CN114166486A - 一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法 - Google Patents

一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，包括：确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而获取监控剖面的预扭角；步骤3，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；步骤4，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。本发明的技术方案解决了现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。

Description

一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法
技术领域
本发明涉及但不限于直升机尾桨叶翼型段疲劳试验技术领域，尤其涉及一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法。
背景技术
尾桨是直升机结构的中重要组成部分，主要用于平衡直升机旋翼产生的扭矩，另外，通过产生可变的扭矩从而控制直升机的体态，以保证直升机飞行过程中平稳性。
目前，对于尾桨叶翼型段疲劳试验的方式，通常为先调整好用于加载的攻角，通过伺服作动器控制加载位移量，使挥舞方向和摆振方向所加载的弯矩达到满足监控剖面的载荷要求，从而通过保持位移和攻角不变的控制方式，使得尾桨叶翼型段疲劳试验满足监控剖面要求试验状态，从而保证试验持续进行。上述疲劳试验中，为了达到满足监控剖面载荷要求的挥舞方向和摆振方向的弯矩，攻角在试验调试过程需要不断变换，上述攻角调试方式，在试验过程中完全通过操作人员的主观调试、且需要不断的尝试，无法提前预估得到攻角的角度值，攻角调试过程浪费大量时间，降低疲劳试验的效率。
发明内容
本发明的目的是：
本发明实施例提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，以解决现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试、且需要不断的尝试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。
本发明的技术方案是：
本发明实施例提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，待试验的尾桨叶翼型段通过其桨叶根部安装在试验标定台上，且所述尾桨叶翼型段中的其中一个剖面设定为监控剖面，所述方法包括：
步骤1，根据试验任务规定，确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中所述尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；
步骤2，在标定台上通过旋转所述尾桨叶翼型段，得到所述监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而根据所述线性关系获取所述监控剖面的预扭角；
步骤3，根据所述监控剖面的预扭角，对所述监控剖面进行标定，通过解耦方式得到所述监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数 Kt；
步骤4，根据步骤1中确定的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷 Mt，步骤3中得到的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt，以及所述监控剖面的预扭角，计算得到所述监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述步骤1之前，还包括：
对尾桨叶进行改造，形成用于试验的尾桨叶翼型段，所述尾桨叶通过桨根和桨尖加装的改造接头安装在疲劳试验台上。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述尾桨叶翼型段中具有多个试验剖面，所述步骤1之前，还包括：
根据试验任务规定和试验载荷谱，将所述尾桨叶翼型段的其中一个试验剖面设定为所述监控剖面，并在所述监控剖面的挥舞方向和摆振方向上分别粘贴应变片，用于测量所述监控剖面的挥舞应变和摆振应变。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述在监控剖面上粘贴的应变片的方式，包括：
尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面弦线25％的两侧粘贴4片挥舞应变片，形成第一应变全桥；
尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面前缘和后缘位置粘贴4片摆振应变片，形成第二应变全桥。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述步骤2中，所述监控剖面的预扭角的获取方式为：
根据所述监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，查找出挥舞应变输出为0时对应的挥舞角度，作为该监控剖面的预扭角θ0。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述步骤3包括：
以监控剖面的预扭角θ0作为挥舞标定角度，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在挥舞方向上通过多次施加多组标定载荷，得到挥舞标定系数Kb与挥舞弯矩的线性关系；
所述监控剖面在摆振方向上的标定角度为90+θ0，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在摆振方向上通过多次施加多组标定载荷，得到摆振标定系数Kt与摆振弯矩的线性关系。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述步骤4中，计算出的理论预测攻角值为：
θ＝θ1-θ0；
其中，θ1＝180ar tan(Lt/Lb)/π，Lb＝Mb/Kb，Lb为挥舞相对变形长度，Lt＝Mt/Kt，Lt为摆振相对变形长度。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，还包括：
步骤5，进行疲劳试验前，采用步骤4计算得到的理论预测攻角值安装和调试尾桨叶翼型段；
步骤6，对调试后的尾桨叶翼型段进行加载，实测得到理论预测攻角值下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1；
步骤7，通过对比实测挥舞载荷Mb1与理论挥舞载荷Mb的挥舞载荷误差，以及对比实测摆振载荷Mt1与理论摆振载荷Mt的摆振载荷误差，确定出符合疲劳试验要求的实际攻角值；
其中，所述挥舞载荷误差＝|Mb1-Mb|/Mb，
所述摆振载荷误差＝|Mt1-Mt|/Mt。
可选地，如上所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法中，所述步骤7包括：
步骤71，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差均小于误差阈值(例如3％)时，采用所述理论预测攻角值作为实际攻角值；
步骤72，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差中至少一个大于或等于所述误差阈值(例如3％)时，以所述理论预测攻角值为基准值，对实际攻角值进行微调，调整至所述挥舞载荷误差和摆振载荷误差符合试验载荷误差要求。
本发明的有益技术效果：
本发明实施例提供的一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，通过对尾桨叶的改造形成用于试验的尾桨叶翼型段；在确定出尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt后，通过尾桨叶翼型段上应变片的测量，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而到监控剖面的预扭角，并基于该预扭角对监控剖面进行标定，得到监控剖面的挥舞标定系数 Kb和摆振标定系数Kt，以计算出监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值；随后，采用计算出的理论预测攻角值安装和调试尾桨叶翼型段，通过对其加载得到理论预测攻角值下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1，最终通过对理论预测值与实测值的比较，确定出符合疲劳试验要求的实际攻角值。采用本发明实施例提供的加载攻角调整方法，可以快速找到尾桨叶翼型段疲劳试验加载攻角加载安装攻角，快速调试到试验要求载荷，缩短试验调试周期，加快试验效率，从而达到提升直升机尾桨叶翼型段疲劳试验安装效率的目的。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法的流程图；
图2为本发明实施例的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中的某机型尾桨叶翼型段贴片的示意图；
图3为本发明实施例中监控剖面的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系的示意图；
图4为本发明实施例中尾桨叶翼型段疲劳试验中贴片方式和贴片位置的示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
上述背景技术中已经说明，现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，为了达到满足监控剖面载荷要求的挥舞方向和摆振方向的弯矩，攻角在试验调试过程需要不断变换；另外，在试验过程中完全通过操作人员的主观调试、且需要不断的尝试，无法提前预估得到攻角的角度值，攻角调试过程浪费大量时间，降低疲劳试验的效率。
针对尾桨叶翼型段疲劳试验过程中的攻角调试问题，本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法的流程图。本发明实施例中，作为疲劳试验对象的待试验的尾桨叶翼型段通过其桨叶根部安装在试验标定台上，且该尾桨叶翼型段中的其中一个剖面设定为监控剖面，如图2所示，为本发明实施例的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中的某机型尾桨叶翼型段贴片的示意图。本发明实施例提供的加载攻角调整方法可以包括如下步骤：
步骤1，根据试验任务规定，确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；
步骤2，在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而根据线性关系获取监控剖面的预扭角；如图3所示，为本发明实施例中监控剖面的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系的示意图。
步骤3，根据监控剖面的预扭角，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；
步骤4，根据步骤1中确定的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷 Mt，步骤3中得到的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt，以及监控剖面的预扭角，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。
需要说明的是，本发明实施例提供的加载攻角调整方法，在步骤 1之前还可以包括以准备工作的步骤，即：
步骤A，对尾桨叶进行改造，形成用于试验的尾桨叶翼型段，该尾桨叶通过桨根和桨尖加装的改造接头安装在疲劳试验台上，如图2 所示，为经过改造，且可以应用于本发明实施例中的尾桨叶翼型段的示意图。
如图2所示尾桨叶翼型段的结构中，具有多个试验剖面，图2中示意性的表示出各试验剖面距离桨根的长度和位置；本发明实施例提供的加载攻角调整方法，在步骤1之前，还可以包括：
步骤B，根据试验任务规定和试验载荷谱，将尾桨叶翼型段的其中一个试验剖面设定为监控剖面，并在监控剖面的挥舞方向和摆振方向上分别粘贴应变片，用于测量监控剖面的挥舞应变和摆振应变。
本发明实施例的上述步骤B中，在监控剖面上粘贴的应变片的方式为：
一方面，尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面弦线25％的两侧粘贴4片挥舞应变片，形成第一应变全桥；另一方面，尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面前缘和后缘位置粘贴4片摆振应变片，形成第二应变全桥。如图4所示，为本发明实施例中尾桨叶翼型段疲劳试验中贴片方式和贴片位置的示意图。
在本发明实施例中，上述步骤2中监控剖面的预扭角的获取方式可以为：
根据监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，查找出挥舞应变输出为0时对应的挥舞角度，作为该监控剖面的预扭角θ0。
在本发明实施例中，上述步骤3的具体实施方式可以包括：
以监控剖面的预扭角θ0作为挥舞标定角度，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在挥舞方向上通过多次施加多组标定载荷，得到挥舞标定系数Kb与挥舞弯矩的线性关系。
需要说明的是，本发明实施例中，监控剖面在摆振方向上的标定角度为90+θ0，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在摆振方向上通过多次施加多组标定载荷，得到摆振标定系数Kt与摆振弯矩的线性关系。
在本发明实施例中，上述步骤4中计算出的理论预测攻角值的具体方式可以为：
θ＝θ1-θ0；
其中，θ1＝180ar tan(Lt/Lb)/π，Lb＝Mb/Kb，Lb为挥舞相对变形长度，Lt＝Mt/Kt，Lt为摆振相对变形长度。
本发明实施例提供的加载攻角调整方法，在上述计算出监控剖面的理论预测攻角值之后，还可以包括如下步骤：
步骤5，进行疲劳试验前，采用步骤4计算得到的理论预测攻角值安装和调试尾桨叶翼型段；
步骤6，对调试后的尾桨叶翼型段进行加载，实测得到理论预测攻角值下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1；
步骤7，通过对比实测挥舞载荷Mb1与理论挥舞载荷Mb的挥舞载荷误差，以及对比实测摆振载荷Mt1与理论摆振载荷Mt的摆振载荷误差，确定出符合疲劳试验要求的实际攻角值。
需要说明的是，本发明实施例中，挥舞载荷误差和摆振载荷误差的计算方式如下所示：
挥舞载荷误差＝|Mb1-Mb|/Mb，
摆振载荷误差＝|Mt1-Mt|/Mt。
进一步地，本发明实施例中步骤7的具体实施过程可以包括：
步骤71，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差均小于误差阈值(例如3％)时，采用理论预测攻角值作为实际攻角值；
步骤72，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差中至少一个大于或等于误差阈值(例如3％)时，以理论预测攻角值为基准值，对实际攻角值进行微调，调整至挥舞载荷误差和摆振载荷误差符合试验载荷误差要求。
举例来说，对实际攻角值的微调方式为：实测挥舞载荷Mb1大于理论挥舞载荷Mb，实测摆振载荷Mt1小于理论摆振载荷Mt，此时攻角的角度应该往摆振方向旋转，即往垂直方向增大角度，这样增大摆振方向输出，减小挥舞输出，以满足试验载荷要求。
本发明实施例提供的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，通过对尾桨叶的改造形成用于试验的尾桨叶翼型段；在确定出尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷 Mt后，通过尾桨叶翼型段上应变片的测量，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而到监控剖面的预扭角，并基于该预扭角对监控剖面进行标定，得到监控剖面的挥舞标定系数Kb 和摆振标定系数Kt，以计算出监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值；随后，采用计算出的理论预测攻角值安装和调试尾桨叶翼型段，通过对其加载得到理论预测攻角值下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1，最终通过对理论预测值与实测值的比较，确定出符合疲劳试验要求的实际攻角值。采用本发明实施例提供的加载攻角调整方法，可以快速找到尾桨叶翼型段疲劳试验加载攻角加载安装攻角，快速调试到试验要求载荷，缩短试验调试周期，加快试验效率，从而达到提升直升机尾桨叶翼型段疲劳试验安装效率的目的。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法的具体实现方式进行详细说明。
该具体实施例提供的目的为：设计直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中的加载攻角调整方式，达到提升直升机尾桨叶翼型段疲劳试验安装效率的目的。
该具体实施例提供的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，主要包括以下步骤：
(1)尾桨叶翼型段疲劳试验，按照试验要求给定尾桨叶翼型段疲劳试验中挥舞载荷为Mb＝±135Nm，摆振载荷为Mt＝±270Nm。
(2)通过在标定台上对尾桨叶翼型段旋转预设角度，利用挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，获取所需加载的监控剖面的预扭角θ0，该预扭角θ0指应变输出为0时所对应的挥舞角度，如图3所示监控剖面的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，该具体实施例中根据图3所找出预扭角具体为θ0＝0.1°。
(3)在已得到尾桨叶翼型段疲劳试验加载的监控剖面的预扭角θ0基础上，需要对尾桨叶翼型段疲劳试验的监控剖面进行贴片和标定，参考图2和图4所示贴应变片的位置和方式。
该具体实施例中，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数为 Kb＝0.072Nm/με，摆振标定系数为Kt＝0.732Nm/με。
(4)尾桨叶翼型段疲劳试验所需的监控剖面的理论预测攻角值为θ＝θ1-θ0，其中θ1＝180ar tan(Lt/Lb)/π，Lb＝Mb/Kb，Lb称为挥舞相对变形长度，Lt＝Mt/Kt，Lt称为摆振相对变形长度，攻角θ单位为°。
该步骤中，尾桨叶翼型段疲劳试验计算出Lb＝Mb/Kb＝1866.20， Lt＝Mt/Kt＝368.71，θ1＝180ar tan(Lt/Lb)/π＝11.18°；因此，计算出的监控剖面的理论预测攻角值为θ＝θ1-θ0＝11.08°。
(5)按照步骤(4)的方式计算得到理论预测攻角值θ后，试验安装调试过程中，采用计算得到攻角θ安装和调试尾桨叶翼型段，并对尾桨叶翼型段进行加载，得到试验理论预测攻角值θ下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1，通过对比实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1与试验要求的挥舞载荷Mb和摆振载荷Mt的误差，如果试验载荷误差满足误差小于3％，证明试验已满足试验要求载荷，可以进行疲劳试验，若试验载荷误差满足误差超过3％，对理论预测攻角值θ的基础上对实际安装攻角θ2上进行微调，调至试验载荷误差满足误差小于3％，保证试验调试载荷满足试验要求载荷，疲劳试验可以进行。
该具体实施例中，采用计算得到理论预测攻角θ＝11.08°进行试验安装调试，对尾桨叶翼型段进行加载，得到挥舞载荷Mb1＝134.4 Nm，摆振载荷Mt2＝270.0Nm，试验要求的挥舞载荷Mb＝135Nm，摆振载荷Mt＝270Nm，挥舞载荷百分比＝99.5％，误差0.05％，挥舞载荷百分比＝100％，无误差，试验载荷误差满足试验载荷要求误差小于3％，满足试验加载要求。
(6)进一步地，若步骤(5)得到的试验载荷误差满足误差超过 3％，则在理论预测攻角值θ的基础上对实际安装攻角θ2上进行微调，调至试验载荷误差满足误差小于3％，保证试验调试载荷满足试验要求载荷，疲劳试验可以进行。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，待试验的尾桨叶翼型段通过其桨叶根部安装在试验标定台上，且所述尾桨叶翼型段中的其中一个剖面设定为监控剖面，所述方法包括：
步骤1，根据试验任务规定，确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中所述尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；
步骤2，在标定台上通过旋转所述尾桨叶翼型段，得到所述监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而根据所述线性关系获取所述监控剖面的预扭角；
步骤3，根据所述监控剖面的预扭角，对所述监控剖面进行标定，通过解耦方式得到所述监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；
步骤4，根据步骤1中确定的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt，步骤3中得到的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt，以及所述监控剖面的预扭角，计算得到所述监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。
2.根据权利要求1所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述步骤1之前，还包括：
对尾桨叶进行改造，形成用于试验的尾桨叶翼型段，所述尾桨叶通过桨根和桨尖加装的改造接头安装在疲劳试验台上。
3.根据权利要求2所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述尾桨叶翼型段中具有多个试验剖面，所述步骤1之前，还包括：
根据试验任务规定和试验载荷谱，将所述尾桨叶翼型段的其中一个试验剖面设定为所述监控剖面，并在所述监控剖面的挥舞方向和摆振方向上分别粘贴应变片，用于测量所述监控剖面的挥舞应变和摆振应变。
4.根据权利要求3所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述在监控剖面上粘贴的应变片的方式，包括：
尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面弦线25％的两侧粘贴4片挥舞应变片，形成第一应变全桥；
尾桨叶翼型段的监控剖面上下翼型面前缘和后缘位置粘贴4片摆振应变片，形成第二应变全桥。
5.根据权利要求4所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述步骤2中，所述监控剖面的预扭角的获取方式为：
根据所述监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，查找出挥舞应变输出为0时对应的挥舞角度，作为该监控剖面的预扭角θ0。
6.根据权利要求5所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述步骤3包括：
以监控剖面的预扭角θ0作为挥舞标定角度，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在挥舞方向上通过多次施加多组标定载荷，得到挥舞标定系数Kb与挥舞弯矩的线性关系；
所述监控剖面在摆振方向上的标定角度为90+θ0，将尾桨叶翼型段固定在标定台上，在摆振方向上通过多次施加多组标定载荷，得到摆振标定系数Kt与摆振弯矩的线性关系。
7.根据权利要求6所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述步骤4中，计算出的理论预测攻角值为：
θ＝θ1-θ0；
其中，θ1＝180ar tan(Lt/Lb)/π，Lb＝Mb/Kb，Lb为挥舞相对变形长度，Lt＝Mt/Kt，Lt为摆振相对变形长度。
8.根据权利要求1～7中任一项所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，还包括：
步骤5，进行疲劳试验前，采用步骤4计算得到的理论预测攻角值安装和调试尾桨叶翼型段；
步骤6，对调试后的尾桨叶翼型段进行加载，实测得到理论预测攻角值下的实测挥舞载荷Mb1和实测摆振载荷Mt1；
步骤7，通过对比实测挥舞载荷Mb1与理论挥舞载荷Mb的挥舞载荷误差，以及对比实测摆振载荷Mt1与理论摆振载荷Mt的摆振载荷误差，确定出符合疲劳试验要求的实际攻角值；
其中，所述挥舞载荷误差＝|Mb1-Mb|/Mb，
所述摆振载荷误差＝|Mt1-Mt|/Mt。
9.根据权利要求8所述的直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，其特征在于，所述步骤7包括：
步骤71，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差均小于误差阈值时，采用所述理论预测攻角值作为实际攻角值；
步骤72，当挥舞载荷误差和摆振载荷误差中至少一个大于或等于所述误差阈值时，以所述理论预测攻角值为基准值，对实际攻角值进行微调，调整至所述挥舞载荷误差和摆振载荷误差符合试验载荷误差要求。
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