27直升机桨叶扬起下坠模拟试验与数值分析-林长亮(5)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文 直升机桨叶扬起下坠模拟试验与数值 林长亮1  王浩文2  王益锋3  陈仁良1 （1 南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016 2 清华大学 航天航空学院，北京，100084 3 中国商用飞机有限责任公司 上海飞机研究院，上海，200232） 摘  要：针对两种桨根约束形式的直升机桨叶的扬起下坠碰撞进行了模拟试验。采用动态应变仪和LMS测量分析仪测到了桨叶扬起下坠碰撞的动态响应结果，为类似碰撞研究提供了一系列的试验数据。根据试验结果，对桨叶扬起角度以及根部约束等情况进行了分析，同时采用接触碰撞方法对桨叶扬起下坠动态响应进行了数值计算，计算结果与试验数据吻合较好。基于数值计算方法，并对桨叶扬起下坠过程中的刚柔耦合问题进行了分析。 关键词： 直升机；桨叶；扬起下坠；数值计算；动态响应 1  引言 桨叶扬起下坠问题是一个典型的直升机碰撞问题，是强度规范地面载荷情况中一种较严重的情况。图1给出了直升机桨叶扬起下坠碰撞的示意图。旋翼桨叶在地面不旋转，不系留或以小速度运转时，在较强的突风影响下，由于此时的桨叶离心力和离心限动块的释放，可能会出现桨叶与挥舞限动块碰撞的现象，导致桨尖位移过大与尾梁或机身碰撞的事故，轻则造成桨叶和机体损伤，重则会导致桨叶、机体损坏[1]。 近年来，随着舰载直升机的发展，国内外学者对此进行了深入的研究。Fathi[2]和Wang[3]研究了悬臂梁与弹性体碰撞问题，Chen[4]分别对桨叶扬起下坠约束和释放状态进行了研究， Bottasso[5]按一般的接触问题将接触力分为弹性力和耗散力,而耗散力计算涉及接触的材料特性等。在分析中，一般将挥舞限动块处理成具有较大刚度的角弹簧。Hao Kang[6-8]采用刚度随角位移变化的角弹簧处理挥舞限动块，Keller[9]采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形，直接采用较大常刚度的角弹簧，用根部位移对展向坐标的一阶导数处理挥舞和摆振铰刚性运动对扬起下坠进行了分析。韩东[10]采用中等变形梁模型，引入有限转角模拟桨叶绕铰的刚性运动，将桨叶的刚性运动按平动和转动分别处理。本文着重讨论桨叶扬起下坠模拟试验和数值计算。通过动态应变仪和LMS测量分析仪得到了桨叶扬起下坠碰撞的动态响应结果，为直升机桨叶扬起下坠碰撞研究提供了一系列的试验数据。在数值计算中，采用接触碰撞方法，设定桨叶下面为从属面，限动块上表面为主面，计算结果与试验数据吻合较好。基于数值计算方法，对桨叶扬起下坠过程中的刚柔耦合问题进行了分析。 图1  直升机桨叶扬起下坠示意图 2  桨叶扬起下坠模拟试验与结果分析 2.1  试验装置 图二为扬起下坠试验装置图。试验选用的梁为不锈钢材料，弹性模量为2.0×1011N/m2,密度为7.9×103kg/m3，泊松比为0.26。梁长1.2米，宽0.03米，厚0.006米，根部夹持结构长0.065米，宽为0.03米，厚为0.018米，角弹簧刚度为0.5×102N/rad。挥舞限动角为0 。主要的仪器设备有：LMS测量分析仪、电阻应变片、CS动态应变仪、A/D转换卡、计算机、加速度传感器等。测量电桥采用半桥接法，应变片位于距桨叶根部0.11m、0.19m、0.29m、0.38m和0.48m处上下表面处。加速度传感器位于距桨尖位置0.12m上表面弦向中心处，通过对测得的加速度曲线对时间二次积分得到桨叶位移曲线。 图2  试验装置图 2.2 试验步骤 首先对铰接式桨叶进行实验，试验步骤如下： (1)按选定剖面位置布置应变片和加速度传感器，连接仪器并调试； (2)将桨叶抬起至初始挥舞角(4°、6°、8°、15°、25°)，并固定； (3)无初速度释放桨叶使桨叶在重力作用下下挥； (4)采集应变及加速度信号。 (5)根据实验数据计算各测试点处的应变以及加速度传感器位置处的位移。 然后通过在根部施加角弹簧来改变根部约束形式，按上述步骤进行实验。 2.3 试验结果与分析 图3，图4分别给出了在不同的挥舞角条件下，距离桨根0.11米处应变、加速度传感器位置处的位移，随时间变化的响应曲线。从图3中可看出，应变值随着挥舞角度的增加而增加；在小挥舞角时，应变曲线比较平缓，而在大挥舞角时，应变曲线比较剧烈。从图4可以看出随着初始挥舞角度的增加，位移的峰值和响应时间也增加。 图3  应变随时间变化曲线                                图4  位移随时间变化曲线 从图5中可以看出，在相同的挥舞角条件下，位置越靠近桨叶根部，最大应变值越大；在保持径向位置不变时，挥舞角增加，最大应变值也增加。 图5  最大应变值随径向位置的变化图 上述试验桨叶在初始释放时均为铰接式，为研究根部约束对扬起下坠的影响，在根部加一角弹簧，图6，7给出了当挥舞角为6 、根部施加弹簧时，加速度传感器所在位置位移、x=0.11m处应变随时间的变化曲线。通过对比可以看出，传感器所在位置处位移峰值变大，增加了29.8%；应变峰值也增大，增加了13.3%。这是因为弹簧在桨叶扬起时，弹簧处于压缩状态，当释放后，弹簧弹性势能转换为桨叶的动能，当最终到达最大桨尖位移时，转化成桨叶弹性应变能。因此当根部施加弹簧约束后，最大位移及应变都比未施加弹簧时大。 图6  位移随时间变化对比曲线                      图7  应变随时间变化对比曲线 3  数值计算 3.1  有限元模型 在数值计算中，桨叶有限元模型采用HEX8体单元划分，共150个单元，材料用各向同性LinElas（DMATEL）模型,限动块有限元模型采用HEX8体单元划分，定义为刚体材料。 数值计算中采用的动力学模型：初始状态，桨叶具有一定的挥舞角度，根部为铰约束，限动块底部固定，重力作为集中载荷施加在桨叶重心位置的节点上，桨叶在重力的作用下向下运动，与限动块发生碰撞。针对桨叶扬起下坠问题，桨叶下表面与限动块相接触的部分定义主从接触关系，桨叶下表面为从属面，限动块上表面为主面。 3.2  计算结果与试验数据对比分析 图8、9分别给出了当挥舞角为8 时，x=0.11m处应变、加速度传感器所在位置位移随时间的变化对比曲线。从图中可以看出，计算值和试验值吻合较好，应变的峰值误差为2.2%，位移的峰值误差为1.3%。但是在初始释放阶段存在一定差异，试验值并没有反映出桨叶在下坠过程中由于自身的弹性造成“膝跳”(“snap-up”)的规律。经过分析，主要原因是：在进行建模计算时，采用根部释放的方式，因此在初始状态，桨叶由于自重，处于上凸状态，因此桨叶在未释放前应变为正，且在下挥过程中会由于桨叶自身的弹性，在桨叶从上凸变为下凹过程中出现“膝跳”现象。图8中计算值在0.016s左右反映了这一规律。但是在试验中释放方式和理论建模中的方式略有差别，由于试验中采用尖部释放的方式，因此在初始释放阶段，桨叶处于下凹状态。桨叶在初始未释放时到撞击前，应变实验值一直为负值。 图8  桨根处应变计算值与实验值对比              图9  桨根处位移计算值与实验值对比 4  刚柔耦合分析 从位移和应变曲线中并不能明显看出刚柔耦合的规律，基于数值计算，得到挥舞角随时间变化的曲线。图10给出了挥舞角随时间的变化对比图。从图中可以看出，当挥舞角为大角度25°时，桨叶刚柔耦合效应增强。为了进一步研究刚柔耦合问题，图11给出了两种挥舞刚度的桨叶挥舞角变化对比曲线，从图中可以看出，当挥舞刚度增大10倍时，刚柔耦合现象明显减弱，桨叶挥舞角在减小过程中没有出现由于桨叶自身弹性引起的“膝跳”现象。从图中可以看出，当挥舞刚度减小后，刚柔耦合效应明显增强。桨叶在下挥过程中，由于桨叶自身的弹性，在t=0.12s处出现“膝跳”现象。 图10  挥舞角随时间变化                    图11  不同挥舞刚度的挥舞角变化 5  结论 (1)数值计算结果与试验数据吻合较好,验证了数值计算中的动力学模型以及接触算法的准确性，为直升机桨叶扬起下坠碰撞设计提供了一种可行方法，同时也为直升机桨叶扬起下坠碰撞研究提供了一系列试验数据。 (2)当根部施加角弹簧时，加速度传感器处最大位移及桨根处最大应变增大。 （3)在桨叶扬起下坠过程中，桨叶刚性运动和弹性变形之间存在着明显的耦合现象，挥舞角增加大，桨叶刚柔耦合现象增强；同时桨叶刚度对耦合现象也有较大的影响，当桨叶柔软时，桨叶刚柔耦合增强。 参  考  文  献 [1] Keller J A, Smith E C. Experiment and theoretical correlation of helicopter rotor blade-droop stop impacts[J]. Journal of Aircraft, 1999, 36(2): 443-450. [2] Fathi A, Popplewell N. Improved approximations for a beam impacting a stop[J]. Journal of Sound and Vibration, 1994, 170(3): 365-375. [3] Wang C, Kim J. New analysis method for a thin beam impacting against a stop based on the full continuous model[J]. Journal of Sound and Vibration, 1996, 191(5): 809-823. [4] Chen S S, Rosenberg G S and Wambsganss M W. On tube-baffle impact during heat exchanger tube vibration[J]. Flow Induced Vibration In Heat Exhangers, 1970: 27-35. [5] Bottasso C L, Bauchau O A. Multibody modeling of engage and disengage operations of helicopter rotors[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2001, 46(4): 290-300. [6] Hao Kang,Cheng Jian He. Modeling and simulation    of rotor engagement and disengagement during shipboard operations[C].Proceedings of the AmericanHelicopter Society 60th Annual Forum,Baltimore, Maryland, 2004. [7] Kang Hao,Smith.Transient response investigation of gimbaled tiltrotors during engage and disengage operations[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 1999, 12(3): 154~159.