專利名稱：一種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，屬于測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
旋翼槳葉為具有氣動(dòng)外形、橫剖面為翼型剖面、幾何形狀復(fù)雜的直長(zhǎng)條形結(jié)構(gòu)件。 由于槳葉對(duì)氣動(dòng)外形的嚴(yán)格要求，復(fù)合材料旋翼槳葉選擇采用閉合模具熱壓固化成形工藝，以保證槳葉翼型剖面精度、扭轉(zhuǎn)角和表面粗糙度達(dá)到設(shè)計(jì)要求。為了提高槳葉的氣動(dòng)效率，要求槳葉采用先進(jìn)翼型、槳葉外形誤差小、有一定的粗糙度、在局部氣動(dòng)載荷作用下的外形畸變要小。槳葉采用閉合模具熱壓固化成形。閉合模具由上模和下模構(gòu)成，模腔型面保證槳葉嚴(yán)格符合設(shè)計(jì)的氣動(dòng)外形要求。熱壓固化成形過(guò)程中，壓力從內(nèi)部施加使槳葉外形嚴(yán)格地符合模腔的型面，達(dá)到槳葉扭轉(zhuǎn)角、表面粗糙度和槳葉翼型剖面的精度要求。槳葉氣動(dòng)性能的優(yōu)劣取決于翼型。旋翼槳葉特殊的工作環(huán)境，要求槳葉翼型既要滿足后行槳葉工作區(qū)(低馬赫數(shù)、大Cy值)的要求，又要滿足前行槳葉工作區(qū)(高馬赫數(shù)、小Cy值)，以及懸停狀態(tài)的要求。所以研究可靠的外形檢測(cè)工裝、可行的檢測(cè)方法，針對(duì)不同槳葉翼型剖面過(guò)度和平面形狀改變對(duì)直升機(jī)旋翼槳葉都是十分重要的。之前，雖然圖紙有明確的幾何外形檢查要求，但是哈飛一直沒(méi)有可行的外形檢測(cè)工裝和可靠的檢測(cè)方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明正是針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足而設(shè)計(jì)提供了一種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，其目的是用于各種復(fù)合材料直升機(jī)主槳葉的外形檢測(cè)。本發(fā)明的目的是通過(guò)以下技術(shù)方案來(lái)實(shí)現(xiàn)的該種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，其特征在于該方法的步驟是(1)在主槳葉的上安裝由上、下兩部分構(gòu)成的檢測(cè)工裝，工裝的內(nèi)型面為主槳葉的理論外形，在工裝的內(nèi)型面上設(shè)置有四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉的外型面上的支撐位置吻合，這四個(gè)支撐點(diǎn)分別是上翼面后支撐點(diǎn)、上翼面前支撐點(diǎn)、下翼面后支撐點(diǎn)和下翼面前支撐點(diǎn)， 工裝的前緣與主槳葉的“0-0”剖面平齊，并且作為工裝的前緣限位；(2)調(diào)整四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉上、下翼面的接觸，保證下翼面后支撐點(diǎn)和下翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉下翼面完全接觸，觀察上翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉上翼面的空隙，若空隙為平緩的縫隙，檢測(cè)方法按a方案執(zhí)行，若空隙為明顯的凹陷，檢測(cè)方法按序號(hào)b方案執(zhí)行；(3)如果上翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉上翼面的空隙為平緩的縫隙，a方案檢測(cè)的步驟是3. 1使用塞尺測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉上翼面的空隙，讀取累加數(shù)值A(chǔ)l并計(jì)算出平均值X ；3. 2使用塞尺調(diào)整上翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉上表面、下翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉下表面的間隙分別為X，鎖緊卡板；3. 3 在主槳葉的 REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉與檢測(cè)卡板外形之間的距離值DN，N分別為10、20、 30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；3. 4記錄數(shù)據(jù)，若Dn > 2mm,即記錄為-Dn，若Dn ( 2mm,即記錄為Dn ；(4)如果上翼面前支撐點(diǎn)與主槳葉上翼面的空隙為明顯的凹陷，b方案檢測(cè)的步驟是4. 1使用塞規(guī)測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)處主槳葉的上翼面的凹陷尺寸，直接讀取塞規(guī)直徑即為偏差值Bi，并記錄凹陷變形的具體位置，注明變形量數(shù)值=2mm-Bl ；4. 2 在主槳葉的 REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉與檢測(cè)卡板外形之間的距離值DN，N分別為10、20、 30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；4. 3 記錄數(shù)據(jù) D = 2mm_DN。上述四個(gè)REF1000、REF5120、REF5860、REF6^2. 5剖面是設(shè)計(jì)中要求檢測(cè)的位置， 檢測(cè)卡板也應(yīng)有四個(gè)，其外型為剖面的理論外形，檢測(cè)卡板表面有準(zhǔn)確的刻度線，方面檢測(cè)時(shí)進(jìn)行相應(yīng)位置的數(shù)據(jù)讀取。通過(guò)檢測(cè)卡板可以直觀地反映出模壓槳葉與理論外形的差別。主槳葉的型面是有弧度的曲面，而檢測(cè)工裝的型面也是曲面，也就是限制了所使用的檢測(cè)工具，不能是常見(jiàn)常用的塞尺，而只能是棒狀的，比如塞規(guī)。四個(gè)支撐部分與槳葉翼型相吻合；本發(fā)明技術(shù)方案的優(yōu)點(diǎn)是工裝設(shè)計(jì)思路明確，檢測(cè)方法操作簡(jiǎn)單，可以保證檢測(cè)結(jié)果的重復(fù)性，可以從數(shù)據(jù)上直接反映出復(fù)合材料槳葉的幾何外形。


圖1為本發(fā)明外形檢測(cè)工裝的示意圖
具體實(shí)施例方式以下將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明技術(shù)方案作進(jìn)一步地詳述該種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，其特征在于該方法的步驟是(1)在主槳葉1的上安裝由上、下兩部分構(gòu)成的檢測(cè)工裝2，工裝2的內(nèi)型面為主槳葉1的理論外形，在工裝2的內(nèi)型面上設(shè)置有四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉1的外型面上的支撐位置吻合，這四個(gè)支撐點(diǎn)分別是上翼面后支撐點(diǎn)3、上翼面前支撐點(diǎn)4、下翼面后支撐點(diǎn)5和下翼面前支撐點(diǎn)6，工裝2的前緣與主槳葉1的“0-0”剖面平齊，并且作為工裝的前緣限位；(2)調(diào)整四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉1上、下翼面的接觸，保證下翼面后支撐點(diǎn)5和下翼面前支撐點(diǎn)6與主槳葉1下翼面完全接觸，觀察上翼面前支撐點(diǎn)4與主槳葉1上翼面的空隙，若空隙為平緩的縫隙，檢測(cè)方法按a方案執(zhí)行，若空隙為明顯的凹陷，檢測(cè)方法按序號(hào)b 方案執(zhí)行；(3)如果上翼面前支撐點(diǎn)4與主槳葉1上翼面的空隙為平緩的縫隙，a方案檢測(cè)的步驟是3. 1使用塞尺測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)4與主槳葉1上翼面的空隙，讀取累加數(shù)值A(chǔ)l 并計(jì)算出平均值X ；3. 2使用塞尺調(diào)整上翼面前支撐點(diǎn)4與主槳葉1上表面、下翼面前支撐點(diǎn)6與主槳葉1下表面的間隙分別為X，鎖緊卡板；3. 3 在主槳葉 1 的 REF1000、REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉1理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉1的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~1的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉1與檢測(cè)卡板外形之間的距離值DN，N分別為 10,20,30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；3. 4記錄數(shù)據(jù)，若Dn > 2mm,即記錄為-Dn，若Dn ( 2mm,即記錄為Dn ；(4)如果上翼面前支撐點(diǎn)4與主槳葉1上翼面的空隙為明顯的凹陷，b方案檢測(cè)的步驟是4. 1使用塞規(guī)測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)4處主槳葉1的上翼面的凹陷尺寸，直接讀取塞規(guī)直徑即為偏差值Bi，并記錄凹陷變形的具體位置，注明變形量數(shù)值=2mm-Bl ；4. 2 在主槳葉 1 的 REF1000、REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉1理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉1的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~1的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉1與檢測(cè)卡板外形之間的距離值DN，N分別為 10,20,30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；4. 3 記錄數(shù)據(jù) D = 2mm_DN。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的設(shè)計(jì)思路新穎，檢測(cè)方法操作簡(jiǎn)單，可以保證檢測(cè)結(jié)果
的重復(fù)性。
權(quán)利要求
1. 一種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，其特征在于該方法的步驟是(1)在主槳葉(1)的上安裝由上、下兩部分構(gòu)成的檢測(cè)工裝O)，工裝O)的內(nèi)型面為主槳葉(1)的理論外形，在工裝O)的內(nèi)型面上設(shè)置有四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉(1)的外型面上的支撐位置吻合，這四個(gè)支撐點(diǎn)分別是上翼面后支撐點(diǎn)(3)、上翼面前支撐點(diǎn)、下翼面后支撐點(diǎn)(5)和下翼面前支撐點(diǎn)(6)，工裝(2)的前緣與主槳葉(1)的“0-0”剖面平齊， 并且作為工裝的前緣限位；(2)調(diào)整四個(gè)支撐點(diǎn)與主槳葉(1)上、下翼面的接觸，保證下翼面后支撐點(diǎn)(5)和下翼面前支撐點(diǎn)(6)與主槳葉(1)下翼面完全接觸，觀察上翼面前支撐點(diǎn)(4)與主槳葉(1)上翼面的空隙，若空隙為平緩的縫隙，檢測(cè)方法按a方案執(zhí)行，若空隙為明顯的凹陷，檢測(cè)方法按序號(hào)b方案執(zhí)行；(3)如果上翼面前支撐點(diǎn)(4)與主槳葉(1)上翼面的空隙為平緩的縫隙，a方案檢測(cè)的步驟是·3. 1使用塞尺測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)(4)與主槳葉(1)上翼面的空隙，讀取累加數(shù)值A(chǔ)l 并計(jì)算出平均值X ；·3. 2使用塞尺調(diào)整上翼面前支撐點(diǎn)(4)與主槳葉(1)上表面、下翼面前支撐點(diǎn)(6)與主槳葉(1)下表面的間隙分別為X，鎖緊卡板；·3. 3在主槳葉(1)的REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉(1)理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉(1)的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~(1)的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉(1)與檢測(cè)卡板外形之間的距離值Dn，N分別為10,20,30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；·3.4記錄數(shù)據(jù)，若Dn > 2mm,即記錄為-Dn，若Dn ( 2mm,即記錄為Dn ；(4)如果上翼面前支撐點(diǎn)(4)與主槳葉(1)上翼面的空隙為明顯的凹陷，b方案檢測(cè)的步驟是·4.1使用塞規(guī)測(cè)量上翼面前支撐點(diǎn)(4)處主槳葉(1)的上翼面的凹陷尺寸，直接讀取塞規(guī)直徑即為偏差值Bi，并記錄凹陷變形的具體位置，注明變形量數(shù)值=2mm-Bl ；·4. 2在主槳葉(1)的REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5剖面劃線，并在其剖面位置處安放與主槳葉(1)理論外形一致的檢測(cè)卡板，以主槳葉(1)的前緣為限位，調(diào)整好檢測(cè)卡板的準(zhǔn)確角度，確定檢測(cè)卡板上示意的“0”刻度線位置，再?gòu)闹鳂~(1)的前緣開(kāi)始，沿弦向每間隔10mm，使用圓柱狀的塞規(guī)記錄主槳葉(1)與檢測(cè)卡板外形之間的距離值Dn，N分別為10,20,30……，檢測(cè)卡板上的刻度標(biāo)記值；·4. 3記錄數(shù)據(jù)D = 2mm-DN。
全文摘要
本發(fā)明是一種直升機(jī)主槳葉外形檢測(cè)方法，該方法先要從四個(gè)支撐點(diǎn)為入手點(diǎn)，先檢測(cè)實(shí)際槳葉比理論槳葉形變量為多少，再逐一地從前緣開(kāi)始檢測(cè)，并且記錄每隔10mm記錄記錄槳葉實(shí)際外形與外形檢測(cè)工裝的間隙。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的設(shè)計(jì)思路新穎，檢測(cè)方法操作簡(jiǎn)單，可以保證檢測(cè)結(jié)果的重復(fù)性。
文檔編號(hào)G01B5/20GK102353314SQ20111015402
公開(kāi)日2012年2月15日 申請(qǐng)日期2011年6月10日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月10日
發(fā)明者張凱, 李麗麗, 王妍 申請(qǐng)人:哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司