(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 CN 112307556 A (43)申请公布日 2021.02.02 (21)申请号 3.7 (22)申请日 2020.09.27 (71)申请人 北京航空航天大学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 李道春陈世泽赵仕伟阚梓 向锦武 (74)专利代理机构 北京安博达知识产权代理有 限公司 11271 代理人 徐国文 (51)Int.Cl. G06F 30/15 (2020.01) G06F 30/17 (2020.01) G06F 30/23 (2020.01) G06F 111/04 (2020.01) G06F 119/14 (2020.01) 权利要求书2页 说明书7页 附图2页 (54)发明名称 一种复合材料无轴承旋翼增稳装置 (57)摘要 本发明提供了一种复合材料无轴承旋翼增 稳装置。该装置在直升机旋翼桨毂和扭转套之间 增加由竖直部分和水平部分组成的L型摆振销。 其包括确定该装置的设计变量和设计变量的取 值范围，形成设计空间，建立参考模型的结构模 型和气动模型，通过分析参考模型的有限元模型 的模态，得到对应的气动力降阶模型；以参考模 型的模态作为假设模态，得到参数化有限元模型 的降阶模型；对参数化模型进行气动弹性分析； 以摆振销水平部分和垂直部分长度和截面半径 尺寸为设计变量，在设计空间内选取设计变量作 为输入，气弹稳定性分析作为输出，得到参数化 A 模型的代理模型；基于代理模型，以设计空间的 6 上下限为约束条件，对摆振销进行优化设计，得 5 5 7 到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构。 0 3 2 1 1 N C CN 112307556 A 权利要求书 1/2页 1.一种复合材料无轴承旋翼增稳装置，其特征在于： 所述复合材料无轴承旋翼增稳装置的设计方法包括如下步骤： 步骤1，根据设计要求确定设计变量，所述设计变量包括，截面形状为圆形的摆振销的 水平部分长度、垂直部分长度和截面半径尺寸； 步骤2，根据无轴承旋翼结构的结构强度要求和空间要求，确定所述摆振销水平部分长 度、垂直部分长度和截面半径尺寸的上、下限，构造设计空间； 其特征在于： 步骤3，建立参考模型的结构模型，通过模态分析得到该结构模型的模态频率和振型； 步骤4，采用参考模型的有限元模型的模态，以各阶模态振型为输入，得到对应模态下 的气动力相应，进而得到对应的气动力降阶模型； 步骤5，利用三维建模软件，建立参数化无轴承旋翼结构模型，建立结构有限元模型，并 通过对模型的分析得到该模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵； 步骤6，以参考模型的模态为假设模态，得到参数化结构有限元模型的降阶模型； 步骤7，基于气动力降阶模型和参数化结构有限元模型的降阶模型，对参数化模型进行 气动弹性分析； 步骤8，根据确定的设计变量，在步骤2构造的设计空间内选取设计变量作为输入，气动 弹性稳定性作为输出，得到参数化模型的代理模型； 步骤9，基于步骤8得到的代理模型，在步骤2确定的设计空间内进行摆振销结构的优化 设计，得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构。 2.如权利要求1的复合材料无轴承旋翼增稳装置， 其特征在于： 所述步骤5中，建立引入摆振销后的位移约束方程，得到模型的质量矩阵、刚度矩阵和 阻尼矩阵并建立运动方程； 用三维建模软件，建立参数化结构模型； 用有限元分析软件建立结构有限元模型，并对所述结构有限元模型分析，得到所述有 限元模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵，所述有限元模型的动力学方程f (t)如下式所 o 示： 其中，M ，C ，K分别为质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵，f (t)表示t时刻的外力；μ(t)表示 o o o o 位移， 和 分别为位移对时间的一阶导数和二阶导数。 3.如权利要求2的复合材料无轴承旋翼增稳装置，其特征在于： 所述运动方程包括所述无轴承旋翼结构的桨叶运动方程；建立所述无轴承旋翼结构的 桨叶运动方程包括： 建立所述摆振销4位移约束方程： ω＝Xω′ 其中，ω是扭矩套(8)根部挥舞运动的位移，ω′是该位移的斜率，是扭矩套(8)根部摆 阵运动位移，是该位移的斜率，X是所述摆振销水平部分长度，Y是垂直部分长度，θ是扭矩 套(8)根部扭转角。 2 2 CN 112307556 A 权利要求书 2/2页 4.如权利要求3的复合材料无轴承旋翼增稳装置，其特征在于： 根据所述所述摆振销4位移约束方程，得到引入所述摆振销(4)之后新的质量矩阵M、刚 度矩阵K和阻尼矩阵C后的所述无轴承旋翼桨叶的新动力学方程f(t)为： 用参考模型的有限元模型的模态作为假设模态，对参数化无轴承旋翼结构的有限元 模型进行降阶； T 由质量矩阵M、刚度矩阵K和阻尼矩阵C，得到降阶模型的总体质量矩阵M’＝M，刚度 T T 矩阵K’＝K和阻尼矩阵C’＝C； 引入坐标变换 得到参数化有限元模型的降阶模型为： 其中，t表示t时刻，表示桨叶节点位移，f表示外力，x为状态变量，为参考模型的模 态， 为状态变量的二阶和一阶导数； 以状态空间的形势表征的将上式为： 其中， C′＝[I]；D′＝[0]； 状态变量 5.如权利要求1的复合材料无轴承旋翼增稳装置，其特征在于： 所述的步骤8中，从所述步骤2的构造设计空间中选取设计变量作为输入，气动弹性稳 定性作为输出，得参数化模型的代理模型，包括： 根据强度设计要求确定设计变量的上和下限； 因所述摆振销4需满足结构静强度和旋翼桨叶变形中的动强度的要求，得到其最小半 径rmin，而考虑旋翼的空间约束和结构重量限制，得到以所述摆振销截面半径的下限和上 限表征的所述摆振销最大半径r ；和， max 得到所述摆振销水平部分设计的上、下限X 、X 和垂直部分设计的上、下限Y 、Y ； max min max min 所述摆振销的设计空间： r∈[r ，r ] min max X∈[X ，X ] min max Y∈[Y ，Y ]；和 min max 从设计空间中，选取一组设计变量作为输入，气动弹性稳定性作为输出，得到该参数化 模型的代理模型。 3 3 CN 112307556 A 说明书 1/7页 一种复合材料无轴承旋翼增稳装置 技术领域 [0001] 本发明涉及一种飞行器的设计，具体讲涉及一种改进无轴承旋翼直升机气动弹性 稳定性的摆振销装置的设计方法。 背景技术 [0002] 旋翼是产生直升机飞行所需的升力、前进推力和操纵力的关键部件，旋翼及关联 结构的设计和分析是直升机设计的关键技术。按照构型，现有的直升机普遍采用的金属结 构桨毂分为铰接式、半铰接式、无铰式、无轴承旋翼系统等。其中，无轴承旋翼系统最为先 进，能够有效规避传统结构所具有的结构复杂、重量较大、使用维护成本高昂、使用寿命有 限等缺陷，所以这种桨毂的问世对直升机技术的发展具有重要意义。 [0003] 无轴承旋翼一般采用全复合材料结构，具备结构简单、重量轻、阻力小、制造和使 用维护成本低廉、操纵效率高等优点，在需要优良机动性的使用场合中的优势明显。无轴承 旋翼结构主要由主桨叶、柔性梁和扭矩套等组成。主桨叶是直升机产生升力的主要装置；主 桨叶与桨毂间通过柔性梁连接；主桨叶和变距拉杆间通过扭矩套连接，实现变距。由于这种 结构中无摆阵铰、挥舞铰和变距铰，在桨叶根部采用柔性梁结构，且桨叶往往采用面内柔软 结构，使得这种旋翼结构气动-结构耦合问题比较突出。 [0004] 无轴承旋翼结构的设计和使用，所面对的是非线性挥舞-摆振-变距耦合、扭矩套 多路传力产生的载荷冗余等问题，不仅如此还须保证采用此结构的直升机在飞行包线内具 有足够的稳定裕度。因此，需要提供一种在结构设计工作中充分考虑并着手提高气弹稳定 性的技术方案，来满足无轴承旋翼直升机设计中的技术需要。 发明内容 [0005] 针对当前无轴承旋翼结构存在的气动弹性稳定性问题，本发明提出了一种提高无 轴承旋翼气弹稳定性装置的设计方法。该装置以现有无轴承旋翼直升机结构为基础，在旋 翼桨毂和扭转套之间增加设置摆振销，以限制扭矩套的运动，通过对此摆振销的设计优化 以提高结构的气动弹性稳定性。本发明提出了通过采用气动力降阶模型替代传统气动力的 设计方法，大幅提升气动力分析的效率和准确性，从而获得气动弹性稳定性更好的无轴承 旋翼结构，设计方法主要步骤如下： [0006] 其中，所述设计方法包括如下步骤： [0007] 步骤1，根据设计要求确定设计变量，所述设计变量包括，截面形状为圆形的摆振 销的水平部分长度、垂直部分长度和截面半径尺寸； [0008] 步骤2，根据无轴承旋翼结构的结构强度要求和空间要求，确定所述各设计变量的 上、下限，构造设计空间； [0009] 步骤3，建立参考模型的结构模型，通过模态分析得到该结构模型的模态频率和振 型； [0010] 步骤4，采用参考模型的有限元模型的模态，以各阶模态振型为输入，得到对应模 4 4 CN 112307556 A 说明书 2/7页 态下的气动力相应，进而得到对应的气动力降阶模型； [0011] 步骤5，利用三维建模软件，建立参数化无轴承旋翼结构模型，建立结构有限元模 型，并通过对模型的分析得到该模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵； [0012] 步骤6，以参考模型的模态为假设模态，得到参数化结构有限元模型的降阶模型； [0013] 步骤7，基于气动力降阶模型和参数化结构有限元模型的降阶模型，对参数化模型 进行气动弹性分析； [0014] 步骤8，根据确定的设计变量，在步骤2构造的设计空间内选取设计变量作为输入， 气动弹性稳定性作为输出，得到参数化模型的代理模型； [0015] 步骤9，基于步骤8得到的代理模型，在步骤2确定的设计空间内进行摆振销结构的 优化设计，得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构。 [0016] 其中，所述步骤5中，建立引入摆振销后的位移约束方程，得到模型的质量矩阵、刚 度矩阵和阻尼矩阵并建立运动方程； [0017] 用三维建模软件，建立参数化结构模型； [0018] 用有限元分析软件建立结构有限元模型，并对所述结构有限元模型分析，得到所 述有限元模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵，所述有限元模型的动力学方程f (t)如下 o 式所示： [0019] [0020] 其中，M ，C ，K 分别为质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵，f (t)表示t时刻的外力；μ o o o o (t)表示位移， 和 分别为位移对时间的一阶导数和二阶导数。 [0021] 其中，所述运动方程包括所述无轴承旋翼结构的桨叶运动方程； [0022] 建立所述无轴承旋翼结构的桨叶运动方程包括： [0023] 建立所述摆振销4位移约束方程： [0024] ω＝Xω′ [0025] [0026] 其中，ω是扭矩套8根部挥舞运动的位移，ω′是该位移的斜率，是扭矩套8根部摆 阵运动位移， 是该位移的斜率，X是摆振销水平部分长度，Y是垂直部分长度，θ是扭矩套8 根部扭转角。 [0027] 其中，根据所述所述摆振销4位移约束方程，得到引入所述摆振销(4)之后新的质 量矩阵M、刚度矩阵K和阻尼矩阵C后的所述无轴承旋翼桨叶的新动 [0028] 力学方程f(t)为： [0029] [0030] 用参考模型的有限元模型的模态作为假设模态，对参数化无轴承旋翼结构的有 限元模型进行降阶； [0031] T 由质量矩阵M、刚度矩阵K和阻尼矩阵C，得到降阶模型的总体质量矩阵M’＝M T T ，刚度矩阵K’＝K和阻尼矩阵C’＝C； [0032] 引入坐标变换 得到参数化有限元模型的降阶模型为： [0033] [0034] 其中，t表示t时刻，表示桨叶节点位移，f表示外力； 5 5 CN 112307556 A 说明书 3/7页 [0035] 将上式写成状态空间的形势，得到： [0036] [0037] 其中， C′＝[I]；D′＝[0]； [0038] 状态变量 [0039] 其中，所述的步骤8中，从所述步骤2的构造设计空间中选取设计变量作为输入，气 动弹性稳定性作为输出，得参数化模型的代理模型，包括： [0040] 根据强度设计要求确定设计变量的上和下限； [0041] 因摆振销4需满足结构静强度和旋翼桨叶变形中的动强度等要求，得到其最小半 径r ，而考虑旋翼的空间约束和结构重量限制，得到以所述摆振销截面半径的下限和上限 min 表征的所述摆振销最大半径r ，；和， max [0042] 得到所述摆振销水平部分设计的上、下限X 、X 和垂直部分设计的上、下限Y 、 max min max Y ； min [0043] 所述摆振销的设计空间： [0044] r∈[r ,r ] min max [0045] X∈[X ,X ] min max [0046] Y∈[Y ,Y ]；和 min max [0047] 从设计空间中，选取一组设计变量作为输入，气动弹性稳定性作为输出，得到该参 数化模型的代理模型。 [0048] 与最接近的技术方案比，本发明提供的技术方案具有以下优异效果： [0049] 本发明提供的技术方案在考虑了摆振销的构型、结构空间和性能要求等限制的同 时，引入了降阶模型分析其结构的气动弹性稳定性，这样获得了在提高计算效率的同时，又 得到了具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构。 [0050] 本发明提供的技术方案，克服了现有无轴承旋翼一般采用全复合材料结构中存在 的，这种结构中无摆阵铰、挥舞铰和变距铰，在桨叶根部采用柔性梁结构，且桨叶往往采用 面内柔软结构，使得这种旋翼结构气动-结构比较突出的非线性挥舞-摆振-变距耦合、扭矩 套多路传力产生的载荷冗余等问题，又能保证采用此结构的直升机在飞行包线内具有足够 的稳定裕度。 附图说明 [0051] 图1是本发明提供的摆振销设计方法流程图； [0052] 图2是本发明中的无轴承旋翼增稳装置结构示意图； [0053] 图3是本发明中的无轴承旋翼增稳装置正视示意图； [0054] 图4是本发明中的无轴承旋翼增稳俯视示意图； [0055] 其中，桨毂1、水平杆2、中心支承3、摆振销4、变距拉杆5、柔性梁6、直升机主桨叶7、 扭矩套8、圆心9，轴线] 下面结合附图对本发明提供的技术方案作进一步详细说明。 [0057] 本发明公提供的开了一种改进无轴承旋翼气弹稳定性装置的设计方法流程能如 图2所示。 [0058] 该无轴承旋翼由直升机主桨叶7、扭矩套8、柔性梁6、摆振销4、中心支承3、桨毂1、 变距拉杆5和水平杆2等结构组成。 [0059] 由水平部分与垂直部分构成的L型摆振销4采用复合材料制，圆形截面，水平部分 与垂直部分夹角为90°，两端分别安装在中心支承3和扭矩套8上，中心支承3的另一端安装 在水平杆2上，用来限制摆振销4沿水平杆2轴心旋转和在水平杆2的轴向上移动，限制所述 摆振销4的摆振和挥舞。与中心支承3连接的水平杆2的另一端固接在桨毂1上，延长线位于桨 毂1的轴线轴线静止状态下，L型摆振销4的垂直杆与其 水平杆和桨毂轴线的垂直杆自由端与扭矩套8固接，扭矩套8位于柔性 梁6外部，与附图3所示的变距拉杆5连接，其距桨毂1的远端与主桨叶7固接，将来自变距拉 杆5的操纵力矩传递给主桨叶7，主桨叶7和桨毂1间通过柔性梁6连接，在桨叶7运动和变距 操纵时，柔性梁6承受的弯扭变形较大。桨毂1安装在直升机机身上。 [0060] 本发明提供的引入降阶模型的技术方案，在提高计算效率的同时，在设计空间内 获得了具有最佳气弹稳定性的摆振销构型参数，图1为设计方法流程图，具体如下： [0061] 第一步，确定设计变量。根据设计和使用要求要求确定设计变量，具体包括该摆振 销的水平部分长度、垂直部分长度和截面半径尺寸，该摆振销的截面形状选取为圆形。 [0062] 第二步，确定所述各设计变量的上、下限，构造设计空间。摆振销需满足旋翼结构 使用环境中的结构强度要求，其具有允许最小半径r ，而考虑旋翼的空间约束和结构重量 min 限制，可以得到摆振销最大半径r ，此即摆振销截面半径的下限和上限；同理可得该摆振 max 销水平部分的的设计上、下限X 、X 和垂直部分的设计上、下限Y 、Y ；从而建立了摆振 max min max min 销的设计空间： [0063] r∈[r ,r ] min max [0064] X∈[X ,X ] min max [0065] Y∈[Y ,Y ] min max [0066] 第三步，建立参考模型的结构模型。建立初始参考无轴承旋翼的结构有限元模型， 通过模态分析得到该结构模型的模态，具体为模态频率和振型。 [0067] 第四步，取得与参考模型对应的气动力降阶模型。使用CFD计算气动力，建立第三 步建立的初始参考模型的气动模型，并使用该参考模型的模态，以各阶模态振型振型阶跃 信号为输入，得到对应的气动力响应。 [0068] 根据阶跃响应的处理方式，一阶Volterra核为阶跃响应的相邻项之差： [0069] [0070] k表示离散时间第k步，y为阶跃响应，h为Volterra核，y(k)是第k时间步的阶跃响 应。假设由Volterra级数辨识出的一阶核为h(k),k＝1,2,...,K，Hankel矩阵表征为： 7 7 CN 112307556 A 说明书 5/7页 [0071] [0072] r、s分别为Hankel矩阵的行数和列数，n为初始时间步数。通过对Hankel矩阵奇异 分解可以得到气动力降阶模型： [0073] [0074] 其中，下标a表示气动力模型，x 是该气动力降阶模型的状态空间的状态变量，u为 a a 该状态空间的输入。x (k)是状态空间第k时间步的状态变量。因研究结构的气动弹性稳定 a 性，这里的输入为结构的形变量，即广义位移，A 、B 、C 、D为气动力降阶模型状态空间参 a a a a 数，y 该气动力降阶模型状态空间的输出量，即广义气动力。 a [0075] 第五步，使用三维建模软件，建立参数化结构模型，采用有限元分析软件建立结构 有限元模型，并对该结构有限元模型分析，得到该模型的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵， 该模型的动力学方程如下： [0076] [0077] 其中M ，C ，K分别为质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵，f (t)表示t时刻的外力；μ(t) o o o o 表示位移， 和 分别为位移对时间的一阶导数和二阶导数。 [0078] 本发明提供的技术方案在无轴承旋翼直升机原有结构的基础上增加了摆振销，限 制了扭矩套内侧自由端的挥舞运动，并使扭矩套内侧摆振运动与扭转运动发生耦合，据此 建立摆振销的位移约束方程： [0079] ω＝Xω′ [0080] [0081] 其中ω是扭矩套根部挥舞运动的位移，ω′是该位移的斜率，是扭矩套根部摆阵 运动位移， 是该位移的斜率，X是摆振销水平部分长度，Y是垂直部分长米乐M6(MiLe)亚洲官方网站- 赔率最高在线投注平台(访问: hash.cyou 领取999USDT）度，θ是扭矩套根部 扭转角。 [0082] 根据上述的位移约束方程可以得到引入摆振销之后的无轴承旋翼桨叶的质量矩 阵M米乐M6(MiLe)亚洲官方网站- 赔率最高在线投注平台、刚度矩阵K和阻尼矩阵C，具有摆振销的无轴承旋翼桨叶的新动力学方程f(t)为： [0083] [0084] 第六步，得到参数化结构有限元模型的降阶模型。采用参考模型的有限元模型的 模态为假设模态，对参数化无轴承旋翼结构的有限元模型进行降阶；根据第五步得到的 T 质量矩阵M、刚度矩阵K和阻尼矩阵C，可以得到降阶模型的质量矩阵M‘＝M，刚度矩阵 T T K’＝K和阻尼矩阵C‘＝C； [0085] 引入坐标变换 得到参数化有限元模型的降阶模型为： [0086] [0087] 其中，t表示t时刻，表示桨叶节点位移，f表示外力； [0088] 将上式写成状态空间的形势，可以得到： 8 8 CN 112307556 A 说明书 6/7页 [0089] [0090] 其中， C′＝[I]；D′＝[0]； [0091] 状态变量 [0092] 将上式离散化处理，得到结构离散时间系统状态空间模型： [0093] T x′(k+1)＝A′x′(k)+B′f(k) s s [0094] [0095] 其中，A′、B′、C′、D′为对应的结构离散时间系统状态空间模型参数。k代表第k s s s s 时间步；x′(k)为第k时间步的状态变量， 为第k时间步的位移，f(k)为第k时间步的外 力。 [0096] 第七步，气动弹性分析。基于气动力降阶模型和参数化结构有限元模型的降阶模 型，对参数化模型进行气动弹性分析。由于广义气动力仍旧基于初始的模态进行降阶，因此 T f(t)无需重复计算，气动弹性模型如下： [0097] [0098] [0099] Q为动压。 [0100] 第八步，建立参数化模型的代理模型。根据第一步确定的设计变量：摆振销的水平 部分长度、垂直部分长度和截面半径尺寸，在第二步建立的设计空间： [0101] r∈[r ,r ] min max [0102] X∈[X ,X ] min max [0103] Y∈[Y ,Y ] min max [0104] 选取一组r，X，Y作为输入，气弹稳定性指标(如颤振速度)作为输出，得到参数化模 型的代理模型。 [0105] 第九步，基于代理模型，进行摆振销结构的优化设计。可采用以最大颤振速度为目 标函数，以设计空间上下限为约束，对摆振销尺寸进行优化设计，得到具有最佳气弹稳定性 的无轴承旋翼结构。 [0106] 实施例： [0107] 一种无轴承旋翼的特性参数如下：桨叶数N＝4，旋翼半径R＝0.96m，弦长c＝ 0.081m，旋翼额定转速Ω＝817rpm。以圆形摆振销的半径、水平部分长度和垂直部分长度作 为设计变量，为了简化计算过程，此算例中将摆振销设置为刚体结构，因此半径对其基本没 有影响，而摆振销水平部分长度为最小，即X＝0，此时摆振销直接通过中心支承5连接在桨 毂上，而摆振销垂直部分长度设计区间为[0 0.012R]。采用本发明提供的技术方案得到：当 摆振销垂直部分长0.012R时，表征气弹稳定性的特征值实部最小，即摆振阻尼最大，并且较 之不具有摆振销的无轴承旋翼桨而言，颤振速度提高了8％-10％，因此大大改善了无轴承 旋翼的气弹稳定性。 9 9 CN 112307556 A 说明书 7/7页 [0108] 最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，尽 管参照上述实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然 可以对本发明的具体实施方式进行修改或者等同替换，而未脱离本发明精神和范围的任何 修改或者等同替换，其均应涵盖在本发明的权利要求保护范围之内。 10 10 CN 112307556 A 说明书附图 1/2页 图1 图2 11 11 CN 112307556 A 说明书附图 2/2页 图3 图4 12 12