[發明專利]一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法

有效

• 申請號: 202011028621.2
• 申請日: 2020-09-25
• 公開（公告）號: CN112213060B
• 公開（公告）日: 2022-11-04
• 發明（設計）人: 周云;宋彬;胡和平;張仕明;程毅
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02;G01M13/00;B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：采用三個激振器對自動傾斜器不動環施加協同激勵；三個激振器激勵信號通過以下步驟確定：

第一步，根據不旋轉坐標系下三個激振器的激勵位移信號與旋轉坐標系下槳葉橫向周期變距、縱向周期變距、總距計算出傳遞矩陣T；所述激勵位移信號通過標定得到；

第二步，根據試驗需要的旋翼旋轉頻率Ω和旋翼的固有頻率生成旋翼的周期型整體振型對應的旋翼橫向周期變距、縱向周期變距和總距的變化規律；

第三步，根據第一步中識別出的傳遞矩陣、第二步中生成的旋翼周期變距和總距變化規律，計算三個激振器的激勵信號；所述旋翼周期變距包括：旋翼橫向周期變距、縱向周期變距。

2.根據權利要求1所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：所述協同激勵包括：三缸總距激振和三缸章動型激振。

3.根據權利要求2所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：所述三缸總距激振為：三個激振器幅值相同、相位相同。

4.根據權利要求2所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：所述三缸章動型激振包括：前進型振型和后退型振型。

5.根據權利要求1所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：所述第一步中，激勵位移信號、傳遞矩陣T、槳葉橫向周期變距、縱向周期變距、總距之間的關系如下：

其中ΔL_a,n、ΔL_b,n、ΔL_c,n分別表示3個激振器的第n組位移變化量，θ_s,n、θ_c,n、θ_0.7,n分別表示采集得到的第n組旋翼的縱向周期變距、橫向周期變距和總距。

6.根據權利要求5所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：當旋翼的固有頻率小于轉速頻率Ω時，

總距型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

后退型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

前進型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

式中，ω為激振器的激勵頻率；

旋翼周期型整體振型激勵中，總距θ_0.7變化規律為常量。

7.根據權利要求5所述的一種旋翼氣彈穩定性試驗旋翼整體振型激振方法，其特征在于：

旋翼固有頻率大于轉速頻率Ω時：

總距型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

后退型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

前進型振型對應的旋翼周期變距、總距變化規律為：

且

其中，ω為激振器的激勵頻率；

旋翼周期型整體振型激勵中，總距θ_0.7變化規律為常量。