一种直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷表征及调试方法与流程

本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机球柔性桨毂中央件试验载荷表征及调试方法。

背景技术：
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直升机球柔性桨毂中央件是将桨叶气动载荷通过支臂传递给主轴的枢纽，是结构最复杂、受载规模最大的关键件代表。传统的疲劳试验载荷表征及调试难以满足较高效、准确地进行中央件疲劳验证的要求。

技术实现要素：
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本发明的目的是：提出一种基于组合力系的直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷表征及调试方法，能高效、准确地满足疲劳验证的要求。

本发明的技术方案是：一种直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷表征及调试方法，其特征在于，中央件疲劳试验载荷表征及调试的步骤如下：

[1]建立坐标系；建立中央件旋转中心连接处总体坐标系OXYZ和针对每个桨毂支臂的中央件弹性轴承连接中心处局部坐标系OX_iY_iZ_i，i＝1～n，n为桨毂支臂数；

[2]选取疲劳试验载荷表征要求值；选取离心力力系：F_Ci，i＝1～n、阻尼器力力系：F_aci、F_aei，i＝1～n，和桨毂中心六力素力系：M_f、T、C、P为中央件疲劳试验载荷表征，其中F_Ci、F_aei作用在中央件弹性轴承连接中心处，F_aci作用在中央件阻尼器连接中心处，M_f为旋转弯矩，T为旋转剪力，C为扭矩，P为升力；

[3]计算疲劳试验作动筒载荷调试初始值；疲劳试验通过4×n个作动筒，分别协调施加局部坐标系中X_i、Y_i、Z_i方向的载荷F_Xi、F_Yi、F_Zi和F_aci载荷；各作动筒载荷调试初始值为：

式中，F_aesi、F_aedi分别为F_aei的静载和动载，F_acsi、F_acdi分别为F_aci的静载和动载，α为F_aei与X_i反向的夹角，L_FC为F_Ci到旋转中心的力臂，L_Fa为F_aesi与F_acsi形成的力臂，L_FYZ为F_Yi或F_Zi到旋转中心的力臂；

[4]调试疲劳试验作动筒载荷；按步骤[3]的调试初始值协调加载，测量桨毂中心载荷M_f、T、C、P；比较测量值与要求值的差异，根据步骤[3]桨毂中心六力素与作动筒载荷的规律，逐步调整作动筒载荷值，使桨毂中心载荷测量值逼近要求值，满足试验载荷误差要求，完成调试。

本发明的优点是：能基于组合力系表征及调试直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷，满足高效、准确地进行中央件疲劳验证的要求。

附图说明：

图1是直升机球柔性桨毂中央件组合力系主视示意图。

图2是直升机球柔性桨毂中央件组合力系俯视示意图。

具体实施方式

下面结合实施例，对本发明做进一步详细说明。一种直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷表征及调试方法，见图1，其特征在于，中央件疲劳试验载荷表征及调试的步骤如下：

[1]建立坐标系；建立中央件旋翼轴连接处(旋转中心)总体坐标系OXYZ和中央件弹性轴承连接中心处局部坐标系OX_iY_iZ_i(i＝1～6)，6为桨毂支臂数；

[2]选取疲劳试验载荷表征；选取离心力力系F_Ci(i＝1～6)、阻尼器力力系F_aci、F_aei(i＝1～6)和桨毂中心六力素力系M_f、T、C、P为中央件疲劳试验载荷表征，其中F_Ci、F_aei作用在中央件弹性轴承连接中心处，F_aci作用在中央件阻尼器连接中心处，M_f为旋转弯矩，T为旋转剪力，C为扭矩，P为升力；

[3]计算疲劳试验作动筒载荷调试初始值；疲劳试验通过4×6＝24个作动筒，分别协调施加局部坐标系中X_i、Y_i、Z_i方向的载荷F_Xi、F_Yi、F_Zi和F_aci载荷；各作动筒载荷调试初始 值为：

F_Xi＝F_Ci-F_aesicos(π/18)+F_aedicos(π/18)cos(wt-π/3+πi/3)

F_aci＝F_acsi-F_acdicos(wt-π/3+πi/3)

(i＝1～6)

式中F_aesi、F_aedi分别为F_aei的静载和动载，F_acsi、F_acdi分别为F_aci的静载和动载，π/18为F_aei与X_i反向的夹角，0.029为F_Ci到旋转中心的力臂，0.19为F_aesi与F_acsi形成的力臂，0.392为F_Yi或F_Zi到旋转中心的力臂；

[4]调试疲劳试验作动筒载荷；按步骤[3]的调试初始值协调加载，测量桨毂中心载荷M_f、T、C、P；比较测量值与要求值的差异，根据步骤[3]桨毂中心六力素与作动筒载荷的规律，逐步调整作动筒载荷值，使桨毂中心载荷测量值逼近要求值，满足试验载荷误差要求，完成调试。