本發明涉及直升機領域，具體涉及一種直升機旋翼動平衡調試方法。
背景技術：
1、直升機旋翼作為直升機的重要組成部件，為直升機的飛行提供所需的升力和推進力，同時也是直升機的一個主要振動源，直升機旋翼槳葉質量不平衡和氣動不平衡是引起機體振動加劇的常見原因。為了降低直升機振動，確保飛行安全，需定期對旋翼系統進行動平衡調試。
2、現有的直升機旋翼動平衡調試手段主要有兩種，一是通過專門的靜平衡試驗臺開展旋翼的靜平衡檢測，并根據靜平衡檢測結果調整槳葉配重塊重量，使組成旋翼系統的各片槳葉重量、重心等滿足指標。二是采用專業的動平衡設備，直接在直升機旋翼上進行動平衡調試，屬于在線動平衡調試方法。
3、對于第一種手段，雖然可以將各片槳葉的重量、重心等完全匹配，但由于匹配后的槳葉需要從專門的靜平衡試驗臺拆下再進行裝機，且拆裝過程存在間隙、裝配狀態不同等的影響，所以裝機后的槳葉可能會再次出現靜不平衡問題。對于第二種手段，由于旋翼槳盤由有限片槳葉構成，無法實現在各個方位角動不平衡質量的配平調試。如果直升機旋翼動不平衡質量的方位角不處于任何一片槳葉所在的方位角上，則會因無法在槳盤上增減質量配平而導致動平衡調試失敗。
4、因此，為解決以上問題，需要一種直升機旋翼動平衡調試方法，無需借助專業的動平衡調試設備，即可實現直升機旋翼任意方位角動不平衡質量的在線調試。
技術實現思路
1、有鑒于此，本發明的目的是克服現有技術中的缺陷，提供直升機旋翼動平衡調試方法，無需借助專業的動平衡調試設備，即可實現直升機旋翼任意方位角動不平衡質量的在線調試。
2、本發明的直升機旋翼動平衡調試方法，包括：
3、設旋翼系統在半徑為r的圓上存在等效質量為m0的動不平衡質量，所述圓以旋翼軸的軸心為圓心，以圓心到動平衡配重位置之間的距離為半徑r，所述動平衡配重位置為槳葉上設置的配重位置；
4、在原始動不平衡質量m0作用下，旋翼軸承座產生徑向諧波振動，同時測量旋翼軸承座徑向振動和旋翼轉速信號，分析測量數據得到軸承座振動信號的幅值a0以及相位α0；
5、在任一片槳葉的配重位置上配重m1，在原始動不平衡質量m0和附加動不平衡質量m1共同作用下，旋翼軸承座產生徑向諧波振動，同時測量旋翼軸承座徑向振動和旋翼轉速信號，分析測量數據得到軸承座振動信號的幅值a’以及相位α′；
6、根據得到的幅值以及相位信息，確定原始動不平衡質量m0以及原始動不平衡質量的方位角δ；基于動不平衡質量m0以及方位角δ，進行旋翼系統的動平衡配平。
7、進一步，軸承座徑向振動信號的測量采用振動傳感器進行；將振動傳感器安裝在旋翼軸承座徑向上。
8、進一步，旋翼轉速的測量采用單脈沖型轉速傳感器進行；將單脈沖型轉速傳感器的不旋轉部件安裝在旋翼軸承座上，將單脈沖型轉速傳感器的旋轉部件安裝在旋翼軸上。
9、進一步，根據如下式子確定相位α0：
10、
11、其中，t0為在原始動不平衡質量m0作用下，將軸承座振動信號時域正弦波形與脈沖轉速信號時域波形繪制在同一時間軸上，一個旋轉周期t內，振動信號的正弦波形與脈沖轉速信號波形第一次相交的時刻；t為旋翼的旋轉周期，等于脈沖轉速信號任意兩個相鄰脈沖間的時間長度。
12、進一步，根據如下式子確定相位α′：
13、
14、其中，t′為在原始動不平衡質量m0和附加動不平衡質量m1共同作用下，將軸承座振動信號時域正弦波形與脈沖轉速信號時域波形繪制在同一時間軸上，一個旋轉周期t內，振動信號的正弦波形與脈沖轉速信號波形第一次相交的時刻；t為旋翼的旋轉周期，等于脈沖轉速信號任意兩個相鄰脈沖間的時間長度。
15、進一步，根據得到的a0、α0、a’、α′，由如下式子確定原始動不平衡質量m0：
16、
17、其中，f1＝m1ω2r，為旋翼轉速。
18、進一步，根據得到的a0、α0、a’、α′，由如下式子確定原始動不平衡質量的方位角δ：
19、δ＝360-(α′-α0+γ)；
20、其中，f’為由質量m0和m1共同作用產生的不平衡離心力。
21、進一步，根據確定的原始動不平衡質量m0以及原始動不平衡質量的方位角δ，進行旋翼系統的動平衡配平，具體包括：
22、在所述圓上確定配平點m，點m位于動不平衡質量m0反向方位角上且配重質量也為m0；對于三片槳葉型式的旋翼系統，當配平點m的位置正好處于某一片槳葉的配重位置，則直接在該位置施加配重質量m0；當配平點m不在槳葉上時，根據如下方法實現槳葉的動平衡配平：
23、當配平點m位于槳葉a、b之間，根據力的平行四邊形法則，可將點m的配重質量等效在槳葉a、b上的配重位置，即：
24、
25、式中，f0＝m0ω2r，fa＝maω2r，fb＝mbω2r，ma和mb分別為槳葉a和槳葉b的配重位置上需要的配重質量，帶入式(3)并化簡得：
26、
27、當m點位于槳葉b、c之間，可將點m的配重質量等效在槳葉b、c上的配重位置，則有：
28、
29、當m點位于槳葉c、a之間，可將點m的配重質量等效在槳葉a、c上的配重位置，則有：
30、
31、式(3’)、(4)、(5)中，m0和δ為已知值，求解方程組即可分別得到每種情況下槳葉a、b、c所需配重質量ma、mb、mc。
32、進一步，在每片槳葉安裝螺栓的上端面設計了可施加配重的螺桿結構，作為旋翼系統的動平衡配重位置，并采用防松螺帽進行配重的緊固，其中防松螺帽屬于配重質量的一部分。
33、本發明的有益效果是：本發明公開的一種直升機旋翼動平衡調試方法，無需借助專業的動平衡調試設備以及無需在槳葉制造時預留配重盒，即可實現直升機旋翼任意方位角動不平衡質量的在線調試，本發明不僅顯著降低了直升機旋翼振動水平，而且大大降低了試驗投入消耗。
1.一種直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：包括：
2.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：軸承座徑向振動信號的測量采用振動傳感器進行；將振動傳感器安裝在旋翼軸承座徑向上。
3.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：旋翼轉速信號的測量采用單脈沖型轉速傳感器進行；將單脈沖型轉速傳感器的不旋轉部件安裝在旋翼軸承座上，將單脈沖型轉速傳感器的旋轉部件安裝在旋翼軸上。
4.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：根據如下式子確定相位α0：
5.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：根據如下式子確定相位α′：
6.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：根據得到的a0、α0、a’、α′，由如下式子確定原始動不平衡質量m0：
7.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：根據得到的a0、α0、a’、α′，由如下式子確定原始動不平衡質量的方位角δ：
8.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：根據確定的原始動不平衡質量m0以及原始動不平衡質量的方位角δ，進行旋翼系統的動平衡配平，具體包括：
9.根據權利要求1所述的直升機旋翼動平衡調試方法，其特征在于：在每片槳葉安裝螺栓的上端面設計了可施加配重的螺桿結構，作為旋翼系統的動平衡配重位置，并采用防松螺帽進行配重的緊固，其中防松螺帽屬于配重質量的一部分。