CN108593243B - 一种直升机组合模型试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机组合模型试验装置,包括旋翼试验台和尾桨试验台，所述旋翼试验台底部设置有可以转动的转台，所述旋翼试验台上设置有俯仰角驱动机构，所述旋翼试验台的顶部用于连接直升机的旋翼，所述尾桨试验台的顶部用于连接直升机的尾桨，尾桨试验台的底部连接到四维移测架上。本发明可真实模拟直升机旋翼、机身、尾桨三者间的运动，进而研究三者之间的气动干扰；同时，在机身模型上增加平尾、垂尾、短翼、挂载物等，并配套相应的测量装置，可进一步研究平尾、垂尾、短翼、挂载物等其他部件的气动干扰，进而弥补国内直升机各部件间气动干扰研究能力的不足，并完善我国直升机风洞试验研究体系。

Description

一种直升机组合模型试验装置

技术领域

本发明涉及直升机风洞试验技术领域，特别是涉及研究单旋翼直升机气动干扰和布局优化的一种直升机组合模型试验装置。

背景技术

直升机的气动干扰是直升机的气动布局设计面临的基础技术难题，如何化解直升机的气动干扰引起的负面作用一直是直升机气动布局关注的焦点。

目前，国外著名直升机公司和研究机构投入了大量精力对直升机气动干扰问题进行了系统的基础理论和试验验证研究，形成了各具特色的气动布局技术，使直升机的综合性能得到了显著提高。而我国在直升机气动布局领域还缺乏全面深入的研究，尚未完全掌握直升机气动干扰现象中的流动机理，也缺乏有效的预测直升机气动干扰的理论分析方法，更没有足够的气动干扰试验数据可直接用于直升机气动布局设计，严重制约了我国直升机的自主设计能力。

风洞试验是了解、掌握直升机各部件气动干扰特性和机理的经济高效手段，通过风洞试验，可以研究不同布局形式直升机各部件间的气动干扰情况，掌握直升机飞行特性随气动布局的变化规律，构建直升机气动干扰数据库，建立直升机布局优化设计理论和方法。因此，研发一种能有效模拟直升机各部件的组合模型试验装置，配套相应的试验方法，降低研究成本和研究风险，就显得很有必要，也很紧迫。

发明内容

本发明要解决的技术问题在于提供一种直升机组合模型试验装置，为直升机各部件间气动干扰研究提供一种高效手段。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种直升机组合模型试验装置,包括旋翼试验台和尾桨试验台，所述旋翼试验台底部设置有可以转动的转台，所述旋翼试验台上设置有俯仰角驱动机构，所述旋翼试验台的顶部用于连接直升机的旋翼，所述尾桨试验台的顶部用于连接直升机的尾桨，尾桨试验台的底部连接到四维移测架上。

在上述技术方案中，所述机身模型包裹旋翼操纵机构的下半部、旋翼天平和旋翼扭矩天平，所述旋翼操纵机构与旋翼天平的上平板固定连接，旋翼天平的下平板延伸部连接机身模型天平。

在上述技术方案中，机身模型天平的上平板与机身模型通过桁架结构固连。

在上述技术方案中，机身模型除与机身模型天平的上平板连接外，不与其他任何部件接触。

在上述技术方案中，所述旋翼扭矩天平的两侧均安装弹性联轴节。

在上述技术方案中，所述维移测架平移机构包括提供横向移动的横向丝杆、提供纵向移动的纵向丝杆、提供高度变化的尾桨高度调节驱动器和提供小幅轴向转动的尾桨试验台立柱。

在上述技术方案中，在模型试验过程中，旋翼试验台跟随转台一起转动从而改变固连在其上的机身模型的偏航角，俯仰角驱动机构通过上下运动带动旋翼和机身模型的俯仰角变化，四维移测架根据机身偏航角、俯仰角的变化改变位置，从而保证尾桨相对机身模型的相对位置不变。

在上述技术方案中，所述四维移测架的尾桨试验台立柱可实现沿尾桨高度调节驱动器轴向小幅转动，从而保证尾桨的旋转平面与机身模型的纵向横截面平行或成一定角度。

在上述技术方案中，机身模型上可安装平尾、垂尾、短翼、挂载物等，并配套相应的测量装置，可进一步测量平尾、垂尾、短翼、挂载物等其他部件的气动力。

在上述技术方案中，机身模型与其上的各个部件上设置有测压孔，配套相应的测量装置，进行相应的压力测量。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

可真实模拟直升机旋翼、机身、尾桨三者间的运动，进而研究三者之间的气动干扰；同时，在机身模型上增加平尾、垂尾、短翼、挂载物等，并配套相应的测量装置，可进一步研究平尾、垂尾、短翼、挂载物等其他部件的气动干扰，进而弥补国内直升机各部件间气动干扰研究能力的不足，并完善我国直升机风洞试验研究体系。而且，该装置的整体结构相对简单，其实施成本也较低；风洞阻塞度小，试验数据精准度可靠。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为本发明一种直升机组合模型试验装置的立体构造图；

其中：1是旋翼，2是旋翼操纵机构，3是旋翼天平，4是机身模型，5是旋翼扭矩天平，6是组合模型试验台锥形柱，7是活动减速器，8是风洞地板，9是风洞随动转盘，10是转台，11是组合模型试验台底座，12是旋翼电机，13是旋翼俯仰角驱动机构，14是尾桨电机支撑框，15是机身模型天平，16是尾桨操纵机构，17是尾桨扭矩天平，18是尾桨，19是角减速器，20是尾桨电机，21是尾桨天平，22是尾桨高度调节驱动器，23是尾桨试验台立柱，24是纵向丝杆，25是横向丝杆。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

如图1 所示，本发明的组合模型试验装置包括：旋翼，旋翼操纵机构，机身模型，机身模型天平，转台，以及由旋翼天平、组合模型试验台锥形柱、活动减速器、组合模型试验台底座、旋翼电机、旋翼俯仰角驱动机构组成的组合模型试验台，由尾桨操纵机构、尾桨扭矩天平、尾桨、角减速器、尾桨电机、尾桨电机支撑框、尾桨天平组成的尾桨试验台，以及由尾桨高度调节驱动器、尾桨试验台立柱、纵向丝杆、横向丝杆组成的四维移测架。

组合模型试验台安装在转台上，旋翼操纵机构固定安装在旋翼天平上平板，机身模型天平的下平板固定连接于旋翼天平的下平板延伸部，机身模型天平的上平板与机身模型通过桁架结构固连，机身模型除与机身模型天平的上平板连接外，不与其他任何部件接触；尾桨试验台通过四维移测架安装在风洞地板上，所述四维移测架可根据机身偏航角、俯仰角的变化改变尾桨的位置，从而保证尾桨相对机身模型的相对位置不变，尾桨天平的下平板固定连接于尾桨高度调节驱动器上，尾桨电机通过尾桨电机支撑框固定连接于尾桨天平的上平板，尾桨电机通过角减速器将输出功率传递至尾桨，所述尾桨试验台立柱可实现尾桨试验台沿轴向小幅转动，从而保证尾桨的旋转平面与机身模型的纵向横截面平行或成一定角度。

一般地，机身模型的偏航角通过转台的转动实现，机身模型的俯仰角通过旋翼俯仰角驱动机构的推动组合模型试验台锥形柱前倾实现，而机身模型在改变偏航角和俯仰角时，尾桨通过四维移测架的纵向丝杆、横向丝杆、尾桨高度调节驱动器相应改变位置，并通过四维移测架的尾桨试验台立柱改变尾桨的旋转平面。旋翼的气动载荷通过旋翼天平和旋翼扭矩天平进行测量，机身模型的气动载荷通过机身模型天平进行测量，尾桨的气动载荷通过尾桨天平和尾桨扭矩天平进行测量。试验过程中，旋翼天平、旋翼扭矩天平和机身模型天平被机身包裹，不受气流干扰，而尾桨天平和尾桨扭矩天平应安装相应的风挡装置，避免气流进入天平内部，干扰试验测量结果准度。

更换不同形式的机身模型、旋翼（2片桨叶及以上）、尾桨（跷跷板式、剪刀式等），均可按以上方式进行试验研究。所述机身模型上可安装平尾、垂尾、短翼、挂载物等，并配套相应的测量装置，可进一步测量平尾、垂尾、短翼、挂载物等其他部件的气动力。所述机身模型和各部件上可增加测压孔，配套相应的测量装置，可进行机身模型以及各部件上的压力测量。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (5)

1.一种直升机组合模型试验装置,包括旋翼试验台和尾桨试验台，其特征在于所述旋翼试验台底部设置有可以转动的转台，所述旋翼试验台上设置有俯仰角驱动机构，所述旋翼试验台的顶部用于连接直升机的旋翼，所述尾桨试验台的顶部用于连接直升机的尾桨，尾桨试验台的底部连接到四维移测架上，

机身模型包裹旋翼操纵机构的下半部、旋翼天平和旋翼扭矩天平，所述旋翼操纵机构与旋翼天平的上平板固定连接，旋翼天平的下平板延伸部连接机身模型天平，机身模型天平的上平板与机身模型通过桁架结构固连，机身模型除与机身模型天平的上平板连接外，不与其他任何部件接触，旋翼扭矩天平的两侧均安装弹性联轴节，

所述四维移测架包括提供横向移动的横向丝杆、提供纵向移动的纵向丝杆、提供高度变化的尾桨高度调节驱动器和提供小幅轴向转动的尾桨试验台立柱。

2.根据权利要求1所述的一种直升机组合模型试验装置,其特征在于在模型试验过程中，旋翼试验台跟随转台一起转动从而改变固连在其上的机身模型的偏航角，俯仰角驱动机构通过上下运动带动旋翼和机身模型的俯仰角变化，四维移测架带动尾桨根据机身偏航角、俯仰角的变化改变位置，从而保证尾桨相对机身模型的相对位置不变。

3.根据权利要求2所述的一种直升机组合模型试验装置,其特征在于所述四维移测架的尾桨试验台立柱可实现沿尾桨高度调节驱动器轴向小幅转动，从而保证尾桨的旋转平面与机身模型的纵向横截面平行或成一定角度。

4.根据权利要求1所述的一种直升机组合模型试验装置,其特征在于机身模型上可安装平尾、垂尾、短翼、挂载物，并配套相应的测量装置。

5.根据权利要求1所述的一种直升机组合模型试验装置,其特征在于机身模型与其上的各个部件上设置有测压孔，配套相应的测量装置，进行相应的压力测量。