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专利名称：一种直升机主桨叶外形检测方法
技术领域：
本发明是一种直升机主桨叶外形检测方法，属于测量技术领域。
背景技术：
旋翼桨叶为具有气动外形、横剖面为翼型剖面、几何形状复杂的直长条形结构件。 由于桨叶对气动外形的严格要求，复合材料旋翼桨叶选择采用闭合模具热压固化成形工艺，以保证桨叶翼型剖面精度、扭转角和表面粗糙度达到设计要求。为了提高桨叶的气动效率，要求桨叶采用先进翼型、桨叶外形误差小、有一定的粗糙度、在局部气动载荷作用下的外形畸变要小。桨叶采用闭合模具热压固化成形。闭合模具由上模和下模构成，模腔型面保证桨叶严格符合设计的气动外形要求。热压固化成形过程中，压力从内部施加使桨叶外形严格地符合模腔的型面，达到桨叶扭转角、表面粗糙度和桨叶翼型剖面的精度要求。桨叶气动性能的优劣取决于翼型。旋翼桨叶特殊的工作环境，要求桨叶翼型既要满足后行桨叶工作区(低马赫数、大Cy值)的要求，又要满足前行桨叶工作区(高马赫数、小Cy值)，以及悬停状态的要求。所以研究可靠的外形检测工装、可行的检测方法，针对不同桨叶翼型剖面过度和平面形状改变对直升机旋翼桨叶都是十分重要的。之前，虽然图纸有明确的几何外形检查要求，但是哈飞一直没有可行的外形检测工装和可靠的检测方法。

发明内容
本发明正是针对上述现有技术中存在的不足而设计提供了一种直升机主桨叶外形检测方法，其目的是用于各种复合材料直升机主桨叶的外形检测。本发明的目的是通过以下技术方案来实现的该种直升机主桨叶外形检测方法，其特征在于该方法的步骤是(1)在主桨叶的上安装由上、下两部分构成的检测工装，工装的内型面为主桨叶的理论外形，在工装的内型面上设置有四个支撑点与主桨叶的外型面上的支撑位置吻合，这四个支撑点分别是上翼面后支撑点、上翼面前支撑点、下翼面后支撑点和下翼面前支撑点， 工装的前缘与主桨叶的“0-0”剖面平齐，并且作为工装的前缘限位；(2)调整四个支撑点与主桨叶上、下翼面的接触，保证下翼面后支撑点和下翼面前支撑点与主桨叶下翼面完全接触，观察上翼面前支撑点与主桨叶上翼面的空隙，若空隙为平缓的缝隙，检测方法按a方案执行，若空隙为明显的凹陷，检测方法按序号b方案执行；(3)如果上翼面前支撑点与主桨叶上翼面的空隙为平缓的缝隙，a方案检测的步骤是3. 1使用塞尺测量上翼面前支撑点与主桨叶上翼面的空隙，读取累加数值Al并计算出平均值X ；3. 2使用塞尺调整上翼面前支撑点与主桨叶上表面、下翼面前支撑点与主桨叶下表面的间隙分别为X，锁紧卡板；3. 3 在主桨叶的 REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶理论外形一致的检测卡板，以主桨叶的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶与检测卡板外形之间的距离值DN，N分别为10、20、 30……，检测卡板上的刻度标记值；3. 4记录数据，若Dn > 2mm,即记录为-Dn，若Dn ( 2mm,即记录为Dn ；(4)如果上翼面前支撑点与主桨叶上翼面的空隙为明显的凹陷，b方案检测的步骤是4. 1使用塞规测量上翼面前支撑点处主桨叶的上翼面的凹陷尺寸，直接读取塞规直径即为偏差值Bi，并记录凹陷变形的具体位置，注明变形量数值=2mm-Bl ；4. 2 在主桨叶的 REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶理论外形一致的检测卡板，以主桨叶的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶与检测卡板外形之间的距离值DN，N分别为10、20、 30……，检测卡板上的刻度标记值；4. 3 记录数据 D = 2mm_DN。上述四个REF1000、REF5120、REF5860、REF6^2. 5剖面是设计中要求检测的位置， 检测卡板也应有四个，其外型为剖面的理论外形，检测卡板表面有准确的刻度线，方面检测时进行相应位置的数据读取。通过检测卡板可以直观地反映出模压桨叶与理论外形的差别。主桨叶的型面是有弧度的曲面，而检测工装的型面也是曲面，也就是限制了所使用的检测工具，不能是常见常用的塞尺，而只能是棒状的，比如塞规。四个支撑部分与桨叶翼型相吻合；本发明技术方案的优点是工装设计思路明确，检测方法操作简单，可以保证检测结果的重复性，可以从数据上直接反映出复合材料桨叶的几何外形。


图1为本发明外形检测工装的示意图
具体实施例方式以下将结合附图和实施例对本发明技术方案作进一步地详述该种直升机主桨叶外形检测方法，其特征在于该方法的步骤是(1)在主桨叶1的上安装由上、下两部分构成的检测工装2，工装2的内型面为主桨叶1的理论外形，在工装2的内型面上设置有四个支撑点与主桨叶1的外型面上的支撑位置吻合，这四个支撑点分别是上翼面后支撑点3、上翼面前支撑点4、下翼面后支撑点5和下翼面前支撑点6，工装2的前缘与主桨叶1的“0-0”剖面平齐，并且作为工装的前缘限位；(2)调整四个支撑点与主桨叶1上、下翼面的接触，保证下翼面后支撑点5和下翼面前支撑点6与主桨叶1下翼面完全接触，观察上翼面前支撑点4与主桨叶1上翼面的空隙，若空隙为平缓的缝隙，检测方法按a方案执行，若空隙为明显的凹陷，检测方法按序号b 方案执行；(3)如果上翼面前支撑点4与主桨叶1上翼面的空隙为平缓的缝隙，a方案检测的步骤是3. 1使用塞尺测量上翼面前支撑点4与主桨叶1上翼面的空隙，读取累加数值Al 并计算出平均值X ；3. 2使用塞尺调整上翼面前支撑点4与主桨叶1上表面、下翼面前支撑点6与主桨叶1下表面的间隙分别为X，锁紧卡板；3. 3 在主桨叶 1 的 REF1000、REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶1理论外形一致的检测卡板，以主桨叶1的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶1的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶1与检测卡板外形之间的距离值DN，N分别为 10,20,30……，检测卡板上的刻度标记值；3. 4记录数据，若Dn > 2mm,即记录为-Dn，若Dn ( 2mm,即记录为Dn ；(4)如果上翼面前支撑点4与主桨叶1上翼面的空隙为明显的凹陷，b方案检测的步骤是4. 1使用塞规测量上翼面前支撑点4处主桨叶1的上翼面的凹陷尺寸，直接读取塞规直径即为偏差值Bi，并记录凹陷变形的具体位置，注明变形量数值=2mm-Bl ；4. 2 在主桨叶 1 的 REF1000、REF5120、REF5860、REF6262. 5 剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶1理论外形一致的检测卡板，以主桨叶1的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶1的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶1与检测卡板外形之间的距离值DN，N分别为 10,20,30……，检测卡板上的刻度标记值；4. 3 记录数据 D = 2mm_DN。与现有技术相比，本发明的设计思路新颖，检测方法操作简单，可以保证检测结果
的重复性。
权利要求
1. 一种直升机主桨叶外形检测方法，其特征在于该方法的步骤是(1)在主桨叶(1)的上安装由上、下两部分构成的检测工装O)，工装O)的内型面为主桨叶(1)的理论外形，在工装O)的内型面上设置有四个支撑点与主桨叶(1)的外型面上的支撑位置吻合，这四个支撑点分别是上翼面后支撑点(3)、上翼面前支撑点、下翼面后支撑点(5)和下翼面前支撑点(6)，工装(2)的前缘与主桨叶(1)的“0-0”剖面平齐， 并且作为工装的前缘限位；(2)调整四个支撑点与主桨叶(1)上、下翼面的接触，保证下翼面后支撑点(5)和下翼面前支撑点(6)与主桨叶(1)下翼面完全接触，观察上翼面前支撑点(4)与主桨叶(1)上翼面的空隙，若空隙为平缓的缝隙，检测方法按a方案执行，若空隙为明显的凹陷，检测方法按序号b方案执行；(3)如果上翼面前支撑点(4)与主桨叶(1)上翼面的空隙为平缓的缝隙，a方案检测的步骤是·3. 1使用塞尺测量上翼面前支撑点(4)与主桨叶(1)上翼面的空隙，读取累加数值Al 并计算出平均值X ；·3. 2使用塞尺调整上翼面前支撑点(4)与主桨叶(1)上表面、下翼面前支撑点(6)与主桨叶(1)下表面的间隙分别为X，锁紧卡板；·3. 3在主桨叶(1)的REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶(1)理论外形一致的检测卡板，以主桨叶(1)的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶(1)的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶(1)与检测卡板外形之间的距离值Dn，N分别为10,20,30……，检测卡板上的刻度标记值；·3.4记录数据，若Dn > 2mm,即记录为-Dn，若Dn ( 2mm,即记录为Dn ；(4)如果上翼面前支撑点(4)与主桨叶(1)上翼面的空隙为明显的凹陷，b方案检测的步骤是·4.1使用塞规测量上翼面前支撑点(4)处主桨叶(1)的上翼面的凹陷尺寸，直接读取塞规直径即为偏差值Bi，并记录凹陷变形的具体位置，注明变形量数值=2mm-Bl ；·4. 2在主桨叶(1)的REF1000, REF5120、REF5860、REF6262. 5剖面划线，并在其剖面位置处安放与主桨叶(1)理论外形一致的检测卡板，以主桨叶(1)的前缘为限位，调整好检测卡板的准确角度，确定检测卡板上示意的“0”刻度线位置，再从主桨叶(1)的前缘开始，沿弦向每间隔10mm，使用圆柱状的塞规记录主桨叶(1)与检测卡板外形之间的距离值Dn，N分别为10,20,30……，检测卡板上的刻度标记值；·4. 3记录数据D = 2mm-DN。
全文摘要
本发明是一种直升机主桨叶外形检测方法，该方法先要从四个支撑点为入手点，先检测实际桨叶比理论桨叶形变量为多少，再逐一地从前缘开始检测，并且记录每隔10mm记录记录桨叶实际外形与外形检测工装的间隙。与现有技术相比，本发明的设计思路新颖，检测方法操作简单，可以保证检测结果的重复性。
文档编号G01B5/20GK102353314SQ20111015402
公开日2012年2月15日 申请日期2011年6月10日 优先权日2011年6月10日
发明者张凯, 李丽丽, 王妍 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司