直升机旋翼桨毂静载荷计算
《直升机设计》课程设计
《直升机设计》课程设计姓名:齐伟学号:1101433070一、题目直升机旋翼桨毂（跷跷板式）设计二、任务1．选定桨毂结构型式，进行结构布置（主要是轴向铰）。
2．桨毂外载荷计算。
3．绘制桨毂装配工作图和零件（选1~2个主要零件）工作图。
4．零件强度计算。
5．编写桨毂设计说明书。
三、原始数据旋翼直径D 5.8m旋翼转速n 491rpm桨尖速度ΩR 150m/s桨叶弦长b 0.2m全机重量G 280kg桨叶重量m8.6kgb桨盘载荷102.41N/㎡桨叶实度0.0443旋翼旋转方向右旋（俯视）旋翼输入功率N 55H P四、桨毂结构参数桨毂预锥角δ 2.5°桨毂悬挂高度64mm挥舞调节系数0下限动角δ9°30′五、设计要求桨毂结构要合理，安全可靠，在满足强度要求的情况下，要尽量减轻桨毂的重量。
六、设计参数的计算与确定1、桨毂预锥角δ旋停状态下⎰Ω===Rl b e rdr R M N k Mg T tg N T 2)/(,/,δ δ=2.47º在水平飞行下，拉力大于旋停状态，所以预锥角取大。
取δ=2.5º2、当量挥舞铰外伸量e l假定12βΩ=1.1242Ω,当用铰接式旋翼代替，其挥舞一阶固有频率一致。
12βΩ=(1+e l e S /e I )2Ω , e I =⎰R l b e dr r R M 2)/( e S =⎰Rl b e rdr R M )/( 求得e l =0.433m3、桨毂悬挂高度h在预锥角δ=2.5º时，桨叶重心高h=Rsin2.5º/2=63.2mm在水平飞行状态，桨叶的锥度角变大，所以h 取大取h=64mm七、桨毂外载荷计算桨毂承受由桨叶传来的各种载荷（挥舞面的载荷、旋转面的载荷、铰链力矩）。
在直升机各种工作状态，载荷情况各不相同。
根据直升机强度规范，选用直升机在使用中会发生的并决定结构元件或整机最严重的工作状态的载荷作为桨毂静强度计算的载荷。
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
一、试验载荷的定义
试验载荷是指在直升机振动试验中施加在试样结构上的力或力的组合，主要是用于研究结构在不同载荷下的动态响应和疲劳特性。
试验载荷可分为静态载荷和动态载荷两种。
静态载荷是指施加在试样上的固定力或力的组合，试样的主要边界条件为静止或受到固定支撑。
三、试验载荷计算方法
（一）静态载荷计算方法
静态载荷的计算主要依据结构件受力平衡原理和材料力学基本原理，在试验中主要应用以下方法：
1.等效基本力法
等效基本力法是在考虑结构在装载过程中产生的等效剪力和等效弯矩的基础上，通过外部平衡条件匹配结构的内力静力平衡方程，推导出结构的内力关系和变形量，从而得出载荷结果。
具体计算过程如下：
（1）首先根据结构件的材料力学参数、几何形状和支撑方式等因素，计算出结构件在静态载荷下所受的等效剪力和等效弯矩。
（2）根据静力平衡原理，在考虑结构在载荷过程中受到的约束条件下，采用支反法或切比雪夫法等平衡方法，计算出结构件的内力分布和变形量。
动态载荷的计算主要依据试验对象在不同振动状态下的响应和特征频率，试验中主要应用以下方法：
1.自由振动法
自由振动法是在施加自然频率下的周期性载荷后，监测结构件在特定振动模态下的响应，以推导出结构件的自由振动属性。
自由振动法的步骤如下：
（1）施加特定频率下的调谐质量振子进行周期性载荷。
（2）采集结构件振动响应数据，并对数据进行处理和分析，如傅里叶变换、模态分析等。
（3）根据处理后的振动数据，提取结构件的频响函数和特定模态下的特征频率等参数。
2.强迫振动法
（1）施加已知振幅和频率下的激励载荷或激励信号。
桨拉力计算
螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）你的飞行器完成了，需要的拉力与发动机都计算好了，但螺旋桨需要多大规格呢？下面我们就列一个估算公式解决这个问题。
（6582-3746数据暂记）螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.25）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.00025）=拉力（克）前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得：100×50×10×50²×1×0.00025=31.25公斤。
如果转速达到6000转/分，那么拉力等于：100×50×10×100²×1×0.00025=125公斤镁合金密度：镁的密度在1.7g/cm^3，钛是一种新型金属，钛的性能与所含碳、氮、氢、氧等杂质含量有关，最纯的碘化钛杂质含量不超过0.1％，但其强度低、塑性高。
99.5％工业纯钛的性能为：密度ρ=4.5g/cm3，熔点为1800℃，导热系数λ=15.24W/(m.K)，抗拉强度σb=539MPa，伸长率δ=25％，断面收缩率ψ=25％，弹性模量E=1.078×105MPa，硬度HB195。
(1)比强度高钛合金的密度一般在4.5g/cm3左右，仅为钢的60％，纯钛的强度接近普通钢的强度，一些高强度钛合金超过了许多合金结构钢的强度。
直升机设计课程设计
《直升机设计》课程设计**:***学号:********一、题目无人直升机旋翼桨毂（跷跷板式）设计二、任务1．选定桨毂结构型式，进行结构布置（主要是轴向铰）。
2．桨毂外载荷计算。
3．绘制桨毂装配工作图和零件（选1~2个主要零件）工作图。
4．零件强度计算。
5．编写桨毂设计说明书。
三、原始数据旋翼直径D 5.8m旋翼转速n 491rpm桨尖速度ΩR 150m/s桨叶弦长b 0.2m全机重量G 280kgm8.6kg桨叶重量b桨盘载荷102.41N/㎡桨叶实度0.0443旋翼旋转方向右旋（俯视）旋翼输入功率N 55H P四、桨毂结构参数桨毂预锥角δ 2.5°桨毂悬挂高度64mm挥舞调节系数0下限动角δ9°30′五、设计要求桨毂结构要合理，安全可靠，在满足强度要求的情况下，要尽量减轻桨毂的重量。
六、设计参数的计算与确定1、桨毂预锥角δ旋停状态下⎰Ω===R l b e rdr R M N k Mg T tg N T 2)/(,/,δ δ=2.47º在水平飞行下，拉力大于旋停状态，所以预锥角取大。
取δ=2.5º2、当量挥舞铰外伸量e l假定12βΩ=1.1242Ω,当用铰接式旋翼代替，其挥舞一阶固有频率一致。
12βΩ=(1+e l e S /e I )2Ω , e I =⎰R l b e dr r R M 2)/( e S =⎰Rl b e rdr R M )/( 求得e l =0.433m3、桨毂悬挂高度h在预锥角δ=2.5º时，桨叶重心高h=Rsin2.5º/2=63.2mm在水平飞行状态，桨叶的锥度角变大，所以h 取大取h=64mm七、桨毂外载荷计算桨毂承受由桨叶传来的各种载荷（挥舞面的载荷、旋转面的载荷、铰链力矩）。
在直升机各种工作状态，载荷情况各不相同。
根据直升机强度规范，选用直升机在使用中会发生的并决定结构元件或整机最严重的工作状态的载荷作为桨毂静强度计算的载荷。
螺旋桨计算公式
直升机螺旋桨升力计算公式直升机螺旋桨升力计算公式一般直升机的旋翼系统是由主旋翼.尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。
也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。
1。
现在的直升机螺旋桨（叫旋翼）的桨叶是由碳纤维和玻璃钢纤维与复合材料制造而成。
有一定的弹性，不转时，桨叶略有下垂弯曲。
当螺旋桨旋转时，由于离心力的原理, 桨叶会被拉直。
打个比方，我们看杂技“水流星”吧，两只水碗栓在一根绳子两端，放着不动时，绳子是支持不了水碗的，当旋转起来后，我们看到水碗和绳子象直线一样，空中飞舞。
2。
直升机的主螺旋桨是怎么支撑飞机的重量？这个问题就是直升机的飞行原理：（以一般直升机为例)直升机能在空中进行各种姿态的飞行，都是由主旋翼（你讲的螺旋桨）旋转产生的升力并操纵其大小和方向来实现的。
升力大于重量时，就上升,反之，就下降.平衡时，就悬停在空中。
直升机的升力大小，不但决定于旋翼的转速，而且决定于旋翼的安装角（又称桨叶角）.升力随着转速.桨叶角的增大而增大;随着转速.桨叶角的减小而减小。
直升机在飞行时，桨叶在转每一圈的过程中，桨叶角都是不同的；而且，每片桨叶的桨叶角也是不同的。
这才使直升机能够前。
后仰，左。
右倾,完成各种姿态。
直升机尾旋翼的转速和桨叶角的变化同主旋翼原理相同, 控制直升机的左转弯。
右转弯和直飞。
不管天空有风无风，直升机要稳定飞行，不变航向，也要靠稳定陀螺仪控制尾旋翼来完成。
总之，直升机旋翼系统非常复杂，我只讲直升机空中姿态变化与旋翼的关系。
１，直接影响螺旋桨性能的主要参数有：a.直径D——相接于螺旋桨叶尖的圆的直径。
通常，直径越大，效率越高，但直径往往受到吃水和输出转速等的限制；b.桨叶数N;c。
转速n——每分钟螺旋桨的转数；d。
螺距P——螺旋桨旋转一周前进的距离，指理论螺距；e.滑失率-—螺旋桨旋转一周，船实际前进的距离与螺距之差值与螺距之比；f。
螺距比——螺距与直径的比(P/D），一般在0。
直升机载重与平衡计算公式
直升机载重与平衡计算公式直升机是一种能够垂直起降的飞行器，它在军事、医疗救援、消防、运输等领域都有着广泛的应用。
直升机的载重能力和平衡性是其飞行安全和效率的关键因素之一。
在设计和操作直升机时，需要对其载重和平衡进行精确的计算和控制。
本文将介绍直升机载重和平衡的计算公式及其应用。
直升机的载重能力取决于其设计结构、动力系统和机载设备等因素。
一般来说，直升机的载重能力可以通过以下公式进行计算：载重能力 = (发动机功率自重) / (旋翼面积升力系数)。
其中，发动机功率是指直升机发动机的输出功率，自重是指直升机的空机重量，旋翼面积是指直升机旋翼的有效面积，升力系数是指旋翼在给定条件下产生的升力与动压和旋翼面积的比值。
通过这个公式，可以初步估算直升机的最大载重能力。
在实际操作中，直升机的载重能力还需要考虑一些其他因素，如气候条件、海拔高度、飞行速度等。
这些因素会对直升机的升力和飞行性能产生影响，因此需要进行修正计算。
一般来说，可以通过以下公式进行修正计算：修正载重 = 基本载重气候修正系数海拔高度修正系数速度修正系数。
其中，基本载重是指通过上述公式计算得到的初步载重能力，气候修正系数是指根据气温、湿度和气压等气候因素进行修正的系数，海拔高度修正系数是指根据飞行高度进行修正的系数，速度修正系数是指根据飞行速度进行修正的系数。
通过这个公式，可以得到直升机在不同气候和飞行条件下的实际载重能力。
除了载重能力，直升机的平衡性也是飞行安全的重要因素。
直升机的平衡性可以通过重心位置和配重计算来进行控制。
一般来说，直升机的重心位置可以通过以下公式进行计算：重心位置 = Σ(每个部件的重量部件到参考点的距离) / 总重量。
其中，Σ表示求和，每个部件的重量和部件到参考点的距离可以通过直升机的设计图纸和实际测量得到。
通过这个公式，可以精确计算出直升机的重心位置。
在实际操作中，如果直升机的重心位置偏离了设计要求，就需要通过增减配重来进行调整。
72直升机旋转部件载荷参数测试技术-章海红（5）
72直升机旋转部件载荷参数测试技术-章海红（5）第⼆⼗⼋届（2012）全国直升机年会论⽂直升机旋转部件载荷参数测试技术章海红王泽峰（中国飞⾏试验研究院，西安，710089）摘要：本⽂综述了国内外直升机旋转部件载荷参数测试技术的发展和现状。
重点介绍了直升机旋转部件载荷数据采集系统的发展及在型号试飞中的应⽤情况。
进⼀步探讨了新的测试⽅法，对电阻应变计测量法、光纤测量法和单点加速度计测量法以及投影波纹⼲涉测量法（投影光栅法）等四种测试⽅法进⾏了对⽐分析。
⽂中涉及的相关测试技术可为今后直升机强度试飞的不断改进提供参考。
关键词：直升机; 旋翼载荷; 测试⽅法0 引⾔近年来，随着新型号直升机的⽇益剧增，直升机强度试飞不断发展壮⼤，尤其是直升机测试技术取得了显著的进步。
本⽂根据国外的⼀些发展情况，针对直升机旋翼测试技术的现状，提出了⼏种新的测试⽅法，可为今后直升机强度试飞的不断改进提供参考。
1 发展现状直升机旋翼主轴、传动轴以及桨毂等关键旋转部件的飞⾏载荷测量、旋转件振动载荷（应⼒）测量以及桨叶运动参数测量是进⾏直升机旋转部件强度试验和疲劳寿命计算等⼯作的基础，因此⼀直是直升机设计、⽣产和使⽤部门密切关注的问题。
为了满⾜飞⾏试验对测试技术的⾼要求，⽬前国内外应⽤于直升机飞⾏试验的旋转部件参数的测量和采集⽅式⼤致分为三类：（1）引电器⽅式。
⽤引电器将所测旋转件的信息集流传递到静⽌的机载应变仪上，使⽤安装在机体的机载磁带机进⾏采集记录。
（2）遥测⽅式。
在旋转件上改装机载遥测天线，传感、放⼤装置将信息直接或编码后由⽆线电传输到地⾯站进⾏实时⾃动化数据处理，或由本机机体的⽆线电接收装置连接采集记录器接收记录。
（3）固态采集⽅式。
由⾃带电源、记录器和时码发⽣器的固态数据采集系统固接在旋翼/尾桨桨毂顶端，与旋翼（尾桨）同步运转，对旋转部件参数进⾏记录。
1.1 国外发展现状20世纪50年代以来，国外成功地开展了以CH-47、AH-1G、SA349/2和UH-60直升机为代表的强度试飞，飞⾏测试了包括旋翼桨叶运动参数（含位移和加速度）、桨叶温度和压⼒分布等诸多参数。
飞机气动载荷计算
飞机气动载荷计算一、引言飞机气动载荷计算是飞机设计和飞行过程中的重要环节之一。
通过计算飞机在飞行过程中受到的气动力和气动力矩，可以评估飞机结构的强度和稳定性。
本文将介绍飞机气动载荷计算的基本原理和方法。
二、飞机气动力飞机在飞行过程中受到的主要气动力有升力、阻力、侧向力和推力。
升力是垂直于飞机运动方向的力，用来克服重力。
阻力是平行于飞机运动方向的力，阻碍飞机前进。
侧向力是垂直于飞机运动方向和升力方向的力，主要用来控制飞机的侧向运动。
推力是由飞机引擎提供的向前的力，推动飞机前进。
三、飞机气动力矩除了气动力，飞机还受到气动力矩的作用。
气动力矩是由于飞机气动力的分布不均匀而产生的力矩。
飞机主要受到的气动力矩有俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩。
俯仰力矩是绕飞机纵轴旋转的力矩，主要由升力和阻力产生。
滚转力矩是绕飞机横轴旋转的力矩，主要由升力和侧向力产生。
偏航力矩是绕飞机垂直轴旋转的力矩，主要由侧向力和推力产生。
四、飞机气动载荷计算方法飞机气动载荷计算方法主要有实验方法和数值模拟方法。
实验方法是通过风洞试验或实际飞行中的测量来获取飞机气动载荷数据。
数值模拟方法是通过计算流体力学（CFD）模拟飞机在气流中的运动来估计飞机气动载荷。
两种方法都有其优缺点，实际应用中一般采用实验数据和数值模拟结果相结合的方法。
五、飞机气动载荷计算的应用飞机气动载荷计算在飞机设计、飞行试验和飞机运行过程中都有重要的应用价值。
在飞机设计中，通过计算飞机在各个飞行阶段的气动载荷，可以确定飞机结构的强度和稳定性要求，从而指导设计和优化飞机结构。
在飞行试验中，通过测量飞机在不同飞行状态下的气动载荷，可以验证设计计算结果的准确性，并评估飞机的飞行性能。
在飞机运行过程中，通过飞行数据的实时监测和分析，可以了解飞机受到的气动载荷情况，及时发现异常情况并采取相应措施。
六、结论飞机气动载荷计算是飞机设计和运行中必不可少的一项工作。
通过计算飞机受到的气动力和气动力矩，可以评估飞机结构的强度和稳定性，指导飞机设计和优化，验证设计计算结果的准确性，评估飞机的飞行性能，并在飞机运行过程中监测和分析飞机的气动载荷情况。
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第十九届（2003）全国直升机年会论文Z9A直升机旋翼桨毂静载荷计算张亚军1杨延滨1向锦武2（1哈尔滨飞机工业集团2北京航空航天大学）摘要：本文给出了直升机旋翼桨毂静载荷的一种计算方法，该方法关键在于确定与旋翼静载荷相对应的直升机的状态，同时采用通用做法推出旋翼桨叶运动方程，并对桨叶进行有限元离散。
利用这种方法对Z9A型直升机旋翼桨毂静载荷进行了计算，通过与国外同类机型的计算结果进行了对比分析，发现原计算模型的几个缺陷和计算结果中的几个难以解释之处。
一、引言与结构强度有关的载荷有两个：限制载荷和极限载荷，限制载荷为在使用中可能遇到的最大载荷。
对于飞机结构，限制载荷乘以１.５的安全系数得到极限载荷。
结构必须满足以下要求：在极限载荷下不发生破坏，在限制载荷下不出现永久变形。
本文所论及的载荷均为限制载荷。
旋翼载荷分为静载荷和动载荷两部分，旋翼静载荷是在服役期内旋翼可能遇到的载荷的最大平均值，而动载荷是在服役期内旋翼可能遇到的载荷的最大波动量。
在校核旋翼结构强度时，静载荷和动载荷一并考虑。
直升机旋翼载荷的确定是直升机旋翼结构设计的关键技术之一，既要保证结构安全，又要使结构的安全裕度不至于过大。
国外各大直升机公司都有一套自己的旋翼载荷确定方法，我们在这方面还有待深入研究。
本文给出了旋翼静载荷的一种确定方法，该方法包括两个部分：状态方程的建立和旋翼桨叶的有限元模拟，状态方程是根据规范导出的，旋翼桨叶的有限元模拟则是很通用的做法，这种做法可以充分计入直升机旋翼结构复杂性。
文献1给出了Z9A 直升机旋翼桨叶静载荷的计算结果，这里给出桨毂静载荷的计算结果。
二、 静 载 分 析 模 型《运输类直升机适航性要求(CCAR29)》2 第547条主旋翼结构中规定：极限扭矩必须均等地和合理地分配给每片桨叶。
我们的理解是，极限扭矩平均分到每片桨叶的根部，并合理地分配到桨叶的展向上。
基于这一理解，在给定旋翼转速和过载的条件下，求出满足拉力和扭矩限制Limit M 的总距操纵输入0θ和下沉速度z V 。
()0=-=-⋅⋅⋅-z Limit zz b b M M F N g N m M其中：z F 旋翼拉力g 重力加速度M 直升机总质量Limit M 极限扭矩 z M 旋翼扭矩b m 单片桨叶的质量 b N 桨叶片数z N 过载旋翼拉力z F 和旋翼扭矩z M 均为总距0θ和下沉速度z V 的函数，这是对直升机旋翼受最大静载荷的直升机状态的一种模拟，所以不考虑周期变距及前飞速度的影响。
此方程采用拟牛顿法求解。
本文用中等变形梁理论3来模拟桨叶，用最小势能原理导出桨叶的平衡方程，最后采用准线性化方法进行求解。
在结构模型方面，本文采用有限元法对旋翼系统进行简化4 ，认为桨叶是承受挥舞弯曲、摆振弯曲、弹性扭转和轴向拉伸变形的弹性梁，桨叶被划分成若干个梁单元，每个梁单元具有15个自由度；同时计入桨叶三个铰处的三个刚体自由度，计入张力中心和质心与弹性轴不重合的影响。
在气动模型方面，用准定常气动模型4 计算桨叶的气动力，认为入流是均匀，桨叶翼型气动力系数取自风洞试验数据，考虑气动中心与弹性轴不重合的影响，计入桨尖升力损失，未考虑失速和桨根非翼型段气流阻力的影响。
桨毂约束方程的建立：由于Z9A 型机桨毂结构的特殊性，本文作了如下处理： {}{}D T DH H f T f = {}{}D TDH H m T m =其中，D f 、D m 为桨叶上一点处单位长度上的结构载荷在桨叶变形系上的表示，H f 、H m 为桨叶上一点处单位长度上的结构载荷在桨毂旋转系上的表示， DH T 是桨叶变形系与桨毂旋转系之间的变换矩阵。
此结构载荷对弹性球轴承23.0=R 的力矩为{}{}H H H r f r m m ⨯+==23.0其中，H r 为桨毂旋转系上桨叶上一点相对于23.0=R 的位置矢量， 再把此载荷变换到变形系上{}{}23.0=='r D H D m T m得到对变距拉杆的作用力矩)1(D pitch m m '=由于变距拉杆已平衡了夹板上的扭矩，支臂的挥摆力矩由下式得到：{}⎪⎭⎪⎬⎫⎪⎩⎪⎨⎧''=)3()2(0D DT PL L m m T m 式中PL T 是变距系与摆振系之间的变换矩阵，得到23.0=r 处的摆振力矩)3(L lag m m =同样的处理可以得到23.0=r 处的摆振力矩{}⎪⎭⎪⎬⎫⎪⎩⎪⎨⎧=0)2()1(L L T LF F m m T m)2(F flap m m =式中LF T 是摆振系与挥舞系之间的变换矩阵。
对pitch m 、lag m 和flap m 沿桨叶展向上积分，得到23.0=r 处的外力矩pitch M 、lagMΩ图1、桨叶坐标系示意图x和flap M ，这三个载荷分别与约束刚度建立约束方程，其中pitch M 应加入由于弹性球轴承扭转变形而产生的约束力矩，它也是拉杆载荷计算的依据。
桨毂静载荷由桨叶根部载荷内推得到。
三、 桨毂静载荷计算结果这里给出了三种情况的计算结果：超扭( 图2-图5)，最大转速( 图6-图9)和超转( 图10-图13) 。
从总体上看，本文的计算结果与原计算结果5具有比较好的一致性，出入较大的地方有夹板挥舞剪力和力矩及第一种情况的夹板摆振剪力和力矩。
通过与文献5的对比研究，发现了以下三个方面的问题：其一：桨叶与夹板的对接处有2的偏转，原计算结果体现不出这一点。
2 偏转会改变夹板外端摆振剪力和摆振力矩，尤其是摆振剪力会有很大的变化，这是由于离心力很大。
其二：原计算给出的23.0=R处夹板的挥舞力矩难以理解。
例如，在超转( 图10)时由于存在着巨大的离心力，夹板连同桨叶必然由 5.4上倾的初始位置处下挥，那么弹性球轴承对夹板作用一个上挥力矩，在+23.0处夹板必然存在着一个下挥力矩；而在额定转速、67.2=ZN ( 图2)时，升力对挥舞的作用大于离心力，夹板连同桨叶相对于初始位置上挥，在+23.0处夹板必然存在着一个上挥力矩，那么弹性球轴承对夹板施以等值的反向力矩。
这两个状态是两个极端情况，其他状态应该落在这两者之间。
据此分析，我们给出的结果是没有问题的。
其三：弹性球轴承相对于桨毂平面有2.5mm 的下移，巨大的离心力在此处会产生一个相当可观的挥舞力矩。
原计算结果体现不出这一点。
本文结果也没有考虑这一点，这主要是为了便于与原计算结果进行比较。
在载荷计算时应该考虑着一点。
图2. 夹板挥舞剪力与挥舞力矩r图3. 夹板摆振剪力与摆振力矩r 图4. 桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图5. 桨毂星形件摆振剪力与摆振力矩YAxisTitle图6. 夹板挥舞剪力与挥舞力矩图7. 夹板摆振剪力与摆振力矩图8. 桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图9. 桨毂星形件摆振剪力与摆振力矩图10. 夹板挥舞剪力与挥舞力矩图11. 夹板摆振剪力与摆振力矩图12. 桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图13. 桨毂星形件摆振剪力与摆振力矩四、结论采用本文提出的计算方法彻底搞清楚了旋翼静载荷原计算的来龙去脉。
从理论方面讲，我们所采用的结构模型和气动模型肯定优于原计算所采用的结构模型和气动模型；从具体实施方面讲，我们对Z9旋翼结构的模拟肯定比原计算处理要精细得多。
本文的计算结果都能够给出合理的解释，至于原计算为什么会出现一些难以解释的地方则无从知晓。
参考文献１．张亚军向锦武直升机旋翼桨叶静载荷分析第十七届全国直升机年会2001年２．中国民用航空局《运输类旋翼航空器适航标准(CCAR29)》1988.04.21３．Hudges，D. H. and Dowell，E. H.，“Nonlinear Equations of Motion for The Elast Bending And Torsion of Twisted Nonuniform Rotor Blades”，NASA-TN D-7818 Dec. 1974 ４．Sivaneri, N. T. and Chopra,I., “Finite Element Analysis for Bearingless Rotor Blade Aeroelasticity”，Journal of the American Helicoptor Society，Vol.29,No.2,April 1984,pp.42-515．宇航公司技术报告《旋翼载荷》1984The Calculation Method of Static Loads for Z9AHelicopter Rotor HubZhang Yajun1 Yang Yanbin1 Xiang Jinwu 2 （1Harbin Aircraft Industry Group 2Bejing University of Aeronautics and Astronautics）Abstract: One method for calculating static loads of helicoper rotor hub isgiven in this paper. The difficulty of the method lies on how to determinehelicoptor’s conditions corresponding to the rotor static loads and derivingthe equation of motion of blade .The blade is discretized into a number ofbeam elements. Using the method static loads of Z9A helicopter rotor iscalculated. The papar points out the defects in prototye calculation modelsand the unintelligible place in the prototye calculation results by comparingwith the prototye calculation。