傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)可在直升機(jī)模式、固定翼飛機(jī)模式和兩者之間過渡模式飛行，集直升機(jī)和固定翼飛機(jī)飛行特點(diǎn)與一身。相比傳統(tǒng)直升機(jī)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行速度大幅提高，飛行包線更大，應(yīng)用范圍更加廣闊；與固定翼飛機(jī)相比，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)大大降低了對(duì)場(chǎng)地的要求，提高了空間靈活性。然而，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)特殊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)使其兼具了類似于直升機(jī)“地面共振”“空中共振”以及固定翼飛機(jī)回轉(zhuǎn)顫振的動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定問題，其中回轉(zhuǎn)顫振是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)計(jì)不容忽視的自激不穩(wěn)定性問題。研究表明傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)翼剛度是影響回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的重要因素之一，其中扭轉(zhuǎn)剛度對(duì)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的影響較大，弦向及垂向彎曲剛度的影響較小，適當(dāng)提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度能夠有效提升回轉(zhuǎn)顫振邊界速度。但是，復(fù)合材料機(jī)翼力學(xué)性能相比金屬材料更為復(fù)雜。國(guó)內(nèi)外諸多學(xué)者針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼開展研究探索。Rais-Rohani M.等研究了復(fù)合材料的方向剛度特性對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼剛度的影響，分析了動(dòng)力等約束條件下最小重量機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。Popelka等人通過機(jī)翼氣彈剪裁設(shè)計(jì)研究了機(jī)翼厚度對(duì)對(duì)V-22傾轉(zhuǎn)旋翼回轉(zhuǎn)顫振的影響，機(jī)翼最大厚度變化對(duì)回轉(zhuǎn)顫振速度邊界提升明顯。Sprangers,C.A等進(jìn)行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼仿真（如圖1）分析，并通過振動(dòng)試驗(yàn)研究對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，提高了全尺寸機(jī)翼研制設(shè)計(jì)把握。諸多研究證明了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制中具有重要的工程意義。

基于有限元方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性，通過文獻(xiàn)測(cè)試結(jié)果驗(yàn)證了有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和建立的機(jī)翼模型可信度。然后進(jìn)行了復(fù)合材料機(jī)翼的構(gòu)型設(shè)計(jì)分析，研究了蒙皮厚度和復(fù)合材料蒙皮鋪層角度對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性尤其是扭轉(zhuǎn)剛度的影響，為進(jìn)一步提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性邊界提供方向。

機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案與動(dòng)力學(xué)有限元模型

機(jī)翼結(jié)構(gòu)由蒙皮、翼梁、翼肋、加強(qiáng)筋條、副翼等結(jié)構(gòu)組成，蒙皮建模時(shí)通過復(fù)合材料鋪層方法設(shè)置單元材料屬性。根據(jù)受力特點(diǎn)，機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)主要采用0度（或90度）和45度交替的鋪層方式。鋪層設(shè)計(jì)方案（原方案）具體見表1。

為了與參考文獻(xiàn)對(duì)比，數(shù)值模擬中忽略襟翼、副翼等結(jié)構(gòu)對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響，主要分析中間主承力部分。同時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)對(duì)稱型模態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振邊界速度比反對(duì)稱型模態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振邊界速度低，因此，本文選取半展長(zhǎng)的機(jī)翼有限元模型進(jìn)行動(dòng)特性分析，在滿足機(jī)翼動(dòng)力學(xué)的分析要求的基礎(chǔ)上既減少自由度的數(shù)量又提高了分析效率。

基于有限元法建立機(jī)翼動(dòng)力學(xué)有限元模型，機(jī)翼蒙皮采用Shell單元模擬，梁采用Beam單元模擬，并根據(jù)設(shè)計(jì)方案定義梁截面屬性，設(shè)備、系統(tǒng)及燃油質(zhì)量用集中質(zhì)量（CONM2）的形式，通過MPC剛體元施加于質(zhì)心位置，使得有限元模型質(zhì)量特征與設(shè)計(jì)狀態(tài)一致。機(jī)翼的端部，安裝可傾轉(zhuǎn)剛性短艙，旋翼系統(tǒng)與剛性短艙固連，模型中采用集中質(zhì)量單元模擬剛性短艙和旋翼系統(tǒng)，并通過MPC施加于相應(yīng)的質(zhì)心位置。邊界位移條件設(shè)置為中機(jī)身的機(jī)翼對(duì)稱面位置施加完全約束，消除剛性模態(tài)。機(jī)翼動(dòng)力學(xué)有限元模型見圖2。

  

表1 復(fù)合材料機(jī)翼鋪層初始方案（原方案）  下載原圖

圖1 V-22機(jī)翼有限元模型  

圖2 機(jī)翼動(dòng)力學(xué)有限元模型

模態(tài)分析與驗(yàn)證

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)回轉(zhuǎn)顫振是其在飛機(jī)模式大速度前飛時(shí)，旋翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)干擾同機(jī)翼扭轉(zhuǎn)與彎曲變形之間的耦合引起的自激不穩(wěn)定現(xiàn)象。因此，本節(jié)基于MSC Nastran進(jìn)行機(jī)翼油箱無油情況下的模態(tài)分析，分析機(jī)翼動(dòng)特性。表2給出機(jī)翼主要振動(dòng)模態(tài)頻率。機(jī)翼的前三階模態(tài)振型分別為垂向彎曲、弦向彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)，前三階模態(tài)分布與V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)振動(dòng)測(cè)試模態(tài)一致，模態(tài)頻率與其測(cè)試數(shù)據(jù)具有較好的一致性，表明所建立的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼有限元分析結(jié)果的可靠性，模型具有較高的可信度。

表2 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼固有頻率計(jì)算結(jié)果 

機(jī)翼動(dòng)特性分析

復(fù)合材料具有各向異性的剛度特性，研究復(fù)合材料蒙皮的鋪設(shè)角度、鋪層厚度對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響。

圖3 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼前三階模態(tài)振型  

圖4 鋪層角度對(duì)機(jī)翼固有頻率的影響 

機(jī)翼蒙皮鋪層角度影響

基于機(jī)翼有限元模型，采用模態(tài)分析方法研究機(jī)翼蒙皮鋪層角度變化對(duì)機(jī)翼固有頻率的影響。改變機(jī)翼蒙皮第二層鋪層的角度，分別采用以下三種不同的鋪層角度設(shè)計(jì)：0°/90°/45°，研究機(jī)翼蒙皮鋪層角度設(shè)計(jì)對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響，結(jié)果如圖4。

結(jié)果顯示，機(jī)翼蒙皮第二層鋪層角度設(shè)計(jì)為0°和90°時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼的垂向彎曲、弦向彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率相同，未發(fā)生改變，表明復(fù)合材料鋪層角度0°和90°時(shí)，復(fù)合材料鋪層對(duì)于機(jī)翼的各向剛度貢獻(xiàn)一致。機(jī)翼蒙皮第二層鋪層角度設(shè)計(jì)為45°時(shí)，與0°相比，機(jī)翼的垂向和弦向彎曲頻率小幅減小，扭轉(zhuǎn)固有頻率提升了8%，說明復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮鋪層角度45°時(shí)，復(fù)合材料鋪層剛度的彎扭耦合特性有效地提高了機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)固有頻率和扭轉(zhuǎn)剛度。可見，利用復(fù)合材料剛度方向可設(shè)計(jì)性和彎扭耦合剛度特性進(jìn)行機(jī)翼鋪層角度優(yōu)化設(shè)計(jì)，可在不改變機(jī)翼質(zhì)量和氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的前提下，增強(qiáng)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)方向的剛度，達(dá)到提高扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率的目的。

機(jī)翼蒙皮鋪層厚度影響

研究機(jī)翼蒙皮厚度對(duì)其固有頻率的影響，結(jié)合上述分析結(jié)果，機(jī)翼局部或整體增厚，具體鋪層方案及相應(yīng)增重如下：

方案1：機(jī)翼整體蒙皮鋪層增加1層，增重9kg;

方案2：機(jī)翼整體蒙皮鋪層增加2層，增重18kg;

方案3：機(jī)翼根部蒙皮鋪層增加3層，增重9kg;

方案4：機(jī)翼根部蒙皮鋪層增加6層，增重18kg。

圖5(a）為四種蒙皮增厚方案下機(jī)翼固有頻率對(duì)比結(jié)果，圖5(b）為機(jī)翼整體和根部分別增厚，機(jī)翼增重18kg的方案與原方案固有頻率對(duì)比結(jié)果。

對(duì)比方案1和方案3，方案2和方案4，結(jié)果顯示，復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮增厚可以有效地提高機(jī)翼各階固有頻率。由圖5(b）可見，方案4相比原方案的扭轉(zhuǎn)固有頻率提高了9%，方案2相比原方案的扭轉(zhuǎn)固有頻率提高了11.7%，證明了機(jī)翼蒙皮增厚對(duì)提高本設(shè)計(jì)方案的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)頻率有效；同時(shí)，增重相同情況下，翼根增厚（方案4）能更有效地提升垂向彎曲和弦向彎曲模態(tài)頻率，機(jī)翼整體增厚（方案2）比翼根增厚（方案4）對(duì)于扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率的提升效果更好。

圖5 蒙皮增厚對(duì)機(jī)翼固有頻率的影響  

結(jié)語(yǔ)

基于有限元方法和振動(dòng)測(cè)試數(shù)據(jù)研究了傾轉(zhuǎn)旋翼復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性，然后通過復(fù)合材料構(gòu)型設(shè)計(jì)，研究了鋪層角和蒙皮厚度對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響。得出以下結(jié)論：

(1）通過有限元分析結(jié)果和V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)振動(dòng)測(cè)試結(jié)果對(duì)比可見，機(jī)翼的前三階模態(tài)振型分別為垂向彎曲、弦向彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)，前三階模態(tài)分布與V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)振動(dòng)測(cè)試模態(tài)一致，模態(tài)頻率與其測(cè)試數(shù)據(jù)具有較好的一致性，表明所建立的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼有限元分析結(jié)果的可靠性，模型具有較高的可信度；

(2）復(fù)合材料構(gòu)型設(shè)計(jì)分析表明，對(duì)于本文中的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計(jì)方案，鋪層角度優(yōu)化設(shè)計(jì)可在不改變機(jī)翼質(zhì)量和氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的前提下，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼剛度優(yōu)化設(shè)計(jì)，進(jìn)而提升機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)剛度；機(jī)翼蒙皮增厚可有效地提高機(jī)翼剛度，進(jìn)而提高垂向彎曲和弦向彎曲模態(tài)頻率，尤其是提高了扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率。在增重相同情況下，機(jī)翼蒙皮整體增厚相比翼根局部增厚能夠更有效地提高扭轉(zhuǎn)頻率，對(duì)扭轉(zhuǎn)剛度影響顯著；

(3）研究表明機(jī)翼復(fù)合材料構(gòu)型設(shè)計(jì)（包括復(fù)合材料鋪層角度、厚度、順序等）對(duì)于機(jī)翼動(dòng)特性影響顯著，進(jìn)一步研究將通過“鋪層角度+蒙皮厚度”的組合式優(yōu)化獲得理想的回轉(zhuǎn)顫振邊界裕度。

文章來源：中國(guó)科技信息