CN109552666A - 一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法 - Google Patents

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任瑞冬
张永峰
牛宏伟
张帅
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
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Abstract

本发明属于飞机飞行试验动力装置测试技术领域，具体涉及一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法。该发明采用对安装节/拉杆系统进行应变计改装和载荷测量，并根据实测飞行试验数据，直接获得空中螺旋桨拉力的方法：即在安装节/拉杆系统上进行应变计改装，在地面开展拉力校准试验，获得螺旋桨拉力‑安装节/拉杆系统应变校准方程，最终在飞行条件下根据实测飞行试验数据获得螺旋桨的拉力；与基于模型的间接计算方法相比，拉力直接测量法不需要大量的计算模型，所需的传感器的布置、生产、安装和校准的代价更低，所以该法更简单，成本更低。此外由于应变计具有较高的动态响应能力，直接法更加适合动态拉力测量，也适合于实时监控。

Description

一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法
技术领域
本发明属于飞机飞行试验动力装置测试技术领域，具体涉及一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法。
背景技术
如何在飞行条件下有效测量航空螺旋桨拉力，一直是我国航空螺旋桨试飞领域的难点和重点。传统的螺旋桨拉力测量方法是采用间接计算方法，包括发动机/螺旋桨模型法、螺旋桨模型法以及螺旋桨后总压增量法。这些方法都需要大量的地面试验，精准的计算模型，精确的部件特性以及计算程序，测量参数多，因而较为复杂，费用较高。加之国内螺旋桨制造商普遍缺乏精准的螺旋桨数学模型，使得螺旋桨拉力间接计算方法应用效果不佳。
发明内容
本发明的目的是：提供一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，以克服间接计算方法存在的需要精确的计算模型、计算程序复杂且成本高昂的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：。
一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法为采用安装节/拉杆系统应变计改装技术直接进行载荷测量，从而在实际飞行条件下获得航空螺旋桨拉力的方法。
所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法步骤分为：
1、对安装节/拉杆系统进行强度计算，确定应变计传感器的安装区域和安装位置，并在安装区域内进行应变计传感器改装；
2、对改装后的安装节/拉杆系统开展载荷校准试验，获得螺旋桨拉力-安装节/拉杆系统应变关系方程；
3、将安装节/拉杆系统改装到飞机上，通过采集真实的飞行试验数据，获得安装节/拉杆系统给出的螺旋桨拉力。
优选地，步骤1中所述的传感器安装区域和安装位置具体为：安装区域为便于安装和操作的应力线性分布区域；所述的安装位置为拉力输出响应最佳的位置。
选取合适的安装区域和安装位置有助于提高应变计传感器改装的质量和拉力测量结果的精度。
优选地，步骤1中所述的应变计传感器的数量要求满足以下条件：安装节/拉杆系统每个拉杆部件至少安装两个应变计传感器，一个为主应变计传感器，另一个为备应变计传感器。
安装主备应变计传感器用于保证后续采集的飞行试验数据的可靠性。
所述的步骤2中载荷校准试验包括：航向拉力校准试验、扭矩载荷校准试验、拉扭组合校准试验。
针对传统方法中只进行航向拉力校准试验，增加扭矩载荷校准试验和拉扭组合校准试验可以提高螺旋桨拉力校准方程的精度。
本发明的技术效果是：与基于模型的间接计算方法相比，拉力直接测量法不需要大量的计算模型，所需的应变片传感器的布置、生产、安装和校准的代价更低，所以本发明的方法更简单，成本更低。此外由于应变片具有较高的动态响应能力，直接法更加适合动态拉力测量，也适合于实时监控。
附图说明
图1为安装节/拉杆系统的结构示意图；
图2为安装节应变计改装前视图；
图3为安装节应变计改装剖视图；
图4为拉杆应变计改装前视图；
图5为拉杆应变计改装剖视图；
图6为安装节/拉杆系统载荷校准试验示意图；
其中，1为螺旋桨，2为发动机，3为安装节/拉杆系统，4为载荷传感器，5为液压作动筒，6为液压站，7为载荷显示仪表，8为数据采集系统，9为安装台架。
具体实施方式
下面结合附图描述本发明的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法。
为弥补间接计算法的缺点和不足，本发明设计了一种基于载荷测量的螺旋桨拉力直接测量方法。
因为螺旋桨的拉力最终都是通过安装节/拉杆系统传递给飞机，如附图1所示为安装节/拉杆系统的结构示意图：A、B为发动机的两个主安装节，C、D为发动机的两个辅助安装节，E、F、G、H、I为拉杆在飞机短舱上的五个固定点，所以只要测量出安装节/拉杆系统承受的拉力，再通过拉力方向的矢量力叠加，就可以获得螺旋桨的总拉力。本发明的直接测量方法不需要复杂的发动机和螺旋桨数学模型，尤其适用于飞行试验。具体如下：
第一步，对安装节/拉杆系统3进行应变计改装，具体步骤如下：
安装节：在安装节A-A截面的3点钟、12点钟、9点钟以及6点钟四个位置，各安装2个应变计，总共八个应变计，分别是R1～R8。每个应变计与圆轴中心线的夹角为45°。R1～R4组成一个全桥，测量航向拉力；R5～R8组成一个全桥，测量垂向载荷，如附图2和附图3所示。
拉杆系统：对于每一根拉杆，在两个截面上各布置四个应变计，总共八个应变计，分别是R9～R16。其中A-A截面的四个应变计为主桥路，B-B截面上的四个应变计为备份桥路。在A-A截面上，沿拉杆的中性层，三点钟位置安装两个应变片R9和R10，两者成T型布置；九点钟位置布置两个应变片R11和R12，两者成T型布置；R9～R12组成全桥，测量拉杆承受的拉力。同理，在B-B截面上，R13～R16也组成全桥，测量拉杆承受的拉力。如附图4和附图5所示。
第二步，对安装节/拉杆系统3开展载荷校准试验，具体步骤如下：
首先，将经过应变计改装后的安装节/拉杆系统3安装于试验台上，开展载荷校准试验，如附图6所示。整个试验台包括安装节/拉杆系统3、载荷传感器4、液压作动筒5、液压站6、载荷显示仪表7、数据采集系统8以及安装台架9。安装台架9可靠牢固的固定于地面上，将安装节/拉杆系统3固定于安装台架9上。安装节/拉杆系统3与液压作动筒5之间通过载荷传感器4连接。液压作动筒5的动作由液压站6控制。载荷传感器4的显式值通过仪表7读出，安装节/拉杆系统3的应变通过数据采集系统8采集和记录。
接下来，开展的校准试验内容包括：单个部件的拉力校准试验和安装节/拉杆装配后的整体校准试验。单个部件校准试验就是对每根拉杆施加单向拉力，数值为每根杆承受载荷的80％，分10级加载。
整体校准试验步骤如下：(1)水平方向拉力校准。将安装节/拉杆系统1安装固定后，进行航向拉力加载，最大加载力为螺旋桨最大拉力的80％，分10级加载；(2)扭矩载荷校准。对安装节/拉杆系统1施加扭矩，最大加载力为螺旋桨承受的扭矩的80％，分10级加载。(3)拉扭组合加载。按照不同发动机功率状态，分别设定拉力和扭矩加载值，获取不同发动机工作状态下的应变数据。
最后，通过数据处理，获得的拉力校准方程形式如下：
输出应变(mv/V)＝a×安装节/拉杆拉力(t)+b (1)
其中，a和b是通过试验获得的校准方程的系数。
第三步，将校准后的安装节/拉杆系统3安装于飞机上，开展螺旋桨拉力直接测量飞行试验。飞机在不同的高度和飞行速度下，发动机在不同的功率状态下，测量安装节/拉杆系统3真实的应变数据。事后将飞行中获得的应变数据带入到方程(1)中，就可以获得飞行条件下真实的螺旋桨拉力。
本发明的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，与基于模型的间接计算方法相比，拉力直接测量法不需要大量的计算模型，所需的应变片传感器的布置、生产、安装和校准的代价更低，所以本发明的方法更简单，成本更低。

Claims (5)

1.一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，其特征在于：所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法为采用安装节/拉杆系统应变计改装技术直接进行载荷测量，从而在实际飞行条件下获得航空螺旋桨拉力的方法。
2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，其特征在于：所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法步骤分为：
2.1、对安装节/拉杆系统进行强度计算，确定应变计传感器的安装区域和安装位置，并在安装区域内进行应变计传感器改装；
2.2、对改装后的安装节/拉杆系统开展载荷校准试验，获得螺旋桨拉力-安装节/拉杆应变关系方程；
2.3、将安装节/拉杆系统改装到飞机上，通过采集真实的飞行试验数据，获得安装节/拉杆系统给出的螺旋桨拉力。
3.根据权利要求2所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，其特征在于：步骤2.1中所述的传感器安装区域和安装位置具体为：安装区域为便于操作的应力线性分布区域；所述的安装位置为安装区域内拉力输出响应最佳的位置。
4.根据权利要求2所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，其特征在于：步骤2.1中所述的应变计传感器的数量要求满足以下条件：安装节/拉杆系统每个拉杆部件至少安装两个应变计传感器，一个为主应变计传感器，另一个为备份应变计传感器。
5.根据权利要求2所述的螺旋桨飞行拉力的直接测量方法，其特征在于：所述的步骤2.2中载荷校准试验包括：航向拉力校准试验、扭矩载荷校准试验和温度修正试验。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110884683A (zh) * 2019-12-04 2020-03-17 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法
US11506571B2 (en) 2019-09-09 2022-11-22 Rohr, Inc. System and method for gathering flight load data

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103979119A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高机动飞机机翼扭矩载荷的实测方法
CN104374570A (zh) * 2014-11-24 2015-02-25 中国航空动力机械研究所 直升机传动系统部件寿命的获取方法
US20160041050A1 (en) * 2014-08-11 2016-02-11 Embraer S.A. Testing apparatus, systems and methods for statically determining free play of aircraft control surfaces
CN106406334A (zh) * 2016-12-09 2017-02-15 北京韦加无人机科技股份有限公司 一种基于拉力测量的多旋翼无人机及其飞行控制方法
CN107933957A (zh) * 2017-12-21 2018-04-20 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其实测方法
CN207712319U (zh) * 2017-12-21 2018-08-10 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103979119A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高机动飞机机翼扭矩载荷的实测方法
US20160041050A1 (en) * 2014-08-11 2016-02-11 Embraer S.A. Testing apparatus, systems and methods for statically determining free play of aircraft control surfaces
CN104374570A (zh) * 2014-11-24 2015-02-25 中国航空动力机械研究所 直升机传动系统部件寿命的获取方法
CN106406334A (zh) * 2016-12-09 2017-02-15 北京韦加无人机科技股份有限公司 一种基于拉力测量的多旋翼无人机及其飞行控制方法
CN107933957A (zh) * 2017-12-21 2018-04-20 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其实测方法
CN207712319U (zh) * 2017-12-21 2018-08-10 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11506571B2 (en) 2019-09-09 2022-11-22 Rohr, Inc. System and method for gathering flight load data
CN110884683A (zh) * 2019-12-04 2020-03-17 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法
CN110884683B (zh) * 2019-12-04 2022-04-29 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法

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