CN112432746B - 一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法，通过本发明提出的方法可以获取一个为常量的桨叶挥‑摆载荷耦合系数，该耦合系数是目标桨叶、各应变计位置及组合方式的一种固有属性的体现，并且与桨叶标定试验中、实际飞行中的挥舞、摆振载荷的大小无关。该方法中应用的应变计为单片形式的电阻应变计，发挥其尺寸小、布置方便、测量灵敏度与精度高等优点。

Description

一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法
技术领域
本发明涉及一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法。
背景技术
应变计法是一种获取直升机桨叶飞行载荷的常用测量方法，通过应变计传感器获取桨叶的变形状况，进而转化为桨叶的载荷。由桨叶变形数据转化为载荷数据的关键在于静止状态下桨叶的载荷标定。由于桨叶的异型、不对称剖面，各位置的应变变形几乎均包含各类载荷的成分，即便将应变计基于惠思顿全桥的思路进行组合，也不能实现各类载荷绝对的解耦，特别是桨叶的挥舞弯矩与摆振弯矩的耦合。理论上，在桨叶、各应变计位置及组合方式确定的情况下，桨叶摆振-挥舞载荷的耦合程度便已经确定，可以视为一个反映桨叶目前状态的固有属性的常量。但是，目前的专利(用于直升机模型桨叶标定的加载夹具，CN201020701293.3)/文献(直升机桨叶载荷标定的摆-挥、挥-摆解耦，2013)显示，现在普遍采用的桨叶摆振-挥舞载荷耦合系数是具有很大的不确定性，主要体现在两个方面：①耦合系数与桨叶摆振及挥舞方向的标定载荷的大小相关，是一个变量；②桨叶在静止状态下的摆振、挥舞方向标定载荷的大小及其比例关系与离心力状态下大不相同，即在载荷标定过程中获取的摆振-挥舞载荷耦合系数并不能准确反映直升机实际飞行过程中摆振弯矩与挥舞弯矩的耦合程度。
发明内容
发明目的：为解决背景技术中存在的技术问题，本发明提出一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法，包括以下步骤：
步骤1，在直升机桨叶需要测试载荷的剖面的上下表面布置摆振、挥舞应变计；
步骤2，将挥舞应变计按全桥形式组合；
步骤3，按全桥形式组合计算，得到对应的全桥应变计算结果；
步骤4，通过桨叶根部将桨叶自由垂挂，各应变计清零，作为初始状态；
步骤5，获取桨叶测试剖面挥舞应变和摆振应变；
步骤6，得到新的摆振-挥舞载荷耦合系数。
步骤1包括：用惠思顿电桥设计思路，在直升机桨叶需要测试载荷的剖面的上下表面布置摆振、挥舞应变计，所述应变计是采用单片形式的电阻应变计，F1、F2、F3、F4分别为1、2、3、4号挥舞应变计，L1、L2分别为1、2号摆振应变计，LB3、LB4、LB5、LB6、LB7、LB8、LB9、LB10分别为3、4、5、6、7、8、9、10号摆振备选应变计，直升机桨叶需要测试载荷的剖面称为测试剖面。
步骤2包括：将挥舞应变计按全桥形式组合，对应的全桥应变测试结果为：
εF＝εF1+εF2-εF3-εF4。
其中，εF为测试剖面的挥舞应变，εF1、εF2、εF3、εF4分别为1、2、3、4号挥舞应变计的应变测试值。
步骤3包括：由LB3～LB4选出一个应变计命名为3号摆振应变计L3，由LB7～LB10选出一个应变计命名为4号摆振应变计L4，和L1、L2按全桥形式组合计算，对应的全桥应变计算结果为：
εL＝εL1+εL2-εL3-εL4。
其中，εL为测试剖面的摆振应变，εL1、εL2、εL3、εL4分别为1、2、3、4号摆振应变计的应变测试值。
不同的全桥应变计组合对应不同的摆振应变εL及摆振-挥舞载荷耦合系数，最终应选择最小的摆振-挥舞载荷耦合系数所对应的全桥应变计组合。
步骤5包括：
步骤5-1，桨叶前缘向下，将桨叶固定安装在分度盘，并施加不高于40％摆振限制载荷的载荷，缓慢转动分度盘，记录不同分度盘角度
Figure BDA0002735516010000021
对应的挥舞应变εF，根据所记录的分度盘角度
Figure BDA0002735516010000022
和挥舞应变εF拟合直线，获取挥舞应变为零时的分度盘角度
Figure BDA0002735516010000023
即测试剖面的摆振方向；
步骤5-2，将分度盘调整至
Figure BDA0002735516010000024
逐级施加挥舞载荷MF，记录不同挥舞载荷对应的挥舞应变值εF和各种摆振应变计组合的全桥应变计算值
Figure BDA0002735516010000025
并进行线性拟合：
εF＝μFMF
Figure BDA0002735516010000026
其中，μF、
Figure BDA0002735516010000031
为对应拟合直线的线性系数，为常量；
步骤5-3，将分度盘恢复至
Figure BDA0002735516010000032
逐级施加摆振载荷ML，记录不同摆振载荷对应的各种摆振应变计组合的全桥应变计算值εL，并进行线性拟合：
εL＝μLML
其中，μL为对应拟合直线的线性系数，为常量。
步骤6包括：定义如下新的摆振-挥舞载荷耦合系数s：
Figure BDA0002735516010000033
为提升效率，本发明方法中的摆振应变计均保持为1/4桥路，不进行全桥组合，自行对可能存在的全桥组合方式进行计算。对于摆振应变计，直接按照全桥形式进行组合及测量。
为获取本发明所述的桨叶挥-摆载荷耦合系数，需要首先完成桨叶对应剖面摆振方向的确定，对摆振载荷作用下的分度盘角度和挥舞应变值进行线性拟合，确定挥舞应变为零值时的分度盘角度。
为保证该方法中各类拟合数据的线性度和可靠性，各次加载的级数不少于6级，重复次数不小于3次。
基于本发明所提出的桨叶挥-摆载荷耦合系数，可以对比选择最合适的摆振应变计组合。
本发明具有如下优点和有益效果：
(1)基于本发明方法，可以获取一个为常量的桨叶挥-摆载荷耦合系数。该耦合系数能够准确反映桨叶摆振-挥舞载荷的耦合程度，是目标桨叶、各应变计位置及组合方式的一种固有属性的体现，并且与桨叶标定试验中、实际飞行中的挥舞、摆振载荷的大小无关，避免了传统方法中桨叶摆振-挥舞载荷耦合系数的不确定性。
(2)通过不同摆振应变计组合之间该耦合系数的对比，可以从备选应变计中确定最合适的摆振应变计。
(3)本发明所述方法可以获取一种新的桨叶挥-摆载荷耦合系数，并且该耦合系数的获取是基于现有的载荷标定操作流程，不需要额外的试验操作等，保证工作效率。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明做更进一步的具体说明，本发明的上述和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。
图1是摆振L、挥舞F应变计传感器布置图。
图2是摆振应变计传感器组合示意图。
图3是摆振载荷施加示意图。
图4是分度盘角度与挥舞应变对应关系示意图。
图5是挥舞载荷施加示意图。
具体实施方式
本发明提供了一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法，包括：
步骤1，用惠思顿电桥设计思路，在直升机桨叶需要测试载荷的剖面的上下表面布置摆振、挥舞应变计，如图1所示。该应变计采用单片形式的电阻应变计，发挥其尺寸小、布置方便、测量灵敏度与精度高等优点。F1、F2、F3、F4分别为1、2、3、4号挥舞应变计，L1、L2分别为1、2号摆振应变计，LB3、LB4、LB5、LB6、LB7、LB8、LB9、LB10分别为3、4、5、6、7、8、9、10号摆振备选应变计，直升机桨叶需要测试载荷的剖面称为测试剖面。
步骤2，将挥舞应变计按全桥形式组合，以消除离心力、扭矩、温度载荷等干扰成分，对应的全桥应变测试结果为：
εF＝εF1+εF2-εF3-εF4；
其中，εF为测试剖面的挥舞应变，εF1、εF2、εF3、εF4分别为1至4号挥舞应变计的应变测试值。
步骤3，为提升效率，保持摆振应变计为单片，但是对应的桨叶摆振应变值按照全桥的形式进行计算。由LB3～LB4选出一个应变计命名为命名为3号摆振摆振应变计L3，由LB7～LB10选出一个应变计命名为4号摆振摆振应变计L4，和L1、L2按全桥形式组合计算，如图2所示，以消除离心力、扭矩、温度载荷等干扰成分，对应的全桥应变计算结果为：
εL＝εL1+εL2-εL3-εL4
其中，εL为测试剖面的摆振应变，εL1、εL2、εL3、εL4分别为1至4号摆振应变计的应变测试值。
不同的全桥应变计组合对应不同的摆振应变εL及摆振-挥舞载荷耦合系数，最终应选择最小的摆振-挥舞载荷耦合系数所对应的全桥应变计组合。
步骤4，通过桨叶根部将桨叶自由垂挂，各应变计清零，作为初始状态。
步骤5，获取桨叶测试剖面挥舞应变和摆振应变，具体包括：
步骤5-1，桨叶前缘向下，将桨叶固定安装在分度盘，并施加不高于40％摆振限制载荷的载荷，缓慢转动分度盘，记录不同分度盘角度
Figure BDA0002735516010000051
对应的挥舞应变εF，根据所记录的分度盘角度
Figure BDA0002735516010000052
和挥舞应变εF，如图4所示，拟合直线：y＝4.2434x+1.2471，其中x是指分度盘角度，y是指挥舞应变，R2是该拟合直线的标准差，获取挥舞应变为零时的分度盘角度
Figure BDA0002735516010000053
即该剖面的摆振方向；
步骤5-2，将分度盘调整至
Figure BDA0002735516010000054
逐级施加挥舞载荷MF，如图5所示。记录不同挥舞载荷对应的挥舞应变值εF和各种摆振应变计组合的全桥应变计算值
Figure BDA0002735516010000055
并进行线性拟合：
εF＝μFMF
Figure BDA0002735516010000056
其中，μF、
Figure BDA0002735516010000059
为对应拟合直线的线性系数，为常量。
步骤5-3，将分度盘恢复至
Figure BDA0002735516010000057
逐级施加摆振载荷ML，如图3所示。记录不同摆振载荷对应的各种摆振应变计组合的全桥应变计算值εL，并进行线性拟合：
εL＝μLML
其中，μL为对应拟合直线的线性系数，为常量。
步骤6，定义一种新的摆振-挥舞载荷耦合系数：
Figure BDA0002735516010000058
μF、
Figure BDA0002735516010000061
均为常量，因此s也是一个常量，该耦合系数越小，表示挥舞载荷在摆振应变中的成分越小，即挥-摆载荷耦合程度越小。根据常规直升机桨叶飞行载荷测试精度要求，s应该不小于0.95，进而可以保证桨叶挥舞载荷对摆振载荷的干扰程度不高于5.0％，即桨叶飞行载荷测试精度不低于95.0％。而根据常规方法中的摆振-挥舞载荷耦合系数，仅可以确定桨叶载荷标定过程中的挥舞载荷对摆振载荷的干扰程度，无法确定实际飞行过程中桨叶对挥舞载荷对摆振载荷的干扰程度，更无法确定桨叶飞行载荷的测试精度。
本发明提供了一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法，具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (1)

1.一种确定直升机桨叶挥摆载荷耦合程度的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，在直升机桨叶需要测试载荷的剖面的上下表面布置摆振、挥舞应变计；
步骤2，将挥舞应变计按全桥形式组合；
步骤3，按全桥形式组合计算，得到对应的全桥应变计算结果；
步骤4，通过桨叶根部将桨叶自由垂挂，各应变计清零，作为初始状态；
步骤5，获取桨叶测试剖面挥舞应变和摆振应变；
步骤6，得到新的摆振-挥舞载荷耦合系数；
步骤1包括：用惠思顿电桥设计思路，在直升机桨叶需要测试载荷的剖面的上下表面布置摆振、挥舞应变计，所述应变计是采用单片形式的电阻应变计，F1、F2、F3、F4分别为1、2、3、4号挥舞应变计，L1、L2分别为1、2号摆振应变计，LB3、LB4、LB5、LB6、LB7、LB8、LB9、LB10分别为3、4、5、6、7、8、9、10号摆振备选应变计，直升机桨叶需要测试载荷的剖面称为测试剖面；
步骤2包括：将挥舞应变计按全桥形式组合，对应的全桥应变测试结果为：
εF＝εF1+εF2-εF3-εF4，
其中，εF为测试剖面的挥舞应变，εF1、εF2、εF3、εF4分别为1、2、3、4号挥舞应变计的应变测试值；
步骤3包括：由LB3～LB4选出一个应变计命名为3号摆振应变计L3，由LB7～LB10选出一个应变计命名为4号摆振应变计L4，和L1、L2按全桥形式组合计算，对应的全桥应变计算结果为：
εL＝εL1+εL2-εL3-εL4，
其中，εL为测试剖面的摆振应变，εL1、εL2、εL3、εL4分别为1、2、3、4号摆振应变计的应变测试值；
步骤5包括：
步骤5-1，桨叶前缘向下，将桨叶固定安装在分度盘，并施加不高于40％摆振限制载荷的载荷，缓慢转动分度盘，记录不同分度盘角度
Figure FDA0003789000750000011
对应的挥舞应变εF，根据所记录的分度盘角度
Figure FDA0003789000750000012
和挥舞应变εF拟合直线，获取挥舞应变为零时的分度盘角度
Figure FDA0003789000750000013
即测试剖面的摆振方向；
步骤5-2，将分度盘调整至
Figure FDA0003789000750000021
逐级施加挥舞载荷MF，记录不同挥舞载荷对应的挥舞应变值εF和各种摆振应变计组合的全桥应变计算值
Figure FDA0003789000750000022
并进行线性拟合：
εF＝μFMF
Figure FDA0003789000750000023
其中，μF、
Figure FDA0003789000750000024
为对应拟合直线的线性系数，为常量；
步骤5-3，将分度盘恢复至
Figure FDA0003789000750000025
逐级施加摆振载荷ML，记录不同摆振载荷对应的各种摆振应变计组合的全桥应变计算值εL，并进行线性拟合：
εL＝μLML
其中，μL为对应拟合直线的线性系数，为常量；
步骤6包括：定义如下新的摆振-挥舞载荷耦合系数s：
Figure FDA0003789000750000026
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