CN103727881A - 直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法 - Google Patents

Abstract

直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法，涉及一种直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法，解决在直升机旋翼桨叶挥舞参数测量时没有补偿算法因此造成测量结果的误差过大从而对直升机桨叶设计制造造成不良影响的问题提供了一种直升机桨叶挥舞参数测量补偿算法，首先根据测量的逆过程得到系统采样频率，然后通过测量算法对挥舞参数进行补偿，本发明方法将直升机桨叶挥舞参数测量误差降低到±0.2mm。本发明用于对直升机桨叶挥舞参数测量时的误差进行补偿以减小误差。

Description

直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法

技术领域

本发明涉及一种直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法。

背景技术

桨叶挥舞参数是直升机桨叶空气动力和飞行控制等综合作用的最终体现，是最终验证直升机旋翼桨叶设计参数、制造工艺、空气动力理论、飞行控制方法等的主要参数。由于直升机旋翼桨叶动平衡试验是在旋翼高速旋转动态下进行，一直存在着测量难度大、测量精度差的问题，对桨叶挥舞参数的测量技术一直为国内外所关注。我国对于直升机桨叶的动平衡试验技术源自法国，开始采用法国引进的旋翼桨叶动平衡试验台，后研制的也采用法国的技术。直升机旋翼动平衡试验台由主台体、液压传动系统、转速控制系统、桨叶共锥度测量装置、铰链力矩测量装置等部分组成。

桨叶挥舞参数的测量是在户外的动平衡试验台上进行的，对于旋翼桨叶的挥舞高度，采用激光测量方法。测量装置由3路激光发射和接受器组成，3组激光信号，其中2条平行，另1条倾斜一定的角度，3束激光光路锁定一个激光平面，使旋翼上的3片桨叶在旋转状态下能够顺序切割激光光路，因此桨叶挥舞参数与激光器的安装尺寸有直接的关系，激光器安装在密封的充氮保护罩中，无法准确测量。而现场的安装尺寸不可能精密测量，而且由于动平衡试验台安装在室外，环境温度等自然环境参数也会导致安装尺寸的变化，因此现有测量方法中由于没有补偿算法，实际测量中参数变化引起的桨叶挥舞高度测量结果的误差过大对直升机桨叶的设计制造造成了不良的影响。

发明内容

为了解决在直升机旋翼桨叶挥舞参数测量时没有补偿算法，因此造成测量结果的误差过大，从而对直升机桨叶设计制造造成不良影响的问题，而提供了直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法。

本发明解决上述问题采用的技术方案是：

所述方法所使用的直升机桨叶挥舞参数测量装置，该装置包括直升机旋翼动平衡试验台1-1、由第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2和第三激光器组1-2-3组成的激光器组1-2、接收信号调理电路1-3、三个32位计数器1-4、高速DSP嵌入式数据处理器1-5和微型控制计算机1-6；直升机旋翼动平衡试验台1-1用于驱动旋翼上的三片基准桨叶1-7旋转，三片基准桨叶1-7在旋转状态下能够顺序切割第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3产生的激光光路，每个激光器组由一个激光发射器和一个激光接收器组成，第一激光器组1-2-1和第二激光器组1-2-2产生的激光光路垂直于桨盘平面GOD，第三激光器组1-2-3产生的激光光路和桨盘平面GOD存在有大于0°小于90°的角度，第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2和第三激光器组1-2-3产生的三条激光光路共平面；三个32位计数器1-4用于测量时序脉冲信号的时间间隔，高速DSP嵌入式数据处理器1-5用于实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，微型控制计算机1-6用于显示测量结果，接收信号调理电路1-3的信号输入端分别和第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3的输出端连接，第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3的信号输出端分别与三个32位计数器1-4的信号输入端连接，接收信号调理电路1-3的计数信号输出端分别与三个32位计数器1-4连接，三个32位计数器1-4通过高速DSP嵌入式数据处理器1-5与微型控制计算机1-6通信连接，采用的桨叶挥舞参数测量补偿方法具体方法如下：

第一步、确定测量系统的工作频率：

1确定桨叶挥舞参数测量系统的分辨能力，在挥舞高度方向产生的误差为μ，则基准桨叶1-7在水平方向划过的距离为x，

2据

有

将基准桨叶的半径最大取整数后为R，基准桨叶1-7转速为n，则 $\mathrm{\Δt}=\frac{x}{\frac{2\mathrm{n\πR}}{60}},$ 采样频率 $f=\frac{1}{\mathrm{\Δt}};$

3据采样定理，确定系统的采样频率为2f～3f。

第二步、以桨盘平面图2中的平面GDN为参考的桨叶挥起高度，则对于第一片基准桨叶和第二片、第三片基准桨叶的相对挥舞高度差Δh_1-2、Δh_1-3以及第二片基准桨叶和第三片基准桨叶的有相对挥舞高度差Δh_2-3分别为：

${\mathrm{\Δh}}_{1-2}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{1-3}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{2-3}=\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

Δh_1-2、Δh_1-3、Δh_2-3即挥舞参数测量补偿数值；

其中，两垂直激光器之间的距离L，H为桨叶挥舞高度的测量范围，h₀为靠近地面的激光光路交点离桨毂平面的距离，h为桨叶测量靶点的挥舞高度；t₁₁，t₁₂和t₁₃为第一片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₂₁，t₂₂和t₂₃为第二片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₃₁，t₃₂和t₃₃为第三片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间。

本发明优点：

本发明方法考虑了实际测量中参数变化引起的桨叶挥舞高度测量误差，很好的补充了基准桨叶在实际测量时挥舞参数的误差。经过修正后的挥舞参数误差由-1.1mm减小到±0.2mm。避免了由于挥舞参数测量误差过大而对直升机桨叶设计制造造成不良影响。

附图说明

图1是基准桨叶挥舞高度测量误差原理图；

图2是激光器空间安装结构图；

图3是激光发射器及激光接收器光路图，

图4是三片基准桨叶旋转一周的时间波形图，

图5是直升机桨叶挥舞参数测量装置示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1～图5具体说明本实施方式中直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法，所使用的直升机桨叶挥舞参数测量装置(如图5所示)包括：直升机旋翼动平衡试验台1-1、由第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2和第三激光器组1-2-3组成的激光器组1-2、接收信号调理电路1-3、三个32位计数器1-4、高速DSP嵌入式数据处理器1-5和微型控制计算机1-6；直升机旋翼动平衡试验台1-1用于驱动旋翼上的三片基准桨叶1-7旋转，三片基准桨叶1-7在旋转状态下能够顺序切割第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3产生的激光光路，每个激光器组由一个激光发射器和一个激光接收器组成，第一激光器组1-2-1和第二激光器组1-2-2产生的激光光路垂直于桨盘平面GOD，第三激光器组1-2-3产生的激光光路和桨盘平面GOD存在有大于0°小于90°的角度，第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2和第三激光器组1-2-3产生的三条激光光路共平面；三个32位计数器1-4用于测量时序脉冲信号的时间间隔，高速DSP嵌入式数据处理器1-5用于实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，微型控制计算机1-6用于显示测量结果，接收信号调理电路1-3的信号输入端分别和第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3的输出端连接，第一激光器组1-2-1、第二激光器组1-2-2、第三激光器组1-2-3的信号输出端分别与三个32位计数器1-4的信号输入端连接，接收信号调理电路1-3的计数信号输出端分别与三个32位计数器1-4连接，三个32位计数器1-4通过高速DSP嵌入式数据处理器1-5与微型控制计算机1-6通信连接，所述的直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法具体如下：

步骤一、确定测量系统的工作频率。

根据测量过程的逆过程设计满足桨叶挥舞高度测量的精度要求的测量系统工作频率，

桨叶挥舞参数测量系统的分辨能力在0.2mm左右，即当两片桨叶之间的高度差为0.2mm或者小于0.2mm时，测量系统把它们当成挥舞高度相同的桨叶来看待，这样就可以把问题等效成：当一片基准桨叶在光路中间穿过时，它在士0.2mm的区间内波动时，系统测量不出时间差。如果在挥舞高度方向产生0.2mm的误差，则桨叶在水平方向划过的距离为x如图1。

根据有

基准桨叶的半径最大取整数为R＝6000mm，旋翼转速n＝366rpm，则 $\mathrm{\Δt}=\frac{x}{\frac{2\mathrm{n\πR}}{60}}\≈0.00000032s=0.32\mathrm{\μs},$ 采样频率 $f=\frac{1}{\mathrm{\Δt}}=3\mathrm{MHz}.$

根据采样定理，实际的采样频率应是计算频率的2－3倍，确定系统的采样频率为10MHz。

步骤二、对测量算法进行非线性补偿。

实际上由于桨叶向上挥起，旋翼锥体与激光平面相切，3个切点并不在一条直线上，而是在两个面的相贯线上，(如图2)。

桨叶扫过B和C点的时间差Δt_BC，实际测量中Δt_BC是无法测得的，由测量时间序列得到的是激光平面和桨叶挥舞轨迹锥体相贯线上B1点和C点的时间差Δt_B1C，二者之间有高度差BB1。且该差值随着桨叶挥起的角度不同呈非线性变化。通过估算，桨叶挥起的高度约为：500mm，桨叶挥舞参数测量点半径约：5556mm，则桨叶挥舞锥度角：

两束垂直激光器的距离：700mm，不经过算法修正，则由抛物线引起的最大误差为-0.9mm，由桨叶挥起角度引起的非线性误差已经超出了系统要求的误差范围，必须进行非线性的修正。桨叶挥舞参数测量系统激光器结构如图2所示，其中O为旋翼桨毂中心，FI、TD为激光器组中的两垂直激光器组，安装距离为L，与桨毂中心的水平夹角为α，IT为斜激光器，倾斜角度为θ，三者组成一个激光平面。OEG为桨毂平面，三片基准桨叶挥起时成倒锥体，AKC为桨尖轨迹平面。桨叶OK切割三束激光于A、B1、C点，由于两垂直激光器之间的距离L≈700mm，相对于桨叶桨尖旋转一周的周长2πR≈35000mm是个小量，基准桨叶在此期间的挥舞角度几乎不变。

如图2中所示，H为基准桨叶挥舞高度的测量范围，h₀为靠近地面的激光光路交点离桨毂平面的距离，h为桨叶测量靶点的挥舞高度，基准桨叶挥起的角度为β。

ON为O点到EG的垂线，可知：

$\mathrm{ON}=R\cos \frac{\mathrm{\α}}{2},$

$\mathrm{NM}=\frac{t_{12}}{t_{11}+t_{12}}\×2R\sin \frac{\mathrm{\α}}{2}-R\sin \frac{\mathrm{\α}}{2}=\left(\frac{t_{12}-t_{11}}{t_{11}+t_{12}}\right)R\sin \frac{\mathrm{\α}}{2}$

$\mathrm{BK}=R-\mathrm{OM}=R(1-\frac{1}{t_{11}+t_{12}}\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+{2t}_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}})$

$B_{1}B=\mathrm{BK}\×\mathrm{tg\β}=\left({h-h}_0\right)(1-\frac{1}{t_{11}+t_{12}}\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+{2t}_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}})$

已知：

${\mathrm{MB}}_1=h_{B1}-h_0=\frac{t_{12}}{t_{11}+t_{12}}\×H-h_0$

$h-h_0={\mathrm{MB}}_1+B_{1}B=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})\×h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}$

以上是以桨盘平面为参考的桨叶挥起高度，则三片基准桨叶的挥舞高度h₁、h₂、h₃分别为：

$h_1=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+{2t}_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}$

$h_2=\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+{2t}_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}$

$h_3=\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+{2t}_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

对于第一片基准桨叶和第二片、第三片基准桨叶的相对挥舞高度差Δh_1-2、Δh_1-3以及第二片基准桨叶和第三片基准桨叶的有相对挥舞高度差Δh_2-3分别为：

${\mathrm{\Δh}}_{1-2}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{1-3}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{2-3}=\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

Δh_1-2、Δh_1-3、Δh_2-3即挥舞参数测量补偿数值；

其中t₁₁，t₁₂和t₁₃为第一片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₂₁，t₂₂和t₂₃为第二片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₃₁，t₃₂和t₃₃为第三片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间。

通过本发明方法将挥舞参数补偿之后得到的结果误差从-1.1mm降低到±0.2mm。

Claims (2)

1.直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法，所述方法所使用的直升机桨叶挥舞参数测量装置包括直升机旋翼动平衡试验台（1-1）、由第一激光器组（1-2-1）、第二激光器组（1-2-2）和第三激光器组（1-2-3）组成的激光器组（1-2）、接收信号调理电路（1-3）、三个32位计数器（1-4）、高速DSP嵌入式数据处理器（1-5）和微型控制计算机（1-6）；直升机旋翼动平衡试验台（1-1）用于驱动旋翼上的三片基准桨叶（1-7）旋转，三片基准桨叶（1-7）在旋转状态下能够顺序切割第一激光器组（1-2-1）、第二激光器组（1-2-2）、第三激光器组（1-2-3）产生的激光光路，每个激光器组由一个激光发射器和一个激光接收器组成，第一激光器组（1-2-1）和第二激光器组（1-2-2）产生的激光光路垂直于桨盘平面（GOD），第三激光器组（1-2-3）产生的激光光路和桨盘平面（GOD）存在有大于0°小于90°的角度，第一激光器组（1-2-1）、第二激光器组（1-2-2）和第三激光器组（1-2-3）产生的三条激光光路共平面；三个32位计数器（1-4）用于测量时序脉冲信号的时间间隔，高速DSP嵌入式数据处理器（1-5）用于实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，微型控制计算机（1-6）用于显示测量结果，接收信号调理电路（1-3）的信号输入端分别和第一激光器组（1-2-1）、第二激光器组（1-2-2）、第三激光器组（1-2-3）的输出端连接，第一激光器组（1-2-1）、第二激光器组（1-2-2）、第三激光器组（1-2-3）的信号输出端分别与三个32位计数器（1-4）的信号输入端连接，接收信号调理电路（1-3）的计数信号输出端分别与三个32位计数器（1-4）连接，三个32位计数器（1-4）通过高速DSP嵌入式数据处理器（1-5）与微型控制计算机（1-6）通信连接，其特征在于测量补偿方法如下：

第一步、确定测量系统的工作频率；

第二步、以桨盘平面（GOD）为参考的桨叶挥起高度，则对于第一片基准桨叶和第二片、第三片基准桨叶的相对挥舞高度差Δh_1-2、Δh_1-3以及第二片基准桨叶和第三片基准桨叶的有相对挥舞高度差Δh_2-3分别为：

${\mathrm{\Δh}}_{1-2}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{1-3}=\frac{t_{12}H-(t_{11}+t_{12})h_0}{\sqrt{t_{11}^2+t_{12}^2+2t_{11}\·t_{12}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

${\mathrm{\Δh}}_{2-3}=\frac{t_{22}H-(t_{21}+t_{22})h_0}{\sqrt{t_{21}^2+t_{22}^2+2t_{21}\·t_{22}\cos \mathrm{\α}}}-\frac{t_{32}H-(t_{31}+t_{32})h_0}{\sqrt{t_{31}^2+t_{32}^2+2t_{31}\·t_{32}\cos \mathrm{\α}}}$

Δh_1-2、Δh_1-3、Δh_2-3即挥舞参数测量补偿数值；

其中，两垂直激光器之间的距离L，H为桨叶挥舞高度的测量范围，h₀为靠近地面的激光光路交点离桨毂平面的距离，h为桨叶测量靶点的挥舞高度；t₁₁，t₁₂和t₁₃为第一片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₂₁，t₂₂和t₂₃为第二片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间；t₃₁，t₃₂和t₃₃为第三片基准桨叶切割激光器时计数器1，计数器2和计数器3所记录的时间。

2.根据权利要求1中所述的直升机桨叶挥舞参数测量补偿方法，其特征在于第一步确定测量系统的工作频率具体步骤如下：

1确定桨叶挥舞参数测量系统的分辨能力，在挥舞高度方向产生的误差为μ，则基准桨叶（1-7）在水平方向划过的距离为x，

2据

有

将基准桨叶的半径最大取整数后为R，基准桨叶（1-7）转速为n，则 $\mathrm{\Δt}=\frac{x}{\frac{2\mathrm{n\πR}}{60}},$ 采样频率 $f=\frac{1}{\mathrm{\Δt}};$

③根据采样定理，确定系统的采样频率为2f～3f。

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