CN109977448B - 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法属于飞行试验技术领域，本发明根据直升机旋翼工作的特点，确定了直升机旋翼关键结构载荷的测量，对其进行电阻应变计加装及地面载荷校准试验，对旋翼旋转的关键信号进行测试加装，通过不同状态的飞行试验，在时域和频域内统计分析实测的旋翼结构载荷，忽略了直升机理论模型仿真过程中的诸多假设，同时也不同于风动试验、旋翼塔试验过程中的气动环境模拟条件，能更加真实的反映直升机旋翼气动情况，得到更加可靠的直升机旋翼气动分析规律。
Description
技术领域
本发明一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法属于飞行试验技术领域。
背景技术
直升机旋翼既是直升机飞行过程中的气动升力面，也是操纵面。精确掌握直升机旋翼的气动载荷变 化规律，无论是在直升机的性能评估，还是在整机的配平计算及飞行品质评估等方面，都具有重要的意 义。在实际试飞过程中，对于直升机飞行谱内的不同试飞科目，旋翼的气动载荷分布也不同，作为直升 机主要振源的旋翼，其体现出来的直升机整机振动水平也将不同，从直升机试飞安全的角度考虑，了解 掌握直升机气动载荷的分布规律具有更为重要的意义。
目前国内外的直升机旋翼气动载荷的分析技术多停留在理论模型计算或者风洞试验、旋翼塔等环境 条件下，实际试飞过程中的旋翼气动载荷分析技术经验很少。
发明内容
本发明的目的：本发明根据直升机旋翼气动载荷分析的工程试飞需求，通过实测直升机不同飞行状 态下旋翼的结构载荷，建立了一种套基于结构实测载荷的旋翼气动载荷分析技术。
本发明的技术方案：一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，该方法应用在直升机旋翼系 统上，所述方法采取以下步骤：
步骤1:确定直升机旋翼关键结构载荷测试参数，包括主旋翼上测试的参数和尾桨上测试的参数：
主旋翼上测试的参数包括：主桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，主桨变距拉杆 轴向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
尾桨上测试的参数包括：尾桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨变距拉杆轴 向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
其中主桨叶上的沿其径向的不同位置选择主桨叶的桨根处，主桨叶翼型部分升力提供区和主桨叶桨 尖部分三个区域；其中尾桨叶上的沿其径向的不同位置选择尾桨叶的桨根处，尾桨叶翼型部分升力提供 区和尾桨叶桨尖部分三个区域；
步骤2:进行应变计加装及部件地面载荷校准试验；
在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计，在地面载荷校准试 验台上，分别完成主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴的地面载荷校准试验工作， 采用多元回归拟合的方法，建立步骤1中确定的直升机旋翼关键结构载荷测试参数的载荷方程；
步骤3:在旋翼系统上加装测试旋翼运动的关键信号的传感器；
旋翼运动的关键信号参数包括：主旋翼转速，尾桨转速，主桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆 振角，尾桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆振角；
步骤4:通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值：
直升机需完成悬停、侧后飞、悬停回转、垂直爬升、斜爬升、爬升转弯、平飞、侧滑、盘旋、俯冲 拉起、不可逾越速度飞行、下降转弯、下滑科目的试飞，在直升机试飞过程中，要求直升机保持高度、 速度、姿态角参数稳定，使直升机旋翼运动处于相对稳态的流场环境中，实测得到步骤1、3中的各参数 的数值；
步骤5:对步骤4中获得的参数数值在时域和频域内进行统计分析；
时域内分析方法：在直升机主旋翼上，以主旋翼旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的主旋 翼上的测试参数为纵坐标，统计直升机处于不同飞行状态下，主旋翼上的测试参数随主旋翼旋转方位角 的变化规律；
在直升机尾桨叶上，以尾桨旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的尾桨上的测试参数为纵坐 标，统计直升机处于不同飞行状态下，尾桨上的测试参数随尾桨旋转方位角的变化规律；
频域内分析方法：利用工程傅里叶变换方法，将步骤4中得到的主旋翼上的测试参数、尾桨上的测 试参数，转换到频域内，统计主旋翼上的测试参数在主旋翼转速整数倍对应的频率值下的幅值，统计尾 桨上的测试参数在尾桨转速整数倍对应的频率下的幅值，分析不同直升机飞行状态下的幅值变化规律。
在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计的过程 中，选取基底材料与结构件相同、循环次数更高的应变计，以提高旋翼关键结构载荷测试参数的精度。
在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶地面载荷校准试验，建立主桨叶挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨叶挥舞 弯矩、摆振弯矩载荷方程的过程中，应当减小挥舞弯矩和摆振弯矩的耦合，以减小两个弯矩输出之间的 相互干扰。
在步骤4中，通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值，主旋翼上测试的参数，尾 桨上测试的参数，测试采样率为高采，以提高测试精度。
本发明的优点：相比采用理论模型仿真计算法、风洞试验法、旋翼塔试验法得到的数据，进行直升 机旋翼气动分析，采用本发明，忽略了直升机理论模型仿真过程中的诸多假设，同时也不同于风动试验、 旋翼塔试验过程中的气动环境，能更加真实的反映直升机旋翼气动情况，得到更加可靠的直升机旋翼气 动分析规律。
附图说明
图1为尾桨叶贴片剖面示意图；
图2为尾桨叶贴片位置示意图；
图3为1#尾桨叶970mm剖面挥舞弯矩载荷校准结果示意图；
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行进一步详细的说明。
一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，该方法应用在直升机旋翼系统上，所述方法采取 以下步骤：
步骤1:确定直升机旋翼关键结构载荷测试参数，包括主旋翼上测试的参数和尾桨上测试的参数：
主旋翼上测试的参数包括：主桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，主桨变距拉杆 轴向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
尾桨上测试的参数包括：尾桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨变距拉杆轴 向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
其中主桨叶上的沿其径向的不同位置选择主桨叶的桨根处，主桨叶翼型部分升力提供区和主桨叶桨 尖部分三个区域；其中尾桨叶上的沿其径向的不同位置选择尾桨叶的桨根处，尾桨叶翼型部分升力提供 区和尾桨叶桨尖部分三个区域；
步骤2:进行应变计加装及部件地面载荷校准试验；
在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计，在地面载荷校准试 验台上，模拟部件在机上的约束情况，固定试验件后，采用分级加载的方法，逐级对试验件进行载荷加 载，分别完成主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴的地面载荷校准试验工作，采用 多元回归拟合的方法，建立步骤1中确定的直升机旋翼关键结构载荷测试参数的载荷方程；
步骤3:在旋翼系统上加装测试旋翼运动的关键信号的传感器；
旋翼运动的关键信号参数包括：主旋翼转速，尾桨转速，主桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆 振角，尾桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆振角；
步骤4:通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值：
直升机需完成悬停、侧后飞、悬停回转、垂直爬升、斜爬升、爬升转弯、平飞、侧滑、盘旋、俯冲 拉起、不可逾越速度飞行、下降转弯、下滑科目的试飞，在直升机试飞过程中，要求直升机保持高度、 速度、姿态角参数稳定，使直升机旋翼运动处于相对稳态的流场环境中，实测得到步骤1、3中的各参数 的数值；
步骤5:对步骤4中获得的参数数值在时域和频域内进行统计分析；
时域内分析方法：在直升机主旋翼上，以主旋翼旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的主旋 翼上的测试参数为纵坐标，统计直升机处于不同飞行状态下，主旋翼上的测试参数随主旋翼旋转方位角 的变化规律；
在直升机尾桨叶上，以尾桨旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的尾桨上的测试参数为纵坐 标，统计直升机处于不同飞行状态下，尾桨上的测试参数随尾桨旋转方位角的变化规律；
频域内分析方法：利用工程傅里叶变换方法，将步骤4中得到的主旋翼上的测试参数、尾桨上的测 试参数，转换到频域内，统计主旋翼上的测试参数在主旋翼转速整数倍对应的频率值下的幅值，统计尾 桨上的测试参数在尾桨转速整数倍对应的频率下的幅值，分析不同直升机飞行状态下的幅值变化规律。
在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计的过程 中，选取基底材料与结构件相同、循环次数更高的应变计，以提高旋翼关键结构载荷测试参数的精度。
在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶地面载荷校准试验，建立主桨叶挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨叶挥舞 弯矩、摆振弯矩载荷方程的过程中，应当减小挥舞弯矩和摆振弯矩的耦合，以减小两个弯矩输出之间的 相互干扰。
在步骤4中，通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值，主旋翼上测试的参数，尾 桨上测试的参数，测试采样率为高采，以提高测试精度。
实施例
一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，具体步骤如下：
步骤1:直升机旋翼关键结构载荷测试参数的确定；
该型直升机主桨叶长为r0，尾桨叶长为r1，依据桨根、翼型段、桨尖分布的原则，同时考虑强度计 算的结果，分别选取主桨叶上110mm、1600mm、3639mm三个剖面，进行挥舞弯矩、摆振弯矩结构载荷测 量；对尾桨叶选取855mm、970mm、1160mm三个剖面进行挥舞弯矩、摆振弯矩结构载荷测量；同时，对主、 尾桨变距拉杆的表征载荷轴向力进行测量；对表征旋翼、尾桨拉力系数、扭矩系数的旋翼轴轴向力、扭 矩进行飞行测量。
步骤2:应变计加装及部件地面载荷校准试验；
对上述确定的结构载荷测量参数，加装电阻应变计进行载荷测量。选取同一支臂上的桨叶和拉杆进 行应变改装，分别完成两片桨叶和两个拉杆的应变计加装，记为1#桨叶、3#桨叶，1#变距拉杆、3#变距 拉杆，互为备份的同时，进行载荷一致性的验证；加装电阻应变计进行旋翼轴表征载荷轴向力、扭矩的 测量；上述部件具体的应变计加装位置应当结合设计给出的位置和具体的工程实际，应变计类型的选择 上应当满足以下原则：第一，应变计本身具有高疲劳循环寿命，一般循环次数为107以上；第二，选取适 合材料基底的应变计类型，消除材料膨胀系数差别带来的测试误差。
完成应变计加装后，进行部件地面载荷校准试验。试验过程中注意模拟各部件机上约束条件，对于 自重较大的主桨叶，在正式载荷校准试验之前，应当尽量消除自重的影响。
步骤3:旋翼运动的关键测试信号的加装；
加装旋翼转速信号传感器，加装旋翼、尾桨方位角信号传感器，完成所有传感器的地面校准和测试 联校工作，确保测量数据的有效性和精确度。
步骤4:直升机飞行谱内典型科目的试飞实施，得到实测结构飞行载荷；
依据该型直升机飞行谱科目要求，分别完成直升机起飞重量m0、m1两个重量，不同重心构型下的 直升机悬停、侧后飞、悬停回转、垂直爬升、斜爬升、爬升转弯、平飞、侧滑、盘旋、俯冲拉起、不可 逾越速度飞行、下降转弯、下滑等科目的试飞实施，试验过程中对于稳态的科目动作，要求相关的高度、 速度，姿态角保持稳定，得到不同动作科目下上述旋翼关键结构载荷。
步骤5:时域和频域内，统计实测的旋翼结构载荷，分析其规律；
以直升机稳定平飞、俯冲增速和俯冲拉起动作为例进行说明。
直升机构型：起飞重量m0，纵向正常重心。
试飞动作1：压力高度1500m，直升机以表速Vi＝240km/h、250km/h进行稳定平飞，稳定段时间保持 10s。要求高度、速度保持稳定，直升机无俯仰、滚转姿态角；
试飞动作2：压力高度1000m，直升机首先以表速Vi＝270km/h进行稳定平飞，然后缓慢推杆进入俯冲， 直升机增速至目标速度292km/h后改出，动作结束；
试飞动作3：压力高度1000m，直升机首先以表速Vi＝150km/h进行稳定平飞，然后缓慢推杆进入俯冲， 增速至目标速度200km/h后对称拉杆，分别达到规定的法向过载，然后改出结束动作。
图1所示为稳定平飞时1#主桨叶1600mm、3639mm剖面挥舞弯矩时域内的时间历程曲线图，可以看出， 两个剖面的挥舞弯矩总体趋势变化一致，符合桨叶实际运动和承载规律。
图2所示为直升机稳定平飞时，1#主桨叶110mm剖面挥舞弯矩频谱分析结果示意图，可以看出实测 结构挥舞弯矩为不同旋翼转速倍数下频率值的周期信号的叠加，符合桨叶动力学规律。
图3所示俯冲拉起时主桨叶110m剖面挥舞弯矩频谱分析统计结果示意图，可以看出3Ω(即3倍旋 翼转速)频率值下的幅值分量随法向过载的增大呈明显增大趋势。
Claims (4)
1.一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，该方法应用在直升机旋翼系统上，其特征在于，所述方法采取以下步骤：
步骤1:确定直升机旋翼关键结构载荷测试参数，包括主旋翼上测试的参数和尾桨上测试的参数：
主旋翼上测试的参数包括：主桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，主桨变距拉杆轴向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
尾桨上测试的参数包括：尾桨叶上沿其径向的不同位置处的挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨变距拉杆轴向力，旋翼轴拉力、扭矩测试参数；
其中主桨叶上的沿其径向的不同位置选择主桨叶的桨根处，主桨叶翼型部分升力提供区和主桨叶桨尖部分三个区域；其中尾桨叶上的沿其径向的不同位置选择尾桨叶的桨根处，尾桨叶翼型部分升力提供区和尾桨叶桨尖部分三个区域；
步骤2:进行应变计加装及部件地面载荷校准试验；
在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计，在地面载荷校准试验台上，分别完成主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴的地面载荷校准试验工作，采用多元回归拟合的方法，建立步骤1中确定的直升机旋翼关键结构载荷测试参数的载荷方程；
步骤3:在旋翼系统上加装测试旋翼运动的关键信号的传感器；
旋翼运动的关键信号参数包括：主旋翼转速，尾桨转速，主桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆振角，尾桨叶旋转方位角、桨距角、挥舞角、摆振角；
步骤4:通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值：
直升机需完成悬停、侧后飞、悬停回转、垂直爬升、斜爬升、爬升转弯、平飞、侧滑、盘旋、俯冲拉起、不可逾越速度飞行、下降转弯、下滑科目的试飞，在直升机试飞过程中，要求直升机保持高度、速度、姿态角参数稳定，使直升机旋翼运动处于相对稳态的流场环境中，实测得到步骤1、3中的各参数的数值；
步骤5:对步骤4中获得的参数数值在时域和频域内进行统计分析；
时域内分析方法：在直升机主旋翼上，以主旋翼旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的主旋翼上的测试参数为纵坐标，统计直升机处于不同飞行状态下，主旋翼上的测试参数随主旋翼旋转方位角的变化规律；
在直升机尾桨叶上，以尾桨旋转方位角信号为横坐标，以步骤1中确定的尾桨上的测试参数为纵坐标，统计直升机处于不同飞行状态下，尾桨上的测试参数随尾桨旋转方位角的变化规律；
频域内分析方法：利用工程傅里叶变换方法，将步骤4中得到的主旋翼上的测试参数、尾桨上的测试参数，转换到频域内，统计主旋翼上的测试参数在主旋翼转速整数倍对应的频率值下的幅值，统计尾桨上的测试参数在尾桨转速整数倍对应的频率下的幅值，分析不同直升机飞行状态下的幅值变化规律。
2.根据权利要求1所述的一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，其特征在于，在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆，尾桨变距拉杆、旋翼轴上分别加装应变计的过程中，选取基底材料与结构件相同、循环次数更高的应变计，以提高旋翼关键结构载荷测试参数的精度。
3.根据权利要求1所述的一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，其特征在于，在步骤2中，在主桨叶、尾桨叶地面载荷校准试验，建立主桨叶挥舞弯矩、摆振弯矩，尾桨叶挥舞弯矩、摆振弯矩载荷方程的过程中，应当减小挥舞弯矩和摆振弯矩的耦合，以减小两个弯矩输出之间的相互干扰。
4.根据权利要求1所述的一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法，其特征在于，在步骤4中，通过直升机的飞行试验，测试步骤1、3中的各参数的数值，主旋翼上测试的参数，尾桨上测试的参数，测试采样率为高采，以提高测试精度。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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