CN109612681B - 一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，属于风洞试验技术领域，主要依托一种双旋翼风洞试验平台，可开展大前进比共轴刚性旋翼模型气动载荷和气动干扰测试试验。本测量方法主要由上、下旋翼测量系统分别测量上桨毂模型、下桨毂模型、上旋翼模型、下旋翼模型以及该四种模型不同组合间的气动载荷，通过获得该四种模型单独的气动力以及不同组合时的气动干扰影响规律，本发明解决了上、下桨毂模型和上、下旋翼模型气动性能单独测量的问题，可进行双旋翼气动干扰特性研究。

Description

一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种研究共轴刚性旋翼模型旋翼气动特性以及气动干扰特性的风洞试验方法。

背景技术

共轴刚性旋翼在高速状态下，后行桨叶被卸载，前行桨叶的升力得到最大程度的利用，从而可以突破直升机速度限制，拓宽直升机任务领域。

然而，共轴刚性双旋翼直升机的高前进比、大反流区、强径向流、大桨毂阻力等全新的旋翼气动问题，给共轴刚性双旋翼直升机的非定常气动特性分析和布局设计提出了严峻的挑战。风洞试验是了解、掌握共轴刚性旋翼复杂气动特性的经济高效手段，通过风洞试验，可以研究高前进比旋翼非定常流动（大反流区、强径向流、高桨尖马赫数）机理，探索共轴刚性旋翼与普通旋翼气动特性的本质区别，分析共轴刚性旋翼的气动干扰特性，摸清共轴刚性旋翼的流动机理，进而建立先进的共轴刚性旋翼气动设计理论和方法。

目前，开展风洞试验时主要依据相似准则（包含几何相似、运动相似、动力相似等），该准则中包含模型的几何相似准则。而对于桨毂模型来说，由于需连接高速旋转的旋翼模型，若等比例缩小桨毂，无法满足强度要求，故此，在进行风洞试验时，旋翼等比例缩放（满足相似准则）的同时，桨毂则按照实际需要进行设计加工，即桨毂模型不满足相似准则。如此做法势必造成风洞的试验结果无法外推到真实直升机的实际气动载荷。所以需建立风洞试验中扣除桨毂模型气动载荷的方法。

另外，共轴刚性旋翼高速直升机气动特性研究在我国还处于起步阶段，如何准确得到上、下桨毂模型和上、下旋翼模型之间的气动载荷与气动干扰对于研究该型高速直升机旋翼特性极其重要。且近年来，国内已研制出相应的共轴刚性旋翼风洞试验平台（“黄明其，杨永东，梁鉴，王畅，何龙.一种双旋翼风洞试验平台.专利号：ZL 2016 2 1098144.6”），但是还缺少简明、系统、可靠的气动干扰测量方法，因此，基于已有的直升机双旋翼风洞试验平台，研究一种可靠的共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，是进一步完善我国共轴刚性旋翼高速直升机试验技术体系的关键。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是在于克服现有技术的不足，提供一种适用于直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其解决了上、下桨毂模型和上、下旋翼模型气动性能单独测量的问题，可进行双旋翼气动干扰特性研究。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，基于一种双旋翼风洞试验平台，所

述双旋翼风洞试验平台包含上旋翼测量系统和下旋翼测量系统，

所述上旋翼测量系统包含上扭矩天平和上旋翼天平，用于测量上桨毂模型和上旋翼模型

的气动载荷；

所述下旋翼测量系统包含下扭矩天平和下旋翼天平，用于测量下桨毂模型和下旋翼模型的气动载荷；

具体包含如下步骤：

步骤1，将上桨毂模型安装于试验平台的上旋翼主轴，试验时，先启动试验台，再启动风洞，达到所需试验状态后，采用上扭矩天平和上旋翼天平测量独立上桨毂模型的气动载荷，得到测量结果为R₁；

步骤2，将上旋翼模型安装在上桨毂模型上，试验时，采用上扭矩天平和上旋翼天平测量上桨毂模型和上旋翼模型的气动载荷，测量结果为R₂；

步骤3，卸下上桨毂模型和上旋翼模型，将下桨毂模型安装于试验平台的下旋翼主轴，试验时，采用下扭矩天平和下旋翼天平测量独立下桨毂模型的气动载荷，测量结果为R₃；

步骤4，将下旋翼模型安装在下桨毂模型上，试验时，采用下扭矩天平和下旋翼天平测量下桨毂模型和下旋翼模型的气动载荷，测量结果为R₄；

步骤5，拆除下旋翼模型，并安装上桨毂模型于试验平台的上旋翼主轴，试验时，采用上扭矩天平和上旋翼天平测量独立上桨毂模型的气动载荷，测量结果为R₅；采用下扭矩天平和下旋翼天平测量独立下桨毂模型的气动载荷，测量结果为R₆；

步骤6,，将上旋翼模型安装于上桨毂模型，试验时，上扭矩天平和上旋翼天平测量上桨毂模型和上旋翼模型的气动载荷，其测量结果为R₇，采用下扭矩天平和下旋翼天平测量独立下桨毂模型的气动载荷，其测量结果为R₈；

步骤7，拆除上旋翼模型，将下旋翼模型安装于下桨毂模型，试验时，采用上扭矩天平和上旋翼天平测量独立上桨毂模型的气动载荷，其结果为R₉，采用下扭矩天平和下旋翼天平测量独立下桨毂模型和下旋翼模型的气动载荷，其测量结果为R₁₀；

步骤8，将上旋翼模型安装于上桨毂模型，试验时，采用上扭矩天平和上旋翼天平测量上桨毂模型和上旋翼模型的气动载荷，其结果为R₁₁，采用下扭矩天平和下旋翼天平测量下桨毂模型和下旋翼模型的气动载荷，其测量结果为R₁₂；

根据得到所需的风洞试验结果后，采用如下处理方法得到所需气动载荷和气动干扰量：

步骤a),R₂- R₁，得到单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤b),R₄- R₃，得到单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤c),R₇- R₅，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤d),R₇- R₂ ，得到下桨毂模型对上桨毂模型+上旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤e),R₈- R₃ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤f),R₁₀- R₆，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤g),R₁₀- R₄，得到上桨毂模型对下桨毂模型+下旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤h),R₉- R₁ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤i),R₁₁- R₂ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型+上旋翼模型的气动载荷干扰量；

步骤j),R₁₂- R₄ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型+下旋翼模型的气动载荷干扰量。

作为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法的进一步优选方案，在步骤1中，所述试验状态参数包含旋翼轴倾角、风洞风速、旋翼转速、旋翼总距、旋翼周期变距、前进比、旋翼水平力系数、旋翼垂向力系数、旋翼升力偏置量。

作为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法的进一步优选方案，所述上、下旋翼天平为六分量天平。

作为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法的进一步优选方案，所述上、下扭矩天平为单分量天平。

作为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法的进一步优选方案，试验过程中，可根据需要将上、下桨毂模型更换为不同外形的桨毂整流罩模型，用以研究不同外形的桨毂整流罩对旋翼模型的气动干扰影响。

作为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法的进一步优选方案，试验过程中，可根据需要调整上、下旋翼模型和上、下桨毂模型的相对距离，用以研究不同距离的旋翼模型、桨毂模型之间的气动特性影响。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

本发明直升机共轴刚性旋翼模型的风洞试验方法具有如下的优点：基于一种双旋翼风洞试验平台，率先提出一种共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，可进行单独上桨毂模型、单独下桨毂模型、单独上旋翼模型、单独下旋翼模型、上桨毂模型与下旋翼模型、下桨毂模型与上旋翼模型、上旋翼与下旋翼模型、不同间距在不同试验状态下的气动载荷以及各模型间气动干扰风洞测量试验，依据相似准则，真实、高效地获得各单独模型以及模型之间的气动干扰影响规律，从而探索共轴刚性旋翼与单旋翼之间的气动特性区别，为我国设计具有自主知识产权的共轴刚性旋翼高速直升机提供强有力的风洞试验数据。

附图说明

图1为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法中，共轴刚性旋翼模型与测量系统示意图。

图2为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法中，双旋翼风洞试验平台立体构造图。

图3为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法中，共轴刚性旋翼模型风洞试验流程图。

图4为本发明一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法中，共轴刚性旋翼模型风洞试验示意图。

图中：1-台架，2-动力分解器，3-转轴支座，4-主电机，5-传动轴支座，6-第一传动轴，7-角减速器，8-第二传动轴，9-旋翼减速器，10-上旋翼主轴，11-上旋翼模型，12-旋翼安装框，13-转轴，14-风洞，15-互挽臂，16-线性驱动器，17-线性驱动器支座，18-下旋翼模型，19-下旋翼主轴，20-天平整流罩，21-上扭矩天平，22-上旋翼天平，23-上桨毂模型，24-下桨毂模型，25-下旋翼天平，26-下扭矩天平。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例和说明书附图对本发明的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明为解决共轴刚性旋翼复杂气动力问题，基于已有的双旋翼风洞试验平台，提供了一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，主要基于一种直升机共轴反转旋翼风洞试验平台实施，该试验平台包含两套独立的上、下旋翼测量系统，如图1所示，所述上旋翼测量系统包含上扭矩天平21和上旋翼天平22，用于测量上桨毂模型23和上旋翼模型11的气动载荷；所述下旋翼测量系统包含下扭矩天平26和下旋翼天平25，用于测量下桨毂模型24和下旋翼模型18的气动载荷；为保证试验测量系统紧凑且不干涉旋翼传动轴，上旋翼天平22和旋翼天平25上、下底板均开孔，上扭矩天平21和下扭矩天平26均置于孔中，且不与旋翼天平接触。

而该双旋翼风洞试验平台，如图2所示。包括主电机4、动力分解器2、旋翼安装框12和两副旋翼驱动机构，所述的两副旋翼驱动机构均安装在旋翼安装框12上，且分别位于动力分解器2的相对两侧，每一副旋翼驱动机构包括角减速器7、旋翼减速器9和上旋翼主轴10或下旋翼主轴19。所述的旋翼安装框12是矩形框，其相对两侧分别固定连接左、右转轴13，在旋翼安装框12内部的相对两侧安装有两根相对的上旋翼主轴10和下旋翼主轴19，所述的左、右转轴13分别与对应的转轴支座3之间通过轴承组成活动连接结构，所述的两个转轴支座3分别固定连接在U形结构的台架1上。所述主电机4固定安装在台架1上，为动力分解器2提供输入动力。所述的角减速器7分别与第一传动轴6和第二传动轴8采用固定连接。所述的旋翼减速器9分别与第二传动轴8和上、下旋翼主轴10、19固定连接。其中，所述的角减速器7、旋翼减速器9均由两个锥形齿轮啮合构成，以实现减速和动力传输时的换向功能。

为保证两副旋翼驱动机构的传动稳定性、可靠性，如图2所示，可以在动力分解器2与角减速器7之间增加设置传动轴支座5，所述的传动轴支座5固定安装在旋翼安装框12上，所述第一传动轴6与传动轴支座5之间通过轴承组成活动连接结构。另外，在角减速器7与旋翼减速器9之间也可以增加设置传动轴支座，所述传动轴支座5固定安装在旋翼安装框12上，所述第二传动轴8与传动轴支座5之间通过轴承组成活动连接结构。

为了方便地对上旋翼模型11和下旋翼模型18在旋翼主轴10不同倾角情况下的气动特性进行研究，可以在上述风洞试验平台的基础上增加设置倾角机构。如图2所示，所述风洞试验平台倾角机构包括旋翼安装框12、互挽臂15以及线性驱动器16和线性驱动支座17，所述旋翼安装框12通过左、右转轴13分别与转轴支座3形成相对转动连接而活动连接在台架1上，所述右转轴13与互挽臂15之间固定连接，所述互挽臂15与线性驱动器16之间铰接，所述线性驱动器16与线性驱动器支座17之间铰接，所述线性驱动器支座与台架1之间固定连接。所述主电机4驱动位于旋翼安装框12内的旋翼11同步反转，所述线性驱动器16驱动互挽臂15绕右转轴13中心线转动，所述右转轴13固定于安装框12上进而带动安装框12相对于台架1摆动，所述主电机4输出轴轴线与右转轴13轴线重合，且旋翼安装框12绕这一输出轴轴线摆动。

当进行双旋翼风洞试验时，根据试验要求在上旋翼主轴10或下旋翼主轴19的末端分别固定安装上旋翼模型11或下旋翼模型18，且使这两副旋翼与风洞14相对，由同一主电机4向动力分解器2输入动力，经动力分解器2分解成上、下两路动力，再分别经两根第一传动轴6输出至上、下角减速器7，以分别驱动两套角减速器7同步动作，所述角减速器7分别通过两根第二传动轴8向与之对应的旋翼减速器9输出动力，以驱动两套旋翼减速器9同步动作，最后，由两套旋翼减速器9分别驱动上旋翼主轴10和下旋翼主轴19分别相对于旋翼安装框12同步旋转运动，实现了上旋翼模型11与下旋翼模型18的同步、反向转动，且上旋翼模型11与下旋翼模型18的参考桨叶的初始相位相对恒定，上旋翼模型11与下旋翼模型18的方位角同步，即上旋翼模型11的参考桨叶到达某一方位角时，下旋翼模型18的参考桨叶的方位角必定为固定的某一值。当上述的两副旋翼驱动机构的几何参数相同时，经相同的动力传动轴路传动后，能确保上旋翼模型11与下旋翼模型18的同步、反向、同速转动。此时，由于仅有两副旋翼和部分旋翼主轴处于风洞14的流场中，其他部件均处于风洞14流场以外，如图4所示。因此，在风洞试验时能保持较低的风洞阻塞度，对流场干扰也较小，从而使风洞试验结果具有较高的真实性、可靠性。

本发明基于上述直升机共轴反转旋翼风洞试验平台，提供一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，通过如图3的步骤实现：

将上桨毂模型23安装于试验平台的上旋翼主轴10，试验时，先启动试验台，再启动风洞，达到所需试验状态（所述试验状态参数包含旋翼轴倾角、风洞风速、旋翼转速、旋翼总距、旋翼周期变距、前进比、旋翼水平力系数、旋翼垂向力系数、旋翼升力偏置量等）后，采用上扭矩天平21和上旋翼天平22测量独立上桨毂模型23的气动载荷，得到测量结果为R₁；

将上旋翼模型11安装在上桨毂模型23上，试验时，采用上扭矩天平21和上旋翼天平22测量上桨毂模型23和上旋翼模型11的气动载荷，测量结果为R₂；

卸下上桨毂模型23和上旋翼模型11，将下桨毂模型24安装于试验平台的下旋翼主轴19，试验时，采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量独立下桨毂模型24的气动载荷，测量结果为R₃；

将下旋翼模型18安装在下桨毂模型24上，试验时，采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量下桨毂模型24和下旋翼模型18的气动载荷，测量结果为R₄；

拆除下旋翼模型18，并安装上桨毂模型23于试验平台的上旋翼主轴10，试验时，采用上扭矩天平21和上旋翼天平22测量独立上桨毂模型23的气动载荷，测量结果为R₅；采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量独立下桨毂模型24的气动载荷，测量结果为R₆；

接着，将上旋翼模型11安装于上桨毂模型23，试验时，上扭矩天平21和上旋翼天平22测量上桨毂模型23和上旋翼模型11的气动载荷，其测量结果为R₇，采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量独立下桨毂模型24的气动载荷，其测量结果为R₈；

拆除上旋翼模型11，将下旋翼模型18安装于下桨毂模型24，试验时，采用上扭矩天平21和上旋翼天平22测量独立上桨毂模型23的气动载荷，其结果为R₉，采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量独立下桨毂模型24和下旋翼模型18的气动载荷，其测量结果为R₁₀；

最后，将上旋翼模型11安装于上桨毂模型23，试验时，采用上扭矩天平21和上旋翼天平22测量上桨毂模型23和上旋翼模型11的气动载荷，其结果为R₁₁，采用下扭矩天平26和下旋翼天平25测量下桨毂模型24和下旋翼模型18的气动载荷，其测量结果为R₁₂。

得到所需的风洞试验结果后，采用如下处理方法得到所需气动载荷和气动干扰量：

步骤a),R₂- R₁，得到单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤b),R₄- R₃，得到单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤c),R₇- R₅，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤d),R₇- R₂ ，得到下桨毂模型对上桨毂模型+上旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤e),R₈- R₃ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤f),R₁₀- R₆，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤g),R₁₀- R₄，得到上桨毂模型对下桨毂模型+下旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤h),R₉- R₁ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤i),R₁₁- R₂ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型+上旋翼模型的气动载荷干扰量；

步骤j),R₁₂- R₄ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型+下旋翼模型的气动载荷干扰量。

与此同时，可通过倾角机构可改变旋翼安装框12的转动角度，进而改变上旋翼模型11和下旋翼模型18的轴倾角，进而研究共轴双旋翼在不同轴倾角情况下的气动干扰特性。

可根据需要将上、下桨毂模型更换为不同外形的桨毂整流罩模型，用以研究不同外形的桨毂整流罩对旋翼模型的气动干扰影响。

试验过程中，可根据需要，通过伸长、缩短上旋翼主轴10或下旋翼主轴19调整上、下旋翼模型和上、下桨毂模型的相对距离，用以研究不同距离的旋翼模型、桨毂模型之间的气动特性影响。

另外，上扭矩天平21和上旋翼天平22与下扭矩天平26和下旋翼天平25用天平整流罩20进行整流，试验装置置于风洞14洞体中；所述天平整流罩20亦可换做机身模型并安装机身天平，用于测量机身的气动干扰特性。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细地说明，但是本发明并不局限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (6)

1.一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，基于一种双旋翼风洞试验平台，其特征在于：所述双旋翼风洞试验平台包含上旋翼测量系统和下旋翼测量系统，

所述上旋翼测量系统包含上扭矩天平(21)和上旋翼天平(22)，用于测量上桨毂模型（23）

和上旋翼模型（11）的气动载荷；

所述下旋翼测量系统包含下扭矩天平(26)和下旋翼天平(25)，用于测量下桨毂模型(24)和下旋翼模型(18)的气动载荷；

具体包含如下步骤：

步骤1，将上桨毂模型（23）安装于试验平台的上旋翼主轴（10），试验时，先启动试验台，再启动风洞，达到所需试验状态后，采用上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量独立上桨毂模型（23）的气动载荷，得到测量结果为R₁；

步骤2，将上旋翼模型（11）安装在上桨毂模型（23）上，试验时，采用上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量上桨毂模型（23）和上旋翼模型（11）的气动载荷，测量结果为R₂；

步骤3，卸下上桨毂模型（23）和上旋翼模型（11），将下桨毂模型（24）安装于试验平台的下旋翼主轴（19），试验时，采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量独立下桨毂模型（24）的气动载荷，测量结果为R₃；

步骤4，将下旋翼模型（18）安装在下桨毂模型（24）上，试验时，采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量下桨毂模型（24）和下旋翼模型（18）的气动载荷，测量结果为R₄；

步骤5，拆除下旋翼模型（18），并安装上桨毂模型（23）于试验平台的上旋翼主轴（10），试验时，采用上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量独立上桨毂模型（23）的气动载荷，测量结果为R₅；采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量独立下桨毂模型（24）的气动载荷，测量结果为R₆；

步骤6，将上旋翼模型（11）安装于上桨毂模型（23），试验时，上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量上桨毂模型（23）和上旋翼模型（11）的气动载荷，其测量结果为R₇，采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量独立下桨毂模型（24）的气动载荷，其测量结果为R₈；

步骤7，拆除上旋翼模型（11），将下旋翼模型（18）安装于下桨毂模型（24），试验时，采用上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量独立上桨毂模型（23）的气动载荷，其结果为R₉，采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量独立下桨毂模型（24）和下旋翼模型（18）的气动载荷，其测量结果为R₁₀；

步骤8，将上旋翼模型（11）安装于上桨毂模型（23），试验时，采用上扭矩天平（21）和上旋翼天平（22）测量上桨毂模型（23）和上旋翼模型（11）的气动载荷，其结果为R₁₁，采用下扭矩天平（26）和下旋翼天平（25）测量下桨毂模型（24）和下旋翼模型（18）的气动载荷，其测量结果为R₁₂；

根据得到所需的风洞试验结果，采用如下处理方法得到所需气动载荷和气动干扰量：

步骤a),R₂- R₁，得到单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤b),R₄- R₃，得到单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤c),R₇- R₅，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独上旋翼模型的气动载荷；

步骤d),R₇- R₂ ，得到下桨毂模型对上桨毂模型+上旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤e),R₈- R₃ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤f),R₁₀- R₆，得到在存在上桨毂模型+下桨毂模型干扰情况下，单独下旋翼模型的气动载荷；

步骤g),R₁₀- R₄，得到上桨毂模型对下桨毂模型+下旋翼模型状态下的气动载荷干扰量；

步骤h),R₉- R₁ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型的气动载荷干扰量；

步骤i),R₁₁- R₂ ，得到下桨毂模型+下旋翼模型对上桨毂模型+上旋翼模型的气动载荷干扰量；

步骤j),R₁₂- R₄ ，得到上桨毂模型+上旋翼模型对下桨毂模型+下旋翼模型的气动载荷干扰量。

2.根据权利要求1所述的一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其特征在于：在步骤1中，所述试验状态参数包含旋翼轴倾角、风洞风速、旋翼转速、旋翼总距、旋翼周期变距、前进比、旋翼水平力系数、旋翼垂向力系数和旋翼升力偏置量。

3.根据权利要求1所述的一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其特征在于：所述上、下旋翼天平为六分量天平。

4.根据权利要求1所述的一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其特征在

于：所述上、下扭矩天平为单分量天平。

5.根据权利要求1所述的一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其特征在于：试验过程中，可根据需要将上、下桨毂模型更换为不同外形的桨毂整流罩模型，用以研究不同外形的桨毂整流罩对旋翼模型的气动干扰影响。

6.根据权利要求1所述的一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法，其特征在于：试验过程中，可根据需要调整上、下旋翼模型和上、下桨毂模型的相对距离，用以研究不同距离的旋翼模型和桨毂模型之间的气动特性影响。

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