CN113252284B - 一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过旋翼总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
Description
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法。
背景技术
从直升机早期应用开始，人们就发现其在垂直下降或陡下滑时，若操纵不慎，陷入一种紊乱的流场之中，致使直升机颠簸，快速下跌，操纵失灵。如果没有足够的高度和及时正确的改出措施，就会造成坠地撞毁事故。其物理实质就是垂直下降及陡降中，旋翼尾流被下降相对气流吹回，在某一下降率范围内形成涡环，旋翼处于不稳定的大气泡中，旋翼搅动大气泡内的空气，其升力减小、不稳定，且不随功率而增大。该气泡时破、时合，直升机在摇摆颠簸中快速下降，操纵失效，此时即处于涡环状态。
涡环状态是直升机所固有的一种危险状态，危及飞行安全。从直升机诞生之日起，由于陷入涡环而引发的直升机事故就十分频繁，即使是几十年后的今天，与涡环现象有关的飞行事故仍时有发生。为了对涡环现象进行定量分析，人们试图建立能反映其物理本质的数学模型。以往的研究是建立在滑流或涡流理论基础上的，但由于涡环状态的旋翼流场非常复杂，至今在理论上仍没有公认的计算方法，更加复杂的理论模型也并未使计算结果得到相应的提高。由此人们逐渐把涡环状态研究方法转向了模型试验研究。
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所黄明其等人开展了旋翼模型垂直下降状态气动特性风洞试验研究，以及旋翼涡环状态气动特性和参数变化的风洞试验研究，南京航空航天大学的辛宏等利用直升机旋翼动力学重点实验室的旋臂机对直升机垂直下降的涡环状态开展了试验研究，南京航空航天大学的陆洋等对直升机涡环状态边界进行了飞行试验研究，这些试验研究都极大程度地促进了直升机界对垂直下降飞行以及涡环状态的认识。但是，上述研究只是了解掌握直升机涡环现象的气动特征及发生条件，对如何模拟涡环状态的改出方面尚未研究，不能够给飞行员必要的操纵指导，并使其在进入涡环状态后能够及时安全改出。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，通过试验获得涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
本发明采用的技术方案如下：
一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1，开展悬停试验，获取旋翼拉力系数与总距的变化规律，确定试验要求的不同拉力系数所对应总距操纵值；
步骤2，在旋翼垂直下降状态，启动旋翼试验台，使旋翼转速升到工作转速，操纵旋翼使桨距角达到悬停状态下指定的试验拉力系数对应的总距操纵值，风洞开车，然后调整风速到不同的试验值，并采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷，完成后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤3，根据步骤2获取的旋翼气动载荷随风速的变化曲线，确定在步骤2中的试验拉力系数下涡环的最严重状态,获取旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值；
步骤4，开展涡环状态下旋翼总距快速拉起试验，旋翼垂直下降状态下，启动旋翼试验台至工作转速，操纵旋翼总距至试验拉力系数对应的操纵值，风洞开车，风速调整步骤3所确定的风速值，稳定后采集数据，获取涡环状态最严重时的旋翼气动载荷数据，然后以试验调节速率操纵旋翼总距，同时同步采集气动力相关数据，获取旋翼总距的快速拉起过程中气动载荷随时间的变化特性；
步骤5，操纵旋翼，使桨距角回到悬停状态下步骤2中的试验拉力系数对应的总距操纵值，以不同于步骤4中的试验调节速率操纵旋翼总距，再次实现旋翼总距的快速拉起，同步采集气动力相关数据，获取此变化过程中旋翼气动载荷随时间的变化特性；
步骤6，重复步骤5，直至完成所有试验调节速率下的旋翼总距快速拉起试验后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤7，重复上述步骤2至步骤6，直至获取所有试验拉力系数在不同调节速率下旋翼气动载荷随时间的变化特点，以此分析研究涡环改出操纵规律。
进一步的，在步骤4中，风速调整至步骤3所确定的风速值为旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值。
进一步的，在步骤1中，悬停试验采用直升机垂直升降试验台在Φ5m立式风洞开口试验段进行，试验采用定旋翼转速、改变旋翼总距的方法，由旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的气动载荷。
进一步的，在步骤4中，以试验调节速率操纵旋翼总距，实现总距的快速拉起，旋翼总距操纵幅度大小为0°-5°以保证旋翼不失速，保证试验安全。
进一步的，在步骤4、步骤5、步骤6中，所述试验调节速率为1°/s-9°/s，不同的试验调节速率在1°/s-9°/s取值。
进一步的，在步骤4中，旋翼操纵系统作动筒电机驱动力更大、加速度更快，电机驱动器具有快速阶跃运动驱动能力，控制软件具有快速拉起试验功能，能够实现不同的总距调节速率。
进一步的，在步骤4中，旋翼处于涡环状态最严重时，数据采集的时间为15-25秒。
进一步的，在步骤4中，总距快速拉起至稳定过程中，数据采集的时间为25-35秒。
进一步的，在步骤2中，风速试验值为多个不同的风速试验值，风速试验值取值范围为3m/s-20m/s，风洞开车后，逐一调整风速到试验值，采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷。
进一步的，逐一调整风速到试验值为在以3m/s的风速试验值为初始试验值，以1m/s递增的方式直至20m/s进行逐一的试验，以获取18组试验数据。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
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是本发明流程示意图。
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。
本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
实施例
一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，如图1所示，包括以下步骤：
步骤1，开展悬停试验，获取旋翼拉力系数与总距的变化规律，确定试验要求的不同拉力系数所对应总距操纵值；
步骤2，在旋翼垂直下降状态，启动旋翼试验台，使旋翼转速升到工作转速，操纵旋翼使桨距角达到悬停状态下指定的试验拉力系数对应的总距操纵值，风洞开车，然后调整风速到不同的试验值，并采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷，完成后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤3，根据步骤2获取的旋翼气动载荷随风速的变化曲线，确定在步骤2中的拉力系数下涡环的最严重状态,获取旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值；
步骤4，开展涡环状态下旋翼总距快速拉起试验，旋翼垂直下降状态下，启动旋翼试验台至工作转速，操纵旋翼总距至试验拉力系数对应的操纵值，风洞开车，风速调整步骤3所确定的风速值，稳定后采集数据，获取涡环状态最严重时的旋翼气动载荷数据，然后以试验调节速率操纵旋翼总距，同时同步采集气动力相关数据，获取旋翼总距的快速拉起过程中气动载荷随时间的变化特性；
步骤5，操纵旋翼，使桨距角回到悬停状态下步骤2中的试验拉力系数对应的总距操纵值，以不同于步骤4中的试验调节速率操纵旋翼总距，再次实现旋翼总距的快速拉起，同步采集气动力相关数据，获取此变化过程中旋翼气动载荷随时间的变化特性；
步骤6，重复步骤5，直至完成所有试验调节速率下的旋翼总距快速拉起试验后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤7，重复上述步骤2至步骤6，直至获取所有试验拉力系数在不同调节速率下旋翼气动载荷随时间的变化特点，以此分析研究涡环改出操纵规律。
本实施例中，首先操纵旋翼使桨距角达到悬停状态下某一个特定试验拉力系数对应的总距操纵值，通过调整不同的风速来采集旋翼气动载荷，获得旋翼拉力和功率随风速的变化曲线，根据变化曲线，确定该拉力系数下涡环的最严重状态，同时也确定下最严重状态的风速。确定好风速之后，开展涡环状态下旋翼总距快速拉起试验，以某一特定试验调节速率（试验过程中会研究多个特定的试验调节速率），采集快速拉起过程中气动载荷随时间的变化特性，经过多个调节速率后重复操作后，实现不同调节速率的气动载荷随时间的变化特性。最后，再进行多个特定试验拉力系数的相同试验，从而获取丰富的涡环改出试验数据库。
整个实施过程，涡环状态的旋翼流场非常复杂，尤其是至今在理论上仍没有公认的计算方法。为了要改善直升机目前的情况，作为地面上的试验，在了解掌握直升机涡环现象的气动特征及发生条件的基础上，采用上述方法能够以模拟实际情况的基础上，通过数据的分析，可试验出直升机涡环改出的规律，从而为直升机涡环改出问题提供试验依据。
更加具体的，在上述的设计基础上，在步骤4中，风速调整至步骤3所确定的风速值为旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值。
在上述具体设计的基础上，作为更加具体的设计，进一步的，在步骤1中，悬停试验采用直升机垂直升降试验台在Φ5m立式风洞开口试验段进行，试验采用定旋翼转速、改变旋翼总距的方法，由旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的气动载荷。
在上述具体设计的基础上，更加具体的，在步骤4中，在步骤4中，以试验调节速率操纵旋翼总距，实现总距的快速拉起，旋翼总距操纵幅度大小为0°-5°以保证旋翼不失速，保证试验安全。在此设计中，由于在不同的使用环境中，对于旋翼总距的操纵幅度具有要求，尤其是需要保证整个试验的安全系统，在超过极限值的情况下容易引起直升机旋翼失速的情况。更加具体的，所述旋翼总距不超过12°。
更加进一步的设计，在不同规格的以及不同的试验基础上，作为更加具体的设计，在步骤4、步骤5、步骤6中，所述试验调节速率为1°/s-9°/s，不同的试验调节速率在1°/s-9°/s取值。
基于上述具体设计的基础上，针对整个系统也具有一定的要求，在步骤4中，旋翼操纵系统作动筒电机驱动力更大、加速度更快，电机驱动器具有快速阶跃运动驱动能力，控制软件具有快速拉起试验功能，能够实现不同的总距调节速率。
在上述具体设计的基础上，针对旋翼处于涡环状态最严重时数据的采集也是具有一定时间要求，为了保证整个试验数据的准确性和试验的安全，在步骤4中，旋翼处于涡环状态最严重时，数据采集的时间为15-25秒。通常在正常的操作中，数据采集的时间通常约为20秒。此时的数据采集为涡环状态最严重时的旋翼气动载荷数据。
相同的设计，针对总距快速拉起至稳定过程数据采集时间也有一定要求，在步骤4中，总距快速拉起至稳定过程中，数据采集的时间为25-35秒。通常在正常的操作中，数据采集的时间通常约为30秒，此时的数据采集为气动载荷随时间的变化特性。
在上述具体的设计基础上，更加具体的，在步骤2中，风速试验值为多个不同的风速试验值，风速试验值取值范围为3m/s-20m/s，风洞开车后，逐一调整风速到试验值，采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷。
在具体的操作上，逐一调整风速到试验值为在以3m/s的风速试验值为初始试验值，以1m/s递增的方式直至20m/s进行逐一的试验，以获取18组试验数据。
综上所述，本发明的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，基于国内F5米立式风洞及其配套研制的直升机垂直升降试验台，率先提出一种当直升机旋翼处于涡环状态时，通过总距的快速拉起，模拟涡环改出的试验方法，使得试验流程规范化，根据获得的涡环改出前后旋翼气动特性的变化规律，可以取得一些有意义的成果，用以指导飞行员在旋翼进入涡环状态后如何及时安全改出。
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 (10)
1.一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1，开展悬停试验，获取旋翼拉力系数与总距的变化规律，确定试验要求的不同拉力系数所对应总距操纵值；
步骤2，在旋翼垂直下降状态，启动旋翼试验台，使旋翼转速升到工作转速，操纵旋翼使桨距角达到悬停状态下指定的试验拉力系数对应的总距操纵值，风洞开车，然后调整风速到不同的试验值，并采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷，完成后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤3，根据步骤2获取的旋翼气动载荷随风速的变化曲线，确定在步骤2中的拉力系数下涡环的最严重状态,获取旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值；
步骤4，开展涡环状态下旋翼总距快速拉起试验，旋翼垂直下降状态下，启动旋翼试验台至工作转速，操纵旋翼总距至试验拉力系数对应的总距操纵值，风洞开车，风速调整至步骤3所确定的风速值，稳定后采集数据，获取涡环状态最严重时的旋翼气动载荷数据，然后以试验调节速率操纵旋翼总距，同时同步采集气动力相关数据，获取旋翼总距的快速拉起过程中气动载荷随时间的变化特性；
步骤5，操纵旋翼，使桨距角回到悬停状态下步骤2中的试验拉力系数对应的总距操纵值，以不同于步骤4中的试验调节速率操纵旋翼总距，再次实现旋翼总距的快速拉起，同步采集气动力相关数据，获取此变化过程中旋翼气动载荷随时间的变化特性；
步骤6，重复步骤5，直至完成所有试验调节速率下的旋翼总距快速拉起试验后，将风速逐渐减小到零，旋翼操纵角回零，旋翼试验台停车；
步骤7，重复上述步骤2至步骤6，直至获取所有试验拉力系数在不同调节速率下旋翼气动载荷随时间的变化特点，以此分析研究涡环改出操纵规律。
2.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4中，风速调整至步骤3所确定的风速值为旋翼拉力和功率损失最大时对应的风速值。
3.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤1中，悬停试验采用直升机垂直升降试验台在Φ5m立式风洞开口试验段进行，试验采用定旋翼转速、改变旋翼总距的方法，由旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的气动载荷。
4.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4中，以试验调节速率操纵旋翼总距，实现总距的快速拉起，旋翼总距操纵幅度大小为0°-5°以保证旋翼不失速，保证试验安全。
5.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4、步骤5、步骤6中，所述试验调节速率为1°/s-9°/s，不同的试验调节速率在1°/s-9°/s取值。
6.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4中，旋翼操纵系统作动筒电机驱动力更大、加速度更快，电机驱动器具有快速阶跃运动驱动能力，控制软件具有快速拉起试验功能，能够实现不同的总距调节速率。
7.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4中，旋翼处于涡环状态最严重时，数据采集的时间为15-25秒。
8.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤4中，总距快速拉起至稳定过程中，数据采集的时间为25-35秒。
9.如权利要求1所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤2中，风速试验值为多个不同的风速试验值，风速试验值取值范围为3m/s-20m/s，风洞开车后，逐一调整风速到试验值，采集数据，获取每个对应风速下的旋翼气动载荷。
10.如权利要求9所述的一种直升机旋翼涡环状态改出试验地面模拟方法，其特征在于：逐一调整风速到试验值为在以3m/s的风速试验值为初始试验值，以1m/s递增的方式直至20m/s进行逐一的试验，以获取18组试验数据。
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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