CN111060277A - 直升机尾桨仿真测试装置及涡环验证的方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种直升机尾桨仿真测试装置及涡环验证的方法，直升机尾桨仿真测试装置包括底座、支架、动力部件、传动部件、尾桨部件、操纵部件和数据采集部件，其中，数据采集部件安装在底座上，支架安装在数据采集部件上；动力部件、传动部件、操纵部件安装在支架上；传动部件包括一个齿轮对和主轴，齿轮对的主动轮与动力部件连接，动力部件驱动主动齿轮转动；齿轮对的从动轮与主轴的第一端连接，从动轮带动主轴转动；主轴的第二端与尾桨部件连接，主轴带动尾桨部件旋转；尾桨部件与操纵部件连接，操纵部件驱动尾桨部件调整尾桨总距。从而对直升机尾桨运行状态进行模拟，简便可控的对直升机尾桨的涡环状态进行验证试验。

Description

直升机尾桨仿真测试装置及涡环验证的方法

技术领域

本申请实施例涉及直升机动力测试技术领域，尤其涉及一种直升机尾桨仿真测试装置及涡环验证的方法。

背景技术

在直升机悬停或前飞时若出现直升机尾桨失效，会使直升机航向操纵失控，造成严重的飞行事故。尾桨涡环状态是造成尾桨失效的重要气动因素。尾桨涡环状态成因大致为尾桨遇到与尾桨拉力方向一致的相对气流，相对气流与拉力方向相反一侧的气流相遇后，一部分空气绕过尾桨边缘向拉力方向流动，由于尾桨拉力方向一侧空气压力较低，这部分空气会被重新吸入尾桨中，再次被排压到与拉力方向相反的一侧，如此不断反复，这部分空气就处于被吸入和排压的循环状态中，使尾桨周围环绕气流环。

在尾桨进入涡环状态时，尾桨桨盘处的流场环境极其复杂，导致尾桨的推力和扭矩都会发生明显变化。此时飞行员蹬舵不会有反馈，使飞行员不能操控直升机。为了分析尾桨涡环状态对尾桨的影响，需要采集在尾桨涡环状态中尾桨拉力和扭矩的数据。但是，直接在直升机尾桨上进行实验，则存在成本高、危险性高、实验流场环境不可控、数据采集不便等问题。

发明内容

基于上述问题，本申请提供一种直升机尾桨仿真测试装置及涡环验证的方法，能对直升机尾桨运行状态进行仿真测试。

本申请实施例提供一种直升机尾桨仿真测试装置，包括底座、支架、动力部件、传动部件、尾桨部件、操纵部件和数据采集部件，其中，

所述数据采集部件安装在所述底座上，所述支架安装在所述数据采集部件上；

所述动力部件、所述传动部件、所述操纵部件安装在所述支架上；

所述传动部件包括一个齿轮对和主轴，所述齿轮对的主动轮与所述动力部件连接，所述动力部件驱动所述主动齿轮转动；所述齿轮对的从动轮与所述主轴的第一端连接，所述从动轮带动所述主轴转动；

所述主轴的第二端与所述尾桨部件连接，所述主轴带动所述尾桨部件转动；

所述尾桨部件与所述操纵部件连接，所述操纵部件驱动所述尾桨部件调整尾桨总距。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述齿轮对为开式斜齿圆柱齿轮对，所述开式斜齿圆柱齿轮对的法面内的齿廓为渐开线。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述从动轮上包括至少一个减重孔。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述传动部件还包括安装在所述从动轮上的套筒；所述套筒与所述主轴的第一端形成过盈配合连接，或者，所述套筒与所述主轴通过锁紧件连接。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述尾桨部件包括桨叶和桨毂，所述桨毂与所述主轴的第二端连接，所述桨叶和桨毂通过夹片连接，所述夹片的侧面设置有用于与所述操纵部件连接的连接端。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述操纵部件包括舵机和连杆机构，其中，所述舵机安装在所述支架上；所述连杆机构套接在所述主轴上，并且所述连杆机构的第一端与所述舵机连接，所述连杆机构的第二端与所述尾桨部件连接。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述支架包括上框架、中央隔板和下框架，所述中央隔板安装在所述上框架和所述下框架之间；所述动力部件、所述传动部件、所述操纵部件安装在所述中央隔板和所述上框架上，以使所述直升机尾桨仿真测试装置的重心位于所述主轴的轴线上。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述数据采集部件包括拉力扭矩传感器和数据处理电路，所述拉力扭矩传感器的第一端安装在所述底座上，所述支架安装在所述拉力扭矩传感器的第二端上；所述数据处理电路与所述拉力扭矩传感器电连接，用于接收并处理所述拉力扭矩传感器输出的信号。

可选的，在本申请的任一实施例中，所述装置还包括出风部件，所述出风部件可朝向所述尾桨部件吹出不同速度的风。

本申请实施例提供一种直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法，所述方法包括：

启动所述动力部件，所述动力部件驱动所述传动部件转动，使所述动力部件带动所述尾桨部件转动；

调整所述动力部件的驱动功率，并操控所述操纵部件，使所述直升机尾桨部件模拟直升机尾桨的悬停状态；

从零开始不断增大吹向所述尾桨部件的风速，并通过所述数据采集部件获得不同风速下对应的拉力值和反扭矩值。

本申请实施例的技术方案中的直升机尾桨仿真测试装置，动力部件为尾桨部件提供动力，传动部件用于将动力部件提供的动力传递到尾桨部件上驱动尾桨部件旋转，以对直升机尾桨运行状态进行仿真模拟。尾桨部件在旋转时会产生拉力和反扭矩，拉力和反扭矩可以通过主轴传递到支架上，进而通过支架传递到数据采集部件上，以采集尾桨部件产生的拉力和反扭矩的数据。从而对直升机尾桨运行状态进行模拟，可解决直接在直升机尾桨上进行实验存在成本高、危险性高、实验流场环境不可控、数据采集不便等问题，以简便可控的对直升机尾桨的涡环状态进行验证试验。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例一所示的直升机尾桨仿真测试装置的结构示意图；

图2为本申请实施例一所示的传动部件的结构示意图；

图3为本申请实施例一所示的从动轮与套筒的连接结构示意图；

图4为本申请实施例一所示的套筒与主轴的连接结构示意图；

图5为本申请实施例一所示的尾桨部件的结构示意图；

图6为本申请实施例一所示的桨毂的结构示意图；

图7为本申请实施例一所示的操纵部件的结构示意图；

图8为本申请实施例二所示的直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法的流程图。

具体实施方式

实施本申请实施例的任一技术方案必不一定需要同时达到以上的所有优点。

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

参见图1，该图为本申请实施例一所示的直升机尾桨仿真测试装置的结构示意图。

如图1所示，本实施例提供的直升机尾桨仿真测试装置包括底座100、支架300、动力部件400、传动部件500、尾桨部件600、操纵部件700和数据采集部件200，其中，数据采集部件200安装在底座100上，支架300安装在数据采集部件200上；动力部件400、传动部件500、操纵部件700安装在支架300上；传动部件500包括一个齿轮对和主轴503，齿轮对的主动轮501与动力部件400连接，动力部件400驱动主动齿轮转动；齿轮对的从动轮502与主轴503的第一端连接，从动轮502带动主轴503转动；主轴503的第二端与尾桨部件600连接，主轴503带动尾桨部件600旋转；尾桨部件600与操纵部件700连接，操纵部件700驱动尾桨部件600调整尾桨总距。

本实施例中，底座100的下端可平稳的放置或固定在工作位置，底座100的上端安装数据采集部件200，底座100可以将数据采集部件200的作用力传递到工作位置，而不会在数据采集部件200作用力下移动或晃动，从而为直升机尾桨仿真测试装置提供稳定的工作环境。

可选的，底座100可包括骨架结构，使底座100中允许气流通过，让尾桨尾流可以自然扩散，从而更精确的模拟直升机尾桨处的气流环境。

例如，底座100可以包括骨架支撑架101和安装板102，骨架支撑架101的上端安装在安装板102的两侧，骨架支撑架101的下端放置或固定在工作位置，骨架支撑架101内允许气流通过；安装板102上安装数据采集部件200，安装板102的形状与直升机垂尾相似，以模拟直升机垂尾对尾桨尾流的影响。

本实施例中，数据采集部件200安装在底座100上，并位于支架300的下方，用于采集支架300上传来的作用力。

可选的，数据采集部件200包括拉力扭矩传感器和数据处理电路，拉力扭矩传感器的第一端安装在底座100上，支架300安装在拉力扭矩传感器的第二端上，拉力扭矩传感器可同时采集支架300传递的拉力信息和反扭矩信息。数据处理电路与拉力扭矩传感器电连接，用于接收并处理拉力扭矩传感器输出的信号。

其中，拉力扭矩传感器可以为FUTEK公司生产的拉力扭矩一体式传感器，其具有测量精度高、体积小、重量轻、采样频率高的优点。

可选的，数据处理电路包括连通电路和处理器，处理器通过连通电路与拉力扭矩传感器连接，以接收拉力扭矩传感器输出的信号，并对接收到的信号进行处理。其中，处理器可以为计算机、手机、平板电脑、服务器等，本申请对此不作限定。

可选的，数据处理电路还可以包括信号调理电路和模数转换电路，信号调理电路的输入端与拉力扭矩传感器连接，信号调理电路的输出端与模数转换电路的输入端连接，模数转换电路的输出端与处理器连接。信号调理电路用于将对拉力扭矩传感器输出的信号进行信号调理，如放大或滤波等，使调理后的信号适于模数转换电路的输入；模数转换电路用于将调理后的信号转化为数字信号，以便于处理器对数字信号进行数据处理。

例如，模数转换电路可以为PCI数据采集卡，PCI数据采集卡集成度高、使用范围宽、保密性强的优点，并可以与计算机直接连接，使测试人员连接数据处理电路更加方便。

本实施例中，支架300用于为动力部件400、传动部件500和操作部件提供支撑，降低这些部件的重力对传动精度的影响，以提高直升机尾桨仿真测试装置的仿真性能。

可选的，支架300包括上框架、中央隔板和下框架，中央隔板安装在上框架和下框架之间；所述动力部件400、所述传动部件500、所述操纵部件700安装在中央隔板和上框架上，以使直升机尾桨仿真测试装置的重心位于主轴503的轴线上。从而使直升机尾桨仿真测试装置的重力不影响尾桨部件600的拉力和反扭矩的传递精度。

其中，上框架和下框架可以通过螺栓固定在中央隔板上，使上框架、下框架和中央隔板之间的连接更紧固。

可选的，上框架和中央隔板上设置有安装座，所述安装座用于安装动力部件400、传动部件500、操纵部件700，以保持动力部件400、传动部件500和操纵部件700之间的相对位置关系，从而保持直升机尾桨仿真测试装置的外形。

可选的，下框架设置有配重安装座，用于安装配重件，以调节直升机尾桨仿真测试装置的重心。其中，配重件可以是为动力部件400提供能源的电池。

可选的，支架300的材质可以为碳纤维。由于碳纤维具有强度高、密度低的特性，所以使用碳纤维制作支架300能有效降低支架300的重量。

本实施例中，动力部件400安装在支架300上，并与传动部件500连接，用于为尾桨部件600提供动力。

可选的，动力部件400可以为电动发动机。电动发动机在工作时振动小，能有效减小动力部件400振动带来的误差。并且电动发动机价格较低，能够降低直升机尾桨仿真测试装置的制作成本。

本实施例中，如图2所示，传动部件500安装在支架300上，传动部件500包括一个齿轮对和主轴503，齿轮对的主动轮501与动力部件400连接，齿轮对的从动轮502与主轴503的第一端连接，所述主轴503的第二端与所述尾桨部件600连接，由此通过齿轮对将动力部件400输出的转动传递到主轴503，使主轴503带动尾桨部件600旋转。其中，齿轮传动方式具有传动精度高、结构紧凑、工作效率高、使用寿命长的优点。

可选的，传动部件500还多个固定架504和轴承，多个固定架504和轴承安装在齿轮对和主轴503上，并与支架300上的安装座连接，从而将齿轮对和主轴503固定在支架300上。

可选的，主动轮501与动力部件400的转动轴形成过盈配合，以主动轮501和动力部件400之间的动力传递路线简单，并节省安装空间。

例如，主动轮501可以为中空齿轮，即主动轮501具有中心孔，动力部件400包括转动轴，主动轮501的中心孔内可插入动力部件400的转动轴，依靠主动轮501的中心孔与转动轴的过盈值，使主动轮501中心孔的内侧面与转动轴的侧面间产生弹性压力，从而使主动轮501和动力部件400的转动轴紧固连接。因此，动力部件400提供的动力可通过转动轴与主动轮501之间的过盈配合传递到主动轮501，使动力传递路线简单，减少能量损耗；并使得主动轴和转动轴之间的连接结构简单，节省安装空间。

可选的，齿轮对为开式斜齿圆柱齿轮对，开式斜齿圆柱齿轮对的法面内的齿廓为渐开线。开式斜齿圆柱齿轮在高速旋转时具有更小的机械振动，所以开式斜齿圆柱齿轮能使传动部件500在高速转动时更稳定。

其中，开式斜齿圆柱齿轮的主动轮501和从动轮502啮合时，两齿轮曲面的接触线是齿轮曲面与啮合面的交线，当轮齿一端进入啮合时，该轮齿的另一端要滞后一个角度才能进入啮合。所以轮齿开始啮合和脱离啮合都是逐渐进行的，以使主动轮501和从动轮502之间传动平稳，减少齿轮对高速旋转时的机械振动。并且，在开式斜齿圆柱齿轮对中，轮齿啮合的重合度大，能够降低了每对轮齿的载荷，从而提高了齿轮对的承载能力，延长了齿轮对的使用寿命。

可选的，齿轮对采用特定的传动比，以将动力部件400输出动力的转速调节为适合尾桨部件600旋转的转速，从而提高尾桨部件600的转速和桨尖速度。

可选的，斜齿圆柱齿轮法向模数可以为6mm。经过理论计算和齿根弯曲疲劳强度验算，确定当斜齿圆柱齿轮法向模数为6mm时，齿轮对具有较小的体积和较高的疲劳强度，从而提高传动部件500的安全性。

可选的，如图3所示，从动轮502上可包括至少一个减重孔512，以减少从动轮502的重量，节省从动轮502的耗材，降低制作成本。减重孔512的形状可以为规则的形状，如圆形、梯形等，使从动轮502具有工艺性。例如，从动轮502上可以设置十个梯形减重孔512，十个减重孔512在从动轮502上周向均匀布置。

可选的，传动部件500还包括安装在从动轮502上的套筒505，套筒505与主轴503的第一端形成过盈配合连接。

其中，由于从动轮502内径的尺寸大于主轴503外径的尺寸，所以在从动轮502和主轴503中间加入套筒505，通过轴套连接从动轮502和主轴503，使得从动轮502和主轴503的连接结构简洁。并且从动轮502的转矩可以通过套筒505传递到主轴503，使从动轮502和主轴503之间的动力传递路线简单，从而减少能量损耗。

可选的，从动轮502和套筒505可以通过螺栓连接，使从动轮502的转矩通过螺栓传递给套筒505。例如，套筒505可以为星形套筒505，从动轮502通过多个螺栓与星形套筒505连接，增加从动轮502与星形套筒505之间的连接点，以提高从动轮502和星形套筒505之间的紧固效果。

其中，套筒505与主轴503的第一端可以形成过盈配合连接，由此，一方面使套筒505和主轴503之间的动力传递路线简单，减少能量损耗；另一方面使主动轴和转动轴之间的连接结构简单，节省安装所需的空间。

可选的，如图4所示，传动部件500还包括安装在从动轮502上的套筒505，套筒505与主轴503通过锁紧件连接。该连接结构安装拆卸简单，零部件的更换方便。

例如，锁紧件可以为螺栓，在套筒505和主轴503上开设有与螺栓适配的螺孔。当套筒505与主轴503连接时，套筒505上的螺孔可以与主轴503上的螺孔连通，螺栓依次通过套筒505上的螺孔和主轴503上的螺孔，使套筒505和主轴503固定连接。套筒505可通过螺栓与主轴503之间的剪切作用带动主轴503转动，从而将套筒505的转矩传递到主轴503。当需要更换零部件时，只需将螺栓拧下，即可将套筒505和主轴503分离。

可选的，套筒505还可以包括星形套筒505和圆柱形套筒505，星形套筒505与圆柱形套筒505形成过盈配合连接，圆柱形套筒505与主轴503通过锁紧件连接。由此，在加工套筒505时，可以分别制作星形套筒505和圆柱形套筒505，以降低套筒505的制作难度。

可选的，主轴503可以为中空轴，以减轻主轴503的重量。其中，主轴503的外径可以为12mm，主轴503的外径可以为8mm，以在降低主轴503重量的同时保持主轴503的强度。主轴503长度可根据尾桨部件600和操纵部件700占用的安装空间进行设置，使主轴503上有足够的空间安装尾桨部件600和操纵部件700。

本实施例中，尾桨部件600通过转动模拟直升机尾桨的运动状态，以使直升机尾桨仿真测试装置可以对直升机尾桨运行状态进行仿真测试。

可选的，如图5所示，尾桨部件600包括桨叶601和桨毂602，桨毂602与主轴503的第二端连接，桨叶601和桨毂602通过夹片603连接，夹片603的侧面设置有用于与操纵部件700连接的连接端。由此桨毂602可在主轴503的带动下使桨叶601旋转，以模拟直升机尾桨的运动状态。

可选的，如图6所示，桨毂602包括位于纵向的第一端和至少两个横向的第二端，第一端与两个第二端分布为T形，桨毂602的第一端与主轴503的第二端连接，桨毂602的第二端通过夹片603与桨叶601同轴连接。由此，在将主轴503和桨叶601安装在桨毂602上时，主轴503的轴向与桨叶601的轴向垂直，由此，桨毂602可将主轴503的转动运动转化为桨叶601绕桨毂602的旋转运动。

其中，桨毂602的第一端具有纵向的第一安装孔，以使主轴503的第二端可插入桨毂602的第一安装孔内。桨毂602的第一端的侧面开设有抗剪通孔612，对应的，主轴503的第二端也开设有抗剪通孔612，当主轴503的第二端插入桨毂602的第一安装孔内时，桨毂602的抗剪通孔612可以与主轴503第二端的抗剪通孔612对齐，使抗剪螺栓可以同时穿过桨毂602的抗剪通孔612和主轴503第二端的抗剪通孔612，使桨毂602与主轴503固定。

可选的，桨毂602的第一端包括锁紧开口622，在锁紧开口622的两侧开设有贯通的两个锁紧孔632，锁紧螺栓安装在两个锁紧孔632内，拧动锁紧螺栓可调节开口的宽度，以调整桨毂602的第一安装孔的截面积。如，拧紧锁紧螺栓可使桨毂602的第一端夹紧主轴503的第二端。

其中，如图5所示，夹片603的第一端为安装筒613，其连接在浆毂的第二端，夹片603的第一端的侧面设置有与操纵部件700连接的连接端，操纵部件700推动连接端运动，使夹片603转动，调整与夹片603连接的桨叶601的倾斜角，以调整尾桨总距。

其中，夹片603的第二端为相对设置的两个夹板623，两个夹板623之间形成间隙，间隙内可安装桨叶601。由此，桨叶601与两个夹板623均有接触面，从而增大了夹片603与桨叶601的接触面积。因此，桨叶601旋转产生的拉力和反扭矩可通过该接触面均匀传递到夹片603上，使拉力和反扭矩的传递更顺利。此外，夹片603与桨叶601的拆装更便捷，以便于根据实验需求更换具有不同的性能桨叶601。

可选的，桨叶601的翼型可以为Liebeck设计的LNV109A翼型，使桨叶601具有较大的升阻比和较小的阻力系数，并有很好的零升力矩曲线。从而保证尾桨部件600有足够推力和较小的阻力，有较高的安定性和操纵性，有更高的尾桨强度和更好的工艺性。

例如，根据理论公式计算，尾桨直径可以为0.545m，也可以根据设计需求扩大为0.680m，尾桨弦长可以为0.058m，尾桨实度可以为0.109。

其中，尾桨部件600的桨尖速度可根据旋翼速度的准则和具体设计需求确定。例如，尾桨部件600以低桨尖速度运行，可以减小桨叶601在旋转时的振动。尾桨部件600以高桨尖速度运行，可以降低传动部件500的传动比，进而降低了传动部件500的重量。

可选的，尾桨部件600可以为推进式尾桨或拉进式尾桨。如，尾桨部件600为推进式尾桨，推进式尾桨受到直升机垂尾的干扰更小，使其工作效率更高。

本实施例中，操纵部件700安装在支架300上，并与尾桨部件600连接，其用于驱动尾桨部件600调整尾桨总距，以模拟在不同尾桨总距时直升机尾桨的运行状态。

可选的，如图7所示，操纵部件700包括舵机701和连杆机构702，其中，舵机701安装在支架300上；连杆机构702套接在主轴503上，并且连杆机构702的第一端与舵机701连接，连杆机构702的第二端与尾桨部件600连接。舵机701用于为尾桨部件600调整尾桨总距提供动力。连杆机构702用于将舵机701提供的动力传递到尾桨部件600上。

可选的，舵机701可驱动连杆机构702的第一端的旋转，使连杆机构702的第二端进行垂直的上下运动，从而带动尾桨部件600的夹片603转动，以调节尾桨的总距。

可选的，连杆机构702包括舵机片712、舵机拉杆722、滑环外环732、舵机压紧环742、尾桨毂变距摇臂752、杆端轴承762、倾斜摇臂。其中，舵机片712可以为圆盘，舵机片712的圆心安装在舵机701的转动轴上，使舵机701可驱动舵机片712旋转。舵机拉杆722包括第一杆段和第二杆段，第一杆段和第二杆段转动连接，第一杆段可转动的连接在舵机片712的非圆心位置。滑环外环732套接在主轴503上，并与舵机拉杆722第二杆段的第二端固定连接。由此，通过舵机拉杆722可将舵机片712的转动运动转化为滑环外环732在主轴503轴向上的上下运动。舵机压紧环742套在主轴503上，并抵压在滑环外环732的上方，可跟随滑环外环732在主轴503轴向运动。尾桨毂变距摇臂752的一端连接在滑环外环732，另一端通过杆端轴承762连接在倾斜摇臂的一端，倾斜摇臂的另一端连接在尾桨部件600的夹片603的连接端，由此，通过尾桨毂变距摇臂752和倾斜摇臂，将舵机701压环在主轴503上的轴向运动转化为推动夹片603绕其中心轴的转动。

可选的，若尾浆部件包括多个桨叶601和夹片603，则每个夹片603的连接端连接的倾斜摇臂、杆端轴承762和尾桨毂变距摇臂752，均连接在同一个舵机压紧环742上，以使所有的桨叶601可同步调节倾斜角。

本实施例中，直升机尾桨仿真测试装置还可以包括出风部件，出风部件可朝向尾桨部件600吹出不同速度的风，以改变尾桨的气流环境。

可选的，出风部件可以为风洞，风洞可以真实的模拟直升机尾桨处的气流环境，以达到最好的实验效果。

可选的，出风部件也可以为风机。风机的使用成本较低，从而降低直升机尾桨仿真测试装置的成本。例如，风机可以为涵道风扇，通过调整涵道风扇的运行功率，可实现不同风速的调整，模拟不同风速下尾桨的工作状态。

可选的，调节风机的吹风方向和风机与尾桨部件600之间的相对位置，可模拟直升机在不同运行状态时的尾桨处的相对气流。

例如，若需要模拟直升机悬停时尾桨处的相对气流，则风机可以安装在尾桨部件600的正面，并朝向尾桨部件600吹风。若需要研究平行于机身轴的侧风分量是否对直升机尾桨进入涡环状态有气动影响，则可以将风机安装到一个以尾桨模型为圆心的圆弧状轨道上，通过调整风机的风速和风机轴与尾桨轴的夹角，并朝向尾桨部件600吹风。

可选的，出风部件与数据采集部件200连接，从而可通过数据采集部件200获取风机的工作状态，并根据风机的工作状态确定尾桨部件600处的风速。

可选的，直升机尾桨仿真测试装置还包括风速测量单元，用于实时测试尾桨部件600处的风速。

由以上本发明实施例可见，在本申请直升机尾桨仿真测试装置中，动力部件为尾桨部件提供动力，传动部件用于将动力部件提供的动力传递到尾桨部件上驱动尾桨部件旋转，以对直升机尾桨运行状态进行仿真模拟。尾桨部件在旋转时会产生拉力和反扭矩，拉力和反扭矩可以通过主轴传递到支架上，进而通过支架传递到数据采集部件上，以采集尾桨部件产生的拉力和反扭矩的数据。从而对直升机尾桨运行状态进行模拟，可解决直接在直升机尾桨上进行实验存在成本高、危险性高、实验流场环境不可控、数据采集不便等问题，以简便可控的对直升机尾桨的涡环状态进行验证试验。

实施例二

参见图8，该图为本申请实施例二所示的直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法的流程图。

如图8所示，本实施例提供的直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法，方法包括：

步骤S201、启动动力部件，动力部件驱动传动部件转动，使动力部件带动尾桨部件转动。

本实施例中，动力部件用于为尾桨部件的转动提供动力，传动部件用于将动力部件提供的动力传递到尾桨部件上，驱动尾桨部件转动，以对直升机尾桨运行状态进行模拟。

步骤S202、调整动力部件的驱动功率，并操控操纵部件，使直升机尾桨部件模拟直升机尾桨的悬停状态。

本实施例中，调整动力部件的驱动功率可调整尾桨部件的转速，操纵部件可驱动尾桨部件调整尾桨总距，由此可模拟尾桨在直升机悬停时的转速和尾桨总距。

步骤S203、从零开始不断增大吹向尾桨部件的风速，并通过数据采集部件获得不同风速下对应的拉力值和反扭矩值。

本实施例中，从零开始不断增大吹向尾桨部件的气流可模拟直升机尾桨出的气流环境连续变换对尾桨部件产生的拉力和反扭矩的影响，从而可以确定尾桨部件进入尾桨涡环状态的临界风速条件。

例如，从零缓慢增大风速，观察拉力扭矩的变化，记录拉力和反扭矩开始变小时的风速、拉力和反扭矩严重丢失时的风速、拉力和反扭矩恢复正常时的风速。其中，拉力和反扭矩开始变小时的风速和拉力和反扭矩恢复正常时的风速属于尾桨部件进入尾桨涡环状态的临界风速条件。

可选的，在尾桨部件旋转平稳之后，并在向尾桨部件吹风之前，数据采集部件采集并记录拉力值和反扭矩值的初始数据。从而确定尾桨在正常运行状态产生的拉力和反扭矩，以便于定量分析尾桨部件进入尾桨涡环状态时，其产生的拉力和反扭矩的变化值。

可选的，根据采集的风速、拉力值和反扭矩值绘制各阶段拉力和反扭矩曲线，并根据各阶段拉力和反扭矩曲线分析涡环状态对尾桨功能的影响。从而更为直观的确定涡环状态对尾桨功能的影响。

由以上本发明实施例可见，本申请直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法，可以对直升机尾桨在不同风速下的运行状态进行仿真模拟；并通过采集尾桨在不同风速下的产生的拉力和反扭矩的数据，通过对不同风速下拉力和反扭矩的数据进行分析，从而精确的确定涡环状态对尾桨功能的影响。

需要说明的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。以上所描述的设备及系统实施例仅仅是示意性的，其中作为分离部件说明的模块可以是或者也可以不是物理上分开的，作为模块提示的部件可以是或者也可以不是物理模块，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络模块上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性劳动的情况下，即可以理解并实施。

以上所述，仅为本申请的一种具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述直升机尾桨仿真装置包括底座、支架、动力部件、传动部件、尾桨部件、操纵部件和数据采集部件，其中，

所述数据采集部件安装在所述底座上，所述支架安装在所述数据采集部件上；

所述动力部件、所述传动部件、所述操纵部件安装在所述支架上；

所述传动部件包括一个齿轮对和主轴，所述齿轮对的主动轮与所述动力部件连接，所述动力部件驱动所述主动齿轮转动；所述齿轮对的从动轮与所述主轴的第一端连接，所述从动轮带动所述主轴转动；

所述主轴的第二端与所述尾桨部件连接，所述主轴带动所述尾桨部件转动；

所述尾桨部件与所述操纵部件连接，所述操纵部件驱动所述尾桨部件调整尾桨总距。

2.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述齿轮对为开式斜齿圆柱齿轮对，所述开式斜齿圆柱齿轮对的法面内的齿廓为渐开线。

3.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述从动轮上包括至少一个减重孔。

4.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述传动部件还包括安装在所述从动轮上的套筒；所述套筒与所述主轴的第一端形成过盈配合连接，或者，所述套筒与所述主轴通过锁紧件连接。

5.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述尾桨部件包括桨叶和桨毂，所述桨毂与所述主轴的第二端连接，所述桨叶和桨毂通过夹片连接，所述夹片的侧面设置有用于与所述操纵部件连接的连接端。

6.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述操纵部件包括舵机和连杆机构，其中，所述舵机安装在所述支架上；所述连杆机构套接在所述主轴上，并且所述连杆机构的第一端与所述舵机连接，所述连杆机构的第二端与所述尾桨部件连接。

7.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述支架包括上框架、中央隔板和下框架，所述中央隔板安装在所述上框架和所述下框架之间；所述动力部件、所述传动部件、所述操纵部件安装在所述中央隔板和所述上框架上，以使所述直升机尾桨仿真测试装置的重心位于所述主轴的轴线上。

8.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述数据采集部件包括拉力扭矩传感器和数据处理电路，所述拉力扭矩传感器的第一端安装在所述底座上，所述支架安装在所述拉力扭矩传感器的第二端上；所述数据处理电路与所述拉力扭矩传感器电连接，用于接收并处理所述拉力扭矩传感器输出的信号。

9.根据权利要求1所述直升机尾桨仿真测试装置，其特征在于，所述装置还包括出风部件，所述出风部件可朝向所述尾桨部件吹出不同速度的风。

10.一种使用权利要求1-9中任一项所述直升机尾桨仿真测试装置进行涡环验证的方法，其特征在于，所述方法包括：

启动所述动力部件，所述动力部件驱动所述传动部件转动，使所述动力部件带动所述尾桨部件转动；

调整所述动力部件的驱动功率，并操控所述操纵部件，使所述直升机尾桨部件模拟直升机尾桨的悬停状态；

从零开始不断增大吹向所述尾桨部件的风速，并通过所述数据采集部件获得不同风速下对应的拉力值和反扭矩值。

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