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      一種復(fù)合材料槳葉剖面特性計算方法與流程

      文檔序號:11199575閱讀:1575來源:國知局
      一種復(fù)合材料槳葉剖面特性計算方法與流程

      本發(fā)明屬于直升機設(shè)計領(lǐng)域,具體涉及一種復(fù)合材料槳葉剖面特性計算方法。



      背景技術(shù):

      槳葉剖面特性是直升機旋翼動力學(xué)計算最基本的原始參數(shù),槳葉剖面特性的準(zhǔn)確性是研判直升機旋翼動力學(xué)特性好壞的前提,對于旋翼動力學(xué)設(shè)計至關(guān)重要。

      目前直升機槳葉剖面特性計算方法主要有兩種:

      1)采用euler-bernoulli梁理論,但是這種方法主要適用于金屬槳葉,而且扭轉(zhuǎn)剛度計算不準(zhǔn)確;

      2)采用有限單元法進(jìn)行計算,能夠充分考慮結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性,還可以考慮揮擺扭三者間的耦合,但需要人工劃分網(wǎng)格,工作量大,周期長。



      技術(shù)實現(xiàn)要素:

      本發(fā)明的復(fù)合材料槳葉剖面特性計算方法,為槳葉動力學(xué)分析設(shè)計提供準(zhǔn)確的基礎(chǔ)數(shù)據(jù),可以快速、準(zhǔn)確計算槳葉剖面特性,并能夠快速完成槳葉優(yōu)化設(shè)計,突破旋翼系統(tǒng)動力學(xué)設(shè)計技術(shù)。

      槳葉包括前端的c型梁,中部的z型梁和后部的z型梁,在c型梁和中部的z型梁之間構(gòu)成ⅰ壁室,在中部的z型梁和后部的z型梁之間構(gòu)成ⅱ壁室,在后部的z型梁到末尾構(gòu)成ⅲ壁室。根據(jù)槳葉結(jié)構(gòu)、翼型理論外形數(shù)據(jù)和材料數(shù)據(jù)構(gòu)建槳葉各剖面的數(shù)據(jù)文件,包括:

      ρ—剖面各分區(qū)的密度,e—剖面各分區(qū)的彈性模量,g—剖面各分區(qū)的剪切模量。

      對于剛度計算,考慮到復(fù)合材料的各向異性性能,采用了模量加權(quán)的方法;對于質(zhì)量計算,采用了有限元的思想。

      計算公式如下:

      線密度:

      質(zhì)心偏置:

      張力中心偏置:

      拉伸剛度:ea=∫∫ae·da(4)

      揮舞剛度:eiy=∫∫ae·(z-zt)2da(5)

      擺振剛度:eiz=∫∫ae·(y-yt)2da(6)

      揮擺耦合剛度:eiyz=∫∫ae·(y-yt)·(z-zt)da(7)

      揮舞慣量:piy=∫∫aρ·(z-zt)2da(8)

      擺振慣量:piz=∫∫aρ·(y-yt)2da(9)

      對于扭轉(zhuǎn)剛度采用的是多壁室的方法來求解,計算公式如下:

      mt=q1*ω1+q2*ω2+q3*ω3(13)

      則上述(10)-(12)三式改寫成

      其中:q1—ⅰ壁室內(nèi)部的常剪流,q2—ⅱ壁室內(nèi)部的常剪流,

      q3—ⅲ壁室內(nèi)部的常剪流,θ—扭轉(zhuǎn)角,ω1—ⅰ壁室總面積的二倍,ω2—ⅱ壁室總面積的二倍,ω3—ⅲ壁室總面積的二倍,a11—對ⅰ壁室總環(huán)路的線積分,a22—對ⅱ壁室總環(huán)路的線積分,a33—對ⅲ壁室總環(huán)路的線積分,a12—對ⅰ、ⅱ壁室之間壁板的線積分,a23—對ⅱ、ⅲ壁室之間壁板的線積分,mt—對壁室施加的扭矩,y—分區(qū)在截面上y方向的坐標(biāo),z—分區(qū)在截面上z方向的坐標(biāo)

      聯(lián)立上述(13)—(17)式,得到

      扭轉(zhuǎn)剛度gj=ω1*ψ1+ω2*ψ2+ω3*ψ3(21)

      有益效果:

      1)應(yīng)用本發(fā)明提出的方法得到計算結(jié)果,相對現(xiàn)有技術(shù)而言,精度提高20%,效率成倍的提高。2)應(yīng)用本發(fā)明得到的計算分析結(jié)果可直接用于直升機旋翼系統(tǒng)槳葉設(shè)計,優(yōu)化以及動力學(xué)設(shè)計分析。3)已應(yīng)用到型號研制中,節(jié)約大量的科研周期。

      附圖說明

      圖1為槳葉截面示意圖。

      具體實施方式

      對h425型機主槳葉剖面特性進(jìn)行了計算,該槳葉包括前端的c型梁1,中部的z型梁2和后部的z型梁3,在c型梁和中部的z型梁之間構(gòu)成ⅰ壁室4,在中部的z型梁和后部的z型梁之間構(gòu)成ⅱ壁室5,在后部的z型梁到末尾構(gòu)成ⅲ壁室6,給出計算結(jié)果,并與試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。

      1)準(zhǔn)備槳葉數(shù)據(jù)文件;

      2)根據(jù)剖面特性計算公式計算:

      線密度:

      質(zhì)心偏置:

      張力中心偏置:

      拉伸剛度:ea=∫∫ae·da(4)

      揮舞剛度:eiy=∫∫ae·(z-zt)2da(5)

      擺振剛度:eiz=∫∫ae·(y-yt)2da(6)

      揮擺耦合剛度:eiyz=∫∫ae·(y-yt)·(z-zt)da(7)

      揮舞慣量:piy=∫∫aρ·(z-zt)2da(8)

      擺振慣量:piz=∫∫aρ·(y-yt)2da(9)

      對于扭轉(zhuǎn)剛度采用的是多壁室的方法來求解,計算公式如下:

      mt=q1*ω1+q2*ω2+q3*ω3(13)

      則上述(10)-(12)三式改寫成

      其中:q1—ⅰ壁室內(nèi)部的常剪流,q2—ⅱ壁室內(nèi)部的常剪流,q3—ⅲ壁室內(nèi)部的常剪流,θ—扭轉(zhuǎn)角,ω1—ⅰ壁室總面積的二倍,ω2—ⅱ壁室總面積的二倍,ω3—ⅲ壁室總面積的二倍,a11—對ⅰ壁室總環(huán)路的線積分,a22—對ⅱ壁室總環(huán)路的線積分,a33—對ⅲ壁室總環(huán)路的線積分,a12—對ⅰ、ⅱ壁室之間壁板的線積分,a23—對ⅱ、ⅲ壁室之間壁板的線積分,mt—對壁室施加的扭矩,y—分區(qū)在截面上y方向的坐標(biāo),z—分區(qū)在截面上z方向的坐標(biāo)

      聯(lián)立上述(13)—(17)式,得到

      扭轉(zhuǎn)剛度gj=ω1*ψ1+ω2*ψ2+ω3*ψ3(21)

      3)運行編制的fortran的程序,得到計算結(jié)果。

      h425型直升機主槳葉翼型配置如下:

      ref1000~ref3690:布置為oa212翼型

      ref3690~ref4566:布置為oa212翼型和oa209翼型過渡剖面

      ref4566:布置為oa209翼型

      ref4566~ref5150:布置為oa209翼型和oa207翼型過渡剖面

      槳尖剖面:布置為oa207翼型

      附表1

      。

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