 1.1 直升機(jī)三維非定常氣動(dòng)環(huán)境直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)構(gòu)模型的建立，與槳葉采用的材料密切相關(guān)。最初，直升機(jī)旋翼槳葉多采用各向同性的金屬材料，其公認(rèn)的結(jié)構(gòu)模型是基于中等變形梁理論，采用單軸應(yīng)力及Bernoulli-Euler 假設(shè)的 Hodges-Dowell 模型[1]。之后，隨著復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展及其與金屬相比具有較高的強(qiáng)度和剛度、較強(qiáng)的抗腐蝕性及較好的損傷容限和疲勞特性，復(fù)合材料代替金屬材料被廣泛用于直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。例如，西科斯基 S-92 及 UH-60M 直升機(jī)的旋翼槳葉大梁就采用了復(fù)合材料。與金屬材料槳葉不同，復(fù)合材料槳葉的結(jié)構(gòu)模型除應(yīng)考慮

(a) 復(fù)合材料槳葉剖面 (b) 簡(jiǎn)化的單腔薄壁盒型梁剖圖 1.3 Hong 和 Chopra 的簡(jiǎn)化復(fù)合材料槳葉剖面mith 和 Chopra[4]將與扭轉(zhuǎn)有關(guān)的面外翹曲、橫向剪切變形及二維面內(nèi)彈性這三添加到 Hong 和 Chopra 的結(jié)構(gòu)模型[2]對(duì)其進(jìn)行了改進(jìn)，并將改進(jìn)的模型加入RC 計(jì)算程序。采用此改進(jìn)的結(jié)構(gòu)模型、準(zhǔn)定常薄翼理論和 Leishman-Beddoes

(a) 單腔 (b) 雙腔圖 1.4 Yuan 和 Friedmann 的簡(jiǎn)化復(fù)合材料槳葉 Chopra[18]建立了改進(jìn)的翹曲模型來研究復(fù)合材料無軸承旋翼的合材料無軸承旋翼結(jié)構(gòu)模型如圖 1.5 所示，將柔性梁建模為復(fù)合構(gòu)分析包括扭轉(zhuǎn)引起的面外翹曲和翹曲的邊界效應(yīng)。面外翹曲模
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2836024