CN111537185A - 一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。本风洞试验系统结构紧凑，总体尺寸合理，具有较小的旋翼气动载荷和气动噪声干扰。通过尾部支撑机构实现了基于测试需要的旋翼模型的姿态调整。通过数据采集单元完成了旋翼模型载荷测量。并基于传声器移测架和传声器阵列完成了旋翼模型气动噪声测量和声源定位。即是，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。

Description

一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统
技术领域
本发明属于风洞试验领域，尤其是涉及直升机旋翼模型风洞试验系统。。
背景技术
直升机具有独特的垂直起降、悬停和机动能力，在民用和军事领域都得到了广泛应用。与固定翼相比，旋翼流动更为复杂，旋翼的气动性能和噪声特性较难预测，理论分析和数值计算结果都需要噪声试验进行验证，气动噪声的控制效果也需要试验探索。旋翼风洞试验在国内外的直升机设计研制过程中发挥着不可替代的作用。
因此，一种能够进行旋翼载荷和噪声测量的风洞试验系统。
发明内容
本发明的目的在于，为满足测试需要，提供了一种尾撑形式的旋翼模型气动噪声风洞试验系统，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。
本发明目的通过下述技术方案来实现：
一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。
根据一个优选的实施方式，所述风洞试验系统还包括传声器移测架和传声器阵列。通过传声器移测架和传声器阵列实现噪声数据采集。
根据一个优选的实施方式，所述试验台至少包括旋翼电机、减速器、主连接板和支杆，所述旋翼电机和减速器安装于所述主连接板之上，并经由所述支杆与所述尾部支撑机构相连，且所述旋翼模型与所述减速器的输出轴配合连接。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括旋翼天平和扭矩天平，所述旋翼天平的固定端固联于所述主连接板之上；所述扭矩天平经联轴器分别与所述减速器的输出轴和旋翼模型的传动轴连接。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括变桨距机构，所述变桨距机构的安装座与所述旋翼天平的浮动端固联。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括整流罩，所述整流罩设置于所述主连接板的两侧，且与所述变桨距机构和旋翼天平的浮动端分离。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括试验台控制单元，所述试验台控制单元经电缆与旋翼电机和变桨距机构相连。分别实现旋翼转速和旋翼姿态控制。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括数据采集单元，所述数据采集单元与所述旋翼天平和扭转天平相连。
根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括安全监视单元。
前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。
本发明的有益效果：本风洞试验系统结构紧凑，总体尺寸合理，具有较小的旋翼气动载荷和气动噪声干扰。通过尾部支撑机构实现了基于测试需要的旋翼模型的姿态调整。通过数据采集单元完成了旋翼模型载荷测量。并基于传声器移测架和传声器阵列完成了旋翼模型气动噪声测量和声源定位。即是，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。
附图说明
图1是本发明风洞试验系统的结构示意图；
图2是本发明试验台的结构示意图；
其中，1-整流罩，2-旋翼模型，3-变桨距机构，4-主连接板，5-支杆，6-旋翼电机，7-减速器，8-旋翼天平，9-扭矩天平，10-尾部支撑机构，11-数据采集单元，12-试验台控制单元，13-安全监视单元，14-试验台，15-传声器移测架，16-传声器阵列，17-风洞收缩段喷口，18-风洞收集器。
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明要指出的是，本发明中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本发明涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。
实施例1：
参考图1和图2所示，本发明公开了一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台14、尾部支撑机构10、风洞收缩段喷口17和风洞收集器18，待测试的旋翼模型2搭载于所述试验台14之上，所述试验台14的末端与尾部支撑机构10相连，并经所述尾部支撑机构10实现将所述试验台14置于所述风洞收缩段喷口17和风洞收集器18之间。
优选地，风洞试验时，根据试验所需的模型的姿态，由尾部支撑机构10对整个旋翼模型2的姿态(包括偏航角和俯仰角)进行调整。
优选地，所述风洞试验系统还包括传声器移测架15和传声器阵列16。试验台14安装完成后，根据试验需要确定传声器移测架15、传声器阵列16布置位置，并进行风洞试验系统的调试，调试正常即可开始相关的风洞试验。根据试验任务需要，可由传声器移测架15、传声器阵列16同步获取旋翼模型2的气动噪声数据。
优选地，所述试验台14至少包括旋翼电机6、减速器7、主连接板4和支杆5，所述旋翼电机6和减速器7安装于所述主连接板4之上，并经由所述支杆5与所述尾部支撑机构10相连，且所述旋翼模型2与所述减速器7的输出轴配合连接。
优选地，所述试验台14还包括旋翼天平8和扭矩天平9，所述旋翼天平8的固定端固联于所述主连接板4之上；所述扭矩天平9经联轴器分别与所述减速器7的输出轴和旋翼模型2的传动轴连接。
优选地，所述试验台14还包括变桨距机构3，所述变桨距机构3的安装座与所述旋翼天平8的浮动端固联。
优选地，所述试验台14还包括整流罩1，所述整流罩1设置于所述主连接板4的两侧，且与所述变桨距机构3和旋翼天平8的浮动端分离。
优选地，所述试验台14还包括试验台控制单元12，所述试验台控制单元12经电缆与旋翼电机6和变桨距机构3相连。从而实现旋翼模型2的转速、桨距由试验台控制单元12调节控控制。
优选地，所述试验台14还包括数据采集单元11，所述数据采集单元11与所述旋翼天平8和扭转天平相连。即实现由旋翼天平8和扭矩天平9通过数据采集单元11完成相关的气动载荷的测量。
优选地，所述试验台14还包括安全监视单元13。由安全监视子单元对试验台14运行状态实现安全监控和报警。进一步地，安全监视单元13通过加速度计、温度传感器、电压电流等信号实现安全监控和报警。
在本发明系统中，旋翼动力及传动、旋翼变桨距机构3、载荷测量等采用模块化设计，整体包含在整流罩1内构成试验台14的主体部件。试验台14通过支杆5与尾部支撑机构10固联，通过尾部支撑机构10实现旋翼模型2的姿态的可控变化，并满足传声器移测架15移动的空间要求。
本风洞试验系统结构紧凑，总体尺寸合理，具有较小的旋翼气动载荷和气动噪声干扰。数据采集单元通过旋翼天平8、扭矩天平9获得旋翼的气动载荷。旋翼模型2通过传动轴与旋翼天平8的浮动端联结，旋翼天平8的固定端联结在主连接板4上。扭矩天平9的两端分别与旋翼的上传动轴和减速器7输出轴。噪声测量子通过传声器移测架15和传声器阵列16获得旋翼的气动噪声，传声器移测架15根据试验需要安装在导轨上可实现前后移动，用于旋翼周围流场噪声测量。传声器阵列16置于旋翼模型2下方，可实现声源定位。
在本发明系统中旋翼天平8、旋翼扭矩天平9的电源和测量信号线缆、旋翼电机6和变桨距电机的控制、动力电缆由模型内部沿主连接板4引出，并沿支杆5、尾部支撑机构10与外部的控制系统和测量系统相连，从而实现试验过程的旋翼转速、桨距的控制和调节。
前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。本领域技术人员可知有众多组合。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，
待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。
2.如权利要求1所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述风洞试验系统还包括传声器移测架和传声器阵列。
3.如权利要求2所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台至少包括旋翼电机、减速器、主连接板和支杆，
所述旋翼电机和减速器安装于所述主连接板之上，并经由所述支杆与所述尾部支撑机构相连，且所述旋翼模型与所述减速器的输出轴配合连接。
4.如权利要求3所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括旋翼天平和扭矩天平，
所述旋翼天平的固定端固联于所述主连接板之上；所述扭矩天平经联轴器分别与所述减速器的输出轴和旋翼模型的传动轴连接。
5.如权利要求4所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括变桨距机构，所述变桨距机构的安装座与所述旋翼天平的浮动端固联。
6.如权利要求5所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括整流罩，所述整流罩设置于所述主连接板的两侧，且与所述变桨距机构和旋翼天平的浮动端分离。
7.如权利要求6所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括试验台控制单元，所述试验台控制单元经电缆与旋翼电机和变桨距机构相连。
8.如权利要求7所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括数据采集单元，所述数据采集单元与所述旋翼天平和扭转天平相连。
9.如权利要求8所述的一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，其特征在于，所述试验台还包括安全监视单元。
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