[发明专利]一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法

权利要求书

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；

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。

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，在监控剖面上粘贴应变片的方式，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＝180arctan(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，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。