一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法与流程

1.本发明属于直升机试飞测试技术领域，特别涉及一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法。

背景技术：

2.直升机柔性部件主要指主桨柔性梁、尾桨柔性梁。柔性梁起到连接桨叶与桨毂的作用，通过柔性梁变形，产生桨叶变距，柔性梁应变是柔性梁定寿及直升机试飞安全的关键参数。直升机试飞过程中，通过桨叶气动载荷和桨叶变距，柔性梁承受很大的变形量，能够产生
±
5000με以上的高周应变。常规应变片的测量范围在
±
1200με能够达到108次的循环寿命，在大应变的工作环境下，应变片的循环次数会显著降低。在试飞过程中柔性部件应变片的寿命只有几十分钟到一、两个小时，需要反复拆装旋翼系统进行柔性梁应变片修复，严重影响了直升机试飞任务的实施。

技术实现要素：

3.发明目的：本发明提出了一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，以有效提升旋翼系统进行柔性梁应变片使用寿命。
4.技术方案：一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，在柔性部件应变测量位置粘贴特定材料及厚度的阻尼垫，阻尼垫上粘贴第一应变片，在靠近应变测量位置直接粘贴第二应变片；通过地面台架试验及飞行试验对两处应变信号进行对比测试，确定合适的阻尼垫材料及厚度，并且得出阻尼垫的阻尼系数，直升机试飞过程中，通过阻尼垫上的应变片信号输出及阻尼系数，即可得到柔性部件的真实应变值。
5.本发明直升机柔性部件大应变试飞测试方法，包括以下步骤：
6.步骤一、在柔性部件应变测量位置粘贴特定材料及厚度的阻尼垫，阻尼垫上粘贴第一应变片(m1)，阻尼垫的弹性模量不大于柔性部件弹性模量的1/50，厚度不大于柔性部件自身厚度的1/3；
7.步骤二、在柔性部件靠近应变测量位置直接粘贴一个第二应变片(m2)，用于对比测试；
8.步骤三、使用地面试验台，按柔性部件主要工作频点进行动态加载，加载载荷约为实际工作载荷的60％，分别测量应变片m1、m2的应变输出ε1、ε2，得出阻尼系数k1＝ε2/ε1；
9.步骤四、柔性部件被测位置的预估最大变形量为ξ(με)，计算ξ/k1值,。如果300με≤ξ/k1≤1200με，进入下一步，如果ξ/k1＞1200με或ξ/k1＜300με，重新进入步骤一，调整阻尼垫的材料及厚度；
10.步骤五、柔性部件装机，直升机进行地面开车及检飞，分别测量应变片m1、m2应变输出ε3、ε4,得出试飞真实阻尼系数k2＝ε4/ε3,计算ξ/k2值,。如果300με≤ξ/k2≤1200με，进入下一步，如果ξ/k2＞1200με或ξ/k2＜300με，重新进入步骤一，调整阻尼垫的材料及厚度；
11.步骤六、直升机进行飞行试验，测量应变片m1的应变输出为ε5，可以得出柔性部件
28.＜300με，重新进入步骤一，调整阻尼垫的材料及厚度；
29.(6)直升机进行飞行试验，测量应变片m1的应变输出为ε5，可以得出柔性部件实际应变量为k2*ε5。
30.在实际实施过程中，调整阻尼垫的材料及厚度时，材料选择根据偏离值大小决定，厚度可采用一定梯度进行调整；以便能缩短测试时间。当然，本发明提出的测量方法可以以计算机程序的形式装载于计算机的存储器中，所述计算机包括处理器以及所述存储器，计算机程序被处理器执行时，实现所述测量方法的过程。另外，所述测量方法以计算机程序的形式装载于计算机可读存储介质中，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的过程。采用本发明提出的测试方法，有效解决了直升机柔性部件试飞测试应变片寿命短的问题，显著提升了应变片使用寿命；为飞行试验提供柔性部件真实载荷测试。
31.以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

1.一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，所述测试方法在柔性部件应变测量位置粘贴特定材料及厚度的阻尼垫，阻尼垫上粘贴第一应变片，在靠近应变测量位置直接粘贴第二应变片；通过地面台架试验及飞行试验对两处应变信号进行对比测试，确定合适的阻尼垫材料及厚度，并且得出阻尼垫的阻尼系数，直升机试飞过程中，通过阻尼垫上的应变片信号输出及阻尼系数，即可得到柔性部件的真实应变值。2.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，所述测试方法包括以下步骤：步骤s1、在柔性部件应变测量位置粘贴特定材料及厚度的阻尼垫，阻尼垫上粘贴第一应变片(m1)；步骤s2、在柔性部件靠近应变测量位置直接粘贴一个第二应变片(m2)，用于对比测试；步骤s3、使用地面试验台，按柔性部件主要工作频点进行动态加载，分别测量应变片m1、m2的应变输出ε1、ε2，得出阻尼系数k1＝ε2/ε1；步骤s4、柔性部件被测位置的预估最大变形量为ξ，计算ξ/k1值；如果300με≤ξ/k1≤1200με，进入步骤s5；如果ξ/k1＞1200με或ξ/k1＜300με，重新进入步骤s1，调整阻尼垫的材料及厚度；步骤s5、柔性部件装机，直升机进行地面开车及检飞，分别测量应变片m1、m2应变输出ε3、ε4,得出试飞真实阻尼系数k2＝ε4/ε3,计算ξ/k2值；如果300με≤ξ/k2≤1200με，进入步骤s6；如果ξ/k2＞1200με或ξ/k2＜300με，重新进入步骤s1，调整阻尼垫的材料及厚度；步骤s6、直升机进行飞行试验，测量应变片m1的应变输出为ε5，可以得出柔性部件实际应变量为k2*ε5。3.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，粘贴特定材料及厚度的阻尼垫时，阻尼垫的弹性模量不大于柔性部件弹性模量的1/50，厚度不大于柔性部件自身厚度的1/3。4.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，步骤s4中具体调整方法为：若ξ/k1＞1200με，选择弹性模量更小的阻尼垫材料或增加阻尼垫厚度。5.如权利要求4所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，步骤s4中，若ξ/k1＜300με，选择弹性模量较大的阻尼垫材料或减小阻尼垫厚度。6.权利要求4或5所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，阻尼垫厚度的增加或减少时，采用一定的梯度调整。7.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，步骤s3中，加载载荷约为实际工作载荷的60％。8.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，所述测量方法以计算机程序的形式装载于计算机的存储器中，所述计算机包括处理器以及所述存储器，计算机程序被处理器执行时，实现所述测量方法的过程。9.如权利要求1所述的一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，其特征在于，所述测量方法以计算机程序的形式装载于计算机可读存储介质中，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的过程。

技术总结

本发明公开了一种直升机柔性部件大应变试飞测试方法，在柔性部件应变测量位置粘贴特定材料及厚度的阻尼垫，阻尼垫上粘贴应变片M1，在靠近应变测量位置直接粘贴一个应变片M2。通过地面台架试验及飞行试验对两处应变信号进行对比测试，选择合适的阻尼垫材料及厚度，并且得出阻尼垫的阻尼系数，直升机试飞过程中，通过阻尼垫上的应变片信号及阻尼系数，即可得到柔性部件的真实应变值。采用本发明提出的测试方法，有效解决了直升机柔性部件试飞测试应变片寿命短的问题，显著提升了应变片使用寿命；为飞行试验提供柔性部件真实载荷测试。试。试。