CN116907788A - 一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法，属于风洞试验技术领域，具备附加载荷的六分量测量能力，可随旋翼天平同步工作和采集；最后提出了旋翼试验中附加载荷的修正方法，通过旋翼天平与六分量测量元件的载荷同步实时计算，可以准确获得旋翼模型各个气动载荷分量，能够实现了悬停、前飞状态下旋翼载荷的高精准度测量，提高旋翼关键气动特征参数试验评估的可靠性。

Description

一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法

技术领域

本发明涉及风洞试验技术领域，特别涉及一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法。

背景技术

旋翼是直升机升力和操纵力的核心部件，旋翼的气动性能直接决定了直升机的气动特性和飞行品质。随着旋翼风洞试验设备及相关测试技术的不断发展，风洞试验已经成为直升机旋翼性能评估与鉴定中不可或缺的评估手段，为直升机旋翼设计研发提供了有力的技术支撑。在开展旋翼气动性能试验时，通常使用旋翼天平、扭矩天平组件实现旋翼六分量载荷的测量，获取旋翼拉力、扭矩等物理量，为旋翼悬停效率、前飞升阻比的气动特性评估提供依据。旋翼气动载荷的测量效果直接影响风洞试验的数据质量、可靠性和试验效率。

图1和图2给出了目前常用的旋翼气动性能试验台方案，试验台主要由旋翼模型、上旋翼轴、轴承底座、旋翼天平、扭矩天平组件、动力输入轴、试验台架等组成。旋翼模型1、旋翼轴2、扭矩天平组件5、动力输入轴6依次连接；旋翼轴2嵌套在轴承底座3内，轴承底座3安装在旋翼天平4的浮动框上，旋翼天平4的固定框与试验台架7连接。通过电机驱动，动力输入轴6带动扭矩天平组件5、旋翼轴2、旋翼模型1同步旋转。

旋翼气动性能风洞试验时，通过膜片联轴器的解耦作用，由旋翼天平、扭矩天平组件共同完成旋翼六分量载荷的测量。其中，扭矩天平组件布置在动力输入轴和上旋翼轴之间，通过扭矩天平获取旋翼的扭矩值；除扭矩外的旋翼其他气动载荷分量（拉力、阻力、侧力、俯仰力矩、滚转力矩）通过旋翼轴传递至轴承底座，经轴承底座传递至旋翼天平上板（浮动端），最后由旋翼天平实现旋翼除扭矩外载荷分量的测量。

专利文献（CN201069404Y）中公开的高精度旋转模型分量载荷及扭矩测量装置包括连接法兰、扭矩天平、弹性片及花键套等，通过在上下连接法兰之间增加扭矩天平实现旋翼扭矩测量，通过弹性片实现主动轴和从动轴之间偏移补偿。专利文献（CN111272379B）中公开的微轴向力环形二分量应变天平，是在扭矩测量的同时实现旋翼附加拉力的测量。

目前公开的专利文献中，扭矩天平组件结构布置如图3所示，包括上花键套51、上膜片组52、上法兰盘53、扭矩天平或二分量应变天平54、下法兰盘55、下膜片组56、下花键套57等部件。其中，下花键套与下旋翼轴连接，轴向可自由活动；上花键套51与上旋翼轴2固连；下花键套57与下法兰盘55通过下膜片组56连接；上花键套51与上法兰盘53通过上膜片组52连接；上法兰盘53、下法兰盘55分别与扭矩天平或两分量应变天平54两端连接。

旋翼气动性能试验中，悬停效率、前飞升阻比是旋翼性能评估和方案选型的主要特征参数，旋翼六分量气动载荷的测量精准度将直接旋翼气动性能试验数据质量和可靠性。

由于上、下膜片组“传扭不传拉”的设计需要，目前通常采用多层薄片式的结构，保证一定的扭转刚度，也必然一定的轴向刚度，这就导致不可避免的会通过上法兰盘给旋翼轴附加部分载荷，从而干扰旋翼载荷的准确测量。目前除扭矩外的旋翼载荷测量仅采用旋翼天平的测量值，扭矩天平组件对旋翼轴附加的载荷（即非旋翼气动载荷部分）未能进行有效测量并扣除，主要体现在以下两个方面：

（1）悬停试验时，悬停效率是由风洞试验所测量的旋翼拉力值和扭矩值计算得到，目前测试中常用的扭矩天平或微轴向力环形二分量应变天平，在其上下两端均布置弹性片。从载荷传递的物理过程看，扭矩天平本身并未考虑附加载荷的测量，而微轴向力环形二分量应变天平虽然考虑了测量旋翼轴附加的轴向力，但忽略了二分量应变天平及上弹性片变形带来的附加轴向载荷，现有的旋翼拉力测量方式造成了旋翼拉力测量存在一定的误差。

（2）旋翼前飞试验时，需要根据试验状态条件对旋翼的拉力、阻力、俯仰和滚转力矩等特征参数进行实时配平，而配平量是则由旋翼天平提供，因此旋翼天平所测得的五分量载荷精度将直接影响旋翼试验配平效果，而目前公开的专利文献中并未有针对旋翼五分量附加载荷的测量装置，并未建立科学有效的旋翼风洞试验附加载荷修正方法。

因此，建立一种有效测量旋翼风洞试验附加载荷的测量装置和修正方法对提升旋翼风洞试验数据精准度具有十分重要的现实意义。

发明内容

本发明的目的在于，针对上述不足之处提供一种旋翼试验附加载荷测量装置及修正方法，解决了目前旋翼拉力极限工况下（大拉力、大扭矩、高风速）测量精度偏低的问题，该装置和方法可以实现旋翼试验过程中旋翼载荷的实时修正（旋翼轴非旋翼气动部分的扣除），完善了旋翼载荷测量技术，提升了旋翼气动性能风洞试验的数据精准度。

一种旋翼试验附加载荷测量装置，其包括以下步骤：

包括第一接触部、第二接触部和传力结构；所述第一接触部和第二接触部通过传力结构连接为一体，所述传力结构上设置有检测部。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，所述第一接触部为环形结构，所述第二接触部为与第一接触部同轴设置的同心环结构，所述传力结构为应变梁组成的结构；所述第一接触部和第二接触部通过多个应变梁进行连接；所述第二接触部与旋翼轴固定连接；所述第一接触部与动力输入轴连接。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，所述第二接触部中设置有与旋翼轴连接的花键，所述第一接触部上设置有与法兰连接的螺纹孔，所述第二接触部外侧设置有与应变梁连接的第一接触面，所述第一接触部上与第一接触面相对应位置设置有第二接触面，所述第一接触面和第二接触面为相互平行的平面。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，所述应变梁包括弧形边和连接边；所述连接边相互平行设置，所述弧形边对称设在连接边两侧，所述连接边与连接座连接，所述应变梁长度方向的中心位置向边缘位置其宽度逐渐增大设置。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，所述第一接触面和第二接触面之间平行设置为2个应变梁，在第一接触部和第二接触部的四周分别对称设设置有8个应变梁，每个应变梁上设置有应变计。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，还包括上膜片组、扭矩天平、下膜片组、下花键套；所述第一接触部与上膜片组连接，所述扭矩天平与下膜片组连接，所述下花键套与下膜片组连接，所述下花键套与动力输入轴之间通过花键连接，所述第二接触部通过花键与旋翼轴连接。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，8个应变梁分上、下两层，每层4副且沿着圆周方向等间隔分布，即上层包括第一梁、第二梁、第三梁、第四梁，下层包括第五梁、第六梁、第七梁、第八梁；在传力结构的预定位置上布置粘贴应变计，组成惠斯通电桥，共6组，每组电桥对应一个分量，从而实现了六分量的测量。

基于上述一种旋翼试验附加载荷测量装置的结构，第1组电桥对应Y2载荷分量，在第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第六梁、第七梁、第八梁上靠近第一接触部的根部位置共粘贴8片应变计，第一梁的上表面的几何中心处粘贴第一应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第一梁设置位置相同；

第2组电桥对应X2载荷分量，在第一梁、第三梁、第五梁、第七梁上共粘贴至少4片应变计，第三梁的侧面长度方向的中心位置分别粘贴第二应变计和/或第三应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第三梁设置位置相同；

第3组电桥对应Z2载荷分量，在第二梁、第四梁、第六梁、第八梁上共粘贴至少4片应变计，第四梁的侧面长度方向的中心位置分别粘贴第四应变计和/或第五应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第四梁设置位置相同；

第4组电桥对应Mx2载荷分量，在第二梁、第四梁、第六梁、第八梁上共粘贴4片应变计，第二梁上靠近第一接触部端部的中心位置粘贴第六应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第二梁设置位置相同；

第5组电桥对应My2载荷分量即扭矩分量，在第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第六梁、第七梁、第八梁上靠近第一接触部的根部侧面供粘贴至少8片应变计：第二梁靠近第一接触部端部的两侧面上分别设置第七应变计和/或第八应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第二梁设置位置相同；

第6组电桥对应Mz2载荷分量，在第一梁、第三梁、第五梁、第七梁上共粘贴4片应变计；第一梁靠近第一接触部端部的外表面中心位置设置第九应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第一梁设置位置相同。

本方案提供一种旋翼试验附加载荷修正方法，包括以下步骤；

S1，启动旋翼，并调整转速至试验给定值；

S2，启动风洞，调整试验风速至试验指定值；

S3，获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时载荷数据；

S4，完成旋翼附加载荷的修正，由旋翼天平载荷F1对应扣除六分量扭矩天平的载荷数据F2，获取旋翼模型准确的气动载荷数据F0；

S5，调整旋翼攻角、总距、周期变距，逐步逼近直至最后达到给定的旋翼试验状态，同时控制桨毂的俯仰力矩和滚转力矩趋近于零；给定的旋翼试验状态为F0在水平和竖直方向分解的力，包括垂向力和水平力；

S6，测量给定试验状态下的旋翼真实的气动载荷特性；

S7，重复步骤S2-S6，直至完成全部给定试验状态。

在S3步骤中，首先获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时信号，利用对应的天平公式将天平信号转化为载荷数据，再将两者的载荷数据转化到桨毂中心坐标系；

在S4步骤中，根据载荷分量进行实时同步扣除，获得旋翼模型的准确气动载荷数据F0（X0，Y0，Z0，Mx1，Mz1），并以此作为是否到达试验给定配平状态的依据；

输出的旋翼载荷F0中，旋翼扭矩为六分量天平测量得到的扭矩值。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本方案与目前旋翼常规测试方法相比，本发明为直升机旋翼气动性能试验中的载荷准确测量提供了一个更高精度的试验手段，在不同试验工况下，可以实时扣除由于膜片联轴器挠度变形等不良扰动附加给旋翼轴的载荷，从而实现旋翼载荷的实时修正，得到反应真实旋翼模型气动性能的气动数据，该方法能够有效提高旋翼试验数据精度，为旋翼模型气动性能评估及选型提供可靠的试验技术手段和修正方法。

2、本方案与与目前现有风洞试验旋翼载荷测量方法相比，本方案解决了由膜片联轴器带来的附加旋翼载荷“测不出”的问题，提高了旋翼载荷测量的精准度，可以获得旋翼模型的真实气动性能数据。同时，依据该装置和数据修正方法开展旋翼风洞试验，旋翼性能评估和设计开发将更加准确、可靠。

3、本方案能够明显提高旋翼拉力测量的精准度，通过应用该套装置与修正方法，在50N.m至2000N.m的旋翼扭矩工作范围内，旋翼轴附加载荷从10N增至近300N，相对于旋翼载荷的量级，测量精度提高约2%，同时可保证旋翼拉力的稳定性。

附图说明

图1为现有技术中旋翼气动性能试验方案示意图；

图2为现有技术中旋翼天平、扭矩天平组件测量原理图；

图3为现有技术中扭矩天平组件结构布置图；

图4为实施例1中测试结构的立体结构图；

图5为实施例1中测试结构的局部放大结构图；

图6为实施例1中应变梁的布置示意图；

图7为实施例1中附加Y2载荷分量应变计布置方案；

图8为实施例1中附加X2、Z2、Mx2、Mz2、My2载荷分量应变计布置方案；

图9为实施例2中测试结构的结构图；

图10为实施例3中旋翼附加载荷修正试验流程图；

图11为实施例3中旋翼附加载荷修正试验流程图；

附图标记：1、旋翼模型；2、旋翼轴；3、轴承底座；4、旋翼天平；5、扭矩天平组件；6、动力输入轴；7、试验台架；51、上花键套；52、上膜片组；53、上法兰盘；54、扭矩天平；55、下法兰盘；56、下膜片组；57、下花键套；81、六分量扭矩天平；82、上膜片组；83、扭矩天平；84、下膜片组；85、下花键套；811、第一接触部；812、第二接触部；813、传力结构；814、第一接触面；815、第二接触面；816、连接座；817、弧形边；818、连接边；8131、第一梁；8132、第二梁；8133、第三梁；8134、第四梁；8135、第五梁；8136、第六梁；8137、第七梁；8138、第八梁；SY1、第一应变计；SX1、第二应变计；SX2、第三应变计；SZ1、第四应变计；SZ2、第五应变计；SMx1、第六应变计；SMy1、第七应变计；SMy2、第八应变计；SMz1、第九应变计；SY2、第一组第二应变计；SY3、第一组第三应变计；SY4、第一组第四应变计；SY5、第一组第五应变计；SY6、第一组第六应变计；SY7、第一组第七应变计；SY8、第一组第八应变计。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征；中的一个例子而已。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”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设备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的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或隐含地包括一个或多个该特征。

本发明针对目前风洞试验旋翼模型气动载荷测量存在误差（尤其是大扭矩、大拉力、高风速等极限工况），提出了一种具有较强通用性的旋翼附加载荷测量装置和修正方法，解决了附加旋翼载荷“测不出”的问题，可以有效提高旋翼载荷测量的精准度。

实施例1

如图4和图8所示，本发明提供一种技术方案：

一种旋翼试验附加载荷测量装置，其至少包括但不限于第一接触部811、第二接触部812和传力结构813；第一接触部811和第二接触部812通过传力结构813连接为一体，传力结构813上设置有检测部。

基于上述结构，在使用时通过将第二接触部812与上膜片组82连接，上膜片组82下端还设置有扭矩天平83、下膜片组84、下花键套85动力输入轴6等部件；第二接触部812与旋翼轴2连接，动力输入轴6转动，此时输入转动力向上传递，使第一接触部811同步转动，此时传力结构813会产生一定量的形变，该形变量是由于上膜片组82或下膜片组84变形、下花键套85与动力输入轴6之间摩擦力等误差源所共同产生的附加轴向力，通过检测部可以实时检测传力结构813的形变量，从而将该附加轴向力F2实时检测出，用于后续高精度计算出旋翼模型1的真实拉力，本方案中附加载荷测量装置又称六分量扭矩天平81。

作为示例的，第一接触部811可以为环形结构，第二接触部812可以为与第一接触部811同轴设置的同心环结构，传力结构813为应变梁组成的结构；第一接触部811和第二接触部812通过多个应变梁进行连接；第二接触部812与旋翼轴2固定连接；第一接触部811与膜片组件及其下端动力输入轴6固定连接。

基于上述结构，多个应变梁在动力输入轴6进行动作时，能够传到因膜片变形、下花键套85与动力输入轴6之间摩擦力等误差源所共同产生的附加轴向力，通过检测部检测，即可实现对载荷F2的测量。

作为示例的，第二接触部812中设置有与旋翼轴2连接的花键，第一接触部811上设置有与法兰连接的螺纹孔，第二接触部812外侧设置有与应变梁连接的第一接触面814，第一接触部811上与第一接触面814相对应位置设置有第二接触面815，第一接触面814和第二接触面815为相互平行的平面。

基于上述结构，第一接触部811通过花键与旋翼轴2连接，以保证良好的传扭效果，第二接触部812上布置有螺纹孔，可以为4个或者多个，直接与上膜片组82连接，可以实现旋翼轴2与扭矩天平组件5的偏移补偿；同时将应变梁的接触面设置为平面，可以保证连接处的稳定性，最大程度的将应变梁产生的形变进行传递。

作为示例的，应变梁在第一接触面814和第二接触面815之间可以平行设置为多个，应变梁与第一接触面814和第二接触面815的接触部上设置有连接座816，应变梁通过连接座816与第一接触面814和第二接触面815连接。

如图5所示的细节放大图结构，应变梁可以包括弧形边817和连接边818；连接边818相互平行设置，弧形边817对称设在连接边818两侧，连接边818与连接座816连接，应变梁长度方向的中心位置向边缘位置其宽度逐渐增大设置，连接边818为应变梁的宽度最大处位置，应变梁的中心位置为应变梁的宽度最小处位置。

基于上述结构，通过将应变梁设为外部宽，中心小的结构，可以保证其传输形变时的灵敏程度；同时元件的两侧呈圆弧形，便于六分量的测量和解耦。

作为示例的，第一接触面814和第二接触面815之间平行设置为2个应变梁，在第一接触部811和第二接触部812的四周分别对称设设置有8个应变梁，每个应变梁上设置有应变计。

8个应变梁分前、后两层（如图6所示，X轴正方向表示前面，负方向表示后面），每层4副且沿着圆周方向等间隔分布，即上层包括第一梁8131、第二梁8132、第三梁8133、第四梁8134，下层包括第五梁8135、第六梁8136、第七梁8137、第八梁8138。

基于上述结构，应变计的粘贴位置和方向根据实际测量需要进行选择合理，应变计随应变梁微变形同步，比如需要测量轴向力，轴向力会带来应变梁轴向的微变形，只要保证应变计能感应出轴向载荷的微变形即可。

作为示例的，在传力结构813的预定位置上布置粘贴应变计，组成惠斯通电桥，共6组，每组电桥对应一个分量，从而实现了六分量的测量，具体实现过程如下：

第1组电桥对应Y2载荷分量，传力结构813的弯曲变形，应变计布置方案如图7所示。在第一梁8131、第二梁8132、第三梁8133、第四梁8134、第五梁8135、第六梁8136、第七梁8137、第八梁8138上靠近第一接触部811的根部位置共粘贴8片应变计；其余应变计分别为第一组第二应变计SY2、第一组第三应变计SY3、第一组第四应变计SY4、第一组第五应变计SY5、第一组第六应变计SY6、第一组第七应变计SY7、第一组第八应变计SY8；

具体为：第一梁8131的上表面粘贴第一应变计SY1，第二梁8132、第三梁8133、第四梁8134、第五梁8135、第六梁8136、第七梁8137、第八梁8138上应变计的粘贴位置与第一梁8131上第一应变计SY1的粘贴位置相同；传力结构813受到Y向载荷后， 第一应变计SY1、第一组第二应变计SY2、第一组第三应变计SY3、第一组第四应变计SY4、第一组第五应变计SY5、第一组第六应变计SY6、第一组第七应变计SY7、第一组第八应变计SY8会分别感受各个梁元件的弯曲微应变，通过传力结构813的弯曲变形实现Y2载荷分量的测量。

在本实施例中，第一应变计SY1设置在第一梁8131上的外表面上，具体设置位置为第一梁8131外表面的的几何中心处，其内表面为平行设置第一梁8131和第五梁8135相对的表面。

第2组电桥对应X2载荷分量，传力结构813的拉压变形，应变计布置方案如图8所示。在第一梁8131、第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137上共粘贴至少4片应变计；

具体为：第三梁8133的侧面分别粘贴第二应变计SX1和/或第三应变计SX2，第一梁8131、第五梁8135、第七梁8137上应变计粘贴位置与第三梁8133上相同，通过感应第一梁8131、第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137的拉压变形实现Z2分量的测量。根据测量精度的需求选择在第一梁8131、第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137的两侧或者单侧进行粘贴应变计。

在本实施例中，第三梁8133的两侧面上分别设置有第二应变计SX1和第三应变计SX2；且第二应变计SX1和第三应变计SX2的设置位置位于第三梁8133侧面长度方向的中心位置。

第3组电桥对应Z2载荷分量，传力结构813的拉压变形，应变计布置方案如图8所示；在第二梁8132、第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138上共粘贴至少4片应变计；

具体为：第四梁8134的侧面分别粘贴第四应变计SZ1和/或第五应变计SZ2，第二梁8132、第六梁8136、第八梁8138上应变计粘贴位置与第四梁8134上相同，通过感应第二梁8132、第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138的拉压变形实现Z2分量的测量。根据测量精度的需求选择在第二梁8132、第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138的两侧或者单侧进行粘贴应变计。

在本实施例中，第四梁8134的两侧面上分别设置有第四应变计SZ1和第五应变计SZ2；且第四应变计SZ1和第五应变计SZ2的设置位置位于第四梁8134侧面长度方向的中心位置。

第4组电桥对应Mx2载荷分量，传力结构813的弯曲变形，应变计布置方案如图8所示。在第二梁8132、第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138上共粘贴4片应变计；

具体为：第二梁8132上粘贴第六应变计SMx1，第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138上应变计粘贴位置与第二梁8132上相同，通过感应第二梁8132、第四梁8134、第六梁8136、第八梁8138的弯曲变形实现Mx2分量的测量。

在本实施例中，第六应变计SMx1设置在第二梁8132靠近第一接触部811端部的中心位置。

第5组电桥对应My2载荷分量即扭矩分量，传力结构813的扭转变形，应变计布置方案如图8所示。在第一梁8131、第二梁8132、第三梁8133、第四梁8134、第五梁8135、第六梁8136、第七梁8137、第八梁8138上靠近第一接触部811的根部侧面供粘贴至少8片应变计：

具体为：第二梁8132的侧面根部分别粘贴第七应变计SMy1和/或第八应变计SMy2，在第一梁8131、第三梁8133、第四梁8134、第五梁8135、第六梁8136、第七梁8137、第八梁8138上应变计粘贴位置与第二梁8132上类似，通过感应传力结构813的扭转变形实现My2分量的测量。

在本实施例中，第二梁8132靠近第一接触部811端部的两侧面上分别设置第七应变计SMy1和第八应变计SMy2。

第6组电桥对应Mz2载荷分量，传力结构813的弯曲变形，应变计布置方案如图8所示。在第一梁8131、第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137上共粘贴4片应变计；

具体为：第一梁8131上粘贴第九应变计SMz1，第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137上应变计粘贴位置与第一梁8131上相同，通过第一梁8131、第三梁8133、第五梁8135、第七梁8137的弯曲变形实现Mz2分量的测量。

在本实施例中，第一梁8131靠近第一接触部811端部的外表面中心位置设置第九应变计SMz1。

作为示例的，每组电桥的应变计的数量根据传力结构813的尺寸和所需求的测量精度进行调整，调整的数量为4的整数倍，如4片、8片、16片、32片等。

附加载荷的传递路径看，六分量扭矩天平81置于旋翼轴2的底端（即附加载荷传递的末端），六分量扭矩天平的第二接触部812经传力结构813传递给第一接触部811，而第一接触部811直接与旋翼轴2固连，经传力结构813传递给旋翼轴2的载荷F2即为干扰旋翼气动性能测量精准度的附加载荷，可以保证附加载荷测量的准确性。

旋翼天平4与六分量扭矩天平81需同步测量，旋翼天平4所测得载荷分量与六分量扭矩天平81测得的载荷分量根据进行同步实时扣除

本方案中旋翼载荷F0（包括X0，Y0，Z0，Mx0，Mz0）由旋翼天平4的测量载荷F1（包括X1，Y1，Z1，Mx1，Mz1）与六分量扭矩天平81的测量载荷F2（包括X2，Y2，Z2，Mx2，Mz2）矢量叠加而成，即F0=F1-F2，（F0中的扭矩值即为F2中的My2）。

附加载荷的修正方法不受旋翼扭矩载荷范围、部件结构及重力、膜片变形、法兰盘与动力驱动轴摩擦力等众多干扰因素的影响，可实现旋翼轴附加载荷的准确测量。

本方案通过对应变梁结构的优化设计以及对应变计位置的特殊设置，既可以保证其传扭能力，又可以保证对附加轴向力的测量灵敏度，从而满足旋翼拉力修正时对附加轴向力测量的需要。

实施例2

如图9所示，本发明提供一种技术方案：

一种旋翼试验附加载荷测量装置，其还包括上膜片组82、扭矩天平83、下膜片组84、下花键套85；第一接触部811与上膜片组82连接，扭矩天平83与下膜片组84连接，下花键套85与下膜片组84连接，下花键套85与动力输入轴6之间通过花键连接，为旋翼旋转提供驱动力；第二接触部812通过花键与旋翼轴2连接，旋翼轴2、轴承底座3、旋翼天平4之间采取固联的形式，由此可通过旋翼天平4实现旋翼轴2载荷的实时测量。

基于上述结构，下花键套85与动力驱动轴之间通过花键连接，通过从而实现上、下膜片组84在旋翼轴2和驱动轴之间偏移的补偿能力，以实现法兰的轴向运动不受约束，同时可保证扭矩天平组件5的轴向自由度。

本方案中，扭矩天平83测量驱动旋翼运行所需的扭矩，旋翼天平4测量旋翼轴2受到的载荷F1，拉力测试结构81则反应的是因上膜片组82、下膜片组84、下花键套85与动力输入轴6之间摩擦力等误差源所共同产生的附加轴向力F2，据此可得旋翼模型1的真实拉力F=F1-F2。

本方案与目前旋翼常规测试方法相比，本发明为直升机旋翼气动性能试验中的拉力准确测量提供了一个更高精度的试验手段，在不同试验工况下，可以实时扣除由于膜片联轴器挠度变形等不良扰动附加给旋翼轴2的力，从而实现旋翼拉力的实时修正，得到反应真实旋翼模型1气动性能的气动数据，该方法能够有效提高旋翼试验数据精度，为旋翼模型1气动性能评估及选型提供可靠的试验技术手段和修正方法。解决了由膜片联轴器带来的附加旋翼载荷“测不出”的问题，提高了旋翼载荷测量的精准度，可以获得旋翼模型的真实气动性能数据。同时，依据该装置和数据修正方法开展旋翼风洞试验，旋翼性能评估和设计开发将更加准确、可靠。

从实施效果看，本方案能够明显提高旋翼载荷测量的精准度，通过应用该套装置与修正方法，在50N.m至2000N.m的旋翼扭矩工作范围内，旋翼轴附加载荷从10N增至近300N。相对于旋翼载荷量级，通过应用本方案提出的试验装置与数据修正方法，旋翼载荷测量精度提高约2%，同时可保证旋翼载荷测量的稳定性。

在进行旋翼模型1气动性能试验时，需要实时同步测量旋翼天平4、轴向力测量天平（实施例1中测试结构）的载荷，通过对附加拉力的实时扣除，即可保证旋翼拉力测量的准确性。本方案所涉及拉力修正方法不受旋翼扭矩载荷、部件重力、膜片变形、下花键套85与动力驱动轴摩擦力等众多干扰源的影响，可实现旋翼轴2附加拉力的准确测量，从而提高旋翼拉力测量精准度。

本方案是在附加轴向载荷传输到旋翼轴2的末端进行载荷测量，只要会给旋翼天平4浮动端带来附加载荷，必然会由第一接触部811经应变梁传递给第二接触部812，而第二接触部812直接与旋翼轴2固连，经应变梁传递给旋翼轴2的轴向载荷即为影响旋翼气动性能测量精准度的载荷。

本方案优势之一还在于，可以不去考虑轴向载荷的产生根源（如部件重力、膜片变形、轴向摩擦等因素），只要存在附加载荷（F2），即可实现附加载荷（F2）的测量。可以降低对膜片联轴器的设计和重量优化的依赖，只要保证满足旋翼轴2和动力输入轴6之间的偏差补偿需要即可（偏差补偿能力是膜片联轴器的基本性能指标）。

实施例3

如图10和图11所示，本实施例提供一种旋翼试验附加载荷修正方法，其包括以下步骤；

S1，启动旋翼，并调整转速至试验给定值；

S2，启动风洞，调整试验风速至试验指定值，（悬停试验时不吹风）；

S3，获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时载荷数据；

S4，完成旋翼附加载荷的修正，由旋翼天平载荷F1对应扣除六分量扭矩天平的载荷数据F2，获取旋翼模型准确的气动载荷数据F0；

S5，调整旋翼攻角、总距、周期变距等，逐步逼近直至最后达到给定的旋翼试验状态，同时控制桨毂的俯仰力矩和滚转力矩趋近于零；给定的旋翼试验状态为F0在水平和竖直方向分解的力，包括垂向力和水平力；

S6，测量给定试验状态下的旋翼真实的气动载荷特性；

S7，重复步骤S2-S6，直至完成全部给定试验状态。

本发明的修正方法主要体现S3和S4步骤中，附加载荷修正方法原理见图10，具体方法如下：

在S3步骤中，首先获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时信号，利用对应的天平公式将天平信号转化为载荷数据，再将两者的载荷数据转化到桨毂中心坐标系；

在S4步骤中，根据载荷分量进行实时同步扣除，获得旋翼模型的准确气动载荷数据F0（X0，Y0，Z0，Mx1，Mz1），并以此作为是否到达试验给定配平状态的依据；

输出的旋翼载荷F0中，旋翼扭矩为六分量天平测量得到的扭矩值（My2）。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：包括第一接触部、第二接触部和传力结构；所述第一接触部和第二接触部通过传力结构连接为一体，所述传力结构上设置有检测部。

2.如权利要求1所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：所述第一接触部为环形结构，所述第二接触部为与第一接触部同轴设置的同心环结构，所述传力结构为应变梁组成的结构；所述第一接触部和第二接触部通过多个应变梁进行连接；所述第二接触部与旋翼轴固定连接；所述第一接触部与动力输入轴连接。

3.如权利要求2所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：所述第二接触部中设置有与旋翼轴连接的花键，所述第一接触部上设置有与法兰连接的螺纹孔，所述第二接触部外侧设置有与应变梁连接的第一接触面，所述第一接触部上与第一接触面相对应位置设置有第二接触面，所述第一接触面和第二接触面为相互平行的平面。

4.如权利要求3所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：所述应变梁包括弧形边和连接边；所述连接边相互平行设置，所述弧形边对称设在连接边两侧，所述连接边与连接座连接，所述应变梁长度方向的中心位置向边缘位置其宽度逐渐增大设置。

5.如权利要求4所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：所述第一接触面和第二接触面之间平行设置为2个应变梁，在第一接触部和第二接触部的四周分别对称设设置有8个应变梁，每个应变梁上设置有应变计。

6.如权利要求1～5任一所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：还包括上膜片组、扭矩天平、下膜片组、下花键套；所述第一接触部与上膜片组连接，所述扭矩天平与下膜片组连接，所述下花键套与下膜片组连接，所述下花键套与动力输入轴之间通过花键连接，所述第二接触部通过花键与旋翼轴连接。

7.如权利要求5所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：8个应变梁分上、下两层，每层4副且沿着圆周方向等间隔分布，即上层包括第一梁、第二梁、第三梁、第四梁，下层包括第五梁、第六梁、第七梁、第八梁；在传力结构的预定位置上布置粘贴应变计，组成惠斯通电桥，共6组，每组电桥对应一个分量，从而实现了六分量的测量。

8.如权利要求7所述的一种旋翼试验附加载荷测量装置，其特征在于：

第1组电桥对应Y2载荷分量，在第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第六梁、第七梁、第八梁上靠近第一接触部的根部位置共粘贴8片应变计，第一梁的上表面的几何中心处粘贴第一应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第一梁设置位置相同；

第2组电桥对应X2载荷分量，在第一梁、第三梁、第五梁、第七梁上共粘贴至少4片应变计，第三梁的侧面长度方向的中心位置分别粘贴第二应变计和/或第三应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第三梁设置位置相同；

第3组电桥对应Z2载荷分量，在第二梁、第四梁、第六梁、第八梁上共粘贴至少4片应变计，第四梁的侧面长度方向的中心位置分别粘贴第四应变计和/或第五应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第四梁设置位置相同；

第4组电桥对应Mx2载荷分量，在第二梁、第四梁、第六梁、第八梁上共粘贴4片应变计，第二梁上靠近第一接触部端部的中心位置粘贴第六应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第二梁设置位置相同；

第5组电桥对应My2载荷分量即扭矩分量，在第一梁、第二梁、第三梁、第四梁、第五梁、第六梁、第七梁、第八梁上靠近第一接触部的根部侧面供粘贴至少8片应变计：第二梁靠近第一接触部端部的两侧面上分别设置第七应变计和/或第八应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第二梁设置位置相同；

第6组电桥对应Mz2载荷分量，在第一梁、第三梁、第五梁、第七梁上共粘贴4片应变计；第一梁靠近第一接触部端部的外表面中心位置设置第九应变计，其余梁的应变计粘贴位置与第一梁设置位置相同。

9.一种旋翼试验附加载荷修正方法，其特征在于：包括以下步骤；

S1，启动旋翼，并调整转速至试验给定值；

S2，启动风洞，调整试验风速至试验指定值；

S3，获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时载荷数据；

S4，完成旋翼附加载荷的修正，由旋翼天平载荷F1对应扣除六分量扭矩天平的载荷数据F2，获取旋翼模型准确的气动载荷数据F0；

S5，调整旋翼攻角、总距、周期变距，逐步逼近直至最后达到给定的旋翼试验状态，同时控制桨毂的俯仰力矩和滚转力矩趋近于零；给定的旋翼试验状态为F0在水平和竖直方向分解的力，包括垂向力和水平力；

S6，测量给定试验状态下的旋翼真实的气动载荷特性；

S7，重复步骤S2-S6，直至完成全部给定试验状态。

10.如权利要求9所述的修正方法，其特征在于：

在S3步骤中，首先获取旋翼天平和六分量扭矩天平的实时信号，利用对应的天平公式将天平信号转化为载荷数据，再将两者的载荷数据转化到桨毂中心坐标系；

在S4步骤中，根据载荷分量进行实时同步扣除，获得旋翼模型的准确气动载荷数据F0（X0，Y0，Z0，Mx1，Mz1），并以此作为是否到达试验给定配平状态的依据；

输出的旋翼载荷F0中，旋翼扭矩为六分量天平测量得到的扭矩值。