CN110884685A - 一种直升机桨叶的载荷监控方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机桨叶的载荷监控方法。该方法包括：确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，其中安全寿命大于第一寿命，第一寿命大于第二寿命；计算载荷试飞过程中直升机桨叶的每个旋转周期的挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值；以挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值分别作为横坐标和纵坐标确定数据点；根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围。该方法综合考虑直升机桨叶挥舞、摆振弯矩关系，避免了载荷试飞中桨叶载荷虚警的发生。

Description

一种直升机桨叶的载荷监控方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机桨叶的载荷监控方法。
背景技术
在直升机科研载荷试飞中，为了保障试飞安全，及时发现载荷异常情况，需要对桨叶载荷进行监控。传统的桨叶载荷监控是根据一定的比例关系，对挥舞、摆振弯矩单独监控。而由于直升机飞行状态的变化，经常出现桨叶的挥舞或者摆振弯矩其中一个载荷出现超出安全限制值的情况，造成一定情况下的虚警。
发明内容
本发明的目的：提供一种综合考虑直升机桨叶挥舞、摆振弯矩关系的直升机桨叶的载荷监控方法，避免载荷试飞中桨叶载荷虚警的发生。
本发明的技术方案：
第一方面，提供一种直升机桨叶的载荷监控方法，包括：
确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，其中安全寿命大于第一寿命，第一寿命大于第二寿命；
计算载荷试飞过程中直升机桨叶的每个旋转周期的挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值；
以挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值分别作为横坐标和纵坐标确定数据点；
根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围。
可选地，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，具体包括：
确定危险剖面；
确定危险剖面安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae；
利用安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae，根据复合材料古德曼修正公式计算安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd；
利用安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd，根据最大动应力与挥舞弯矩和摆振弯矩之间的关系，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线。
可选地，确定危险剖面，具体包括：
提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数；
根据直升机桨叶的结构参数和载荷参数计算桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd；
根据桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd利用复合材料古德曼修正公式计算桨叶在载荷作用下的等效应力σae；
根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面。
可选地，根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围，具体包括：
如果数据点位于安全寿命限制线内，则表明桨叶安全；
如果数据点位于安全寿命限制线外且位于第一寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第一寿命；
如果数据点位于第一寿命限制线外且位于第二寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第二寿命且小于第一寿命；
如果数据点位于第二寿命限制线外，其表明桨叶的寿命小于第二寿命。
可选地，提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数，具体包括：提取直升机桨叶的桨叶各剖面的拉伸刚度、挥舞弯曲刚度、摆振弯曲刚度、刚心横纵坐标值、结构预扭角、各剖面的所用材料的坐标以及各个剖面的离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩。
可选地，根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面，具体包括：
将载荷作用下的等效应力σae最大的剖面作为危险剖面。
可选地，还包括，当桨叶寿命小于第二寿命的情况下，确定应停止试飞。
可选地，还包括，当桨叶寿命大于第二寿命且小于第一寿命的情况下，确定应加强监控。
可选地，第一寿命为1h，第二寿命为5h。
本发明的有益效果：本发明的方法既真实反映直升机桨叶载荷情况，又可以最大限度地降低虚警的发生，减少载荷试飞周期和经济成本。
附图说明
图1为根据本发明的直升机桨叶的载荷监控方法的流程图；
图2为实测载荷落点范围的确定的示意图。
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。
本发明的直升机桨叶的载荷监控方法，包括：确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，其中安全寿命大于第一寿命，第一寿命大于第二寿命；计算载荷试飞过程中直升机桨叶的每个旋转周期的挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值；以挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值分别作为横坐标和纵坐标确定数据点；根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围。
可选地，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，具体包括：确定危险剖面；确定危险剖面安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae；利用安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae，根据复合材料古德曼修正公式计算安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd；利用安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd，根据最大动应力与挥舞弯矩和摆振弯矩之间的关系，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线。
可选地，确定危险剖面，具体包括：提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数；根据直升机桨叶的结构参数和载荷参数计算桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd；根据桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd利用复合材料古德曼修正公式计算桨叶在载荷作用下的等效应力σae；根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面。
可选地，根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围，具体包括：如果数据点位于安全寿命限制线内，则表明桨叶安全；如果数据点位于安全寿命限制线外且位于第一寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第一寿命；如果数据点位于第一寿命限制线外且位于第二寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第二寿命且小于第一寿命；如果数据点位于第二寿命限制线外，其表明桨叶的寿命小于第二寿命。
可选地，提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数，具体包括：提取直升机桨叶的桨叶各剖面的拉伸刚度、挥舞弯曲刚度、摆振弯曲刚度、刚心横纵坐标值、结构预扭角、各剖面的所用材料的坐标以及各个剖面的离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩。
可选地，根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面，具体包括：将载荷作用下的等效应力σae最大的剖面作为危险剖面。
可选地，还包括，当桨叶寿命小于第二寿命的情况下，确定应停止试飞。
可选地，还包括，当桨叶寿命大于第二寿命且小于第一寿命的情况下，确定应加强监控。
可选地，第一寿命为1h，第二寿命为5h。
实施例：
一种综合考虑直升机桨叶挥舞、摆振弯矩关系的载荷监控方法，其操作步骤如下：
[1]分析获得直升机桨叶结构参数、载荷参数，结构参数主要包括桨叶各剖面的拉伸刚度、挥舞弯曲刚度、摆振弯曲刚度、刚心横纵坐标值、结构预扭角、各剖面的所用材料的坐标描述；载荷参数主要包括离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩。
[2]通过下列公式获得桨叶的载荷作用下的静应力σs及动应力σd：
Figure BDA0002302724610000051
Figure BDA0002302724610000052
FX：离心力；
MBS：挥舞静弯矩；
MBD：挥舞动弯矩；
MTS：摆振静弯矩；
MTD：摆振动弯矩；
其中S、WY、WZ分别为截面面积、挥舞抗弯截面模量和摆振抗弯截面模量，静载荷通常取超扭状态静载荷。
[3]根据第[2]步得到的静应力σs及动应力σd，由复合材料古德曼修正公式得到对应的等效应力σae，通过载荷谱、桨叶转速、S-N曲线的形状参数计算得到各个剖面、各个材料的疲劳寿命，确定危险剖面。复合材料古德曼修正曲线见图1，修正公式如下所示：
当R1<R0
Figure BDA0002302724610000061
当R1≥R0
σae＝σd
k：疲劳减缩系数；
Rm-kq：材料安全极限强度；
A9：109循环的平均疲劳极限；
Figure BDA0002302724610000062
R0＝0.9。
[4]确定危险剖面上各复合材料安全寿命(对应ALPHA线)和5小时寿命(对应BETA线)及1小时寿命(对应DELTA线)对应的等效应力σae，由第[3]步的修正公式及第[2]步的静应力σs，计算得到等效应力σae下允许的最大动应力σd。
[5]根据第[4]步的最大动应力σd，按不同的摆、挥比由下列公式得到对应寿命的挥舞弯矩、摆振弯矩。
Figure BDA0002302724610000063
Figure BDA0002302724610000064
α通常取0°，10°，20°，…，90°共计10个点。通过10个点的挥舞、摆振弯矩绘制监控限制线。如图2
[6]载荷试飞过程中，要求对每一旋转周期要求分别给出桨叶的挥舞弯矩动值、摆振弯矩动值。其中动值计算方法如下：
Vmax一个旋转周期内的最大值
Vmin一个旋转周期内的最小值
Dynamic＝(Vmax–Vmin)/2
[7]采用[6]得到的挥舞弯矩动值MBD、摆振弯矩动值MTD在[5]的限制线中进行描点。
数据点落在ALPHA(安全寿命限制线)线内，表明桨叶安全；
数据点落在ALPHA线外、BETA(第一寿命限制线)线内，表明桨叶具有大于5小时寿命；
数据点落在BETA线外、DELTA(第二寿命限制线)线内，表明桨叶具有小于5小时寿命，大于1小时寿命，此时应加强监控；
数据点落在DELTA线外，表明桨叶具有小于1小时寿命，应停止试飞并查明原因。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机桨叶的载荷监控方法，其特征在于，包括：
确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，其中安全寿命大于第一寿命，第一寿命大于第二寿命；
计算载荷试飞过程中直升机桨叶的每个旋转周期的挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值；
以挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值分别作为横坐标和纵坐标确定数据点；
根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，具体包括：
确定危险剖面；
确定危险剖面安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae；
利用安全寿命对应的等效应力σae，第一寿命时间对应的等效应力σae和第二寿命时间对应的等效应力σae，根据复合材料古德曼修正公式计算安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd；
利用安全寿命对应的最大动应力σd，第一寿命时间对应的最大动应力σd和第二寿命时间对应的最大动应力σd，根据最大动应力与挥舞弯矩和摆振弯矩之间的关系，确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定危险剖面，具体包括：
提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数；
根据直升机桨叶的结构参数和载荷参数计算桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd；
根据桨叶在载荷作用下的静应力σs和动应力σd利用复合材料古德曼修正公式计算桨叶在载荷作用下的等效应力σae；
根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围，具体包括：
如果数据点位于安全寿命限制线内，则表明桨叶安全；
如果数据点位于安全寿命限制线外且位于第一寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第一寿命；
如果数据点位于第一寿命限制线外且位于第二寿命限制线内，其表明桨叶的寿命大于第二寿命且小于第一寿命；
如果数据点位于第二寿命限制线外，其表明桨叶的寿命小于第二寿命。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，提取直升机桨叶的结构参数和载荷参数，具体包括：提取直升机桨叶的桨叶各剖面的拉伸刚度、挥舞弯曲刚度、摆振弯曲刚度、刚心横纵坐标值、结构预扭角、各剖面的所用材料的坐标以及各个剖面的离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据桨叶在载荷作用下的等效应力σae确定危险剖面，具体包括：
将载荷作用下的等效应力σae最大的剖面作为危险剖面。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括，当桨叶寿命小于第二寿命的情况下，确定应停止试飞。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括，当桨叶寿命大于第二寿命且小于第一寿命的情况下，确定应加强监控。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，第一寿命为1h，第二寿命为5h。
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