CN107933957A - 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其实测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，包括桨叶应变采集系统、无人直升机飞行状态测量系统、数据发射与传输系统、地面接收系统和数据处理系统，所述的桨叶应变采集系统通过固定工装圆盘安装在无人直升机旋翼桨毂上，随旋翼同步旋转，记录和发送旋翼桨叶的应变参数；所述的无人直升机飞行状态测量系统安装在无人直升机的任务舱，采集、记录和发送所测量无人直升机飞行状态参数，所述的地面接收和数据处理系统通过接收所述数据发射与传输系统发送的旋翼桨叶的应变参数和无人直升机飞行状态参数，并且分析和处理得到桨叶载荷和飞行状态参数，本发明体积小、重量轻、精度高。

Description

一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其实测方法

技术领域

本发明涉及直升机动部件载荷飞行实测系统，具体来讲是一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其测量方法。

背景技术

载荷是直升机结构设计和寿命确定的关键性数据。直升机疲劳寿命评定中，实测载荷反映了直升机各动部件在实际使用中所承受的疲劳载荷情况，是进行疲劳损伤计算及寿命评估的主要输入数据。旋翼桨叶载荷实测技术的开展，是直升机典型动部件的疲劳试验前提，为全面提高无人直升机旋翼桨毂等关键动部件的抗疲劳、抗振动、抗过载、使用寿命等能力提供输入和评估条件。因此，准确获取主桨叶在飞行中所受的载荷对于桨叶设计参数的验证及疲劳定寿意义重大。

不同于固定翼飞机，旋翼是飞行的动部件，传感器、采集仪等布置和数据传输都存在一定的困难，载荷飞行实测具有一定的难度。国外从20世纪50年代以来，相继开展了以CH-47、AH-1G、SA349/2和UH-60直升机的飞行实测，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。50年代中期曾在有些机型上用光测法和应变电测法等进行实测研究。美国曾在UH-60上用旋转的电位计或者类似的硬件设备（三个旋转变差分变换器RVDTS）来测量桨叶挥舞、振摆和变距运动。70年代，国外开始了直升机动态载荷识别技术试飞。80年代初，美国成功地进行了基于机身加速度响应的AH-1G直升机旋翼桨毂力和尾桨拉力的动态载荷识别。90年代初，美国开展了基于桨叶压力响应的UH-60直升机的旋翼桨叶动态载荷识别技术研究。1993年7月至1994年2月，美国利用自行研制的带集流环的旋翼数据采集系统（RDAS）和机身数据采集系统（ADAS）完成了UH-60A旋翼气动载荷飞行测试，测试的旋翼参数362个，机身参数93个。随后又完成了基于UH-60A桨叶压力响应的UH-60A桨叶载荷识别。1995年，美国在UH-60A黑鹰直升机上，应用集流环供电，采用激光测距法对挥舞角作了直接测量，但摆振角只是通过间接解耦计算得到。

国内直升机飞行试验开创于20世纪60年代末。在实验应力分析的基础上进行了直升机强度试飞的实践。先后进行过小拉杆铰链力矩及主轴等旋转六部件的应力遥测以及主减速器架、主轴、桨毂等静部件的应力实测。70年代后期，进行过桨毂应力实测，并进行过雨流法和功率谱法的研究。

无人直升机由于重量轻、附加的一个小小的质量对整个直升机动力学影响较大，甚至会导致飞机动力学不稳定现象发生；而且，无人直升机旋翼桨叶大多为复合材料，不仅具有金属桨叶挥舞、摆振和扭转复杂运动以及结构和气动耦合的难题，而且复合材料桨叶应变片的粘贴能真实反映实际载荷也是关键。国内无人直升机载荷实测未有开展的报告，大部分都采用软件工程计算。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对以上现有技术存在的缺点，提供一种体积小、重量轻、精度高的无人直升机桨叶载荷实测系统。

本发明解决以上技术问题的技术方案是：一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，包括桨叶应变采集系统、无人直升机飞行状态测量系统、数据发射与传输系统、地面接收系统和数据处理系统，所述的桨叶应变采集系统通过固定工装圆盘安装在无人直升机旋翼桨毂上，随旋翼同步旋转，记录和发送旋翼桨叶的应变参数；所述的无人直升机飞行状态测量系统安装在无人直升机的任务舱，采集、记录和发送所测量无人直升机飞行状态参数，所述的地面接收和数据处理系统通过接收所述数据发射与传输系统发送的旋翼桨叶的应变参数和无人直升机飞行状态参数，并且分析和处理得到桨叶载荷和飞行状态参数。

本发明进一步限定的技术方案是：

前述的桨叶应变采集系统由动态应变采集设备、固定机构和电池组成，所述动态应变采集设备通过固定机构安装在电池上，动态应变采集设备由1块主控模块、3块桥路采集模块和控制软件堆叠组成，动态应变采集设备主要是采集旋翼桨叶的应变数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到桨叶载荷。

前述的无人直升机飞行状态测量系统由飞行状态参数采集设备、固定机构和电池组成，飞行状态参数采集设备与电池连接，且通过固定机构固定在无人直升机的任务舱，飞行状态参数采集设备采集测量无人直升机飞行状态数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到飞行状态参数。

前述的地面接收和数据处理系统由数据接收设备、数据处理软件等组成，主要是接收所述的桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统采集的数据，通过计算机处理软件，把应变数据转换为对应各个剖面的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩。

本发明一种无人直升机桨叶载荷飞行实测方法，该方法按以下步骤进行：

步骤一：对测量无人直升机旋翼桨叶粘贴好应变片、组桥和标定，并进行桨叶动平衡；

（1）：贴片时，对于挥舞方向的应变计，在桨叶测量剖面上、下表面25%-26%弦线布置平行应变计组成全桥；对于摆振方向的应变计，在桨叶翼型区域测量剖面处前缘上下各贴一个单片，在后缘上表面粘贴三个，下表面两个；对于扭转方向的应变计，在桨叶测量剖面1/4弦线处布置45°扭转片组成全桥；对于拉伸方向的应变计，在测量剖面上下表面1/4弦线处分别成T字型布置2枚应变计组成全桥；

（2）：组桥时，导线沿着桨叶弦线方向走到桨叶后缘，并沿着后缘经桨叶安装座直至安装在主轴顶端的动态应变采集设备；导线走线时尽量避免交叉重叠；所有导线均用胶固定在桨叶表面；

步骤二：在无人直升机旋翼桨毂的短连杆连接块上安装固定工装圆盘及桨叶应变采集系统，桨叶应变采集系统及固定工装圆盘和直升机桨毂系统连接紧密，不存在松动，不对操纵干涉，将无人直升机飞行状态测量系统固定在无人直升机的任务舱中，固定好桨叶应变采集系统（1）和无人直升机飞行状态测量系统，并把步骤组好的桥路接入到桨叶应变采集系统的动态应变采集设备，并进行旋翼动平衡；

步骤三：在无人直升机主齿轮箱、飞控箱底板及尾管安装振动传感器，监测该无人直升机的振动，判定该无人直升机在安装了所述的桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统后，整机的动力学是否满足飞行要求；

步骤四：检查固定和安装好的测量系统的设备，并进行无人直升机地面系留，监测无人直升机的振动水平.

步骤五：在满足振动等飞行要求的前提下，分别开展直升机典型飞行状态（如悬停、爬升、低速前飞、快速前飞、盘旋、下降等）的飞行试验，并记录各项数据，若各项指标均正常，则进行下一步试验，否则停止试验，并查找原因.

步骤六：地面接收和数据处理系统处理每个飞行状态下截取的30s-32s应变数据，进行如下工作：

（1）：比较某一飞行状态下桨叶某一剖面挥舞运动的、摆振运动的和扭转运动的前五阶频率变化；

（2）：比较某一飞行状态下各剖面的1、2、3、4、5阶的挥舞频率、摆振频率、扭转频率沿展向的变化；

（3）：比较剖面的各阶挥舞频率、摆振频率、扭转频率在不同飞行状态下的变化（控制单一变量）；

（4）：分析桨叶在不同方位角处的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩变化；

（5）：观察挥舞、摆振弯矩和扭转力矩沿桨叶展向的变化规律；

（6）：通过特定程序对测量截面的挥舞、摆振和扭转应变进行傅里叶变换以获得前五阶挥舞、摆振和扭转频率及其幅值，编写飞行载荷谱。

本发明的有益效果是：本发明桨叶应变采集系统体积小、重量轻，支持桥路、IEPE、温度输入，也可选内置加速度、角速率传感器模块，同时能满足无人直升机飞行条件下测量桨毂系统所需的载荷（应变），系统总体重量小于168克，工作时间大于1小时。所述的桨叶应变采集系统（1）能在500g、4毫秒、半正弦的振动环境下正常工作。

动态应变采集设备1块主控模块、3块桥路采集模块和控制软件堆叠组成，能够在0-60℃、相对湿度95%（无冷凝）的工作环境下正常工作；主控模块体积不大于“42mm×42mm×8mm”（长×宽×厚），重量不大于28g；存储容量不小于7G；采样率不小于120Ksps；可以叠加不少于8个桥路或加速度采集模块；设置内部触发采样，也可以设置外部触发采样，桥路采集模块体积不大于“42mm×42mm×7mm”（长×宽×厚），重量不大于25g；通道数为3路差分输入；A/D精度16位；输入范围±2.4V；增益范围1.0~1280；内置抗混滤波器；支持120Ω、350Ω等应变计的半桥及全桥测量模式；

本发明能够满足量级小于600Kg的轻型无人直升机桨叶载荷实测，测试系统体积小、重量轻、安装简单、固定可靠，对桨叶动力学影响较小，解决了重量小于600Kg的无人直升机桨叶载荷实测的难题。

附图说明

图1为本发明的桨叶载荷飞行实测系统框图。

具体实施方式

实施例1

本实施例提供一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，如图1所示，包括桨叶应变采集系统、无人直升机飞行状态测量系统、数据发射与传输系统、地面接收和数据处理系统，桨叶应变采集系统通过固定工装圆盘安装在无人直升机旋翼桨毂上，随旋翼同步旋转，记录和发送旋翼桨叶的应变；桨叶应变采集系统由动态应变采集设备、固定机构和电池组成，所述动态应变采集设备通过固定机构安装在电池上，动态应变采集设备由1块主控模块、3块桥路采集模块和控制软件堆叠组成，动态应变采集设备主要是采集旋翼桨叶的应变数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到桨叶载荷，无人直升机飞行状态测量系统由飞行状态参数采集设备、固定机构和电池组成，飞行状态参数采集设备与电池连接，且通过固定机构固定在无人直升机的任务舱，飞行状态参数采集设备采集测量无人直升机飞行状态数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到飞行状态参数，地面接收和数据处理系统由数据接收设备、数据处理软件组成，数据接收设备主要是接收桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统采集的数据，通过计算机数据处理软件，分析和处理得到桨叶载荷和飞行状态参数。

桨叶应变采集系统体积小、重量轻，支持桥路、IEPE、温度输入，也可选内置加速度、角速率传感器模块，同时能满足无人直升机飞行条件下测量桨毂系统所需的载荷（应变），系统总体重量150克，工作时间4小时，桨叶应变采集系统能在500g、4毫秒、半正弦的振动环境下正常工作；

动态应变采集设备1块主控模块、3块桥路采集模块和控制软件堆叠组成，能够在60℃、相对湿度95%（无冷凝）的工作环境下正常工作；主控模块体积“42mm×42mm×8mm”（长×宽×厚），重量23g；存储容量10G；采样率180Ksps；可以叠加9个桥路，设置内部触发采样，桥路采集模块体积“42mm×42mm×7mm”（长×宽×厚），重量19g；通道数为3路差分输入；A/D精度16位；输入范围±2.4V；增益1100；内置抗混滤波器；支持120Ω、350Ω等应变计的半桥及全桥测量模式。

一种无人直升机桨叶载荷飞行实测方法，其特征在于：该方法按以下步骤进行：

步骤一：对测量无人直升机旋翼桨叶粘贴好应变片、组桥和标定，并进行桨叶动平衡；

（1）：贴片时，对于挥舞方向的应变计，在桨叶测量剖面上、下表面25%弦线布置平行应变计组成全桥；对于摆振方向的应变计，在桨叶翼型区域测量剖面处前缘上下各贴一个单片，在后缘上表面粘贴三个，下表面两个；对于扭转方向的应变计，在桨叶测量剖面1/4弦线处布置45°扭转片组成全桥；对于拉伸方向的应变计，在测量剖面上下表面1/4弦线处分别成T字型布置2枚应变计组成全桥；

（2）：组桥时，导线沿着桨叶弦线方向走到桨叶后缘，并沿着后缘经桨叶安装座直至安装在主轴顶端的动态应变采集设备；导线走线时尽量避免交叉重叠；所有导线均用胶固定在桨叶表面；

步骤二：在无人直升机旋翼桨毂的短连杆连接块上安装固定工装圆盘及桨叶应变采集系统，桨叶应变采集系统及固定工装圆盘和直升机桨毂系统连接紧密，不存在松动，不对操纵干涉，将无人直升机飞行状态测量系统固定在无人直升机的任务舱中，固定好桨叶应变采集系统（1）和无人直升机飞行状态测量系统，并把步骤组好的桥路接入到桨叶应变采集系统的动态应变采集设备，并进行旋翼动平衡；

步骤三：在无人直升机主齿轮箱、飞控箱底板及尾管安装振动传感器，监测该无人直升机的振动，判定该无人直升机在安装了所述的桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统后，整机的动力学是否满足飞行要求；

步骤四：检查固定和安装好的测量系统的设备，并进行无人直升机地面系留，监测无人直升机的振动水平；

步骤五：在满足振动等飞行要求的前提下，分别开展直升机典型飞行状态（如悬停、爬升、低速前飞、快速前飞、盘旋、下降等）的飞行试验，并记录各项数据，若各项指标均正常，则进行下一步试验，否则停止试验，并查找原因；

步骤六：地面接收和数据处理系统处理每个飞行状态下截取的30s应变数据，进行如下工作：

（1）：比较某一飞行状态下桨叶某一剖面挥舞运动的、摆振运动的和扭转运动的前五阶频率变化；

（2）：比较某一飞行状态下各剖面的1、2、3、4、5阶的挥舞频率、摆振频率、扭转频率沿展向的变化；

（3）：比较剖面的各阶挥舞频率、摆振频率、扭转频率在不同飞行状态下的变化（控制单一变量）；

（4）：分析桨叶在不同方位角处的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩变化；

（5）：观察挥舞、摆振弯矩和扭转力矩沿桨叶展向的变化规律；

（6）：通过特定程序对测量截面的挥舞、摆振和扭转应变进行傅里叶变换以获得前五阶挥舞、摆振和扭转频率及其幅值，编写飞行载荷谱。

除上述实施例外，本发明还可以有其他实施方式。凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。

Claims (5)

1.一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，包括桨叶应变采集系统、无人直升机飞行状态测量系统、数据发射与传输系统、地面接收系统和数据处理系统，其特征在于：所述的桨叶应变采集系统通过固定工装圆盘安装在无人直升机旋翼桨毂上，随旋翼同步旋转，记录和发送旋翼桨叶的应变参数；所述的无人直升机飞行状态测量系统安装在无人直升机的任务舱，采集、记录和发送所测量无人直升机飞行状态参数，所述的地面接收和数据处理系统通过接收所述数据发射与传输系统发送的旋翼桨叶的应变参数和无人直升机飞行状态参数，并且分析和处理得到桨叶载荷和飞行状态参数。

2.根据权利要求1所述的一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，其特征在于：所述的桨叶应变采集系统由动态应变采集设备、固定机构和电池组成，所述动态应变采集设备通过固定机构安装在电池上，所述动态应变采集设备由1块主控模块、3块桥路采集模块和控制软件堆叠组成，所述动态应变采集设备主要是采集旋翼桨叶的应变数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到桨叶载荷。

3.根据权利要求1所述的一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，其特征在于：所述的无人直升机飞行状态测量系统由飞行状态参数采集设备、固定机构和电池组成，所述飞行状态参数采集设备与电池连接，且通过固定机构固定在无人直升机的任务舱，所述飞行状态参数采集设备采集测量无人直升机飞行状态数据，且通过数据发射与传输系统将应变数据发送至地面接收和数据处理系统，面接收和数据处理系统接收应变数据，并且分析和处理得到飞行状态参数。

4.根据权利要求1所述的一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统，其特征在于：所述的地面接收和数据处理系统由数据接收设备、数据处理软件组成，主要是接收所述的桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统采集的数据，通过计算机数据处理软件，把应变数据转换为对应各个剖面的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩。

5.一种无人直升机桨叶载荷飞行实测方法，其特征在于：该方法按以下步骤进行：

步骤一：对测量无人直升机旋翼桨叶粘贴好应变片、组桥和标定，并进行桨叶动平衡；

（1）：贴片时，对于挥舞方向的应变计，在桨叶测量剖面上、下表面25%-26%弦线布置平行应变计组成全桥；对于摆振方向的应变计，在桨叶翼型区域测量剖面处前缘上下各贴一个单片，在后缘上表面粘贴三个，下表面两个；对于扭转方向的应变计，在桨叶测量剖面1/4弦线处布置45°扭转片组成全桥；对于拉伸方向的应变计，在测量剖面上下表面1/4弦线处分别成T字型布置2枚应变计组成全桥；

（2）：组桥时，导线沿着桨叶弦线方向走到桨叶后缘，并沿着后缘经桨叶安装座直至安装在主轴顶端的动态应变采集设备；导线走线时尽量避免交叉重叠；所有导线均用胶固定在桨叶表面；

步骤二：在无人直升机旋翼桨毂的短连杆连接块上安装固定工装圆盘及桨叶应变采集系统，桨叶应变采集系统及固定工装圆盘和直升机桨毂系统连接紧密，不存在松动，不对操纵干涉，将无人直升机飞行状态测量系统固定在无人直升机的任务舱中，固定好桨叶应变采集系统（1）和无人直升机飞行状态测量系统，并把步骤组好的桥路接入到桨叶应变采集系统的动态应变采集设备，并进行旋翼动平衡；

步骤三：在无人直升机主齿轮箱、飞控箱底板及尾管安装振动传感器，监测该无人直升机的振动，判定该无人直升机在安装了所述的桨叶应变采集系统和所述的无人直升机飞行状态测量系统后，整机的动力学是否满足飞行要求；

步骤四：检查固定和安装好的测量系统的设备，并进行无人直升机地面系留，监测无人直升机的振动水平；

步骤五：在满足振动等飞行要求的前提下，分别开展直升机典型飞行状态（如悬停、爬升、低速前飞、快速前飞、盘旋、下降等）的飞行试验，并记录各项数据，若各项指标均正常，则进行下一步试验，否则停止试验，并查找原因；

步骤六：地面接收和数据处理系统处理每个飞行状态下截取的30s-32s应变数据，进行如下工作：

（1）：比较某一飞行状态下桨叶某一剖面挥舞运动的、摆振运动的和扭转运动的前五阶频率变化；

（2）：比较某一飞行状态下各剖面的1、2、3、4、5阶的挥舞频率、摆振频率、扭转频率沿展向的变化；

（3）：比较剖面的各阶挥舞频率、摆振频率、扭转频率在不同飞行状态下的变化（控制单一变量）；

（4）：分析桨叶在不同方位角处的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩变化；

（5）：观察挥舞、摆振弯矩和扭转力矩沿桨叶展向的变化规律；

（6）：通过特定程序对测量截面的挥舞、摆振和扭转应变进行傅里叶变换以获得前五阶挥舞、摆振和扭转频率及其幅值，编写飞行载荷谱。