直升机旋翼桨毂静载荷计算
直升飞机桨叶拉力计算公式
直升飞机桨叶拉力计算公式直升飞机是一种垂直起降的飞行器，其桨叶的设计和计算是非常重要的。
桨叶的拉力是直升飞机能够进行垂直起降和悬停的关键因素之一。
在设计和计算直升飞机桨叶拉力时，需要考虑多种因素，包括桨叶的长度、宽度、材料、旋转速度等。
本文将介绍直升飞机桨叶拉力的计算公式及其相关内容。
直升飞机桨叶拉力的计算公式如下：T = 2 π r v (ρ A C_L)^0.5。
其中，T为桨叶的拉力，r为桨叶的半径，v为桨叶的旋转速度，ρ为空气密度，A为桨叶的面积，C_L为升力系数。
在这个公式中，桨叶的拉力与桨叶的半径、旋转速度、空气密度、桨叶的面积和升力系数等因素有关。
下面将对这些因素进行详细解释。
首先，桨叶的半径是指桨叶从旋转轴到桨叶端的距离。
桨叶的半径越大，桨叶产生的拉力就越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑桨叶的半径对拉力的影响。
其次，桨叶的旋转速度是指桨叶每分钟旋转的圈数。
旋转速度越快，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑旋转速度对拉力的影响。
第三，空气密度是指单位体积空气中所含的空气质量。
空气密度越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑空气密度对拉力的影响。
第四，桨叶的面积是指桨叶的叶片面积。
桨叶的面积越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑桨叶的面积对拉力的影响。
最后，升力系数是指桨叶产生的升力与气动力学参数之间的关系。
升力系数越大，桨叶产生的拉力也越大。
因此，在设计直升飞机桨叶时，需要考虑升力系数对拉力的影响。
综上所述，直升飞机桨叶的拉力计算公式涉及到多个因素，包括桨叶的半径、旋转速度、空气密度、桨叶的面积和升力系数等。
在设计直升飞机桨叶时，需要综合考虑这些因素，以确保桨叶能够产生足够的拉力，从而保证直升飞机的垂直起降和悬停能力。
除了桨叶的拉力计算公式外，还需要考虑桨叶的结构设计、材料选择、动力系统等因素。
桨叶的结构设计需要考虑桨叶的强度、刚度、耐久性等特性，以确保桨叶在高速旋转和复杂气流环境下能够正常工作。
直升机旋翼桨毂静载荷计算
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 。
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直升机是一种高速旋转的飞行器，其结构件需要承受数十万甚至数百万次的往返飞行载荷，因此必须对其进行疲劳试验以验证其耐久性能。
疲劳试验通常包括模拟飞行载荷的试验，而试验载荷计算方法是疲劳试验中的重要环节，其目的是确定试验载荷的大小和形状。
本文将介绍直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法的基本原理、计算方法以及实验考虑因素。
一、试验载荷计算的基本原理结构件的疲劳特性试验目的是确定结构件在实际使用过程中所承受的载荷的大小以及载荷的变化规律，从而评估结构件的寿命和耐久性能。
试验载荷通常需要模拟实际使用过程中的载荷，以验证结构件的耐久性能。
在直升机结构件的疲劳特性试验中，试验载荷通常会被分解为周期性载荷和非周期性载荷两部分。
周期性载荷是指由于旋转部件运动而产生的载荷，包括风阻力、惯性力、离心力等等。
周期性载荷的大小和形状可以通过直升机设计参数、飞行数据、计算模拟等方法确定。
非周期性载荷是指由于飞行过程中突然发生的载荷，如气象变化、载荷变化等。
非周期性载荷的大小和形状通常需要通过实测数据和试验方式来确定。
试验载荷计算的方法主要包括响应谱法、数学模型法和实验试验法。
响应谱法是通过分析直升机受到的各种载荷分量的响应加速度，以及直升机结构件在这些加速度下的实际动态响应，推导出各种载荷分量的响应谱。
响应谱法利用试验过程产生的载荷数据，通过计算和处理，得到结构在这些载荷下的疲劳特性参数。
响应谱法具有计算简单、试验成本低等特点，但是其结果与实际情况有所偏差。
数学模型法是通过构造直升机及其结构件的数学模型，对飞机受载情况进行数学模拟，根据模拟结果推导结构件的疲劳特性参数。
数学模型法需要考虑直升机的设计参数、飞行数据，计算复杂度较高，但其结果更加准确。
实验试验法是通过实验过程中直接测量直升机受到的载荷数据，然后将载荷数据输入到测试设备中，模拟直升机的受载情况，从而获得直升机结构件在不同载荷下的疲劳特性参数。
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直升机结构件的疲劳特性对于直升机的安全性和可靠性具有重要意义。
在直升机的设计与维护过程中，需要对直升机结构件进行疲劳试验，以评估其疲劳寿命和疲劳特性。
本文将介绍直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法。
1.试验方法疲劳试验通常采用加载频率为较高的反复加载模式，模拟飞行中复杂的振动和加载条件，以评估结构件的疲劳寿命和疲劳特性。
试验应该在特定的载荷范围内进行，并记录每个载荷点的峰值载荷和循环次数，以确定结构件的疲劳性能。
2.载荷计算方法（1）试验负载谱试验负载谱是按照特定设计飞行任务、载荷范围和安全系数计算得到的载荷数据。
试验负载谱应包括直升机各部位的最大载荷、最小载荷和中间载荷，以及直升机在飞行中受到的复杂载荷和振动。
（2）载荷振幅载荷振幅是试验载荷的最大和最小幅值。
在试验过程中，应精确地控制每个载荷点的振幅，并记录实际载荷振幅和试验时间。
（3）载荷循环次数载荷循环次数是指结构件在试验中所受到的循环载荷的次数。
在试验过程中，应通过准确的传感器进行载荷测量，并记录所有载荷点的循环次数。
（4）载荷频率3.疲劳特性参数计算方法（1）疲劳极限承载能力疲劳极限承载能力是结构件在试验中所能承受的最大载荷。
疲劳极限承载能力可以通过试验负载谱、载荷振幅和载荷循环次数计算得出。
（2）疲劳寿命（3）疲劳裂纹扩展速率疲劳裂纹扩展速率是指结构件中裂纹在每循环次数中的扩展速率。
疲劳裂纹扩展速率可以通过试验中对裂纹的监测和记录得出。
4.结论本文介绍了直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法，包括试验负载谱、载荷振幅、载荷循环次数和载荷频率的计算方法，以及疲劳特性参数包括疲劳极限承载能力、疲劳寿命和疲劳裂纹扩展速率的计算方法。
这些参数将帮助直升机设计师和维护人员评估结构件的疲劳寿命和疲劳特性，以保证直升机的安全运行。
《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。
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
为了在直升机结构件疲劳试验中准确地计算载荷，需要考虑结构件在运行过程中所受
到的各种载荷和环境因素。
以下是一些常见的直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法：
1. 飞行载荷：直升机在飞行中会受到重力、气动力和惯性力的影响，因此飞行载荷
是直升机结构件疲劳试验过程中必须考虑的一个因素。
根据所使用的机型和试验要求，可
以通过飞行模拟和飞行数据分析来计算飞行载荷。
2. 弯曲载荷：直升机叶片和旋翼桨叶等结构件在飞行过程中会受到弯曲载荷的影响。
弯曲载荷的计算需要考虑结构件的尺寸、强度和材料性能等因素。
4. 扭转载荷：直升机旋转系统的旋转轴会对结构件产生扭转载荷，因此扭转载荷也
是疲劳试验中需要考虑的一个因素。
5. 冲击载荷：在发动机故障、外界撞击等突发情况下，结构件受到的冲击载荷可能
会远远超过设计载荷。
为了确保毫发无损的飞行安全，需要对结构件进行冲击载荷测试并
计算设计值。
6. 环境载荷：直升机在不同的环境下可能会受到不同的载荷，例如气候变化、海拔
高度的变化等等。
这些环境因素也需要考虑在内，以保证结构件的疲劳寿命。
综上所述，直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法需要考虑众多因素，各项因素的
综合考虑，加上在模拟试验环节中的不断补充完善，才能使试验结果真实可靠，为直升机
的安全飞行提供有力的保证。
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【摘要】本文主要介绍了直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法。
在分析了研究背景和研究目的。
在详细阐述了试验载荷计算方法概述、载荷模型、疲劳试验设计、载荷计算实例和试验结果分析。
结论部分指出了载荷计算方法的可行性，为直升机结构件疲劳特性研究提供了参考。
通过本文的研究，可以更好地理解直升机结构件在不同载荷下的疲劳特性，为提高直升机的安全性和可靠性提供技术支持。
【关键词】直升机、结构件、疲劳特性、试验、载荷计算方法、载荷模型、疲劳试验设计、试验结果分析、可行性、研究背景、研究目的、参考。
1. 引言1.1 研究背景直升机是一种非常重要的飞行器，其结构件的疲劳特性对直升机的安全飞行至关重要。
疲劳是材料在受到交变载荷作用下，在连续循环加载下发生的一种破坏形式。
直升机在飞行过程中会经历各种复杂的载荷状态，例如起飞、飞行和降落等过程中会受到风载荷、振动载荷等多种不同类型的载荷影响，这些载荷会对直升机结构件产生影响，导致疲劳破坏的发生。
对直升机结构件的疲劳特性进行研究和试验是非常必要的。
直升机结构件的疲劳特性试验是通过对直升机结构件进行加载试验，观测结构件在不同载荷状态下的疲劳破坏行为，从而分析结构件的疲劳性能。
为了准确地进行疲劳特性试验，需要对试验载荷进行合理的计算和设计。
通过对试验载荷进行准确计算，可以保证试验结果的可靠性和有效性，为直升机结构件的设计和改进提供科学依据。
研究直升机结构件疲劳特性试验载荷的计算方法具有重要的理论和实际意义。
1.2 研究目的研究目的旨在探讨直升机结构件的疲劳特性及其试验载荷计算方法，以提高直升机的安全性和可靠性。
具体来说，本研究旨在：1. 确定直升机结构件在疲劳载荷作用下的疲劳寿命，为延长直升机使用寿命提供依据；2. 优化直升机结构设计，提高其疲劳性能，减少疲劳损伤；3. 探索适合直升机疲劳试验载荷计算的方法，为工程实践提供可靠的依据；4. 为直升机结构件的安全评估和维修提供科学依据，保障直升机飞行安全。
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直升机旋翼桨毂静载荷计算第十九届(2003)全国直升机年会论文张亚军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,.,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738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MLimit 的总距操纵输入?0和下沉速度Vz。
其中: ?M?mb?Nb??g?Nz?FzMLimit?Mz?0?0 Fz旋翼拉力———————————————————————————————————————————————g 重力加速度M 直升机总质量MLimit 极限扭矩 Mz 旋翼扭矩 mb单片桨叶的质量 Nb 桨叶片数 Nz过载旋翼拉力Fz和旋翼扭矩Mz均为总距?0和下沉速度Vz的函数，这是对直升机旋翼受 739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:其中，TT?fH??TDH?fD? ?mH??TDH?mD? fD、mD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，fH、mH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，TDH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R?0.23的力矩为mr?0.23?mH??rHfH?其中，rH为桨毂旋转系上桨叶上一点相对于R?0.23的位置矢量，再把此载荷变换到变形系上mmr0.23 DTDH740得到对变距拉杆的作用力矩mpitch?m?D(1)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:0T(2) mLTPLm Dm(3)D式中TPL是变距系与摆振系之间的变换矩阵，得到r?0.23处的摆振力矩mlag?mL(3)同样的处理可以得到r?0.23处的摆振力矩mL(1)T mFTLFmL(2)mflap?mF(2)———————————————————————————————————————————————式中TLF是摆振系与挥舞系之间的变换矩阵。
对mpitch、mlag和mflap沿桨叶展向上积分，得到r?0.23处的外力矩Mpitch、Mlag ? x 图1、桨叶坐标系示意图741和Mflap，这三个载荷分别与约束刚度建立约束方程，其中Mpitch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R?0.23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4.5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0.23处夹板必然存在着一个下挥力矩;而在额定转速、NZ?2.67( 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0.23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。
742r图2. 夹板挥舞剪力与挥舞力矩图3. 夹板摆振剪力与摆振力矩rY Axis Title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743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,(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 ,(中国民用航空局《运输类旋翼航空器适航标准(CCAR29)》1988.04.21 ,(Hudges，D. H. and Dowell，E. H.，“Nonlinear Equations of Motion———————————————————————————————————————————————for The Elast BendingAnd Torsion of Twisted Nonuniform Rotor Blades”，NASA-TN D-7818 Dec. 1974 ,(Sivaneri, N. T. and Chopra,I., “Finite ElementAnalysis for Bearingless Rotor BladeAeroelasticity”， Journal of the American Helicoptor Society，Vol.29,No.2,April 1984,pp. 42-517445(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 calculation745———————————————————————————————————————————————。