CN112407321A - 一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法。具体包括如下步骤：S1：获取旋翼转速百分比；S2：计算瞬时转速；S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；S4：建立方位角初始序列；S5：生成方位角信号。本发明是基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，不需要对直升机进行测试改装，节省了大量的人力、物力，同时也避免了由于测试设备故障造成的方位角信号丢失的现象，本发明为载荷分离、提取特征参数提供了便利，有极大的工程应用价值。

Description

一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号方法。
背景技术
由于直升机的结构特点，其结构载荷的周期特征十分明显，一般为旋翼转速的整数倍数。对于飞行实测载荷，一般可按照载荷周期把实测载荷中的稳态载荷与动态载荷分离出来，分离后的载荷可用于部件的快速损伤计算、疲劳载荷谱编制以及部件寿命预测。合理的载荷分离周期不宜低于载荷的主波周期，通常可按主要载荷源的基频周期确定，即主旋翼或尾桨的方位角信号确定。
方位角是用来记录直升机旋翼位置的信号，旋翼每旋转一周记录一次。传统的方位角记录通常需要对直升机进行测试改装。在直升机机体上设置感光装置，桨叶上设置反光装置。当桨叶旋转到某型号特定位置时，机体上的感光装置会接收到来自桨叶的位置信息，形成一个脉冲信号，这些脉冲信号组成方位角信号。这种获得方位角的方法不仅造成一定人力、物力上浪费，而且所获得方位角信号也经常由于测试设备的原因出现信号缺失的现象。
发明内容
本发明的目的：针对现有技术的不足，本发明提出一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，可降低直升机测试改装成本，避免方位角信号缺失现象，并为实测载荷分离提供依据。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，提出一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，包括如下步骤：
S1：获取旋翼转速百分比；
针对某型号直升机型，在旋翼转动过程中，由飞行参数系统测量并记录总数为n的各状态下实际主桨转速及尾桨转速，并且计算得到各状态下转速百分比；
S2：计算瞬时转速；
通过将所述步骤S1中获得的转速百分比与该直升机型的主桨或尾桨的额定转速相乘，得到瞬时转速；
S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；
所述转速数据采样率由某型号直升机型的飞行参数系统决定；所述载荷数据采样率是指载荷测试系统的测试参数，所述载荷数据采样率可以进行调节，将所述载荷数据采样率调节至100Hz以上；
S4：建立方位角初始序列；
由所述步骤S1获得的旋翼转速数据总点数n以及所述步骤S3中确定的所述转速数据采样率及载荷数据采样率计算方位角信号的总数据点数，计算方位角信号的数据总点数N的方法为：
Figure BDA0002754346360000021
其中fz为旋翼转速数据采样率、fr为主桨载荷或尾桨载荷数据采样率，根据数据总点数N，建立方位角初始序列；
S5：生成方位角信号；
通过以下公式对所述步骤S2中的旋翼瞬时转速进行累计：
S＝∑vi/fz (2)
其中vi为i时刻的旋翼瞬时转速，fi为旋翼转速数据采样率，当累计结果 S≥1时，记录此时的数据序号，将所述步骤S4中对应位置处的方位角信号进行重新赋值，形成脉冲信号；同时将累计结果置0，以此类推，最终生成基于旋翼转速形成的方位角信号。
在一个可能的实施例中，所述步骤S1中，所述转速百分比通过如下公式计算得到：
Figure BDA0002754346360000031
在一个可能的实施例中，所述步骤S2中，所述瞬时转速的单位需转化为转 /秒，根据以下公式(4)进行计算
Figure BDA0002754346360000032
在一个可能的实施例中，所述步骤S3中，所述载荷测试系统与直升机的主桨和尾桨分别连接，用于获取桨叶的挥舞弯矩和摆振弯矩。
在一个可能的实施例中，所述步骤S3中，所述载荷数据采样率应为所述转速数据采样率的整数倍；
在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，所述方位角初始序列中的方位角初始值可记为0；
在一个可能的实施例中，所述步骤S5中，所述的方位角信号的值可记为1；
在一个可能的实施例中，所述步骤S5中，参与累计的最少数据点数应满足 S≥1。
本发明的有益效果：本发明是基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，不需要对直升机进行测试改装，节省了大量的人力、物力，同时也避免了由于测试设备故障造成的方位角信号丢失的现象。本发明为载荷分离、提取特征参数提供了便利，有极大的工程应用价值。
附图说明：
图1是本发明的方法流程图
图2是本发明实施例1的转速变化趋势线
图3是本发明实施例1的所生成的方位角信号示意图
具体实施方式：
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：
如图1所示，一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，包括如下步骤：
S1：获取旋翼转速百分比；针对某型号直升机型，在旋翼转动过程中，由飞行参数系统测量并记录总数为16的各状态下实际主桨转速及尾桨转速，并且计算得到各状态下转速百分比；数据如表1所示，转速变化趋势线见图2。
表1某型号部分转速数据
数据序号 1 2 3 4 5 6 7 8
转速(％) 4.0237 4.0237 4.0237 4.1331 4.1331 4.1331 4.1331 4.1331
数据序号 9 10 11 12 13 14 15 16
转速(％) 4.2346 4.2346 4.2346 4.2346 4.2346 4.2346 4.3518 4.3518
S2：计算瞬时转速；通过将所述步骤S1中获得的转速百分比与该直升机型的尾桨的额定转速相乘，得到尾桨瞬时转速，见表2。
表2某型号尾桨瞬时转速
数据序号 1 2 3 4 5 6 7 8
瞬时转速(转/秒) 3.3531 3.3531 3.3531 3.4443 3.4443 3.4443 3.4443 3.4443
数据序号 9 10 11 12 13 14 15 16
瞬时转速(转/秒) 3.5288 3.5288 3.5288 3.5288 3.5288 3.5288 3.6265 3.6265
S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；某型号的旋翼转速数据采样率fc＝50Hz；所述尾桨载荷数据采样率选择fr＝100Hz。
S4：建立方位角初始序列；由所述步骤S1获得的旋翼转速数据总点数 n＝16以及所述步骤S3中确定的所述转速数据采样率及载荷数据采样率计算方位角信号的总数据点数，计算方位角信号的数据总点数N的方法为：
Figure BDA0002754346360000041
其中fz为旋翼转速数据采样率、fr为主桨载荷或尾桨载荷数据采样率，根据数据总点数N，建立方位角初始序列；如表3 所示；
表3方位角初始序列
数据序号 1 2 3 4 5 6 7 8
方位角数值 0 0 0 0 0 0 0 0
数据序号 9 10 11 12 13 14 15 16
方位角数值 0 0 0 0 0 0 0 0
数据序号 17 18 19 20 21 22 23 24
方位角数值 0 0 0 0 0 0 0 0
数据序号 25 26 27 28 29 30 31 32
方位角数值 0 0 0 0 0 0 0 0
S5：生成方位角信号；通过以下公式对所述步骤S2中的旋翼瞬时转速进行累计：
S＝∑vi/fz (2)
其中vi为i时刻的旋翼瞬时转速，fr为旋翼转速数据采样率，当累计结果 S≥1时，记录此时的数据序号，将所述步骤S4中对应位置处的方位角信号进行重新赋值，形成脉冲信号；同时将累计结果置0，以此类推，最终生成基于旋翼转速形成的方位角信号，表4所示，所生成的方位角信号示意图如图 3所示。
表4方位角信号序列
Figure BDA0002754346360000051
Figure BDA0002754346360000061
上面对本发明的较佳实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。

Claims (8)

1.一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：获取旋翼转速百分比；针对某型号直升机型，在旋翼转动过程中，由直升机上的飞行参数系统测量并记录旋翼状态总数为n的各状态下实际主桨转速及尾桨转速，并且计算得到各状态下相应的转速百分比；
S2：计算瞬时转速；将所述步骤S1中得到的转速百分比与该直升机型的主桨或尾桨的额定转速相乘，得到主桨或尾桨的瞬时转速；
S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；所述转速数据采样率由某型号直升机型的飞行参数系统决定；所述载荷数据采样率是指载荷测试系统的测试参数，所述载荷数据采样率可以进行调节，将所述载荷数据采样率调节至100Hz以上；
S4：建立方位角初始序列；首先，依据以下公式(1)，通过所述步骤S1获得的旋翼状态总数n、所述步骤S3中确定的所述转速数据采样率、以及载荷数据采样率计算方位角信号的总数据点数N
Figure FDA0002754346350000011
其中fz为旋翼转速数据采样率、fr为主桨载荷或尾桨载荷数据采样率；
然后根据所述数据总点数N，建立方位角初始序列；
S5：生成方位角信号；依据以下公式(2)对所述步骤S2中得到的旋翼瞬时转速进行累计：
S＝∑vi/fz (2)
其中vi为i时刻的旋翼瞬时转速，fz为旋翼转速数据采样率，当累计结果时，S≥1记录此时的数据序号，将所述步骤S4中对应位置处的方位角信号进行重新赋值，形成脉冲信号；同时将累计结果置0，以此类推，最终生成基于旋翼转速形成的方位角信号。
2.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S1中，所述转速百分比Xi通过如下公式计算得到：
Figure FDA0002754346350000021
其中，vi为瞬时转速，V额定为旋翼额定转速。
3.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述瞬时转速的单位需转化为转/秒，根据以下公式(4)进行计算
Figure FDA0002754346350000022
4.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述载荷测试系统与直升机的主桨和尾桨分别相连。
5.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述载荷数据采样率应为所述转速数据采样率的整数倍。
6.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S4中，所述方位角初始序列中的方位角初始值可记为0。
7.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述方位角信号的值可记为1。
8.根据权利要求1所述的一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，其特征在于，所述步骤S5中，参与累计的最少数据点数应满足S≥1。
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Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4237462A (en) * 1979-02-28 1980-12-02 Lemke James U Radar synchronizing apparatus and method
US4275396A (en) * 1979-10-12 1981-06-23 Jacomini Omar J Helicopter rotating blade detection system
DE3707854A1 (de) * 1986-03-25 1992-02-06 Ferranti Int Plc Akustische vorrichtung zur richtungsbestimmung
JPH10170624A (ja) * 1996-12-12 1998-06-26 Rion Co Ltd 航空機飛行位置検出装置
US20030043058A1 (en) * 2001-09-04 2003-03-06 Jamieson James R. Distributed laser obstacle awareness system
US6647352B1 (en) * 1998-06-05 2003-11-11 Crossbow Technology Dynamic attitude measurement method and apparatus
US20080120032A1 (en) * 2004-10-01 2008-05-22 Honeywell International Inc. Methods and systems of determining bearing when ads-b data is unavailable
DE4420153B3 (de) * 1994-06-09 2013-10-31 Dassault Electronique Radar für Hubschrauber
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN105092204A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 南京航空航天大学 一种用于直升机旋翼桨-涡干扰噪声实验的装置
CN105173111A (zh) * 2015-05-22 2015-12-23 北京安达维尔测控技术有限公司 一种便携式直升机振动监测维护系统
CN105260492A (zh) * 2015-04-27 2016-01-20 中国直升机设计研究所 一种旋翼与机体耦合动力学模态综合建模方法
JP2018052186A (ja) * 2016-09-27 2018-04-05 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 コンパウンドヘリコプタ
CN207191485U (zh) * 2017-09-13 2018-04-06 陕西千山航空电子有限责任公司 一种旋翼系统测试设备
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
EP3492945A1 (en) * 2017-12-01 2019-06-05 Origin Wireless, Inc. Method, apparatus, and system for periodic motion detection and monitoring
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
CN209192274U (zh) * 2018-12-12 2019-08-02 山东智翼航空科技有限公司 无人机旋翼桨毂-旋翼桨叶静平衡测试系统
CN110510148A (zh) * 2019-08-29 2019-11-29 昆明理工大学 一种大载荷无人直升机旋翼试验台
CN110704951A (zh) * 2019-09-29 2020-01-17 中国直升机设计研究所 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法
CN110920931A (zh) * 2019-12-04 2020-03-27 中国直升机设计研究所 一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法
CN111099038A (zh) * 2019-12-19 2020-05-05 武汉航空仪表有限责任公司 一种直升机主桨叶方位角检测装置

Patent Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4237462A (en) * 1979-02-28 1980-12-02 Lemke James U Radar synchronizing apparatus and method
US4275396A (en) * 1979-10-12 1981-06-23 Jacomini Omar J Helicopter rotating blade detection system
DE3707854A1 (de) * 1986-03-25 1992-02-06 Ferranti Int Plc Akustische vorrichtung zur richtungsbestimmung
DE4420153B3 (de) * 1994-06-09 2013-10-31 Dassault Electronique Radar für Hubschrauber
JPH10170624A (ja) * 1996-12-12 1998-06-26 Rion Co Ltd 航空機飛行位置検出装置
US6647352B1 (en) * 1998-06-05 2003-11-11 Crossbow Technology Dynamic attitude measurement method and apparatus
US20030043058A1 (en) * 2001-09-04 2003-03-06 Jamieson James R. Distributed laser obstacle awareness system
US20080120032A1 (en) * 2004-10-01 2008-05-22 Honeywell International Inc. Methods and systems of determining bearing when ads-b data is unavailable
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN105260492A (zh) * 2015-04-27 2016-01-20 中国直升机设计研究所 一种旋翼与机体耦合动力学模态综合建模方法
CN105173111A (zh) * 2015-05-22 2015-12-23 北京安达维尔测控技术有限公司 一种便携式直升机振动监测维护系统
CN105092204A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 南京航空航天大学 一种用于直升机旋翼桨-涡干扰噪声实验的装置
JP2018052186A (ja) * 2016-09-27 2018-04-05 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 コンパウンドヘリコプタ
CN207191485U (zh) * 2017-09-13 2018-04-06 陕西千山航空电子有限责任公司 一种旋翼系统测试设备
EP3492945A1 (en) * 2017-12-01 2019-06-05 Origin Wireless, Inc. Method, apparatus, and system for periodic motion detection and monitoring
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
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
CN209192274U (zh) * 2018-12-12 2019-08-02 山东智翼航空科技有限公司 无人机旋翼桨毂-旋翼桨叶静平衡测试系统
CN110510148A (zh) * 2019-08-29 2019-11-29 昆明理工大学 一种大载荷无人直升机旋翼试验台
CN110704951A (zh) * 2019-09-29 2020-01-17 中国直升机设计研究所 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法
CN110920931A (zh) * 2019-12-04 2020-03-27 中国直升机设计研究所 一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法
CN111099038A (zh) * 2019-12-19 2020-05-05 武汉航空仪表有限责任公司 一种直升机主桨叶方位角检测装置

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙韬等: "典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析", 《南京航空航天大学学报》 *
张涛: "直升机重要改装设计疲劳评定符合性验证方法研究", 《CNKI优秀硕士学位论文全文库》 *
李宇倩等: "外辐射源雷达直升机旋翼参数估计方法", 《雷达学报》 *
潘春蛟等: "直升机飞行载荷应用探讨", 《直升机技术》 *
虞汉文等: "某型综合试验直升机旋翼试飞测试系统设计", 《直升机技术》 *

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