CN110884683A - 一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明为一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。

Description

一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法
技术领域
本发明属于直升机动部件飞行测试载荷领域，涉及一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法。
背景技术
直升机桨叶销是直升机旋翼系统桨叶和桨毂连接的关键结构件。直升机桨叶销处的飞行测试载荷是编制桨叶销疲劳载荷谱的重要输入之一；桨叶载荷测试时，桨叶销难以直接通过贴应变片获得载荷。
发明内容
本发明的目的：提供一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法,通过桨叶根部的离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩的飞行测试数据计算桨叶销的测试载荷。
本发明的技术方案为，一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，
确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；
当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；
根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。
进一步地，当挥舞弯矩Mb(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自不同片桨叶，
假设旋翼桨叶的片数为M，旋翼转速为Nr，以包含挥舞弯矩Mb0(t)的第1片桨叶为基准桨叶；根据旋翼旋转方向，取第i片桨叶的摆振弯矩数据Mti(t)，并进行相位处理，以作为所述基准桨叶的摆振弯矩Mt0(t)；
其中，Nr的单位为转/分钟。
进一步地，所述相位处理的计算方法为，
Figure BDA0002302725240000021
进一步地，所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的计算公式分别为，
Fhc＝Fc/4；Fhb(t)＝1000Mb0(t)/2d2；Fht(t)＝1000Mt0(t)/2d1，
其中，d1为左右桨叶销孔之间的间距，d2为直升机桨叶根部上下夹板的间距；d1、d2的单位为mm。
进一步地，所述传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的叠加的计算公式为，
Fh1(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh2(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
Fh3(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh4(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
其中，Fhc为常态受拉状态；Fhb、Fht根据挥舞弯矩和摆振弯矩的方向变化分别包括正向、负向的状态；对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加得到Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)。
进一步地，取Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)的绝对值的最大值为Fh(t)。
进一步地，测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，挥舞弯矩和摆振弯矩的采样率不低于1000Hz。
进一步地，测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，每个测试点，至少完成2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩测量，所述2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩的测量误差均不超过5％。
本发明的技术效果：能基于已有的桨叶根部挥舞弯矩、摆振弯矩、离心力飞行测试载荷，解决了相位问题与载荷叠加方向问题，间接计算了桨叶销载荷，满足疲劳设计与评定的要求。
附图说明
图1为挥舞弯矩飞行测试载荷波形图；
图2为摆振弯矩飞行测试载荷波形图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合实施例对本发明提出的评定方法进行详细陈述。
本实施例提供，一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，
确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；
当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；
根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。
以某型直升机桨叶销飞行测试载荷计算为例，具体实施步骤如下：
[1]确定离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)。
确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)。
测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，挥舞弯矩和摆振弯矩的采样率不低于1000Hz。测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，每个测试点，至少完成2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩测量，所述2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩的测量误差均不超过5％。
具体地，飞行测试时，在桨叶根部贴片，测得桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb(t)、摆振弯矩Mt(t)。在桨叶额定转速旋转时Fc为恒定数值，Mb(t)、Mt(t)为横坐标为时间的函数，分别见图1、图2,图1为挥舞弯矩飞行测试载荷波形图；图2为摆振弯矩飞行测试载荷波形图。
[2]计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷
当挥舞、摆振弯矩来自同一片桨叶，则其为同步状态，即使用相同时间的数据点来计算桨叶销载荷。根据相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)。
当挥舞弯矩Mb(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自不同片桨叶，假设旋翼桨叶的片数为M，旋翼转速为Nr，以包含挥舞弯矩Mb0(t)的第1片桨叶为基准桨叶；根据旋翼旋转方向，取第i片桨叶的摆振弯矩数据Mti(t)，并进行相位处理，以作为所述基准桨叶的摆振弯矩Mt0(t)；其中，Nr的单位为转/分钟。所述相位处理的计算方法为，
Figure BDA0002302725240000041
进一步地，所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的计算公式分别为，
Fhc＝Fc/4；
Fhb(t)＝1000Mb0(t)/2d2；
Fht(t)＝1000Mt0(t)/2d1；
其中，桨根是通过两根螺栓与桨毂上下夹板连接，每根螺栓上下分别与夹板的桨叶销孔连接，桨叶销孔共有4个，且位置呈上下、左右轴对称，左右桨叶销孔间距为d1mm，直升机桨叶根部上下夹板间距为d2mm。
[3]桨叶销飞行载荷Fh(t)的计算
根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。具体计算过程为，传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的叠加的计算公式为，
Fh1(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh2(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
Fh3(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh4(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
其中，Fhc为常态受拉状态；Fhb、Fht根据挥舞弯矩和摆振弯矩的方向变化分别包括正向、负向的状态。Fhc、Fhb和Fht会出现4种叠加情况。对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加得到Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)。选取Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)的绝对值的最大值作为Fh(t)。

Claims (8)

1.一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，所述测试方法包括，
确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；
当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；
根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)；t表示时间。
2.根据权利要求1所述的直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，
当挥舞弯矩Mb(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自不同片桨叶，
假设旋翼桨叶的片数为M，旋翼转速为Nr，以包含挥舞弯矩Mb0(t)的第1片桨叶为基准桨叶；根据旋翼旋转方向，取第i片桨叶的摆振弯矩数据Mti(t)，并进行相位处理，以作为所述基准桨叶的摆振弯矩Mt0(t)；
其中，Nr的单位为转/分钟。
3.根据权利要求2所述的直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，所述相位处理的计算方法为，
Figure FDA0002302725230000011
4.根据权利要求3所述的直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的计算公式分别为，
Fhc＝Fc/4；Fhb(t)＝1000Mb0(t)/2d2；Fht(t)＝1000Mt0(t)/2d1，
其中，d1为左右桨叶销孔之间的间距，d2为直升机桨叶根部上下夹板的间距；d1、d2的单位为mm。
5.根据权利要求4所述的直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，
所述传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)的叠加的计算公式为，
Fh1(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh2(t)＝Fc/4+1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
Fh3(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2+1000Mt0(t)/2d1
Fh4(t)＝Fc/4-1000Mb0(t)/2d2-1000Mt0(t)/2d1
其中，Fhc为常态受拉状态；Fhb、Fht根据挥舞弯矩和摆振弯矩的方向变化分别包括正向、负向的状态；对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加得到Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)。
6.根据权利要求5所述直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，选取Fh1(t)、Fh2(t)、Fh3(t)和Fh4(t)的绝对值的最大值作为Fh(t)。
7.根据权利要求1所述直升机桨叶销飞行载荷测试方法，其特征在于，测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，挥舞弯矩和摆振弯矩的采样率不低于1000Hz。
8.根据权利要求2所述的荷测试方法，其特征在于，测量直升机桨叶根部的挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)时，每个测试点，至少完成2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩测量，所述2～3次挥舞弯矩和摆振弯矩的测量误差均不超过5％。
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