CN111003203A - 一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，直升机飞行过程中，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷，得到所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到多根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据力学平衡原理，计算所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据；根据所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据和变距拉杆距在轴线方向与旋翼轴的垂直距离，根据所述多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据，计算得到自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据。

Description

一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法
技术领域
本发明属于飞机结构疲劳载荷谱测试领域，涉及一种直升机自动倾斜器大 轴承飞行载荷测试方法。
背景技术
自动倾斜器是直升机操纵系统的一个重要组成部分，主要作用是实现旋翼 系统的总距和周期变距的操纵，使得直升机能够完成诸如悬停、前飞、后飞、 侧飞等各种飞行机动动作。自动倾斜器的结构主要包括动环、不动环和大轴承， 其中不动环与机身连接，动环与旋翼动部件连接，而大轴承则是连接动环与不 动环的关键结构件，其疲劳和耐久性设计问题较为突出。疲劳载荷谱是结构件 疲劳耐久性设计的基础，载荷谱数据的准确与否关乎疲劳寿命定寿结果是否真 实可靠，因此，直升机设计进行到定型阶段时采用的疲劳载荷谱都是科研试飞 中的实测载荷。进行飞行载荷测试，需要对被测部件进行贴片标定，然而自动 倾斜器由于结构形式的原因(大轴承被包裹在动环和不动环之间)，无法在其大 轴承处进行贴片直接获得试飞过程的飞行时域载荷(即载荷时间历程曲线)。
发明内容
本发明的目的：提出一种通过测试变距拉杆的实测载荷，结合基本的力学 原理，间接获得自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据的测试方法，该方法具 有测试过程简单方便，获得的载荷测量结果合理可靠的优点，仅仅需要测定自 动倾斜器上某一根变距拉杆的时域载荷，即可得到自动倾斜器大轴承的时域载 荷。
本发明的技术方案：提供一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方 法，所述测试方法包括，
直升机飞行过程中，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷，得 到所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据；
根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到多根变距拉杆的载荷时 间历程数据；根据力学平衡原理，计算所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据， 得到自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据；
根据所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据和变距拉杆距在轴线方向与旋 翼轴的垂直距离，计算得到多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯 视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据；根据所述多根变距拉杆在桨叶俯视逆 时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据，计算得到自动 倾斜器大轴承合力矩时间历程数据。
进一步地，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷时，轴向载荷 测量过程中轴向载荷的采样率不低于1000Hz。
进一步地，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷时，每个测试 点，至少完成2～3次轴向载荷测量，所述2～3次轴向载荷的测量误差不超过 5％；
完成2～3次轴向载荷测量之后，取每个测试点在每一时刻的轴向载荷的测 量值的平均值，作为所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据。
进一步地，所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据的函数表达式为，
F1i(t)＝Fsta,1isin[α(ti)]+Fdyn,1isin[α(ti)]
F1i表示某1根变距拉杆在第i时刻的疲劳载荷，Fsta,1i表示某1根变距拉杆 在第i时刻的静载荷，Fdyn,1i表示某1根变距拉杆在第i时刻的动载荷，α(ti)表 示第i时刻的相位角。
进一步地，直升机飞行过程中，根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数 据的函数表达式，计算得到所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据的函数表达 式为，
Figure BDA0002302678880000021
其中，Fji表示第j根变距拉杆在第i时刻的拉杆疲劳载荷，n表示自动倾 斜器包含的总的变距拉杆根数。
进一步地，所述自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据的函数表达式 为，
Figure BDA0002302678880000031
其中，Fbearing,i为自动倾斜器大轴承载荷在第i时刻的合力；k表示第k根变 距拉杆。
进一步地，当桨叶俯视逆时针旋转时，在旋转坐标系下，多根变距拉杆在 桨叶俯视逆时针旋转方向的力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure BDA0002302678880000032
Figure BDA0002302678880000033
当桨叶俯视顺时针旋转时，在旋转坐标系下，多根变距拉杆在桨叶俯视顺 时针旋转方向的力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure BDA0002302678880000034
Figure BDA0002302678880000035
其中，Mx,i表示自动倾斜器大轴承在第i时刻的x方向弯矩，My,i表示自动 倾斜器大轴承在第i时刻的y方向弯矩，R表示变距拉杆距的轴线方向与旋翼 轴的垂直距离。
进一步地，所述自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure BDA0002302678880000036
其中，l≠m，l、m分别表示第l、m根变距拉杆；Fk、Fl和Fm的表达式为，
Figure BDA0002302678880000041
本发明的有益效果：提供一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法， 具有测试过程简单方便，得到的载荷测量结果合理可靠的优点，且通过该方法 得到的飞行载荷能够直接应用于自动倾斜器大轴承的疲劳耐久性设计之中。
附图说明
图1为自动倾斜器的变距拉杆示意图；
图2为包含多根变距拉杆的自动倾斜器示意图；
图3为桨叶俯视逆时针旋转时，多根变距拉杆的受力示意图；
图4为桨叶俯视顺时针旋转时，多根变距拉杆的受力示意图。
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。
本实施例提供直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法，该方法具体步 骤如下：
步骤一、测量自动倾斜器变距拉杆飞行载荷
图1为自动倾斜器的变距拉杆示意图,如图1所示,自动倾斜器的变距拉杆 的测点位置组全桥进行贴片，采用直接标定法对变距拉杆进行地面载荷标定， 根据直升机的飞行使用状态谱，测量变距拉杆在各个飞行状态下的飞行载荷。 飞行载荷测量过程中要求采集测试系统的采样率不低于1000Hz/通道，即轴向 载荷测量过程中轴向载荷的采样率不低于1000Hz。机动状态下的状态测量点至 少完成2～3次的载荷测量，载荷测量误差不超过5％。测量自动倾斜器的某一 根变距拉杆的轴向载荷时，每个测试点，至少完成2～3次轴向载荷测量，所述 2～3次轴向载荷的测量误差不超过5％；
完成2～3次轴向载荷测量之后，取每个测试点在每一时刻的轴向载荷的测 量值的平均值，作为某一根变距拉杆的载荷时间历程数据。
步骤二、自动倾斜器大轴承的合力计算
经过步骤一，可以得到自动倾斜器某一根拉杆的载荷时间历程数据，其函 数表达式为
F1i(t)＝Fsta,1isin[α(ti)]+Fdyn,1isin[α(ti)] (1)
式(1)中，F1i表示第1根变距拉杆在第i时刻的疲劳载荷，Fsta,1i表示第1 根变距拉杆在第i时刻的静载荷，Fdyn,1i表示第1根变距拉杆在第i时刻的动载 荷，α(ti)表示第i时刻的相位角。
图2为包含多根变距拉杆的自动倾斜器示意图，建立坐标系，以旋翼轴轴 线方向为Z轴，旋翼轴径向方向为X、Y轴，且Z轴、X轴、Y轴相交并相互垂 直。结合图2所示，对于包含n根变距拉杆的自动倾斜器，旋翼在旋转过程中， 各个变距拉杆的载荷仅仅只是相差某一相位，由此可以得到第j根变距拉杆载 荷时间历程的表达式为
Figure BDA0002302678880000051
式(2)中Fji表示第j根变距拉杆在第i时刻的拉杆疲劳载荷，n表式自动 倾斜器包含的总拉杆根数。
根据力学平衡原理，可得到包含n根变距拉杆的自动倾斜器大轴承载荷的 合力表达式：
Figure BDA0002302678880000052
式(3)中Fbearing,i为自动倾斜器大轴承载荷在第i时刻的合力。
将式(1)和式(2)带入式(3)，可得
Figure BDA0002302678880000061
式(4)中的各个变量都是已知量，均能通过步骤一中的某一根拉杆的实测 载荷数据直接获得。由此，根据1根变距拉杆的实测载荷时间历程曲线，通过 推导得出了自动倾斜器轴承大载荷的合力载荷时间历程数据。
步骤三、自动倾斜器大轴承的力矩计算
图3为桨叶俯视逆时针旋转时，多根变距拉杆的受力示意图，F1、F2、F3、 F4、F5、F6、Fk、Fn，表示第1、2、3、4、5、6、k和n根变距拉杆的受力；k 小于等于n。当桨叶俯视逆时针旋转时，包含n根变距拉杆的自动倾斜器在旋 转坐标系下的弯矩表达式为
Figure BDA0002302678880000062
Figure BDA0002302678880000063
式(5)和式(6)中，Mx,i表示自动倾斜器大轴承在第i时刻的x方向弯 矩，My,i表示自动倾斜器大轴承在第i时刻的y方向弯矩，R表示变距拉杆距的 轴线方向与旋翼轴的垂直距离。
将式(1)和式(2)分别代入式(5)和式(6)中，得到
Figure BDA0002302678880000064
Figure BDA0002302678880000065
式(7)和式(8)中的各个变量都是已知量，均能通过步骤一中的某一根 拉杆的实测载荷数据直接获得。由此，得到了自动倾斜器轴承大载荷的x方向 和y方向的分力矩公式。
图4为桨叶俯视顺时针旋转时，多根变距拉杆的受力示意图，F1、F2、F3、 F4、F5、F6、Fk、Fn，表示第1、2、3、4、5、6、k和n根变距拉杆的受力；k 小于等于n；α表示相位角。结合图4所示，若桨叶俯视顺时针旋转，则包含n 根变距拉杆的自动倾斜器在旋转坐标系下的弯矩方向与逆时针旋转方向相反， 弯矩表达式变为
Figure BDA0002302678880000071
Figure BDA0002302678880000072
对自动倾斜器大轴承的x方向和y方向的弯矩进行合成，得到的合弯矩表 达式：
Figure BDA0002302678880000073
将式(7)和式(8)代入式(11)可得到
Figure BDA0002302678880000074
式(12)中的Fk、Fl和Fm的表达式如下
Figure BDA0002302678880000075
式(12)和式(13)中的各个变量都是已知量，均能通过步骤一中的某一 根拉杆的实测载荷数据直接获得。由此，推导出了自动倾斜器轴承大载荷的合 力矩公式。
值得注意的是，式(7)、式(8)、式(9)、式(10)和式(12)得到的弯 矩公式都是基于变距拉杆的旋转坐标系得到的，实质效果相当于通过贴片直接 测得自动倾斜器大轴承的载荷时间历程曲线。因此，利用本发明专利的方法， 可以通过测量自动倾斜器变距拉杆的时域飞行载荷数据得到自动倾斜器大轴承 的时域飞行载荷。

Claims (8)

1.一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法，其特征在于，所述测试方法包括，
直升机飞行过程中，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷，得到所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据；
根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到多根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据力学平衡原理，计算所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据；
根据所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据和变距拉杆距在轴线方向与旋翼轴的垂直距离，计算得到多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据；根据所述多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据，计算得到自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据。
2.根据权利要求1所述的荷测试方法，其特征在于，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷时，轴向载荷测量过程中轴向载荷的采样率不低于1000Hz。
3.根据权利要求2所述的荷测试方法，其特征在于，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷时，每个测试点，至少完成2～3次轴向载荷测量，所述2～3次轴向载荷的测量误差不超过5％；
完成2～3次轴向载荷测量之后，取每个测试点在每一时刻的轴向载荷的测量值的平均值，作为所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据。
4.根据权利要求3所述的荷测试方法，其特征在于，所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据的函数表达式为，
F1i(t)＝Fsta,1isin[α(ti)]+Fdyn,1isin[α(ti)]
F1i表示某1根变距拉杆在第i时刻的疲劳载荷，Fsta,1i表示某1根变距拉杆在第i时刻的静载荷，Fdyn,1i表示某1根变距拉杆在第i时刻的动载荷，α(ti)表示第i时刻的相位角。
5.根据权利要求4所述的荷测试方法，其特征在于，直升机飞行过程中，根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据的函数表达式，计算得到所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据的函数表达式为，
Figure FDA0002302678870000021
其中，Fji表示第j根变距拉杆在第i时刻的拉杆疲劳载荷，n表示自动倾斜器包含的总的变距拉杆根数。
6.根据权利要求5所述的荷测试方法，其特征在于，所述自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据的函数表达式为，
Figure FDA0002302678870000022
其中，Fbearing,i为自动倾斜器大轴承载荷在第i时刻的合力；k表示第k根变距拉杆。
7.根据权利要求6所述的荷测试方法，其特征在于，
当桨叶俯视逆时针旋转时，在旋转坐标系下，多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向的力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure FDA0002302678870000023
Figure FDA0002302678870000024
当桨叶俯视顺时针旋转时，在旋转坐标系下，多根变距拉杆在桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure FDA0002302678870000025
Figure FDA0002302678870000026
其中，Mx,i表示自动倾斜器大轴承在第i时刻的x方向弯矩，My,i表示自动倾斜器大轴承在第i时刻的y方向弯矩，R表示变距拉杆距的轴线方向与旋翼轴的垂直距离。
8.根据权利要求7所述的荷测试方法，其特征在于，所述自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据的函数表达式为，
Figure FDA0002302678870000031
其中，l≠m，l、m分别表示第l、m根变距拉杆；Fk、Fl和Fm的表达式为，
Figure FDA0002302678870000032
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112407324A (zh) * 2020-11-03 2021-02-26 中国直升机设计研究所 一种直升机尾桨载荷测量安装装置
CN116605416A (zh) * 2023-07-17 2023-08-18 四川腾盾科技有限公司 自动倾斜器标定设备及标定方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2567270A1 (fr) * 1984-07-06 1986-01-10 Durand Bernard Dispositif pour mesurer la vitesse d'un helicoptere
FR2611040A1 (fr) * 1987-02-12 1988-08-19 Sfim Systeme autonome de mesure cinematique pour helicoptere
CN101339094A (zh) * 2008-09-01 2009-01-07 洛阳工铭机电设备有限公司 直升机自动倾斜器大型薄壁轴承智能检测分析方法及装置
WO2010118643A1 (zh) * 2009-04-17 2010-10-21 Li Lin 双层旋翼直升飞机倾斜控制器
WO2015024044A1 (en) * 2013-08-23 2015-02-26 Adam Martin Leon Omni-directional thrust vectoring propulsor
JP2015083447A (ja) * 2013-10-25 2015-04-30 守田 ▲栄▼之 回転翼航空機用の電動機内臓ハブ、並びにそれを用いた回転翼航空機の操縦系統とその飛行モード転換の統合制御及び無線操縦の回転翼航空機。
CN104776970A (zh) * 2015-04-27 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法
US20180095005A1 (en) * 2016-10-05 2018-04-05 Bell Helicopter Textron Inc. Non-contact infrared temperature sensor for health monitoring of rotorcraft bearings
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
CN108839817A (zh) * 2018-06-26 2018-11-20 中国直升机设计研究所 一种无轴承旋翼地面共振试验方法
CN109977448A (zh) * 2018-10-26 2019-07-05 中国飞行试验研究院 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2567270A1 (fr) * 1984-07-06 1986-01-10 Durand Bernard Dispositif pour mesurer la vitesse d'un helicoptere
FR2611040A1 (fr) * 1987-02-12 1988-08-19 Sfim Systeme autonome de mesure cinematique pour helicoptere
CN101339094A (zh) * 2008-09-01 2009-01-07 洛阳工铭机电设备有限公司 直升机自动倾斜器大型薄壁轴承智能检测分析方法及装置
WO2010118643A1 (zh) * 2009-04-17 2010-10-21 Li Lin 双层旋翼直升飞机倾斜控制器
WO2015024044A1 (en) * 2013-08-23 2015-02-26 Adam Martin Leon Omni-directional thrust vectoring propulsor
JP2015083447A (ja) * 2013-10-25 2015-04-30 守田 ▲栄▼之 回転翼航空機用の電動機内臓ハブ、並びにそれを用いた回転翼航空機の操縦系統とその飛行モード転換の統合制御及び無線操縦の回転翼航空機。
CN104776970A (zh) * 2015-04-27 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法
US20180095005A1 (en) * 2016-10-05 2018-04-05 Bell Helicopter Textron Inc. Non-contact infrared temperature sensor for health monitoring of rotorcraft bearings
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
CN108839817A (zh) * 2018-06-26 2018-11-20 中国直升机设计研究所 一种无轴承旋翼地面共振试验方法
CN109977448A (zh) * 2018-10-26 2019-07-05 中国飞行试验研究院 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张春等: "螺旋桨周期变距系统在螺旋桨飞机姿态控制上的应用研究(下)", 《航空科学技术》 *
李玮: "直升机传动系统疲劳强度分析与对比", 《直升机技术》 *
王泽峰等: "直升机机动飞行过程中的自动倾斜器载荷分析", 《科技创新与应用》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112407324A (zh) * 2020-11-03 2021-02-26 中国直升机设计研究所 一种直升机尾桨载荷测量安装装置
CN116605416A (zh) * 2023-07-17 2023-08-18 四川腾盾科技有限公司 自动倾斜器标定设备及标定方法
CN116605416B (zh) * 2023-07-17 2023-10-24 四川腾盾科技有限公司 自动倾斜器标定设备及标定方法

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