一种测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法技术领域
本发明涉及直升机桨叶技术领域，特别是涉及一种测量直升机桨叶剖面相对扭转
角的方法。
背景技术
现有技术通常采用在外力偶矩Mφ作用下，通过激光位移传感器测量被测剖面区间
左右两剖面处的垂直位移距离，并通过计算得出两个剖面之间的相对扭转角，从而算出直
升机桨叶单位长度的相对扭转变形，然后利用公式计算出该剖面区间的平均扭转刚度。
现有技术的缺点在于：
一、激光位移传感器的安装存在误差，很难保证传感器轴线与尾桨叶的被测面垂
直；
二、激光位移传感器存在测量误差，在力偶的作用下，尾桨叶将发生扭转变形，这
将导致传感器测点位置发生变化，由于用于位移变形测量点与周边并不在同一平面，从而
所得到的位移值并非是由扭转角而产生的位移值。
三、相对扭转角是通过四个位移传感器所测的变形值通过换算而得，四个位移传
感器误差的叠加将导致相对扭转角更大的误差，其将直接影响试验结果；
四、由于激光位移传感器输出的是电压信号，从而带来电磁干扰。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法来克服或至
少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供了一种测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法，所
述测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法包括如下步骤：步骤1：为直升机桨叶施加力矩，
测量直升机桨叶前缘待测剖面规定测点的水平变化距离以及直升机桨叶后缘待测剖面规
定测点的水平变化距离，并通过第一公式求得第一角度以及第二公式求得第二角度；步骤
2：通过第三公式以及步骤1中的数据求直升机桨叶剖面相对扭转角。
优选地，所述直升机桨叶前缘待测剖面规定测点包括两个，分别称为第一规定测
点以及第二规定测点；所述直升机桨叶后缘待测剖面规定测点包括两个，分别称为第三规
定测点以及第四规定测点。
优选地，所述水平变化距离包括第一规定测点的水平变化距离、第二规定测点的
水平变化距离、第三规定测点的水平变化距离以及第四规定测点的水平变化距离。
优选地，所述第一公式为：其中，L1为第一规定测点的
水平变化距离、L2为第二规定测点的水平变化距离、L12为第一规定测点与第二规定测点的
直线距离；为直升机桨叶总变化距离。
优选地，所述第二公式为：
其中，L3为第三规定测点的水平变化距离、L4为第四
规定测点的水平变化距离；为直升机桨叶前缘待测剖面的扭转角；为直升机桨叶后缘
待测剖面的扭转角；L34为第一规定测点与第二规定测点的直线距离
优选地，所述第三公式为：
其中，
所述Δφ为相对扭转角；为直升机桨叶总变化距离；为直升机桨叶后缘待测
剖面的扭转角。
优选地，所述步骤1中的直升机桨叶后缘待测剖面规定测点的水平变化距离通过
应变场照相方法获得。
优选地，所述步骤1中的直升机桨叶前缘待测剖面规定测点的水平变化距离通过
应变场照相方法获得。
本申请的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法不通过激光位移传感器的方式
获得垂直位移距离，而是通过测量更为精确的水平位移距离，并通过该水平位移距离计算
得到扭转角，相对于现有技术，更为精确。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法的流程示意
图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中
的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类
似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明
一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用
于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人
员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下
面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、
“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所
示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装
置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护
范围的限制。
图1是根据本发明一实施例的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法的流程示意
图。
如图1所示的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法包括如下步骤：
步骤1：为直升机桨叶施加力矩，测量直升机桨叶前缘待测剖面规定测点的水平变
化距离以及直升机桨叶后缘待测剖面规定测点的水平变化距离，并通过第一公式求得第一
角度以及第二公式求得第二角度；
步骤2：通过第三公式以及步骤1中的数据求直升机桨叶剖面相对扭转角。
在本实施例中，直升机桨叶前缘待测剖面规定测点包括两个，分别称为第一规定
测点以及第二规定测点；直升机桨叶后缘待测剖面规定测点包括两个，分别称为第三规定
测点以及第四规定测点。
在本实施例中，水平变化距离包括第一规定测点的水平变化距离、第二规定测点
的水平变化距离、第三规定测点的水平变化距离以及第四规定测点的水平变化距离。
在本实施例中，所述第一公式为：其中，L1为第一规定
测点的水平变化距离、L2为第二规定测点的水平变化距离、L12为第一规定测点与第二规定
测点的直线距离；为直升机桨叶总变化距离。
在本实施例中，所述第二公式为：
其中，L3为第三规定测点的水平变化距离、L4为第四
规定测点的水平变化距离；为直升机桨叶前缘待测剖面的扭转角；为直升机桨叶后缘
待测剖面的扭转角；L34为第一规定测点与第二规定测点的直线距离。
在本实施例中，所述第三公式为：
其中，
所述Δφ为相对扭转角；为直升机桨叶总变化距离；为直升机桨叶后缘待测
剖面的扭转角。
在本实施例中，所述步骤1中的直升机桨叶后缘待测剖面规定测点的水平变化距
离通过应变场照相方法获得。
在本实施例中，所述步骤1中的直升机桨叶前缘待测剖面规定测点的水平变化距
离通过应变场照相方法获得。
本申请的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法不通过激光位移传感器的方式
获得扭转角，而是通过采用应变场照相方法获得更为精确的参数，并通过该参数计算得到
扭转角，相对于现有技术，更为精确。
下面以举例的方式对本申请做进一步阐述。可以理解的是，该举例并不构成对本
申请的任何限制。
以某型机尾桨叶剖面为例，在剖面左右30mm处各选取一个剖面，在该两剖面前后
缘各选取两个位移测量点(第一规定测点、第二规定测点、第三规定测点以及第四规定测
点)分别为A、B、C、D，对于相同的4个测点，应用应变场测出该4测点的水平位移值分别为L1、
L2、L3和L4，其试验数据详见表1。作为对比，现有技术采用激光位移传感器测出该4测点垂
直位移值为h1、h2、h3和h4，其试验数据详见表2。
表1：
表2：
从表1和表2可以看出，采用应变场照相方法得到L1、L2、L3和L4的位移量三次试验
数据重复性和线性都很好，而且可以精确到6位小数点，试验数据真实有效。采用激光位移
传感器得到垂直变化距离h1、h2、h3和h4的位移量三次试验数据重复性和线性都不是很好，
而且从表2还可以看出，由于桨叶受附加弯矩的影响而整体向下移动，以致此时的h1和h2叠
加了桨叶向下移动的位移，所以h1和h2的并不能真实反映测点的变形。另外由于此方法采
用的是光学测量原理，避免了电磁干扰。
因此，通过水平变化距离以及公式获得的扭转角更为准确。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽
管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然
可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替
换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精
神和范围。