本發(fā)明屬于直升機結構疲勞設計領域，涉及一種直升機球柔性槳轂中央件試驗載荷表征及調試方法。

背景技術：
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直升機球柔性槳轂中央件是將槳葉氣動載荷通過支臂傳遞給主軸的樞紐，是結構最復雜、受載規(guī)模最大的關鍵件代表。傳統(tǒng)的疲勞試驗載荷表征及調試難以滿足較高效、準確地進行中央件疲勞驗證的要求。

技術實現(xiàn)要素：
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本發(fā)明的目的是：提出一種基于組合力系的直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗載荷表征及調試方法，能高效、準確地滿足疲勞驗證的要求。

本發(fā)明的技術方案是：一種直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗載荷表征及調試方法，其特征在于，中央件疲勞試驗載荷表征及調試的步驟如下：

[1]建立坐標系；建立中央件旋轉中心連接處總體坐標系OXYZ和針對每個槳轂支臂的中央件彈性軸承連接中心處局部坐標系OX_iY_iZ_i，i＝1～n，n為槳轂支臂數(shù)；

[2]選取疲勞試驗載荷表征要求值；選取離心力力系：F_Ci，i＝1～n、阻尼器力力系：F_aci、F_aei，i＝1～n，和槳轂中心六力素力系：M_f、T、C、P為中央件疲勞試驗載荷表征，其中F_Ci、F_aei作用在中央件彈性軸承連接中心處，F(xiàn)_aci作用在中央件阻尼器連接中心處，M_f為旋轉彎矩，T為旋轉剪力，C為扭矩，P為升力；

[3]計算疲勞試驗作動筒載荷調試初始值；疲勞試驗通過4×n個作動筒，分別協(xié)調施加局部坐標系中X_i、Y_i、Z_i方向的載荷F_Xi、F_Yi、F_Zi和F_aci載荷；各作動筒載荷調試初始值為：

式中，F(xiàn)_aesi、F_aedi分別為F_aei的靜載和動載，F(xiàn)_acsi、F_acdi分別為F_aci的靜載和動載，α為F_aei與X_i反向的夾角，L_FC為F_Ci到旋轉中心的力臂，L_Fa為F_aesi與F_acsi形成的力臂，L_FYZ為F_Yi或F_Zi到旋轉中心的力臂；

[4]調試疲勞試驗作動筒載荷；按步驟[3]的調試初始值協(xié)調加載，測量槳轂中心載荷M_f、T、C、P；比較測量值與要求值的差異，根據(jù)步驟[3]槳轂中心六力素與作動筒載荷的規(guī)律，逐步調整作動筒載荷值，使槳轂中心載荷測量值逼近要求值，滿足試驗載荷誤差要求，完成調試。

本發(fā)明的優(yōu)點是：能基于組合力系表征及調試直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗載荷，滿足高效、準確地進行中央件疲勞驗證的要求。

附圖說明：

圖1是直升機球柔性槳轂中央件組合力系主視示意圖。

圖2是直升機球柔性槳轂中央件組合力系俯視示意圖。

具體實施方式

下面結合實施例，對本發(fā)明做進一步詳細說明。一種直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗載荷表征及調試方法，見圖1，其特征在于，中央件疲勞試驗載荷表征及調試的步驟如下：

[1]建立坐標系；建立中央件旋翼軸連接處(旋轉中心)總體坐標系OXYZ和中央件彈性軸承連接中心處局部坐標系OX_iY_iZ_i(i＝1～6)，6為槳轂支臂數(shù)；

[2]選取疲勞試驗載荷表征；選取離心力力系F_Ci(i＝1～6)、阻尼器力力系F_aci、F_aei(i＝1～6)和槳轂中心六力素力系M_f、T、C、P為中央件疲勞試驗載荷表征，其中F_Ci、F_aei作用在中央件彈性軸承連接中心處，F(xiàn)_aci作用在中央件阻尼器連接中心處，M_f為旋轉彎矩，T為旋轉剪力，C為扭矩，P為升力；

[3]計算疲勞試驗作動筒載荷調試初始值；疲勞試驗通過4×6＝24個作動筒，分別協(xié)調施加局部坐標系中X_i、Y_i、Z_i方向的載荷F_Xi、F_Yi、F_Zi和F_aci載荷；各作動筒載荷調試初始 值為：

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分別為F_aei的靜載和動載，F(xiàn)_acsi、F_acdi分別為F_aci的靜載和動載，π/18為F_aei與X_i反向的夾角，0.029為F_Ci到旋轉中心的力臂，0.19為F_aesi與F_acsi形成的力臂，0.392為F_Yi或F_Zi到旋轉中心的力臂；

[4]調試疲勞試驗作動筒載荷；按步驟[3]的調試初始值協(xié)調加載，測量槳轂中心載荷M_f、T、C、P；比較測量值與要求值的差異，根據(jù)步驟[3]槳轂中心六力素與作動筒載荷的規(guī)律，逐步調整作動筒載荷值，使槳轂中心載荷測量值逼近要求值，滿足試驗載荷誤差要求，完成調試。