CN103712745B - 直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法 - Google Patents

直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法 Download PDF

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直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法，涉及直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法。为了解决现有测量装置及测量方法在测量直升机旋翼桨叶重心参数时方法繁琐并且不能测量弦向重心参数的问题，本发明通过利用高精度质量传感器的精密性和可靠性，通过一次安装三点定位对桨叶重心参数进行测量，以高速HBMQUANTUMX数据采集器和高速数据处理优化算法为核心设计直升机旋翼桨叶重心参数测量系统，测量桨叶弦向中心和展向中心，简化了测量方法，同时提高了测量精度并提供了一种能够测量弦向重心参数和高度重心参数的测量装置及测量方法。本发明用于测量直升机旋翼桨叶重心参数。

Description

直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法
技术领域
本发明涉及直升机旋翼桨叶重心参数测量领域，进一步涉及直升机旋翼桨叶重心参数测量装置方法。
背景技术
在直升机上桨叶的静态特性由桨叶的结构性参数确定，它们共同的作用决定桨叶的特性。所以，在桨叶的校准过程中，桨叶的静态结构性参数是第一步要进行的，首先要保证桨叶的静态参数是一致稳定的。桨叶的校准最终要保证静态参数和动态特性的一致，静态参数的综合作用结果由动态特性表现出来，他们是共同对桨叶的动态特性产生影响，最终的结果是体现在桨叶挥舞、摆振等动态参数的变化。
基准桨叶的重量、展向重心和弦向重心是校验基准桨叶静态结构的参数，关系到桨叶在固化成形时的质量分布，同时也是影响桨叶气动特性的重要参数，确定了桨叶在挥舞面和摆振面的惯性矩，也影响桨叶的离心力矩。
目前国外利用大型天平测量该参数质量和展向重心参数。天平的测量精度很高，但需要的几何定位精度也很高，在展向重心参数平衡调整时每次测量都需要安装调整工装夹具，非常繁琐，而且不能测量弦向重心参数。
发明内容
为了解决现有测量装置及测量方法在测量直升机旋翼桨叶重心参数时方法繁琐并且不能测量弦向重心参数和高度重心参数的问题，以及由于上述问题而对实际生产的直升机桨叶质量造成影响的问题，提供了直升机旋翼桨叶重心参数测量装置及方法，
所述直升机旋翼桨叶重心参数测量装置，具体包括桨叶重心参数测量子系统1和质量传感器标定子系统2两部分；所述桨叶重心参数测量子系统1包括直升机桨叶重心参数测量试验台1-1、第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2、第三高精度质量传感器1-2-3、信号采集装置1-3、高速数据处理器1-4和微型控制计算机1-5；直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1用于放置和调节基准桨叶1-6的水平高度，直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1是由主板1-1-3和两个翼板1-1-4构成的T型架，在主板1-1-3端部和两个翼板1-1-4上各设有一个支撑杆1-1-1，基准桨叶1-6放置在装有第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3的直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1的支撑杆1-1-1上，信号采集装置1-3用于分别采集第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3的传感信号，高速数据处理器1-4用于实时计算基准桨叶1-6的重心参数，微型计算机1-5用于显示测量结果，信号采集装置1-3的信号输入端分别和第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3连接、信号输出端和高速数据处理器1-4的信号输入端连接，微型控制计算机1-5的信号输入端和高速数据处理器1-4的信号输出端连接。
质量传感器标定子系统2包括质量传感器标定装置2-1，高精度质量传感器2-2、标准砝码2-3、信号采集装置2-4、高速数据处理器2-5和微型控制计算机2-6；质量传感器标定装置2-1为三角架，三脚架的一边用于放置和固定标准砝码2-3和其相对的角用于固定待标定的高精度质量传感器2-2，信号采集装置2-4用于采集被标定高精度质量传感器2-2的信号，高速数据处理器2-5用于实时计算高精度质量传感器2-2信号数据，微型控制计算机2-6用于显示高精度质量传感器2-2的标定结果，信号采集装置2-4的信号输入端和高精度质量传感器2-3连接、信号输出端和高速数据处理器2-5的信号输入端连接，微型控制计算机2-6的信号输入端和高速数据处理器2-5的信号输出端连接。
同时提供了直升机旋翼桨叶重心参数测量装置的测量方法，具体如下：
步骤一、质量传感器标定：将标准砝码2-3和一个待标定的高精度质量传感器2-2放置并固定于质量传感器标定装置2-1上，信号采集装置2-4采集被标定高精度质量传感器2-2的信号，再利用高速数据处理器2-5计算待标定质量传感器，将标定结果显示在微型控制计算机2-6上。
步骤二、直升机旋翼桨叶重心参数测量：调整直升机桨叶重心参数测量试验台为水平，在支撑杆分别安装第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3，将数据采集装置1-3与微型控制计算机1-5连接后，分别再与第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3连接；在直升机桨叶重心参数测量试验台上安装基准桨叶1-6，调节各个传感器支撑杆高度使基准桨叶1-6安装孔处水平。根据各个传感器的读数
并利用以下公式计算：
m=m1+m2+m3桨叶质量
X=a*m2+m3)/m展向中心
Y=b+c*m1+2*m2)/m弦向中心
其中，m1为桨根传感器1-2-1的读数，m2为桨根传感器1-2-2的读数，m3桨根传感器1-2-3的读数，a为测量点展向定位距离，b为测量点弦向定位距离，c为后缘弦向定位距离。
本发明优点：
本发明中直升机旋翼桨叶重心参数的测量装置，利用高精度质量传感器的精密性和可靠性，通过一次安装三点定位对桨叶重心参数进行测量，以高速数据采集器和高速数据处理优化算法为核心设计直升机旋翼桨叶重心参数测量系统，测量桨叶弦向中心和展向中参数，桨叶展向中定位不确定度为5.0mm，弦向中心定位不确定度为2.0mm，高度中心定位不确定度为1.0mm。通过采用本发明测量方法能够能够保证生产出的桨叶质量统一以保障实际使用中直升机能够平稳飞行。
附图说明
图1桨叶重心参数测量子系统侧视图；
图2桨叶重心参数测量子系统俯视图；
图3质量传感器标定子系统示意图；
图4直升机桨叶展向中心与弦向中心参数的测量示意图，图中：1为测量点，2为弦向定位，3为展向定位，桨叶与x轴平行的方向y大于0一侧为后缘，其相反方向为前缘。
图5直升机桨叶高度中心参数的测量示意图。
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1～图3具体说明本实施方式中直升机旋翼桨叶重心参数测量装置具体具体包括桨叶重心参数测量子系统1和质量传感器标定子系统2两部分；所述桨叶重心参数测量子系统1包括直升机桨叶重心参数测量试验台1-1、第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2、第三高精度质量传感器1-2-3、信号采集装置1-3、高速数据处理器1-4和微型控制计算机1-5；直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1用于放置和调节基准桨叶1-6的水平高度，直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1是由主板1-1-3和两个翼板1-1-4构成的T型架，在主板1-1-3端部和两个翼板1-1-4上各设有一个支撑杆1-1-1，基准桨叶1-6放置在装有第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3的直升机旋翼桨叶重心测量试验台1-1的支撑杆1-1-1上，信号采集装置1-3用于分别采集第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3的信号，高速数据处理器1-4用于实时计算基准桨叶1-6的展向和弦向重心参数，微型计算机1-5用于显示测量结果，信号采集装置1-3的信号输入端分别和第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3连接、信号输出端和高速数据处理器1-4的信号输入端连接，微型控制计算机1-5的信号输入端和高速数据处理器1-4的信号输出端连接。
具体实施方式二：本实施方式中直升机旋翼桨叶重心参数测量装置包括质量传感器标定装置2-1，3只高精度质量传感器2-2、标准砝码2-3、HBMQUANTUMX信号采集装置2-4、高速数据处理器和优化算法2-5和微型控制计算机2-6；质量传感器标定装置2-1为三角架，三脚架的一边用于放置和固定标准砝码2-3和其相对的角用于固定待标定的高精度质量传感器2-2，HBMQUANTUMX信号采集装置2-4用于采集被标定高精度质量传感器2-2的信号，高速数据处理器2-5用于实时计算高精度质量传感器2-2信号数据，微型控制计算机2-6用于显示高精度质量传感器2-2的标定结果。
具体实施方式三：利用实施方式一和实施方式二中的装置进行的直升机旋翼桨叶重心参数测量的测量方法具体如下：
步骤一、质量传感器标定：将标准砝码2-3和待标定的高精度质量传感器2-2放置并固定于质量传感器标定装置2-1上如图3所示，HBMQUANTUMX信号采集装置2-4采集被标定高精度质量传感器2-2的信号，再利用高速数据处理器2-5计算待标定质量传感器，将标定结果显示在微型控制计算机2-6上。
步骤二、直升机旋翼桨叶重心参数测量：整直升机桨叶重心参数测量试验台为水平，在支撑杆分别安装第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3，将数据采集装置1-3与微型控制计算机1-5连接后，分别再与第一高精度质量传感器1-2-1、第二高精度质量传感器1-2-2和第三高精度质量传感器1-2-3连接；在直升机桨叶重心参数测量试验台上安装基准桨叶1-6，调节各个传感器支撑杆高度使基准桨叶1-6安装孔处水平。根据各个传感器的读数
并利用以下公式计算：
m=m1+m2+m3桨叶质量
X=a*m2+m3)/m展向中心
Y=b+c*m1+2*m2)/m弦向中心
其中，m1为桨根传感器1-2-1的读数，m2为桨根传感器1-2-2的读数，m3桨根传感器1-2-3的读数，a为测量点展向定位距离，b为测量点弦向定位距离，c为后缘弦向定位距离如图4所示。
将直升机桨叶重心参数测量试验台1-1上两个翼板1-1-4上设置的两个支撑杆1-1-1的高
度调高，使基准桨叶1-6平面与水平面有夹角θ，根据如下公式计算：
高度中心 h = a cos θ - ( f 3 + f 4 ) mg sin θ ;
a＝(f1+f2)L/mg
其中，f1与f2为通过基准桨叶1-6水平时两个翼板1-1-4上设置的两个支撑杆1-1-1上固定的高精度质量传感器1-2的读数，f3与f4为调节高度后两个支撑杆1-1-1上固定的高精度质量传感器1-2的读数，L为两个翼板1-1-4上设置的两个支撑杆1-1-1连线中心到主板1-1-3的距离，g为重力加速度。
通过本发明装置得到的展向中心参数测量误差小于3mm，弦向中心参数测量误差小于2mm，高度中心参数误差小于1mm。

Claims (1)

1.直升机旋翼桨叶重心参数测量方法，其特征为其具体按照以下步骤进行：
步骤一、用标定装置进行高精度质量传感器标定：将标准砝码(2-3)一个待标定的高精度质量传感器(2-2)放置并固定于质量传感器标定装置(2-1)上，信号采集装置(2-4)采集被标定高精度质量传感器(2-2)的信号，再利用高速数据处理器(2-5)处理待标定高精度质量传感器(2-2)的信号，将标定结果显示在微型控制计算机(2-6)上；
所述标定装置包括质量传感器标定装置(2-1)，高精度质量传感器(2-2)、标准砝码(2-3)、信号采集装置(2-4)、高速数据处理器(2-5)和微型控制计算机(2-6)；质量传感器标定装置(2-1)为三角架，三脚架的一边用于放置和固定标准砝码(2-3)和其相对的角用于固定待标定的高精度质量传感器(2-2)，信号采集装置(2-4)用于采集被标定高精度质量传感器(2-2)的信号，信号采集装置(2-4)的信号输入端和高精度质量传感器(2-3)的输出端连接，信号采集装置(2-4)的信号输出端和高速数据处理器(2-5)的信号输入端连接，微型控制计算机(2-6)的信号输入端和高速数据处理器(2-5)的信号输出端连接；
步骤二、直升机旋翼桨叶重心参数测量：
①展向中心和弦向中心测定：调整直升机桨叶重心参数测量试验台(1-1)为水平，在直升机桨叶重心参数测量试验台(1-1)的三个支撑杆(1-1-1)上分别安装第一高精度质量传感器(1-2-1)、第二高精度质量传感器(1-2-2)和第三高精度质量传感器(1-2-3)，将数据采集器(1-3)和微型控制计算机(1-5)连接后，分别再和第一高精度质量传感器(1-2-1)、第二高精度质量传感器(1-2-2)和第三高精度质量传感器(1-2-3)连接；在直升机桨叶重心参数测量试验台(1-1)上安装基准桨叶(1-6)，调节直升机桨叶重心参数测量试验台(1-1)的三个支撑杆(1-1-1)的高度使基准桨叶(1-6)水平；根据第一高精度质量传感器(1-2-1)、第二高精度质量传感器(1-2-2)和第三高精度质量传感器(1-2-3)的读数并利用以下公式计算：
基准桨叶(1-6)的质量m＝m1+m2+m3；
基准桨叶(1-6)的展向中心X＝a*(m2+m3)/m；
基准桨叶(1-6)的弦向中心Y＝b+c*(m1+2*m2)/m；
其中，m1为第一高精度质量传感器(1-2-1)的读数，m2为第二高精度质量传感器(1-2-2)的读数，m3为第三高精度质量传感器(1-2-3)的读数，a为测量点展向定位距离，b为测量点弦向定位距离，c为后缘弦向定位距离；
②高度中心测量：将直升机桨叶重心参数测量试验台(1-1)上两个翼板(1-1-4)上设置的两个支撑杆(1-1-1)的高度调高，使基准桨叶(1-6)平面与水平面有夹角θ，根据如下公式计算：
高度中心 h = a c o s θ - ( f 3 + f 4 ) m g s i n θ ;
a＝(f1+f2)L/mg
其中，f1与f2为通过基准桨叶(1-6)水平时两个翼板(1-1-4)上设置的两个支撑杆(1-1-1)上固定的第一高精度质量传感器(1-2-1)和第二高精度质量传感器(1-2-2)的读数，f3与f4为调节高度后两个支撑杆(1-1-1)上固定的第一高精度质量传感器(1-2-1)和第二高精度质量传感器(1-2-2)的读数，L为两个翼板(1-1-4)上设置的两个支撑杆(1-1-1)连线中心到主板(1-1-3)的距离，g为重力加速度。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109163847A (zh) * 2018-08-30 2019-01-08 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种旋翼重心测量方法及其测量工装

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104034478B (zh) * 2014-06-30 2016-06-22 哈尔滨工业大学 质心测量中球窝、柱窝、平面相结合的支撑装置
CN105444855A (zh) * 2015-11-28 2016-03-30 沈阳飞机工业（集团）有限公司 飞机重量重心测量与调整装置
CN105758587B (zh) * 2016-04-27 2018-05-29 小煷伴（深圳）智能科技有限公司 机器人重心感知反馈系统
CN106017796B (zh) * 2016-06-30 2018-11-09 西安爱生技术集团公司 伞降回收无人机重心测量系统用托架
CN106403735A (zh) * 2016-11-30 2017-02-15 中国航天空气动力技术研究院 导弹质心测量系统
CN106768639B (zh) * 2017-03-27 2023-07-21 江苏科技大学 调距桨桨叶重心测量装置和测量方法
CN110346084B (zh) * 2019-06-28 2021-11-23 佛山智异科技开发有限公司 一种质心检测装置及方法
CN110954202A (zh) * 2019-12-19 2020-04-03 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种变姿态飞机重量重心测量设备及测量方法
CN112649151A (zh) * 2020-12-04 2021-04-13 中汽研汽车检验中心（天津）有限公司 一种假人质心测量装置及测量方法
CN113942642B (zh) * 2021-11-19 2023-09-08 中国直升机设计研究所 一种带有气动压力测量传感器的直升机桨叶
CN115931223B (zh) * 2022-12-26 2024-05-28 二重（德阳）重型装备有限公司 一种大型异形结构件的高精度质心测量的工艺方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4078422A (en) * 1975-06-24 1978-03-14 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Adjusting the static moment of a rotor blade
CN101793583A (zh) * 2010-03-19 2010-08-04 天津修船技术研究所 变螺距螺旋桨桨叶重心测量仪
CN103063363A (zh) * 2012-12-29 2013-04-24 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机旋翼桨叶静矩和重心测量装置及其测量方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6212837U (zh) * 1985-07-09 1987-01-26

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4078422A (en) * 1975-06-24 1978-03-14 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Adjusting the static moment of a rotor blade
CN101793583A (zh) * 2010-03-19 2010-08-04 天津修船技术研究所 变螺距螺旋桨桨叶重心测量仪
CN103063363A (zh) * 2012-12-29 2013-04-24 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机旋翼桨叶静矩和重心测量装置及其测量方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
直升机桨叶校准技术研究;姜昆等;《第二届中国航空学会青年科技论坛文集》;20060531;第130-138页 *
简单实用的称重传感器检测装置;孙秉礼;《水泥》;20001231(第9期);第39页 *
螺旋桨桨叶重心检测系统的研究与设计;林虎;《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20080515(第05期);C036-28 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109163847A (zh) * 2018-08-30 2019-01-08 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种旋翼重心测量方法及其测量工装

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