CN114112349B - 一种直升机桨叶标定加载方法 - Google Patents

一种直升机桨叶标定加载方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种直升机桨叶标定加载方法，包括：在常规加载方法无法满足需求的情况下，根据载荷限制值的情况增加了一个加载剖面，加载剖面的位置根据实际需要来确定，进一步根据增加的加载剖面之前的预设标定剖面的载荷限制值、增加的加载剖面A1的位置和已有的加载剖面的最大加载量m0，确定增加的加载剖面的最大加载量，本发明操作简单，易实施。

Description

一种直升机桨叶标定加载方法
技术领域
本发明属于直升机桨叶标定设计领域，涉及一种直升机桨叶标定加载方法。
背景技术
在直升机试验试飞中，需要对直升机桨叶的挥舞、摆振弯矩进行监控，并实时了解直升机旋翼系统的工作状态。为了识别直升机桨叶各剖面的载荷，在试验试飞之前需要对直升机桨叶进行贴片标定，一般方法就是在标定剖面粘贴应变片，在加载剖面安装翼型夹进行分级加载。
在标定前，设计部门提供桨叶所有标定剖面的载荷限制值，一般情况下，桨叶根部载荷限制值最大，随着远离桨根，桨叶剖面的载荷限制值逐步减小。在标定过程中，首先根据所有标定剖面的载荷限制值设置一个合理的加载剖面，然后，根据加载剖面和载荷限制值计算出各标定剖面的理论最大加载量，并以所有剖面理论最大加载量的最小值作为所有标定剖面的最大加载量，并参考砝码的规格和便于分级加载设置最终的实际最大加载量。
为了保证桨叶加载效果和标定精度，各个剖面实际最大加载量应尽量接近且不超过理论最大加载量(至少达到理论最大加载量的50％以上)，一般情况下采用上述加载方法可以满足要求。
然而，针对某些新构型桨叶，由于根部比较刚硬，载荷限制值较大，靠近桨尖部位剖面的载荷限制值快速减小，若采用此方法加载则靠近桨根的剖面的实际最大加载量远小于理论最大加载量，导致桨叶标定效果不佳，标定精度较差，如果满足靠近桨根的剖面的加载要求就会导致远离桨根的剖面载荷超限。
以某新构型桨叶为例，采用常规方法的桨叶标定加载图和剖面弯矩图分别见附图1和附图2，附图2中虚线长度代表各标定剖面的载荷限制值大小，现有加载方法无法满足剖面A、剖面B、剖面C、剖面D、剖面E和剖面F的标定要求。
发明内容
本发明提供一种直升机桨叶标定加载方法，缓解现有桨叶标定方法不适用于根部较刚硬的新构型桨叶的问题。
本发明提供一种直升机桨叶标定加载方法，包括：
S1、根据直升机桨叶外形尺寸和预设标定剖面的位置确定第一加载剖面A0距离桨叶根部销孔中心的距离L0；
S2、根据各预设标定剖面的载荷限制值以及所述距离L0，获取各预设标定剖面的理论最大加载量，根据各预设标定剖面的理论最大加载量确定所述第一加载剖面A0的第一实际最大加载量m0；
S3、当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在所述第一加载剖面A0和桨叶根部销孔中心之间增加第二加载剖面A1，根据各前端预设标定剖面的载荷限制值、所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1和所述第一实际最大加载量m0，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1；前端预设标定剖面为位于第二加载剖面A1和桨叶根部销孔中心之间的预设标定剖面；
S4、根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0，对各后端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各后端预设标定剖面在实际最大加载量m0下产生的弯矩；根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0以及所述第二加载剖面A1的实际最大加载量m1，对各所述前端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各前端预设标定剖面在第一实际最大加载量m0和第二实际最大加载量m1下产生的弯矩；后端预设标定剖面为所述第二加载剖面A1和所述第一加载剖面A0之间的各预设标定剖面；
S5、当存在预设标定剖面的最大弯矩未达到对应的载荷限制值的50％时，调整所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，并重新计算所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1。
可选的，所述方法还包括：
当各预设标定剖面的最大弯矩达到各自对应的载荷限制值的50％时，确定直升机桨叶标定结果可用。
可选的，所述当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在所述第一加载剖面A0和桨叶根部销孔中心之间增加第二加载剖面A1，包括：
在第一临界预设标定剖面和第二临界预设标定剖面之间设置增加第二加载剖面A1；
所述第一临界预设标定剖面和第二临界预设标定剖面相邻，且所述第一临界预设标定剖面的理论最大加载量的一半大于所述第一实际最大加载量m0，所述第二临界预设标定剖面的理论最大加载量的一半小于所述第一实际最大加载量m0。
可选的，所述根据各前端预设标定剖面的载荷限制值以及所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1，包括：
采用公式
Figure BDA0003364644330000031
计算各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量；
将各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量中的最小值，作为所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1；
其中，Di为第i个前端预设剖面与桨叶根部销孔中心的距离，i的取值为从1至N的正整数，N为前端预设剖面的总数目；Ti为第i个前端预设剖面的载荷限制值。
可选的，所述第一加载剖面A0和所述第二加载剖面A1处的加载方向相同。
可选的，调整所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，包括：
在第二加载剖面A1和第一临界预设标定剖面之间选择一个位置作为新的第二加载剖面。
可选的，所述第一加载剖面A0位于最靠近桨尖位置的预设标定剖面与桨尖之间。
可选的，所述根据各预设标定剖面的载荷限制值以及所述距离L0，获取各预设标定剖面的理论最大加载量，包括：
采用公式Tj/(L0-Dj)，计算各预设剖面在在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量；
将各预设剖面在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量中的最小值，作为所述第一加载剖面A0的所述第一实际最大加载量m0；
其中，Dj为第j个预设剖面与桨叶根部销孔中心的距离，j的取值为从1至M的正整数，M为预设剖面的总数目；Tj为第j个预设剖面的载荷限制值。
本发明提供一种直升机桨叶标定加载方法，在常规加载方法无法满足需求的情况下，根据载荷限制值的情况增加了一个加载剖面，加载剖面的位置根据实际需要来确定，操作简单，易实施。本发明与常规加载方法比较，仅需要增加第二加载剖面翼型夹5和常见的加载设备，翼型夹安装和桨叶加载操作方便，实施简单易行，成本低廉；本发明对试验条件的要求较低，第二加载剖面翼型夹加工简单，加载装置均为通用设备，所需费用小，效果显著，通用性较强。本发明仅需要增加一个加载位置就可以改善直升机桨叶的弯矩分布情况，有效提高标定精度，具有良好的效果，通过调节第一加载剖面和第二加载剖面的位置、实际最大加载量和加载方向就能适用于不同载荷类型的桨叶，具有较好的通用性。
附图说明
图1为现有直升机桨叶标定加载装置的结构示意图；
图2为现有直升机桨叶标定加载后的桨叶剖面弯矩图；
图3为本发明提供的直升机桨叶标定加载装置的结构示意图；
图4为本发明提供的直升机桨叶标定加载后的桨叶剖面弯矩图；
附图标记说明：
1—标定台架；       2—标定工装；         3—桨叶；
4—第一翼型夹；     5—第二翼型夹。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图对本发明提供的直升机桨叶标定加载方法进行详细说明。如图1-4所示，图1为现有直升机桨叶标定加载装置的结构示意图；图2为现有直升机桨叶标定加载后的桨叶剖面弯矩图；图3为本发明提供的直升机桨叶标定加载装置的结构示意图；图4为本发明提供的直升机桨叶标定加载后的桨叶剖面弯矩图。
在图1和图3中，标定台架1，为通用的直升机桨叶标定台架，要求刚度大变形小，配有圆形分度盘，旋转分度盘可以调节角度，分度盘上均匀分布六个T形槽，标定台架1通过四个地脚螺栓固定在试验厂房地轨上。标定工装2，通过标定台架1上的六个T形槽并采用螺栓连接将标定工装2固定在标定台架1的分度盘上，根据桨叶根部的外形尺寸和标定台架1分度盘的接口设计不同的标定工装，用于安装桨叶3。桨叶3，为标定对象，通过两个桨叶销孔将桨叶3安装在标定工装2上，旋转标定台架1的分度盘可以调节桨叶3加载剖面弦线与水平面的夹角。第一翼型夹4，根据所述第一加载剖面的翼型设计的木质夹具，固定在桨叶3上，用于加载，在第一翼型夹4上适当位置开孔，钢丝绳穿过孔，砝码盘挂在钢丝绳上，然后加载砝码。第二翼型夹5，根据所述第二加载剖面的翼型设计的木质夹具，用于加载砝码。
本发明提供一种直升机桨叶标定加载方法，使用如图3中所示的装置，该方法示例性的，包括：
S1、根据直升机桨叶外形尺寸和预设标定剖面的位置确定第一加载剖面A0距离桨叶根部销孔中心的距离L0；
S2、根据各预设标定剖面的载荷限制值以及所述距离L0，获取各预设标定剖面的理论最大加载量。根据各预设标定剖面的理论最大加载量，并参考砝码的规格和便于分级加载来确定所述第一加载剖面A0的第一实际最大加载量m0；
S3、当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在所述第一加载剖面A0和桨叶根部销孔中心之间增加第二加载剖面A1，根据各前端预设标定剖面的载荷限制值、所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1和所述第一实际最大加载量m0，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1；前端预设标定剖面为位于第二加载剖面A1和桨叶根部销孔中心之间的预设标定剖面；
S4、根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0，对各后端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各后端预设标定剖面在实际最大加载量m0下产生的弯矩；根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0以及所述第二加载剖面A1的实际最大加载量m1，对各所述前端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各前端预设标定剖面在第一实际最大加载量m0和第二实际最大加载量m1下产生的弯矩；后端预设标定剖面为所述第二加载剖面A1和所述第一加载剖面A0之间的各预设标定剖面；
S5、当存在预设标定剖面的最大弯矩未达到对应的载荷限制值的50％时，调整所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，并重新计算所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1。
本实施例中，所述第一加载剖面A0位于最靠近桨尖位置的预设标定剖面与桨尖之间，在桨叶数模上测量第一加载剖面A0与桨叶销孔中心的距离L0。
采用公式Tj/(L0-Dj)计算出各预设剖面在在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量，然后得到各预设剖面在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量中的最小值，并参考实际砝码规格和便于分级加载，确定所述第一加载剖面A0的所述第一实际最大加载量m0。
当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在第一临界预设标定剖面和第二临界预设标定剖面之间增加第二加载剖面A1，并在桨叶数模上测量第二加载剖面A1与桨叶销孔中心的距离L1。
本实施例中，在所述第一加载剖面A0和所述第二加载剖面A1处的加载方向相同。根据各前端预设标定剖面的载荷限制值以及所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，按照公式
Figure BDA0003364644330000071
计算各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量，得到各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量中的最小值，并参考实际砝码规格和便于分级加载，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1。
当存在预设标定剖面的最大弯矩未达到对应的载荷限制值的50％时，在第二加载剖面A1和第一临界预设标定剖面之间选择一个位置作为新的第二加载剖面，直到各预设标定剖面的最大弯矩达到各自对应的载荷限制值的50％以上。
本实施例中提供的直升机桨叶标定加载方法，操作简单，易实施。与常规加载方法比较，仅需要增加第二加载剖面翼型夹5和常见的加载设备，翼型夹安装和桨叶加载操作方便，实施简单易行；成本低廉。对试验条件的要求较低，第二加载剖面翼型夹加工简单，加载装置均为通用设备，所需费用小；效果显著，通用性较强。本方法仅需要增加一个加载位置就可以改善直升机桨叶的弯矩分布情况，有效提高标定精度，具有良好的效果。通过调节第一加载剖面和第二加载剖面的位置和实际最大加载量就能适用于不同载荷类型的桨叶，具有较好的通用性。
本发明关键点：
1、为了获得良好的加载效果和标定精度，在常规加载方法无法满足需求的情况下，根据载荷限制值的情况增加了一个加载剖面，加载剖面的位置根据实际需要来确定；
2、为了满足不同桨叶的载荷限制值要求，两个加载剖面处的加载方向既可以相同，也可以相反，其实际最大加载量m0和m1根据加载位置、加载方向和载荷限制值计算得到；
3、本方法主要适用于根部较刚硬的桨叶，同时也能应用于柔性桨叶的标定加载。
需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种直升机桨叶标定加载方法，其特征在于，包括：
S1、根据直升机桨叶外形尺寸和预设标定剖面的位置确定第一加载剖面A0距离桨叶根部销孔中心的距离L0；
S2、根据各预设标定剖面的载荷限制值以及所述距离L0，获取各预设标定剖面的理论最大加载量，根据各预设标定剖面的理论最大加载量确定所述第一加载剖面A0的第一实际最大加载量m0；
S3、当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在所述第一加载剖面A0和桨叶根部销孔中心之间增加第二加载剖面A1，根据各前端预设标定剖面的载荷限制值、所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1和所述第一实际最大加载量m0，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1；前端预设标定剖面为位于第二加载剖面A1和桨叶根部销孔中心之间的预设标定剖面；
S4、根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0，对各后端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各后端预设标定剖面在实际最大加载量m0下产生的弯矩；根据所述第一加载剖面A0的实际最大加载量m0以及所述第二加载剖面A1的实际最大加载量m1，对各所述前端预设标定剖面进行分级加载试验，得到各前端预设标定剖面在第一实际最大加载量m0和第二实际最大加载量m1下产生的弯矩；后端预设标定剖面为所述第二加载剖面A1和所述第一加载剖面A0之间的各预设标定剖面；
S5、当存在预设标定剖面的最大弯矩未达到对应的载荷限制值的50％时，调整所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，并重新计算所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当各预设标定剖面的最大弯矩达到各自对应的载荷限制值的50％时，确定直升机桨叶标定结果可用。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述当所述第一实际最大加载量m0小于任一预设标定剖面的理论最大加载量的一半时，在所述第一加载剖面A0和桨叶根部销孔中心之间增加第二加载剖面A1，包括：
在第一临界预设标定剖面和第二临界预设标定剖面之间设置增加第二加载剖面A1；
所述第一临界预设标定剖面和第二临界预设标定剖面相邻，且所述第一临界预设标定剖面的理论最大加载量的一半大于所述第一实际最大加载量m0，所述第二临界预设标定剖面的理论最大加载量的一半小于所述第一实际最大加载量m0。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据各前端预设标定剖面的载荷限制值以及所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，确定所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1，包括：
采用公式（Ti-m0*(L0-Di)）/(L1-Di),计算各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量；
将各前端预设剖面在所述第二加载剖面A1的理论最大加载量中的最小值，作为所述第二加载剖面A1的第二实际最大加载量m1；
其中，Di为第i个前端预设剖面与桨叶根部销孔中心的距离，i的取值为从1至N的正整数，N为前端预设剖面的总数目；Ti为第i个前端预设剖面的载荷限制值。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一加载剖面A0和所述第二加载剖面A1处的加载方向相同。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，调整所述第二加载剖面A1距离桨叶根部销孔中心的距离L1，包括：
在第二加载剖面A1和第一临界预设标定剖面之间选择一个位置作为新的第二加载剖面。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一加载剖面A0位于最靠近桨尖位置的预设标定剖面与桨尖之间。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据各预设标定剖面的载荷限制值以及所述距离L0，获取各预设标定剖面的理论最大加载量，包括：
采用公式Tj/(L0-Dj)，计算各预设剖面在在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量；
将各预设剖面在所述第一加载剖面A0处的理论最大加载量中的最小值，作为所述第一加载剖面A0的所述第一实际最大加载量m0；
其中，Dj为第j个预设剖面与桨叶根部销孔中心的距离，j的取值为从1至M的正整数，M为预设剖面的总数目；Tj为第j个预设剖面的载荷限制值。
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