CN114235360A - 一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法，包括：根据飞行参数识别直升机的飞行姿态；在飞行姿态下，以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段；其中，所述预设数据量包括2K个，K为大于零的整数；根据傅里叶变换确定所述载荷数据的第一频率；其中，所述第一频率对应的幅值最大；根据所述第一频率获取所述载荷数据的相位角；根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差；本发明提出一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，其获得的相位关系可用于桨叶强度计算、制定试验加载方案以及结构减重优化，有很大的工程应用前景。

Description

一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，尤其涉及一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法。
背景技术
直升机桨叶在飞行中主要承受的载荷为离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩。离心力主要由于桨叶旋转产生，一般仅与旋翼转速相关，由于飞行过程中直升机旋翼转速基本不变，因此离心力也基本恒定。而挥舞弯矩、摆振弯矩则与飞行状态密切相关，载荷周期特征也十分明显，一般为旋翼转速的整数倍数。并且挥舞弯矩、摆振弯矩存在着一定的相位关系，不同的飞行状态下其相位关系也不同。不同的相位关系对直升机桨叶的受载分析、强度计算、试验结果评估均有很大的影响。
传统的直升机桨叶受载分析、强度计算、试验结果评估中通常偏保守的认为挥舞弯矩、摆振弯矩是同相位的，即挥舞弯矩、摆振弯矩在一个载荷周期内同时达到峰值和谷值。这种相位处理方法是相对保守的，并未真实反映桨叶的受载情况，造成理论计算与试验结果与实际飞行结果差距较大，同时传统的相位处理办法也不利用结构的减重优化。
发明内容
针对上述技术问题，本发明提供了一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法，所述方法包括：
根据飞行参数识别直升机的飞行姿态；
在飞行姿态下，以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段；其中，所述预设数据量包括2K个，K为大于零的整数；
根据傅里叶变换确定所述载荷数据的第一频率；其中，所述第一频率对应的幅值最大；
根据所述第一频率获取所述载荷数据的相位角；根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差。
优选地，所述飞行姿态包括平飞、爬升、悬停、转弯和下降；所述飞行参数包括俯仰角、横滚角、速度、高度和航向角。
优选地，所述以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段，包括：
以第一预设数据量为间隔将直升机桨叶的挥舞弯矩进行分段；
以第二预设数据量为间隔将直升机桨叶的摆振弯矩进行分段；其中，所述第一预设数据量与所述第二预设数据量相同。
优选地，所述以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段之后，还包括：
根据傅里叶变换获取所述载荷数据在不同频率下的幅值和相位。
优选地，所述根据飞行参数识别直升机的飞行姿态之后，还包括：
清除异常载荷数据；其中，所述异常载荷数据为在一段测试数据中与实际预期不符的数据。
优选地，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差，包括：
根据第一相位角和第二相位角确定挥舞弯矩和摆振弯矩的相位差；其中，所述第一相位角是所述挥舞弯矩的相位角，所述第二相位角是所述摆振弯矩的相位角。
优选地，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差，还包括：
若所述相位差为负数，则根据三角函数的周期性将所述相位差加上360°。
优选地，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差之后，还包括：
采用概率密度函数对所述相位差进行统计，并获取出现次数最多的相位差。
本发明的有益技术效果：
本发明提出一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，其获得的相位关系可用于桨叶强度计算、制定试验加载方案以及结构减重优化，有很大的工程应用前景。
附图说明
图1是本发明实施例提供的直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法的流程图；
图2是本发明实施例提供的在爬升状态下主桨叶根部挥舞弯矩和摆振弯矩相位差的概率分布曲线图；
图3是本发明实施提供的数据跳点清除前的载荷曲线图；
图4是本发明实施提供的数据跳点清除后的载荷曲线图；
图5是本发明实施例提供的载荷时域图和载荷频域图。
具体实施方式
请参阅图1-5，本发明提出的一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，用于指导强度试验方案中不同载荷之间的加载相位关系，以及获得更为接近飞行实际的强度计算结果，为结构优化设计提供设计参考。
本发明的技术方案是：一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，通过已有的实测桨叶载荷数据，经过飞行状态划分、数据处理，傅立叶数学变换，最终获得载荷相位关系。其具体步骤见附图1，简述如下：
[1]飞行状态划分
根据直升机的飞参数据进行飞行状态识别，一般采用俯仰角、横滚角、速度、高度、航向角等飞参数据对直升机飞行姿态进行识别。结合直升机使用来说，大部分处于平飞、爬升、悬停、转弯、下降等稳定状态，分析稳定状态的载荷相位关系也更有意义。因此飞行状态划分主要对这些稳定状态进行识别。
[2]跳点清除处理
跳点，又叫野值点、异常点，是指在一段测试数据中相对少数且明显与附近测量值有较大出入，与实际预期不符的一些测量点。通过跳点清除，使数据曲线更加光滑、更加逼近真实值。
[3]数据分段
为了获取更多的数据点、更准确的载荷相位关系，通常将一个较长的飞行状态划分为若干个数据段，每个数据段内的点数通常为2的k次方，为获得不同载荷通道的相位关系，载荷数据分段应保持一致。
[4]傅立叶变换
将通过第[2]步跳点清除和第[3]步数据分段的数据点进行傅里叶变换，获得载荷数据不同频率下的幅值和相位。
由于实测载荷是离散化的，分析精度依靠于数据采样频率和参与傅立叶变换的分析数据点数，傅里叶变换分析数据点数根据经验可取为2^k,某型机实测载荷数据的采样率为f。因此频率分辨率＝f/2^k，可直接获得的频率点如表1 所示。
表1
序号 频率点(Hz) 序号 频率点(Hz)
1 1×f/2^k 13 13×f/2^k
2 2×f/2^k 14 14×f/2^k
3 3×f/2^k 15 15×f/2^k
4 4×f/2^k 16 16×f/2^k
5 5×f/2^k 17 17×f/2^k
6 6×f/2^k 18 18×f/2^k
7 7×f/2^k 19 19×f/2^k
8 8×f/2^k 20 20×f/2^k
9 9×f/2^k 21 21×f/2^k
10 10×f/2^k 22 22×f/2^k
11 11×f/2^k 23 23×f/2^k
12 12×f/2^k …… ……
[5]载荷频率成分分析
直升机结构载荷的周期特征十分明显，一般为旋翼转速的整数倍数。如图 3所示，载荷的周期较为明显，通过频域图可看出，主要频率成分为1倍转速对应的频率，即4.3Hz。
[6]提取相位角
根据第[5]步的成分分析结果和第[4]步的傅立叶变换可以准确获得的频率点数据，对不同载荷通道的相位角信息进行提取。表2为分析获得的某型机主桨叶根部挥舞弯矩、摆振弯矩对应在爬升状态下各个数据段的相位角。
表2
Figure BDA0003364030420000051
[7]相位关系分析
相位差计算以某一载荷为基准，将基准载荷的相位角减去另一载荷相位角，如果结果为负，根据三角函数的周期性，可将相位差结果加上360，以使相位差均落在0-360度之间。即如果挥舞弯矩＝A*cos〖(ωt)〗，则摆振弯矩＝B*cos 〖(ωt-φ)〗，φ即为所获得的相位差。表4即为所获得的某型机主桨叶根部挥舞弯矩、摆振弯矩相位关系。
表4
Figure BDA0003364030420000052
[8]概率统计
采用概率密度函数对第[7]步获得的相位查数据结果进行统计。由概率统计获得的最常出现的相位关系。因此对该状态下的桨叶强度计算、制定试验加载方案的制定均可采用此相位关系进行。
下面结合实施例，对本发明做进一步详细说明。一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法，其步骤如下：
[1]飞行状态划分
依据飞参数据进行飞行状态识别，对于爬升主要依据高度变化曲线，结合速度、横滚角、俯仰角、航向角可以得到飞行的1804s～1903s时间段为爬升状态。
[2]跳点清除处理
某通道数据跳点清除前后见图3-4。
[3]数据分段
载荷数据的采样率1024，根据第[1]步数据状态划分可知，爬升状态总时间为99s，数据总点数＝99×1024＝101376，数据分段中取k＝12，因此每段数据点数为4096。整个爬升状态的载荷数据可分为101376/4096＝24个数据段。
[4]傅立叶变换
将通过第[2]步跳点清除和第[3]步数据分段的数据点进行傅里叶变换，获得载荷数据不同频率下的幅值和相位信息。傅里叶变换分析数据点数根据经验可取为2^12＝4096,某型机实测载荷数据的采样率为1000Hz。因此频率分辨率＝1000/4096＝0.244141。
[5]载荷频率成分分析
通过对主桨叶根部的挥舞弯矩和摆振弯矩通过频域图可得到，挥舞弯矩和摆振弯矩主要频率成分均为1倍转速对应的频率，旋翼转速为每分钟258转，1 阶频率＝258/60＝4.3Hz。
[6]提取相位角
根据第[5]步的成分分析结果和第[4]步的傅立叶变换可以准确获得的频率点数据，对不同载荷通道的相位角信息进行提取。
[7]相位关系分析
相位差计算以某一载荷为基准，将基准载荷的相位角减去另一载荷相位角，如果结果为负，根据三角函数的周期性，可将相位差结果加上360，以使相位差均落在0-360度之间。即如果挥舞弯矩＝A*cos(ωt)，则摆振弯矩＝B*cos(ω t-φ)，φ即为所获得的相位差。
[8]概率统计
采用概率密度函数对第[7]步获得的相位查数据结果进行统计。由概率统计获得的最常出现的相位关系为334.4。因此对该状态下的桨叶强度计算、制定试验加载方案的制定均可采用此相位关系进行。

Claims (8)

1.一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法，其特征在于，所述方法包括：
根据飞行参数识别直升机的飞行姿态；
在飞行姿态下，以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段；其中，所述预设数据量包括2K个，K为大于零的整数；
根据傅里叶变换确定所述载荷数据的第一频率；其中，所述第一频率对应的幅值最大；
根据所述第一频率获取所述载荷数据的相位角；根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行姿态包括平飞、爬升、悬停、转弯和下降；所述飞行参数包括俯仰角、横滚角、速度、高度和航向角。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段，包括：
以第一预设数据量为间隔将直升机桨叶的挥舞弯矩进行分段；
以第二预设数据量为间隔将直升机桨叶的摆振弯矩进行分段；其中，所述第一预设数据量与所述第二预设数据量相同。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段之后，还包括：
根据傅里叶变换获取所述载荷数据在不同频率下的幅值和相位。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据飞行参数识别直升机的飞行姿态之后，还包括：
清除异常载荷数据；其中，所述异常载荷数据为在一段测试数据中与实际预期不符的数据。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差，包括：
根据第一相位角和第二相位角确定挥舞弯矩和摆振弯矩的相位差；其中，所述第一相位角是所述挥舞弯矩的相位角，所述第二相位角是所述摆振弯矩的相位角。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差，还包括：
若所述相位差为负数，则根据三角函数的周期性将所述相位差加上360°。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差之后，还包括：
采用概率密度函数对所述相位差进行统计，并获取出现次数最多的相位差。
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