一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法

摘要

本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，包括：确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而获取监控剖面的预扭角；步骤3，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；步骤4，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。本发明的技术方案解决了现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。