复合材料旋翼结构优化设计技术及应用摘要：简单介绍了几种实用的直升机复合材料旋翼结构优化设计技术及其应用情况，并对相关优化技术研究和应用过程中应注意的问题进行了阐述，同时介绍了优化设计技术在复合材料旋翼结构设计中的应用前景。

关键词：旋翼优化设计配重以往人们在研制旋翼时，往往采用"原准机"设计法进行设计，即在参考样机附近寻找可行结构设计方案。

采用"原准机"设计法进行结构设计，尽管较易于获得可行方案，但极大地限制了探索范围，只能形成样机系列，设计质量不可能有突破性的提高。

同时以往的事实证明，即使在参考样机方案附近进行探索，要想获得较满意的结构设计方案，一般仍需花费大量的时间和人力财力。

随着人们对旋翼结构设计水平要求的提高，人们已不再满足于一般的可行方案，而是力求获得工程概念的最佳方案；探索的范围不再局限在参考样机附近，而是在一般的结构布局和工艺制造许可条件下，在动力学、强度、重量、对旋翼中心转动惯量等约束下的大范围探索。

在更高要求和更大范围内探索最佳旋翼结构设计方案，必须解决两个层次的问题:其一是必须能对要求是否合理或有无可行方案进行快速判别；其二是必须在要求合理的情况下能迅速获得工程概念最佳方案。

显然，"原准机"设计法难以解决上述问题，满足不了当代先进复合材料旋翼的结构设计要求。

以优化方法为主脉、以高速计算机为主要设计工具的优化设计法及相应的优化设计技术，能从根本上解决上述问题，它们是未来直升机旋翼结构设计方法发展的必然趋势。

一、优化设计技术简介现代概念的优化设计技术，是指能帮助人们快速获得最佳设计方案的技术，其本质是一种能迅速确定探索方向、生成结构方案、分析结构方案和比较结构方案优劣的技术。

任何一种优化设计技术，都主要由优化模型和优化方法（或称优化器）两部分组成。

优化方法可分为直接优化法（如随机射线法、随机投点法、单纯形法等）和间接优化法（如线性规划、二次序列规划等）两大类，二者各有特色。

直接优化法的特点如下：不需要推导复杂的目标函数和性能参数对自变量的导数关系，能减少中间理论环节；用直接优化法搜索最佳方案，与以往进行结构设计的过程基本相同且比较直观，但搜索步骤较多（通常的工程结构优化，一般需比较成百上千个方案），优化分析时间较长，需要高速计算机才能完成。

间接优化法的特点则基本相反。

因此，间接优化法比较适于工程规模较小、理论分析方法较成熟和计算机资源较缺乏的情况，而直接优化法适于工程规模较大、理论分析方法（尤其是上述导数关系不太明了）相对不太成熟、拥有高速计算机资源的情况。

因此，从工程实际应用方面分析，在类似旋翼等较大规模的结构优化设计中采用直接优化法将更为适宜。

二、几种实用的复合材料旋翼结构优化设计技术及应用简介1.复合材料旋翼前沿配重结构优化设计在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，由于稳定性和弦向重心等要求非常苛刻，旋翼桨叶前沿一般都需要布置配重条才能满足。

配重条通常由铅等比重较大的金属材料制成，其形状一般为等截面长条结构，在复合材料旋翼桨叶剖面布置中尽量靠前沿；配重条横截面大小由桨叶前沿尺寸等因素综合确定。

当配重条的材料、截面尺寸、在复合材料桨叶剖面中的位置确定后，影响旋翼稳定性、动力特性、强度、重量、对旋翼中心转动惯量的因素唯有其展向起止位置。

复合材料旋翼前沿配重结构优化模型如下：目标函数在目前的直升机研制中，结构重量的控制仍是设计中极其重要的任务，因此本优化模型以旋翼的重量作为目标函数（或评价参数）。

关于旋翼的重量，对应任何前沿配重设计方案，都可以采用有限元法准确计算。

约束条件旋翼的动力特性、稳定性、对旋翼中心转动惯量和重量等要求，是工程实际中进行直升机旋翼结构设计的主要要求，本优化模型将它们作为约束条件。

优化模型没有考虑强度要求，它将主要通过合理布置旋翼剖面结构来满足。

自变量取桨叶前沿配重的起止位置作为自变量。

自变量的取值范围可以根据旋翼桨叶的整体结构情况来确定。

复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，采用"随机射线法"作为优化方法。

"随机射线法"是一种直接优化法，它具有较好的加速搜索功能。

复合材料旋翼前沿配重结构优化设计技术，已成功应用于某型机复合材料旋翼桨叶的前沿配重优化设计工作，结果是去掉了约3/4的前沿配重，为旋翼减重作出了突出的贡献。

需特别指出的是，因为该优化模型自变量较少（只有两个），因此可以通过半人工方式完成，即由人力根据优化规律进行结构设计方案的拟定、决定搜索方向和搜索步长、判别比较结构设计方案；关于结构设计方案的各种性能分析（如动力特性分析、稳定性分析等），则由计算机自动完成。

当然，一旦动力特性、稳定性等性能分析方法满足综合自动优化分析要求，上述全过程完全可由计算自动完成。

2.以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计在直升机复合材料旋翼结构设计过程中，因为动力学要求极为严格，相对难以满足，使得与结构方案的拟定、剖面结构特性分析、动力学分析和判别之间的迭代循环比强度等其他方面的迭代循环多。

复合材料旋翼的动力学分析和判别直接基于复合材料旋翼的剖面特性分析或剖面特性分布，与结构方案的拟定没有直接关系。

进一步分析可知，直升机旋翼设计过程中动力学方面的迭代循环，本质上是旋翼剖面结构特性分布方案与旋翼动力学分析和判别之间的迭代循环。

因此，如果能借助高速计算机的高速分析功能，通过运用优化技术，预先得到满足旋翼设计要求的最佳剖面结构特性分布方案，然后再以最佳方案指导结构设计，使设计流程由原来的循环形式变成较简单的顺序形式，这样将极大地减少原设计流程中主要依靠人力进行的结构方案的拟定至动力学分析和判别之间的反复迭代循环劳动，缩短大量的设计时间，同时还能获得相应最佳剖面特性分布规律的结构设计方案，使设计质量上升到新的高度。

要达到上述目标，关键是形成以旋翼剖面特性作为自变量的优化分析技术。

以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化模型如下：目标函数同前沿配重优化模型一样，仍以旋翼的重量作为目标函数，其表达式为F=W+E×σ+V ×β。

其中W为旋翼的重量，E和V为正大数，σ表示设计方案的性能离约束条件许可值的距离（如果方案满足约束条件，则该系数值为0），β为判断设计方案的性能是否满足要求的系数，若满足，则β为0，不满足，则为1。

因此，目标函数其实是一种包含旋翼重量、旋翼性能与许可值之间关系的综合函数，是旋翼剖面结构特性、旋翼结构形式及总体结构尺寸等因素的泛函。

约束条件本优化模型以旋翼挥舞前3阶、摆振前2阶的动力特性和对旋翼中心的转动惯量及重量等作为约束条件。

考虑优化方法的可操作性，本优化技术中没有考虑强度、稳定性和扭转动力特性要求。

主要通过控制旋翼弦向重心来满足主要振动模态的稳定性要求，通过合理布置旋翼剖面结构来满足强度和扭转动特性要求。

自变量本优化模型取旋翼桨叶典型剖面的质量、挥舞刚度和摆振刚度等作为自变量。

剖面质量和刚度的取值范围，可以根据以往复合材料旋翼桨叶剖面特性统计情况、材料情况和工艺制造情况等综合确定。

以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计技术，采用"随机投点法"和"随机射线法"作为优化器。

该优化设计技术是一种相应整体布局的优化设计技术，自变量较多，在实际应用过程中经常会碰到无可行方案、有多个可行域或多峰值的情况。

为了尽可能不遗漏可行域和尽快搜索到整个搜索范围内的最佳方案，故先采用"随机投点法"进行普查，在此基础上再利用"随机射线法"加快步伐进行搜索。

该优化设计技术必须借助高速计算机才能实现。

以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计技术，已成功应用于某型机复合材料主尾旋翼和原理样机模型旋翼的剖面结构特性优化布置。

在主旋翼桨叶结构优化设计中，取了11个相互独立程度较高的典型剖面，以典型剖面的挥舞刚度、摆振刚度和剖面质量为自变量，自变量总数为33个；为增加性能分析的精度，根据一定规律在典型剖面之间插入了12个插值剖面；同时考虑旋翼结构设计特点，将根部3个剖面作为固定剖面。

约束条件及优化结果见表1（频率比是指额定转速下的频率比）。

在尾旋翼结构优化中，取11个典型剖面和11个插值剖面，固定剖面为4个。

由于尾旋翼采用特殊的翘翘板结构形式，动力学分析状态有根部铰支和固支之分，故相应的约束也必须随之变化。

在尾旋翼结构优化中，碰到过无可行方案的情况，经过查询优化过程中间数据，发现是自变量取值范围太窄。

经过修订搜索范围，重新进行优化设计分析，所得结果见表2。

注意：表2中没有给出挥舞铰支1阶频率要求，同时摆振铰支1阶频率比*9覣lj(1)较小，这都是源于翘翘板式的旋翼结构形式。

在原理样机模型复合材料旋翼结构设计中，完全摒弃了以往的原准机设计法，采用以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计技术、相应的优化设计方法和设计流程为：利用计算机进行优化分析→获得最佳和诸多次佳的剖面特性分布规律→以最佳分布规律指导结构设计→考虑强度、稳定性、扭转动特性等其他所有要求，设计对应最佳分布规律的桨叶结构。

3. 以复合材料旋翼剖面结构尺寸为自变量的优化设计以复合材料旋翼剖面结构尺寸为自变量的优化设计技术，是以复合材料旋翼剖面结构特性为自变量的优化设计技术的延伸。

它针对复合材料旋翼实际设计的剖面特性分布与最佳剖面特性分布不可避免地存在一定差异等问题，直接将结构方案的拟定、剖面特性分析、动力学分析判别等动力学方面的循环迭代全过程全部纳入到优化设计技术中来，使之成为一种能直接面向旋翼主要结构尺寸设计的优化设计技术。

以复合材料旋翼剖面结构尺寸为自变量的优化模型如下：目标函数以旋翼的重量作为目标函数。

约束条件以旋翼挥舞前3阶、摆振前2阶动力特性和对旋翼中心转动惯量、重量要求等作为约束条件。

自变量以旋翼桨叶典型剖面的复合材料大梁内腔节点位置、蒙皮厚度作为自变量。

大梁节点位置、蒙皮厚度的取值范围，可以根据复合材料旋翼的工艺制造情况确定。

以复合材料旋翼剖面结构尺寸为自变量的优化设计技术，采用"随机投点法"和"随机射线法"作为优化器。

该优化设计技术必须借助高速计算机才能实现。

它已用于某中型机复合材料尾旋翼桨叶研制，相关优化设计数据在此不多述。

需指出的是，由于该优化技术将蒙皮厚度直接作为自变量，因此在优化设计分析中，必须预先给定蒙皮结构的密度和弹性模量等参数，与复合材料结构的可设计性存在一定差异，所以，该优化设计技术比较适合旋翼桨叶蒙皮整体材性结构基本确定或金属材料蒙皮情况。

4. 以复合材料旋翼剖面铺层布置为自变量的优化设计以复合材料旋翼剖面铺层布置为自变量的优化设计技术，是以复合材料旋翼剖面结构尺寸为自变量的优化设计技术的进一步完善。