专利名称：一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法
技术领域：
本发明属于直升机旋翼系统设计领域，具体涉及一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法，可以应用于概念设计阶段的直升机旋翼桨叶结构设计。
背景技术：
旋翼系统为直升机提供升力、推进力和操作力，同时也给直升机带来了振动和噪声，是直升机最重要的部件，合理设计旋翼结构对于提高直升机性能具有重要作用。旋翼系统中，桨叶直接承受空气动力，并将其传递给机身，完成前进等操作过程，因此桨叶结构是 旋翼系统设计的关键部分。由于桨叶结构的长度远远大于截面两个方向的尺寸，因此采用梁理论分析桨叶结构。最早的梁截面分析方法是Euler-B ernoulli梁，变形过程中截面保持不变并且始终与截面中心线垂直；后来，Timoshenko在前一方法的基础上引入了剪切变形，但是假定剪切变形在截面上均匀分布，因此难以反应实际桨叶情况。在实际桨叶结构中，剪切变形和翘曲变形等非经典因素影响较大，使得传统的梁理论不再适用。目前，主要的截面分析方法主要有解析法和有限元方法。解析法采用解析表达式描述剪切和翘曲变形，难以适用于复杂曲面。有限元法通过建立截面有限元模型，从而得到复杂截面形状的截面属性，由于其具有良好的通用性和较高的角度，在桨叶结构设计中被广泛采用。桨叶剖面结构截面挥舞、扭转等刚度及其耦合对旋翼动态特性有重要影响，如挥舞弯曲和扭转耦合刚度会影响桨叶剖面攻角，改变桨叶承受的气动载荷，最终会影响旋翼系统稳定性，因此桨叶剖面设计是直升机旋翼系统的重要方面。为了得到性能最优的桨叶结构型式，桨叶优化设计是必然的选择。传统的桨叶结构优化设计方法基本上都是采用了尺寸优化或形状优化的方法，这两种方法的共同点是假设桨叶剖面的拓扑结构型式不变，通过优化复合材料的铺层角、厚度或者材料类型得到最优的结构型式。由于传统的设计方法不能改变桨叶结构的拓扑型式，因此也不能得到最优的结构。
发明内容
本发明的目的是为了解决传统的旋翼桨叶尺寸和形状优化设计方法的不足，提出了一种能够在桨叶概念设计阶段使用的基于拓扑优化的桨叶剖面设计方法。本方法采用有限元方法计算桨叶剖面刚度和剪心位置等，桨叶剖面计算中考虑了剪切变形和翘曲变形，对桨叶剖面结构采用二维有限元方法进行离散，将每一个单元的密度作为设计变量，采用序列线性规划算法进行优化，从而得到最优的拓扑结构型式，达到改进桨叶性能的目的。本发明的一种旋翼桨叶剖面设计方法，通过如下步骤实现第一步，根据直升机旋翼的气动外形参数要求，确定桨叶的气动外形，根据拓扑优化设计要求，确定目标函数、约束函数，进而建立优化模型。第二步，采用ANSYS或者PATRAN等商用有限元软件利用步骤一中确定的气动外形参数建立桨叶几何模型，并划分网格，得到η个单元,导出单元节点坐标、单元信息和材料参数信息。第三步，采用MATLAB软件读入η个单元的节点坐标、单元信息和材料参数信息，这些参数信息为拓扑优化设计提供包括单元密度等初始设计参数。第四步，根据当前桨叶I剖面各个单元的密度，求解目标函数的敏度信息。第五步，由步骤四得到目标函数关于各个单元设计变量的敏度信息CSj之后，采用序列线性规划算法更新每一个单元的设计变量。第六步，原结构第i个单元的密度为P i，通过第五步得到的更新后的单元密度为/T1'，计算更新前后每一个单元密度差值的绝对值，当最大的差值小于指定的收敛条件n后，满足收敛条件，结束优化，否则回到第四步，直到满足收敛条件。通过以上步骤得到旋翼桨叶结构，可以应用作为形状优化和尺寸优化的基础，在旋翼桨叶详细设计中采用，本发明的优点在于 (I)采用的截面方法考虑了翘曲变形，并且计及了刚体位移和翘曲位移的耦合作用，具有较高的计算精度。(2)通过拓扑优化能够改变原有桨叶结构的拓扑型式，大大提高桨叶性能。
图I是旋翼桨叶设计流程；图2是简化后的旋翼桨叶梁模型及其分布载荷；图3是桨叶结构及其坐标系统；图4是敏度过滤方法示意图；图5是旋翼桨叶承受的气动载荷；图6是实施例中桨叶的优化结果。图中I 一桨叶 2—桨叶分布载荷 3—空气流动方向 4 一阻力5—升力 6—合力7—网格8—敏度过滤半径9 一网格单元中心
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。本发明的一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法，流程如图I所示，具体包括以下几个步骤第一步，根据直升机旋翼的气动外形参数要求，确定桨叶I的气动外形，根据拓扑优化设计要求，确定目标函数、约束函数，进而建立优化模型。如图2所示，旋翼桨叶I简化为一维梁结构，沿展向承受均匀分布的载荷作用(即桨叶分布载荷2)，本发明提出的拓扑优化设计方法以柔度或者截面刚度作为目标函数，约束条件为质量约束，设计变量为每一个单元的密度，建立优化模型如下
权利要求
1.一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法，其特征在于，具体包括以下几个步骤 第一步，根据直升机旋翼的气动外形参数要求，确定桨叶的气动外形，根据拓扑优化设计要求，确定目标函数、约束函数，进而建立优化模型； 第二步，采用有限元软件利用步骤一中确定的气动外形参数建立桨叶几何模型，并划分网格，得到η个单元,导出单元节点坐标、单元信息和材料参数信息； 第三步，读入η个单元的节点坐标、单元信息和材料参数信息； 第四步，根据当前桨叶剖面各个单元的密度，求解目标函数的敏度信息； 采用拓扑优化中的SIMP算法，以每一个单元的密度P i作为设计变量，利用单元模量信息，求解当前旋翼桨叶目标函数关于各个单元设计变量的敏度信息； 第五步，由步骤四得到目标函数关于各个单元设计变量的敏度信息CSj之后，采用序列线性规划算法更新每一个单元的设计变量； 第六步，原结构第i个单元的密度为Pi,通过第五步得到的更新后的单元密度为/Γ%计算更新前后每一个单元密度差值的绝对值，当最大的差值小于指定的收敛条件H后，满足收敛条件，结束优化，否则回到第四步，直到满足收敛条件；输出优化得到的各个单元的密度信息，从而得到桨叶结构的拓扑结构。
2.根据权利要求I所述的一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法，其特征在于，所述的第一步中，以柔度或者截面刚度作为目标函数，约束条件为质量约束，设计变量为每一个单元的密度，建立优化模型如下
3.根据权利要求I所述的一种直升机旋翼桨叶剖面设计方法，其特征在于，所述的第四步中，具体包括如下几个步骤 (I)截面参数的定义 坐标系XYZ中的XY平面与桨叶未变形时的桨叶剖面重合，而Z轴与桨叶剖面垂直，坐标原点位于桨叶的剪心位置；假定旋翼桨叶的几何形状、载荷分布和材料属性沿展向不变； 任意桨叶内部应力状态为σ = [σχχ oyy Oxy Oxz Oyz σζζ]τ，其中σ χχ、σ yy和σ ζζ分别为分布在X、y和ζ方向的正应力，O xy、Oxz和O yz分别为xy、XZ和yz平面内的剪应力，桨叶内部应力状态σ与应变ε之间满足胡克定理；截面内部载荷大小Θ = [TiT Mt],其中Ti为内部载荷的力分量,并且有两个截面剪切力分量和一个拉伸力分量，M为力矩分量，并且具有两个弯曲力矩分量和一个扭转力矩分量，上标T表示矩阵的转置；由此可得截面内部载荷向量由桨叶内部应力得到，即式(I) Θ = / AZTpdA(I)其中A表示桨叶截面面积，P = [ σ xz oyz σ JT, Z = [I3 nT]，I3为3X3的单位矩阵，η如式⑵所示
全文摘要
本发明公开了一种基于拓扑优化的直升机旋翼桨叶剖面设计方法，属于直升机技术领域。首先根据气动要求确定外形参数，指定优化目标函数、约束函数，建立优化模型；然后采用有限元软件建立桨叶几何模型并划分网格，将节点、网格和材料信息导入到MATLAB软件中，采用以每一个单元密度为设计变量的SIMP算法；再次求解当前设计状态的旋翼桨叶敏度信息，并采用敏度过滤方法以避免棋盘格问题，更新桨叶剖面单元的密度信息；最后求解更新前后的密度差值，满足收敛条件则结束优化，否则以更新后的密度为初始设计参数继续迭代计算直到收敛，最后输出桨叶结构型式。本发明提出的桨叶设计方法可以应用于概念设计阶段的桨叶结构初步设计。
文档编号G06F17/50GK102902845SQ20121033732
公开日2013年1月30日 申请日期2012年9月12日 优先权日2012年9月12日
发明者向锦武, 任毅如, 罗漳平, 郭俊贤, 张亚军, 黄明其 申请人:北京航空航天大学