[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

说明书

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。

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：