CN117885911A - 旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法及装置 - Google Patents

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CN117885911A CN202311772824.6A CN202311772824A CN117885911A CN 117885911 A CN117885911 A CN 117885911A CN 202311772824 A CN202311772824 A CN 202311772824A CN 117885911 A CN117885911 A CN 117885911A
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Abstract

本公开提供一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法及装置。具体实现方案包括：获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果；根据所述特征载荷测量结果，确定所述第一时域对应的第一特征载荷动态值；确定所述特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶所述运动频率对应的特征载荷；根据前X阶所述运动频率及前X阶所述运动频率对应的特征载荷，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值；确定所述第一特征载荷动态值与所述第二特征载荷动态值的差异值；通过所述差异值评价所述直升机旋翼减振对所述旋翼部件的疲劳强度影响程度。本公开可以对直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度的影响进行评估。

Description

旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法及装置
技术领域
本公开涉及直升机平台飞行试验技术领域，尤其涉及一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法及装置，可应用于直升机飞行试验的场景下。
背景技术
振动试飞是直升机飞行试验阶段的一个环节。振动试飞是在直升机飞行过程中记录并分析振动数据，振动试飞结束后，相关工作人员会对收集到的振动数据进行分析，评估直升机的性能。当振动数据的分析结果不满足预设的要求时，就需要在旋翼上加装减振装置，降低旋翼的振动水平。
在直升机旋翼上加装减振装置对旋翼部件的疲劳强度会有影响，从而对直升机的飞行性能有一定影响。旋翼部件的疲劳强度表示在长期使用和承受循环载荷的情况下，该部件所能承受的最大应力水平或循环次数。
发明内容
本公开提供了一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法及装置，能够明确直升机旋翼减振前后旋翼部件疲劳强度影响因子的计算方法，可以通过量化对比分析，形成一套完整的直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法，为直升机平台包线扩展及验证试飞决策提供技术支撑。
根据本公开的第一方面，提供了一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法，所述方法包括：
获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，第一时域在直升机的目标动作段对应的时间内；根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值；确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，X为正整数；根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值；确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值，所述差异值用于指示所述直升机旋翼减振对所述旋翼部件的疲劳强度影响程度。
一些可能的实现方式中，根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值，包括：确定一个旋转周期的特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值；确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值；对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值；确定第二值与旋转周期个数的比值，得到第一时域对应的第一特征载荷动态值。
一些可能的实现方式中，确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，包括：根据特征载荷测量结果，确定特征载荷测量结果对应的列向量；对特征载荷测量结果对应的列向量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
一些可能的实现方式中，根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值，包括：确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第一乘积；确定第一乘积的正弦值；确定第一乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积；将X个第二乘积依次相加，得到第一求和结果；根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
一些可能的实现方式中，根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值，包括：确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第三乘积；确定第三乘积的余弦值；确定第三乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积；将X个第四乘积依次相加，得到第二求和结果；根据第二求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
一些可能的实现方式中，所述方法还包括：确定第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第一相似度；当第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第五乘积；确定第五乘积的余弦值；确定第五乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积；将X个第六乘积依次相加，得到第三求和结果；根据第三求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
一些可能的实现方式中，所述方法还包括：确定第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第二相似度；当第二相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第七乘积；确定第七乘积的正弦值；确定第七乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积；将X个第八乘积依次相加，得到第四求和结果；根据第四求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
一些可能的实现方式中，所述方法应用于直升机不同飞行状态下，飞行状态包括：起飞、着陆、下降、悬停、爬升、平飞。
本公开的第一方面至少具备如下有益效果：通过获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值；然后确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值，将特征载荷动态值的结果确定为旋翼部件疲劳强度影响因子，明确了直升机旋翼减振前后旋翼部件疲劳强度影响因子的计算方法；最后确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值；通过差异值评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度。可以通过量化对比分析，形成一套完整的直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法，为直升机平台包线扩展及验证试飞决策提供技术支撑。
根据本公开的第二方面，提供了一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置，所述装置包括：获取单元、确定单元、评价单元。
获取单元，用于获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，第一时域在直升机的目标动作段对应的时间内。
确定单元，用于根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值。
确定单元，还用于确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，X为正整数。
确定单元，还用于根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
确定单元，还用于确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值，所述差异值用于指示所述直升机旋翼减振对所述旋翼部件的疲劳强度影响程度。
可选地，确定单元，具体用于：确定一个旋转周期的特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值；确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值；对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值；确定第二值与旋转周期个数的比值，得到第一时域对应的第一特征载荷动态值。
可选地，确定单元，具体用于：根据特征载荷测量结果，确定特征载荷测量结果对应的列向量；对特征载荷测量结果对应的列向量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
可选地，确定单元，具体用于：确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第一乘积；确定第一乘积的正弦值；确定第一乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积；将X个第二乘积依次相加，得到第一求和结果；根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元，具体用于：确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第三乘积；确定第三乘积的余弦值；确定第三乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积；
将X个第四乘积依次相加，得到第二求和结果；根据第二求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元，还用于：确定第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第一相似度；当第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第五乘积；确定第五乘积的余弦值；确定第五乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积；将X个第六乘积依次相加，得到第三求和结果；根据第三求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元，还用于：确定第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第二相似度；当第二相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第七乘积；确定第七乘积的正弦值；确定第七乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积；将X个第八乘积依次相加，得到第四求和结果；根据第四求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，所述装置应用于直升机不同飞行状态下，飞行状态包括：起飞、着陆、下降、悬停、爬升、平飞。
根据本公开的第三方面，提供了一种电子设备，包括：至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如第一方面所述的方法。
根据本公开的第四方面，提供了一种存储有计算机指令的非瞬时计算机可读存储介质，所述计算机指令用于使计算机执行根据第一方面所述的方法。
根据本公开的第五方面，提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时实现根据第一方面所述的方法。
本公开第二方面至第五方面所具备的有益效果可以参考第一方面所具备的有益效果，不再赘述。
应当理解，本部分所描述的内容并非旨在标识本公开的实施例的关键或重要特征，也不用于限制本公开的范围。本公开的其他特征将通过以下的说明书而变得容易理解。
附图说明
附图用于更好地理解本方案，不构成对本公开的限定。其中：
图1为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的流程示意图；
图2为本公开实施例提供的图1中S102的一种实现流程示意图；
图3为直升机稳定平飞段桨叶挥舞弯矩实测结构载荷时间历程曲线图；
图4为本公开实施例提供的图1中S103的一种实现流程示意图；
图5为本公开实施例提供的图1中S104的一种实现流程示意图；
图6为本公开实施例提供的图1中S104的另一实现流程示意图；
图7为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的另一流程示意图；
图8为本公开实施例提供的特征载荷测量结果对应的列向量M0在第一时域的曲线图；
图9为第一求和结果在第一时域的曲线图；
图10为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的又一流程示意图；
图11为第一阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图；
图12为前两阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图；
图13为前三阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图；
图14为前四阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图；
图15为前五阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图；
图16为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置的组成示意图；
图17为可以用来实施本公开的实施例的示例电子设备1700的示意性框图。
具体实施方式
以下结合附图对本公开的示范性实施例作出说明，其中包括本公开实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本公开的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。
应当理解，在本公开各实施例中，字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。
振动试飞是直升机飞行试验阶段的一个环节。振动试飞是在直升机飞行过程中记录并分析振动数据，振动试飞结束后，相关工作人员会对收集到的振动数据进行分析，评估直升机的性能。当振动数据的分析结果不满足预设的要求时，就需要在旋翼上加装减振装置，降低旋翼的振动水平。
在直升机旋翼上加装减振装置对旋翼部件的疲劳强度会有影响，从而对直升机的飞行性能有一定影响。旋翼部件的疲劳强度表示在长期使用和承受循环载荷的情况下，该部件所能承受的最大应力水平或循环次数。
示例性地，直升机振动试飞是用来评估直升机的振动状况，并确保其在飞行中的稳定性和安全性。振动试飞结束后，相关工作人员会对收集到的振动数据进行分析，评估直升机的性能。当振动数据的分析结果不满足预设的要求时，就需要在旋翼上加装减振装置，降低旋翼的振动水平。但在直升机旋翼上加装减振装置对旋翼部件的疲劳强度会有影响，从而对直升机的飞行性能有一定影响。其中，旋翼部件的疲劳强度表示在长期使用和承受循环载荷的情况下，该部件所能承受的最大应力水平或循环次数。旋翼部件的疲劳强度和直升机原机典型的速度包线、重量包线等密切相关。如果旋翼减振改变了旋翼部件疲劳强度结果，则需要重新进行包线验证试飞。现有的数据处理方法不能对直升机旋翼上加装减振装置对旋翼部件的疲劳强度影响进行评估。
在此背景技术下，本公开提供了一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法，能够明确直升机旋翼减振前后旋翼部件疲劳强度影响因子的计算方法，可以通过量化对比分析，形成一套完整的直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法，为直升机平台包线扩展及验证试飞决策提供技术支撑。
示例性地，本公开提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法，可以应用于直升机飞行试验的场景下。
示例性地，本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的执行主体可以是计算机或服务器，或者还可以是其他具有数据处理能力的设备，或者还可以是直升机上的数据处理芯片、数据处理器等。在此对该方法的执行主体不作限制。
一些实施例中，服务器可以是单独的一个服务器，或者，也可以是由多个服务器构成的服务器集群。部分实施方式中，服务器集群还可以是分布式集群。本公开对服务器的具体实现方式也不作限制。
图1为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的流程示意图。如图1所示，该方法可以包括S101-S106。
S101、获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果。
示例性地，第一时域在直升机的目标动作段对应的时间内。目标动作段可以包括稳定盘旋动作段、飞行动作段等。第一时域可以小于直升机的目标动作段对应的时间，也可以等于直升机的目标动作段对应的时间。以旋翼桨叶部件为例，可以测量出旋翼桨叶部件在第一时域内的特征载荷，作为旋翼桨叶部件在第一时域内的特征载荷测量结果。
S102、根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值。
示例性地，在获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果后，可以绘制直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果的时域曲线，根据时域曲线，可以获得旋翼部件任意一个旋转周期的特征载荷动态值，根据旋翼部件任意一个旋转周期的特征载荷动态值确定出第一时域对应的第一特征载荷动态值。
S103、确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
示例性地，在获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果后，可以对特征载荷测量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的各阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，也即，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
S104、根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
示例性地，X为正整数，当X等于1时，前X阶就表示第一阶。计算前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷线性叠加的时域结果，可以绘制线性叠加得到的时域结果的时域曲线，根据时域曲线，可以获得旋翼部件任意一个旋转周期的特征载荷动态值，根据旋翼部件任意一个旋转周期的特征载荷动态值确定出第一时域对应的第二特征载荷动态值。
S105、确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值。
示例性地，差异值可以用于指示直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度。在分别计算出第一特征载荷动态值和第二特征载荷动态值后，可以计算第一特征载荷动态值和第二特征载荷动态值的差值，通过第一特征载荷动态值和第二特征载荷动态值的差值，评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度，差值越大，直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度越大。
本公开实施例通过获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值；然后确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值，将特征载荷动态值的结果确定为旋翼部件疲劳强度影响因子，明确了直升机旋翼减振前后旋翼部件疲劳强度影响因子的计算方法；最后确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值；通过差异值评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度。可以通过量化对比分析，形成一套完整的直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法，为直升机平台包线扩展及验证试飞决策提供技术支撑。
图2为本公开实施例提供的图1中S102的一种实现流程示意图。如图2所示，上述S102可以包括S201-S204。
S201、确定一个旋转周期的特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值。
S202、确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值。
示例性地，可以根据公式(1)计算一个旋转周期的第一特征载荷动态值。
公式(1)中，Nd表示一个旋转周期的第一特征载荷动态值，Njd表示一个旋转周期的特征载荷的极大值，Njx表示一个旋转周期的特征载荷的极小值。图3为直升机稳定平飞段桨叶挥舞弯矩实测结构载荷时间历程曲线，如图3所示，图3横坐标为采样时刻，纵坐标为直升机稳定平飞段桨叶挥舞弯矩实测结构载荷。本方案中可以用挥舞弯矩表示特征载荷。Njd为任意一个旋转周期的纵坐标的极大值，即Njd表示任意一个旋转周期的特征载荷的极大值，Njx为任意一个旋转周期的纵坐标的极大小值，即Njx表示任意一个旋转周期的特征载荷的极小值。
S203、对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值。
S204、确定第二值与旋转周期个数的比值，得到第一时域对应的第一特征载荷动态值。
示例性地，可以根据公式(2)计算第一时域对应的第一特征载荷动态值。
公式(2)中，表示第一时域对应的第一特征载荷动态值，Ndi表示第i个周期的第一特征载荷动态值，L表示周期长度。
本实施例通过确定一个旋转周期的特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值；然后确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值；再对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值；最后确定第二值与旋转周期个数的比值，得到第一时域对应的第一特征载荷动态值。给出了计算第一特征载荷动态值的具体计算方法，也即给出了旋翼部件疲劳强度影响因子的具体计算方法，为评价直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响程度提供了数据支撑。
图4为本公开实施例提供的图1中S103的一种实现流程示意图。如图4所示，上述S103可以包括S401-S402。
S401、根据特征载荷测量结果，确定特征载荷测量结果对应到的列向量。
示例性地，可以将直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果转换为一个列向量，记为s为第一时域内的数据采样点数。
S402、对列向量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
示例性地，可以对得到的列向量M0进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
示例地，以直升机旋翼为5片，旋翼运动基频为Ω0，旋翼减振的频率为5Ω0为例，我们关注的是5Ω0减振频率对旋翼桨叶疲劳强度的影响。具体以直升机稳定盘旋飞行为例进行说明。将稳定盘旋动作段的旋翼桨叶实测特征载荷测量结果进行频谱分析，获得各阶运动频率及该频率对应的特征载荷，可以得到的频谱分析结果如表1所示。
表1
序号 频率值(Hz) 频率值对应的特征载荷(Nm)
1 Ω0 198.7
2 2Ω0 189.5
3 3Ω0 117.6
4 4Ω0 107.8
5 5Ω0 67.5
本实施例通过根据特征载荷测量结果，确定特征载荷测量结果对应的列向量，可以确定出特征载荷测量结果对应的列向量，然后通过对特征载荷测量结果对应的列向量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，能够提高确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷的效率和便捷性。
图5为本公开实施例提供的图1中S104的一种实现流程示意图。如图5所示，上述S104可以包括S501-S505。
S501、确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第一乘积。
S502、确定第一乘积的正弦值。
S503、确定第一乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积。
S504、将X个第二乘积依次相加，得到第一求和结果。
S505、根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
示例性地，可以根据公式(3)确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
公式(3)中，N表示旋翼部件任一时刻的特征载荷，ω表示旋翼运动基频，pω表示第p阶运动频率，NP表示第p阶运动频率对应的特征载荷，n为正整数，K表示旋翼桨叶片数。
示例地，pωt为上述第一乘积，Npsinpωt为上述第二乘积，为上述第一求和结果。
本实施例通过确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第一乘积；确定第一乘积的正弦值；确定第一乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积；将X个第二乘积依次相加，得到第一求和结果；根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。可以对前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷通过公式(3)采用正弦函数进行线性叠加，得到对前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷在第一时域的时域结果，为直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法提供了数据支撑。
图6为本公开实施例提供的图1中S104的另一实现流程示意图。如图6所示，上述S104可以包括S601-S605。
S601、确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第三乘积。
S602、确定第三乘积的余弦值。
S603、确定第三乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积。
S604、将X个第四乘积依次相加，得到第二求和结果。
S605、根据第二求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
示例性地，可以根据公式(4)确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
公式(4)中，N表示旋翼部件任一时刻的特征载荷，ω表示旋翼运动基频，pω表示第p阶运动频率，NP表示第p阶运动频率对应的特征载荷，n为正整数，K表示旋翼桨叶片数。
示例地，pωt为上述第三乘积，Npsinpωt为上述第四乘积，为上述第二求和结果。
本实施例通过确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第三乘积；确定第三乘积的余弦值；确定第三乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积；将X个第四乘积依次相加，得到第二求和结果；根据第二求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。可以对前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷通过公式(4)采用正弦函数进行线性叠加，得到对前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷在第一时域的时域结果，提升了计算前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷在第一时域的时域结果的计算方法多样性，进一步为直升机旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的分析方法提供了数据支撑。
图7为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的另一流程示意图。如图7所示，该方法可以包括S701-S706。
S701、确定第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第一相似度。
S702、当第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第五乘积。
S703、确定第五乘积的余弦值。
S704、确定第五乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积。
S705、将X个第六乘积依次相加，得到第三求和结果。
S706、根据第三求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
示例性地，可以绘制第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图，然后通过曲线相似度计算方法(比如，计算两条曲线的欧几里得距离、计算两条曲线之间的皮尔逊相关系数等)，计算第一求和结果在第一时域的曲线与特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线的第一相似度。当计算得到的第一相似度大于预设阈值时，说明第一求和结果在第一时域的曲线和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线吻合，则根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。当计算得到的第一相似度小于预设阈值时，说明后续利用公式(3)计算得到的结果无法保证其准确性。所以通过公式(4)来计算第三求和结果，进而根据第三求和结果确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
基于上述实施例，示例地，可以绘制特征载荷测量结果对应的列向量M0在第一时域的曲线图，如图8所示，图8为本公开实施例提供的特征载荷测量结果对应的列向量M0在第一时域的曲线图，图8的横坐标为第一时域内的采样点个数，纵坐标为挥舞弯矩。将表1计算获得的各阶频率及对应的特征载荷，按稳定盘旋动作段时长和公式(4)，采用余弦函数进行线性叠加，得到各阶频率及对应的特征载荷对应的列向量M，并对该向量M进行曲线绘制，如图9所示，也即，图9为第一求和结果在第一时域的曲线图，图9的横坐标为第一时域内的采样点个数，纵坐标为挥舞弯矩。对照图8和图9可以看出，两条曲线的变化趋势几乎一致，极值和拐点一致，说明实测曲线和估计曲线吻合。也就是说，第一相似度大于预设阈值，最终确定的频谱分析结果即如表1所示。
本实施例通过确定第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第一相似度；当第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第五乘积；然后确定第五乘积的余弦值，计算第五乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积；再将X个第六乘积依次相加，得到第三求和结果；最后根据第三求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。可以对计算根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值所采用的公式进行判断，为后续评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度提供了数据支持，也提高了后续评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度结果的准确性和可用性。
图10为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的又一流程示意图。如图10所示，该方法可以包括S1001-S1006。
S1001、确定第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第二相似度。
S1002、当第二相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第七乘积。
S1003、确定第七乘积的正弦值。
S1004、确定第七乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积。
S1005、将X个第八乘积依次相加，得到第四求和结果。
S1006、根据第四求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
示例性地，示例性地，可以绘制第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图，然后通过曲线相似度计算方法(比如，计算两条曲线的欧几里得距离、计算两条曲线之间的皮尔逊相关系数等)，计算第二求和结果在第一时域的曲线与特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线的第二相似度。当计算得到的第二相似度大于预设阈值时，说明第二求和结果在第一时域的曲线和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线吻合，则根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。当计算得到的第二相似度小于预设阈值时，说明后续利用公式(4)计算得到的结果无法保证其准确性。所以通过公式(3)来计算第四求和结果，进而根据第四求和结果确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
本实施例通过确定第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第二相似度；当第二相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第七乘积；然后确定第七乘积的正弦值，计算第七乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积；再将X个第八乘积依次相加，得到第四求和结果；最后根据第四求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。可以对计算根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值所采用的公式进行判断，为后续评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度提供了数据支持，进一步提高了后续评价直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度结果的准确性和可用性。
一些实施例中，上述方法可以应用于直升机不同飞行状态下，飞行状态可以包括：起飞、着陆、下降、悬停、爬升、平飞。
示例性地，直升机有不同的飞行状态，例如起飞、着陆、下降、悬停、爬升、平飞等。可以采用上述旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法，对直升机不同飞行状态下的旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果进行频域分析，可以得到哪些状态是受旋翼5Ω0减振频率影响的，进而在实施直升机旋翼减振试飞后，对受影响的飞行状态进行进一步的包线验证。
本实施例通过限定上述方法可以应用于直升机不同飞行状态下，可以在直升机不同飞行状态下对直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果进行频域分析，提高了直升机试飞结果的准确性，从而提升了直升机的安全性。
在一个具体的实施例中，以某直升机旋翼减振为例进行说明，该直升机旋翼为5片，旋翼运动基频为Ω0，旋翼减振的频率为5Ω0，我们关注的是5Ω0减振频率对旋翼桨叶疲劳强度的影响。具体以直升机稳定盘旋飞行为例进行说明。将稳定盘旋动作段的旋翼桨叶特征载荷测量结果进行频谱分析，获得各阶运动频率及该频率对应的特征载荷，可以得到的频谱分析结果如表1所示。并计算稳定盘旋动作段的特征载荷动态值(即上述第一特征载荷动态值)为105.15Nm。
将表1计算获得的各阶频率及对应的特征载荷，按稳定盘旋动作段时长和公式(4)，采用余弦函数进行线性叠加，得到各阶频率及对应的特征载荷对应的列向量M，并对该向量M进行曲线绘制，如图9所示，也即，图9为第一求和结果在第一时域的曲线图。对照图8和图9可以看出，两条曲线的变化趋势几乎一致，极值和拐点一致，说明实测曲线和估计曲线吻合。也就是说，第一相似度大于预设阈值，最终确定的频谱分析结果即如表1所示。
计算飞行动作段时长内，第一阶运动频率Ω0及该阶频率对应特征载荷198.7的时域结果，得到新的列向量M1，绘制列向量M1的曲线，如图11所示，图11为第一阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图，图11的横坐标为第一阶运动频率对应的采样点个数，纵坐标为第一阶运动频率对应的特征载荷。将列向量M1，按照公式(2)，计算得到第二特征载荷动态值为67.5Nm，对比计算得到的/>与/>可以看出，一阶频率载荷的叠加，改变了曲线极值、动态值，对旋翼桨叶疲劳强度有很大影响。
计算飞行动作段时长内，前两阶运动频率Ω0、2Ω0及对应特征载荷N1、N2线性叠加的时域结果，得到新的列向量M2，绘制列向量M2的曲线，如图12所示，图12为前两阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图，图12的横坐标为前两阶运动频率对应的采样点个数，纵坐标为前两阶运动频率对应的特征载荷。将列向量M2，按照公式(2)，计算得到第二特征载荷动态值为70.0Nm，对比计算得到的/>与/>可以看出，第二阶频率载荷的叠加，改变了曲线极值、动态值，对旋翼桨叶疲劳强度有很大影响。
计算飞行动作段时长内，前三阶运动频率Ω0、2Ω0、3Ω0及对应特征载荷N1、N2、N3线性叠加的时域结果，得到新的列向量M3，绘制列向量M3的曲线，如图13所示，图13为前三阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图，图13的横坐标为前三阶运动频率对应的采样点个数，纵坐标为前三阶运动频率对应的特征载荷。计算值为71.5Nm，对比计算得到的与/>可以看出，第三阶频率载荷的叠加，改变了曲线极值、动态值，对旋翼桨叶疲劳强度有很大影响。
计算飞行动作段时长内，前四阶运动频率Ω0、2Ω0、3Ω0、4Ω0及对应特征载荷N1、N2、N3、N4线性叠加的时域结果，得到新的列向量M4，绘制列向量M4的曲线，如图14所示，图14为前四阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图，图14的横坐标为前四阶运动频率对应的采样点个数，纵坐标为前四阶运动频率对应的特征载荷。计算值为103Nm，对比计算得到的/>与/>可以看出，第四阶频率载荷的叠加，改变了曲线极值、动态值，对旋翼桨叶疲劳强度有很大影响。
然后计算飞行动作段时长内，前五阶运动频率Ω0、2Ω0、3Ω0、4Ω0、5Ω0及对应特征载荷N1、N2、N3、N4、N5线性叠加的时域结果，得到新的列向量M5，绘制列向量M5的曲线，如图15所示，图15为前五阶运动频率及对应的特征载荷的时域曲线图，图15的横坐标为前五阶运动频率对应的采样点个数，纵坐标为前五阶运动频率对应的特征载荷。计算值为106Nm，对比计算得到的/>与/>可以看出，第五阶频率载荷的叠加，对曲线的极值、动态值改变较小，对旋翼桨叶疲劳强度较小。
通过上述分析，可以看出，前四阶运动频率的叠加对曲线的极值、动态值影响很大，即对应上述频率的旋翼减振结果会很大程度上影响旋翼桨叶的疲劳强度。第五阶运动频率的叠加对曲线的极值、动态值影响较小，即5Ω0频率的旋翼减振对旋翼桨叶的疲劳强度影响较小。
示例性实施例中，本公开实施例还提供一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置，可以用于实现如前述实施例的一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法。图16为本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置的组成示意图。如图16所示，该装置可以包括：获取单元1601、确定单元1602、评价单元1603。
获取单元1601，用于获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，第一时域在直升机的目标动作段对应的时间内。
确定单元1602，用于根据特征载荷测量结果，确定第一时域对应的第一特征载荷动态值。
确定单元1602，还用于确定特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷，X为正整数。
确定单元1602，还用于根据前X阶运动频率及前X阶运动频率对应的特征载荷，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
确定单元1602，还用于确定第一特征载荷动态值与第二特征载荷动态值的差异值，差异值用于指示直升机旋翼减振对旋翼部件的疲劳强度影响程度。
可选地，确定单元1602，具体用于确定一个旋转周期的特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值；确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值；对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值；确定第二值与旋转周期个数的比值，得到第一时域对应的第一特征载荷动态值。
可选地，确定单元1602，具体用于根据特征载荷测量结果，确定特征载荷测量结果对应的列向量；对特征载荷测量结果对应的列向量进行频谱分析，得到特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶运动频率对应的特征载荷。
可选地，确定单元1602，具体用于确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第一乘积；确定第一乘积的正弦值；确定第一乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积；将X个第二乘积依次相加，得到第一求和结果；根据第一求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元1602，具体用于确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第三乘积；确定第三乘积的余弦值；确定第三乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积；将X个第四乘积依次相加，得到第二求和结果；根据第二求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元1602，还用于确定第一求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第一相似度；当第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第五乘积；确定第五乘积的余弦值；确定第五乘积的余弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积；将X个第六乘积依次相加，得到第三求和结果；根据第三求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，确定单元1602，还用于确定第二求和结果在第一时域的曲线图和特征载荷测量结果对应的列向量在第一时域的曲线图的第二相似度；当第二相似度小于预设阈值时，确定前X阶运动频率与时间的乘积，得到第七乘积；确定第七乘积的正弦值；确定第七乘积的正弦值与前X阶运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积；将X个第八乘积依次相加，得到第四求和结果；根据第四求和结果，确定第一时域对应的第二特征载荷动态值。
可选地，所述装置应用于直升机不同飞行状态下，飞行状态包括：起飞、着陆、下降、悬停、爬升、平飞。
上述旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置所具备的有益效果，可以参考前述实施例中所述的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法具备的有益效果，此处不再赘述。
根据本公开的实施例，本公开还提供了一种电子设备。该电子设备可以是前述实施例中所述的服务器、计算机等设备，能够用于实现本公开实施例提供的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法。
示例性实施例中，电子设备可以包括：至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如以上实施例所述的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法。
例如，图17为可以用来实施本公开的实施例的示例电子设备1700的示意性框图。电子设备旨在表示各种形式的数字计算机，诸如，膝上型计算机、台式计算机、工作台、个人数字助理、服务器、刀片式服务器、大型计算机和其它适合的计算机。电子设备还可以表示各种形式的移动装置，诸如，个人数字处理、蜂窝电话、智能电话、可穿戴设备和其它类似的计算装置。本文所示的部件、它们的连接和关系、它们的功能仅仅作为示例，并且不意在限制本文中描述的和/或者要求的本公开的实现。
如图17所示，电子设备1700可以包括计算单元1701，其可以根据存储在只读存储器(ROM)中的计算机程序或者从存储单元1708加载到随机访问存储器(RAM)中的计算机程序，来执行各种适当的动作和处理。在RAM 1703中，还可电子设备1700操作所需的各种程序和数据。计算单元1701、ROM 1702以及RAM 1703通过总线1704彼此相连。输入/输出(I/O)接口也连接至总线1704。
电子设备1700中的多个部件连接至I/O接口1705，包括：输入单元1706，例如键盘、鼠标等；输出单元1707，例如各种类型的显示器、扬声器等；存储单元1708，例如磁盘、光盘等；以及通信单元1709，例如网卡、调制解调器、无线通信收发机等。通信单元1709允许电子设备1700通过诸如因特网的计算机网络和/或各种电信网络与其他设备交换信息/数据。
计算单元1701可以是各种具有处理和计算能力的通用和/或专用处理组件。计算单元1701的一些示例包括但不限于中央处理单元(CPU)、图形处理单元(GPU)、各种专用的人工智能(AI)计算芯片、各种运行机器学习模型算法的计算单元、数字信号处理器(DSP)、任何适当的处理器、控制器、微控制器等。计算单元1701执行上文所描述的各个方法和处理，例如旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法。例如，在一些实施例中，旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法可被实现为计算机软件程序，其被有形地包含于机器可读介质，例如存储单元1708。
在一些实施例中，计算机程序的部分或者全部可以经由ROM 1702和/或通信单元1709而被载入和/或安装到电子设备1700上。当计算机程序加载到RAM 1703并由计算单元1701执行时，可以执行上文描述的旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法的一个或多个步骤。
备选地，在其他实施例中，计算单元1701可以通过其他任何适当的方式(例如，借助于固件)而被配置为执行旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法。
根据本公开的实施例，本公开还提供了一种可读存储介质和一种计算机程序产品。
示例性实施例中，可读存储介质可以是存储有计算机指令的非瞬时计算机可读存储介质，所述计算机指令用于使计算机执行根据以上实施例所述的方法。
示例性实施例中，计算机程序产品包括计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时实现根据以上实施例所述的方法。
本文中以上描述的***和技术的各种实施方式可以在数字电子电路***、集成电路***、现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、专用标准产品(ASSP)、芯片上***的***(SOC)、负载可编程逻辑设备(CPLD)、计算机硬件、固件、软件和/或它们的组合中实现。这些各种实施方式可以包括：实施在一个或者多个计算机程序中，该一个或者多个计算机程序可在包括至少一个可编程处理器的可编程***上执行和/或解释，该可编程处理器可以是专用或者通用可编程处理器，可以从存储***、至少一个输入装置、至少一个输出装置接收数据和指令，并且将数据和指令传输至该存储***、该至少一个输入装置、该至少一个输出装置。
用于实施本公开的方法的程序代码可以采用一个或多个编程语言的任何组合来编写。这些程序代码可以提供给通用计算机、专用计算机或其他可编程数据处理装置的处理器或控制器，使得程序代码当由处理器或控制器执行时使流程图和/或框图中所规定的功能/操作被实施。程序代码可以完全在机器上执行、部分地在机器上执行，作为独立软件包部分地在机器上执行且部分地在远程机器上执行或完全在远程机器或服务器上执行。
在本公开的上下文中，机器可读介质可以是有形的介质，其可以包含或存储以供指令执行***、装置或设备使用或与指令执行***、装置或设备结合地使用的程序。机器可读介质可以是机器可读信号介质或机器可读储存介质。机器可读介质可以包括但不限于电子的、磁性的、光学的、电磁的、红外的、半导体***、装置或设备，或者上述内容的任何合适组合。机器可读存储介质的更具体示例会包括基于一个或多个线的电气连接、便携式计算机盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或快闪存储器)、光纤、便捷式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光学储存设备、磁储存设备或上述内容的任何合适组合。
为了提供与用户的交互，可以在计算机上实施此处描述的***和技术，该计算机具有：用于向用户显示信息的显示装置(例如，CRT(阴极射线管)或者LCD(液晶显示器)监视器)；以及键盘和指向装置(例如，鼠标或者轨迹球)，用户可以通过该键盘和该指向装置来将输入提供给计算机。其它种类的装置还可以用于提供与用户的交互；例如，提供给用户的反馈可以是任何形式的传感反馈(例如，视觉反馈、听觉反馈、触觉反馈)；并且可以用任何形式(包括声输入、语音输入或者、触觉输入)来接收来自用户的输入。
可以将此处描述的***和技术实施在包括后台部件的计算***(例如，作为数据服务器)、包括中间件部件的计算***(例如，应用服务器)、包括前端部件的计算***(例如，具有图形用户界面或者网络浏览器的用户计算机，用户可以通过该图形用户界面或者该网络浏览器来与此处描述的***和技术的实施方式交互)、包括这种后台部件、中间件部件、前端部件的任何组合的计算***中。可以通过任何形式或者介质的数字数据通信(例如，通信网络)来将***的部件相互连接。通信网络的示例包括：局域网(LAN)、广域网(WAN)和互联网。
计算机***可以包括客户端和服务器。客户端和服务器一般远离彼此并且通常通过通信网络进行交互。通过在相应的计算机上运行并且彼此具有客户端-服务器关系的计算机程序来产生客户端和服务器的关系。服务器可以是云服务器，也可以为分布式***的服务器，或者是结合了区块链的服务器。
应该理解，可以使用上面所示的各种形式的流程，重新排序、增加或删除步骤。例如，本公开中记载的各步骤可以并行地执行也可以顺序地执行也可以不同的次序执行，只要能够实现本公开公开的技术方案所期望的结果，本文在此不进行限制。
上述具体实施方式，并不构成对本公开保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和替代。任何在本公开的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本公开保护范围之内。

Claims (10)

1.一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价方法，所述方法包括：
获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，所述第一时域在所述直升机的目标动作段对应的时间内；
根据所述特征载荷测量结果，确定所述第一时域对应的第一特征载荷动态值；
确定所述特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶所述运动频率对应的特征载荷，所述X为正整数；
根据前X阶所述运动频率及前X阶所述运动频率对应的特征载荷，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值；
确定所述第一特征载荷动态值与所述第二特征载荷动态值的差异值，所述差异值用于指示所述直升机旋翼减振对所述旋翼部件的疲劳强度影响程度。
2.根据权利要求1所述的方法，所述根据所述特征载荷测量结果，确定所述第一时域对应的第一特征载荷动态值，包括：
确定一个旋转周期的所述特征载荷测量结果的极大值与极小值的差，得到第一值；
确定第一值的二分之一，得到一个旋转周期的第一特征载荷动态值；
对所有旋转周期的第一特征载荷动态值求和，得到第二值；
确定第二值与旋转周期个数的比值，得到所述第一时域对应的第一特征载荷动态值。
3.根据权利要求1所述的方法，所述确定所述特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶所述运动频率对应的特征载荷，包括：
根据所述特征载荷测量结果，确定所述特征载荷测量结果对应的列向量；
对所述特征载荷测量结果对应的列向量进行频谱分析，得到所述特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶所述运动频率对应的特征载荷。
4.根据权利要求1所述的方法，所述根据前X阶所述运动频率及前X阶所述运动频率对应的特征载荷，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值，包括：
确定前X阶所述运动频率与时间的乘积，得到第一乘积；
确定所述第一乘积的正弦值；
确定所述第一乘积的正弦值与前X阶所述运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第二乘积；
将X个所述第二乘积依次相加，得到第一求和结果；
根据所述第一求和结果，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值。
5.根据权利要求1所述的方法，所述根据前X阶所述运动频率及前X阶所述运动频率对应的特征载荷，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值，包括：
确定前X阶所述运动频率与所述时间的乘积，得到第三乘积；
确定所述第三乘积的余弦值；
确定所述第三乘积的余弦值与前X阶所述运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第四乘积；
将X个所述第四乘积依次相加，得到第二求和结果；
根据所述第二求和结果，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值。
6.根据权利要求4所述的方法，所述方法还包括：
确定所述第一求和结果在所述第一时域的曲线图和所述特征载荷测量结果对应的列向量在所述第一时域的曲线图的第一相似度；
当所述第一相似度小于预设阈值时，确定前X阶所述运动频率与所述时间的乘积，得到第五乘积；
确定所述第五乘积的余弦值；
确定所述第五乘积的余弦值与前X阶所述运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第六乘积；
将X个所述第六乘积依次相加，得到第三求和结果；
根据所述第三求和结果，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值。
7.根据权利要求5所述的方法，所述方法还包括：
确定所述第二求和结果在所述第一时域的曲线图和所述特征载荷测量结果对应的列向量在所述第一时域的曲线图的第二相似度；
当所述第二相似度小于所述预设阈值时，确定前X阶所述运动频率与所述时间的乘积，得到第七乘积；
确定所述第七乘积的正弦值；
确定所述第七乘积的正弦值与前X阶所述运动频率对应的特征载荷的乘积，得到第八乘积；
将X个所述第八乘积依次相加，得到第四求和结果；
根据所述第四求和结果，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值。
8.一种旋翼减振对旋翼部件疲劳强度影响的评价装置，所述装置包括：
获取单元，用于获取直升机旋翼部件在第一时域内的特征载荷测量结果，所述第一时域在所述直升机的目标动作段对应的时间内；
确定单元，用于根据所述特征载荷测量结果，确定所述第一时域对应的第一特征载荷动态值；
所述确定单元，还用于确定所述特征载荷测量结果对应的X阶运动频率及每阶所述运动频率对应的特征载荷，所述X为正整数；
所述确定单元，还用于根据前X阶所述运动频率及前X阶所述运动频率对应的特征载荷，确定所述第一时域对应的第二特征载荷动态值；
所述确定单元，还用于确定所述第一特征载荷动态值与所述第二特征载荷动态值的差异值，所述差异值用于指示所述直升机旋翼减振对所述旋翼部件的疲劳强度影响程度。
9.一种电子设备，包括：至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；
其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行权利要求1-7任一项所述的方法。
10.一种存储有计算机指令的非瞬时计算机可读存储介质，所述计算机指令用于使计算机执行根据权利要求1-7任一项所述的方法。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170144778A1 (en) * 2015-11-25 2017-05-25 Sikorsky Aircraft Corporation Systems and methods for fatigue monitoring
CN109977448A (zh) * 2018-10-26 2019-07-05 中国飞行试验研究院 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法
CN114235360A (zh) * 2021-11-19 2022-03-25 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法
CN216834347U (zh) * 2021-11-26 2022-06-28 中国飞行试验研究院 旋翼动载荷光学传感飞行测试***
WO2023123685A1 (zh) * 2021-12-27 2023-07-06 北京金风科创风电设备有限公司 风力发电机组的寿命评估方法和装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170144778A1 (en) * 2015-11-25 2017-05-25 Sikorsky Aircraft Corporation Systems and methods for fatigue monitoring
CN109977448A (zh) * 2018-10-26 2019-07-05 中国飞行试验研究院 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法
CN114235360A (zh) * 2021-11-19 2022-03-25 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法
CN216834347U (zh) * 2021-11-26 2022-06-28 中国飞行试验研究院 旋翼动载荷光学传感飞行测试***
WO2023123685A1 (zh) * 2021-12-27 2023-07-06 北京金风科创风电设备有限公司 风力发电机组的寿命评估方法和装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
凌爱民;王文涛;李明强;朱艳;: "双线摆桨毂吸振器减振效率评估研究", 直升机技术, no. 04, 15 December 2013 (2013-12-15) *

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