CN113670561B - 一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。

Description

一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法

技术领域

本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法。

背景技术

直升机由于其气动布局的复杂性，单旋翼存在包括旋翼、机身及平/垂尾、尾桨等多个气动部件。由于直升机特殊的升力部件—旋翼的存在，使得其流场环境极其复杂，而气动干扰问题对直升机的飞行性能具有至关重要的影响，尤其在现代先进直升机研制中由这一问题所带来的振动、噪声、性能/品质下降甚至直升机安全等问题一直是直升机界关注的重要主题之一，也是学术研究最为活跃的领域之一。因直升机旋翼、尾桨和各部件间的气动干扰大，且干扰机理复杂，由此学术界和工业界所开展的一个极其重要的内容就是研究评估直升机的气动干扰特性，从而指导实际型号的设计。

但是如果对直升机的旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨等多个气动部件进行理论预测，会存在预测不准，无法确定干扰特性的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是直升机旋翼、尾桨和各部件间的气动干扰大，且干扰机理复杂，目的在于提供一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，解决了获得直升机各气动部件干扰特性的问题。

本发明通过下述技术方案实现：

一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；

所述悬停试验方法包括：

旋翼+机身组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R1、机身气动载荷F1、平尾气动载荷H1和垂尾气动载荷V1；

全机组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R2、机身气动载荷F2，平尾气动载荷H2和尾桨气动载荷S1；

单独尾桨模型悬停试验，获得尾桨气动载荷S2；

所述前飞试验方法包括：

单独旋翼模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时旋翼气动载荷R3、旋翼操纵角度Q和主轴倾角α；

单独机身模型前飞试验，获得不同试验条件下，相同α序列下前飞时机身气动载荷F4、平尾气动载荷H4、垂尾气动载荷V4；

单独尾桨模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时尾桨气动载荷S4；

机身+尾桨模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同α序列前飞时机身气动载荷F5、平尾气动载荷H5、垂尾气动载荷V5和尾桨气动载荷S5；

旋翼+机身模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R6、机身气动载荷F6、平尾气动载荷H6、垂尾气动载荷V6；

旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R7、机身气动载荷F7、平尾气动载荷H7、垂尾气动载荷V7和尾桨气动载荷S7；

其中，计算旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨的气动载荷计算时，采用不同的归一化因子；

旋翼气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F01和参考力矩M01，公式为：

其中，ωR为旋翼桨尖速度、ρ为大气密度、πR²为旋翼桨盘面积；

机身气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F02和参考力矩M02，公式为：

M02＝F02·l_f

其中，V为来流风速、ρ为大气密度、S_f为机身阻力面积、l_f为机身模型长度；

平尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F03和参考力矩M03，公式为：

M03＝F03×l_p

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_p为平尾特征面积，l_p为平尾弦长；

垂尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为垂尾模型参考力F04和参考力矩M04，公式为：

M04＝F03×l_v

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_v为垂尾特征面积，l_v为垂尾弦长；

尾桨气动载荷系数计算时的归一化因子分别为尾桨模型参考力F05和参考力矩M05，公式为：

M05＝F05×R_S

式中，ρ为大气密度、ωR_s为尾桨桨尖速度、πR_s ²为尾桨桨盘面积。

具体地，所述试验条件包括前进比、马赫数据、垂力系数、主轴倾角。

具体地，所述悬停试验中：

所述旋翼+机身组合模型悬停试验和所述全机组合模型悬停试验的操纵总距角序列相同，试验时固定转速，改变旋翼总距，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述全机组合模型悬停试验和单独尾桨模型悬停试验的尾桨总距序列相同，试验时固定转速和操纵总距，改变尾桨总距测量旋翼气动载荷、机身气动载荷，平尾气动载荷和尾桨气动载荷。

所述前飞试验中：

所述单独旋翼模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压和旋翼转速，通过操纵旋翼总距配平到所需的垂向力系数，测量旋翼气动载荷、旋翼操纵角度和主轴倾角；

所述单独机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压及桨毂转速，测量机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述单独尾桨模型前飞试验控制方法为，在主轴倾角零度时给定的尾桨位置高度、速压及尾桨转速，改变尾桨总距，测量尾桨气动载荷；

所述机身+尾桨模型前飞试验控制方法为：给定速压和桨毂转速和主轴倾角的条件下，固定主轴倾角和尾桨，改变尾桨总距，测量机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷；

所述旋翼+机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、给定速压和旋翼转速的条件下，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在改变风速和主轴倾角的过程中要进行力矩配平，确保旋翼力矩不超过安全阀值范围，速压或主轴倾角到位后，测得旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验控制方法为：给定速压和旋翼转速的条件下，控制主轴倾角和尾桨支撑到位，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在操纵角到位后，按给定尾桨总距序列控制尾桨操纵，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷。

优选地，旋翼试验数据以桨桨毂风轴系给出，机身试验数据、平尾试验数据和垂尾试验数据以机身风轴系给出，尾桨试验数据以尾桨桨毂风轴系给出；

所述桨桨毂风轴系为：原点为桨毂模型中心，X_H轴沿来流方向为正，Y_H轴垂直于来流向上为正，Z_H轴按照右手法则确定；

所述机身风轴系为：原点为机身天平中心，X_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，Z_F轴按右手法则确定；

所述尾桨桨毂风轴系为：原点为尾桨桨毂中心，Z_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，X_F轴按右手法则确定。

进一步，所述方法还包括基于悬停试验方法和前飞试验方法得出的数据而获得直升机气动干扰特性的方法，其包括：悬停状态下的气动干扰特性和前飞状态下的气动干扰特性；

所述悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造R2-R1曲线、F2-F1曲线、H2-H1、V2-V1和S1-S2曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

所述前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造F5-F4曲线、H5-H4曲线、V5-V4曲线和S5-S4曲线，获得机身与尾桨相互干扰特性曲线；

构造R7-R6曲线、F7-F6曲线、H7-H6曲线、V7-V6曲线和S7-S6曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

构造R6-R3曲线、F6-F4曲线、H6-H4曲线和V6-V4曲线，获得旋翼和机身的相互干扰特性曲线。

具体地，悬停状态下，旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线的具体获得方法包括：

构造R2-R1曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F2-F1曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H2-H1曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V2-V1曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S1-S2曲线，获得旋翼+机身对尾桨的干扰特性曲线；

前飞状态下，机身与尾桨相互干扰特性曲线的具体获得方法包括：

构造F5-F4曲线，获得机身对尾桨的干扰特性曲线；

构造H5-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V5-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线；

构造S5-S4曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

前飞状态下，旋翼和机身的相互干扰特性曲线具体获得方法包括：

构造R6-R3曲线，获得机身对旋翼的干扰特性曲线；

构造F6-F4曲线，获得旋翼对机身的干扰特性曲线；

构造H6-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V6-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线；

前飞状态下，旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线具体获得方法包括：

构造R7-R6曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F7-F6曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H7-H6曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V7-V6曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S7-S6曲线，获得旋翼+机身对尾桨的相互干扰特性曲线。

具体地，所述悬停试验方法和所述前飞试验方法均基于风洞试验台进行试验，所述风洞试验台包括：

风洞，直升机设置在所述风洞内；

试验系统，其设置在所述风洞内，且固定和操纵所述直升机；

测量系统，其设置在所述直升机上；

所述测量系统包括：

旋翼天平和扭矩天平，其用于测量旋翼气动载荷；

机身天平，其用于测量机身气动载荷；

平尾天平，其用于测量平尾气动载荷；

垂尾天平，其用于测量垂尾气动载荷；

尾桨天平和尾桨扭矩天平，其用于测量尾桨气动载荷；

所述试验系统包括：

主旋翼试验台，其用于支撑所述直升机主旋翼试验模型；

尾桨台，其用于支撑尾桨试验模型；

主轴倾斜系统，其用于控制改变主旋翼试验台主轴倾角；

尾桨随动系统，其用于控制所述尾桨台跟随主旋翼主轴倾角变化；

旋翼操作系统，其用于控制所述直升机的旋翼的操纵角变化；

尾桨总距操作系统，其用于控制所述直升机的尾桨的总距角。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：

通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。

图1是根据本发明所述的一种风洞试验台的结构示意图。

附图标记：1-主旋翼试验台，2-尾桨台，3-主轴倾斜系统，4-旋翼操作系统，5-尾桨随动系统，6-尾桨总距操作系统。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。

另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。

在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。

实施例一

一种风洞试验台，包括风洞、试验系统和测量系统，直升机设置在风洞内，试验系统设置在风洞内，且固定和操纵直升机；测量系统设置在直升机上；

直升机包括旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨等多个气动部件。

风洞即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具之一。

测量系统包括旋翼天平、扭矩天平、机身天平、平尾天平、垂尾天平、尾桨天平和尾桨扭矩天平。

旋翼天平和扭矩天平用于测量旋翼气动载荷；机身天平用于测量机身气动载荷；平尾天平用于测量平尾气动载荷；垂尾天平用于测量垂尾气动载荷；尾桨天平和尾桨扭矩天平用于测量尾桨气动载荷；

通过测量系统可以在风洞试验中，对旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨的数据进行测量。

有些试验中平尾天平分左平尾和右平尾天平，有些试验只有一个平尾天平，根据直升机机身模型设计，并测量左平尾气动载荷或右平尾气动载荷。

如图1所示，本实施例中的试验系统包括主旋翼试验台1、尾桨台2、主轴倾斜系统3、尾桨随动系统5、旋翼操作系统4和尾桨总距操作系统6。

主旋翼试验台1用于支撑主旋翼试验模型及机身模型等；尾桨台2用于跟随主旋翼试验台1的动作并支撑尾桨试验模型；

主旋翼试验台1包括基座、下传动轴主轴倾斜系统、操纵控制系统、动力驱动系统、旋翼天平等，其基座固定在风洞地坑内，其下传动轴与旋翼天平、扭矩天平连接，并通过上传动轴连接旋翼模型；旋翼天平下板与机身天平连接，进而支撑机身模型。试验台下传动轴可以在一定范围内前后倾转(-25°～15°)。

尾桨台2为支撑直升机尾桨试验模型的结构，尾桨台2随动系统，随动系统可以水平(沿主旋翼倾角方向)移动和上下升降，当直升机的主轴倾角发生改变时，尾桨台2通过随动系统水平方向和垂直方向位移的改变，来适应因主旋翼倾角变化导致尾桨位置的变化。

主轴倾斜系统3用于控制主旋翼试验台1，控制电动缸位移的变化，从而可以控制直升机的主轴倾角。

尾桨随动系统5用于控制尾桨台2与机身尾部件的相对位置，通过水平位移和垂直位置的变化实现。

旋翼操作系统4用于控制直升机旋翼的操纵角，旋翼总距、横向周期变距、横向周期变距等。

尾桨总距操作系统6用于控制直升机的尾桨的总距。

实施例二

本实施例提供一种风洞试验方法，其基于实施例一中的风洞试验台，风洞试验包括悬停试验和前飞试验两个部分。

悬停试验方法包括：

开展旋翼+机身组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R1、机身气动载荷F1、平尾气动载荷H1和垂尾气动载荷V1；

开展全机组合(旋翼+机身+尾桨)悬停试验，获得旋翼气动载荷R2、机身气动载荷F2，平尾气动载荷H2和尾桨气动载荷S1；

开展单独尾桨模型悬停试验，获得尾桨气动载荷S2；

前飞试验方法包括：

开展单独旋翼模型前飞试验，获得不同试验条件下(不同前进比、马赫数据、垂力系数、主轴倾角)，前飞时旋翼气动载荷R3、旋翼操纵角度Q和主轴倾角α(也称机身迎角)；

开展单独机身模型前飞试验，获得不同试验条件下，相同α序列下前飞时机身气动载荷F4、平尾气动载荷H4、垂尾气动载荷V4；

开展单独尾桨模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时尾桨气动载荷S4；

开展机身+尾桨模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同α序列前飞时机身气动载荷F5、平尾气动载荷H5、垂尾气动载荷V5和尾桨气动载荷S5；

开展旋翼+机身模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R6、机身气动载荷F6、平尾气动载荷H6、垂尾气动载荷V6；

开展旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R7、机身气动载荷F7、平尾气动载荷H7、垂尾气动载荷V7和尾桨气动载荷S7。

实施例三

下面针对实施例二，提供具体的实验控制方法。

悬停试验中：

旋翼+机身组合模型悬停试验和全机组合模型悬停试验的操纵总距角序列相同，试验时固定转速，改变旋翼总距，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

全机组合模型悬停试验和单独尾桨模型悬停试验的尾桨总距序列相同，试验时固定转速和操纵总距，改变尾桨总距测量旋翼气动载荷、机身气动载荷，平尾气动载荷和尾桨气动载荷。

前飞试验中：

前飞试验配平策略为定垂向力系数配平，其为现阶段已有的配平方式，本实施例中不做进一步的说明。

配平过程中操纵旋翼周期变距使桨毂俯仰力矩和滚转力矩小于安全阀值，当实测垂力系数与目标值之间误差小于1％，桨毂俯仰力矩和滚转力矩不大于5N·m，即判断试验配平状态稳定。

单独旋翼模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压和旋翼转速，通过操纵旋翼总距配平到所需的垂向力系数，测量旋翼气动载荷、旋翼操纵角度和主轴倾角；

单独机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压及桨毂转速(空桨毂，不带桨叶模型)，测量机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

单独尾桨模型前飞试验控制方法为，在主轴倾角零度时给定的尾桨位置高度、速压及尾桨转速，改变尾桨总距(试验给定序列)，测量尾桨气动载荷；

机身+尾桨模型前飞试验控制方法为：给定速压和桨毂转速和主轴倾角的条件下，固定主轴倾角和尾桨，改变尾桨总距，测量机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷；

旋翼+机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、给定速压和旋翼转速的条件下，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在改变风速和主轴倾角的过程中要进行力矩配平，确保旋翼力矩不超过安全阀值范围，速压或主轴倾角到位后，按前述操纵值进行给定，测得旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验控制方法为：给定速压和旋翼转速的条件下，控制主轴倾角和尾桨支撑到位，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在操纵角到位后，按给定尾桨总距序列控制尾桨操纵，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷。

本实施例中的固定转速、旋翼总距、尾桨总距、操作总距、速压、主轴倾角、桨毂转速、尾桨位置高度、尾桨转速、操纵角等名字均为风洞试验中通用名词，本领域技术人员能够理解，再次不做进一步说明。

另外，针对实施例二和实施例三中的各种数据，采用不同的坐标系予以表示。

旋翼试验数据以桨毂风轴系给出，机身试验数据、平尾试验数据和垂尾试验数据以机身风轴系给出，尾桨试验数据以尾桨桨毂风轴系给出；

桨毂风轴系为：原点为桨毂模型中心，X_H轴沿来流方向为正，Y_H轴垂直于来流向上为正，Z_H轴按照右手法则确定；

机身风轴系为：原点为机身天平中心，X_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，Z_F轴按右手法则确定；

尾桨桨毂风轴系为：原点为尾桨桨毂中心，Z_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，X_F轴按右手法则确定。

实施例四

本实施例提供一种直升机气动干扰特性的获得方法，其基于上述的一种风洞试验方法中获得的相关数据。

气动干扰特性包括悬停状态下的气动干扰特性和前飞状态下的气动干扰特性；

悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造R2-R1曲线、F2-F1曲线、H2-H1、V2-V1和S1-S2曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

构造R2-R1曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F2-F1曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H2-H1曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V2-V1曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S1-S2曲线，获得旋翼+机身对尾桨的干扰特性曲线。

前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造F5-F4曲线、H5-H4曲线、V5-V4曲线和S5-S4曲线，获得机身与尾桨相互干扰特性曲线；

构造F5-F4曲线，获得机身对尾桨的干扰特性曲线；

构造H5-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V5-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线；

构造S5-S4曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线。

构造R7-R6曲线、F7-F6曲线、H7-H6曲线、V7-V6曲线和S7-S6曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

构造R6-R3曲线，获得机身对旋翼的干扰特性曲线；

构造F6-F4曲线，获得旋翼对机身的干扰特性曲线；

构造H6-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V6-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线。

构造R6-R3曲线、F6-F4曲线、H6-H4曲线和V6-V4曲线，获得旋翼和机身的相互干扰特性曲线；

构造R7-R6曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F7-F6曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H7-H6曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V7-V6曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S7-S6曲线，获得旋翼+机身对尾桨的相互干扰特性曲线。

其中，曲线的具体构造方法本领域技术人员能够根据理解，本发明是指出了针对构造的数据，构造方法不做进一步描述。

实施例五

在计算旋翼模型、机身模型、平尾模型、垂尾模型、尾桨模型的力和力矩系数时，采用不同的归一化因子，本实施例提供相应的因子。

计算旋翼模型参考力、参考力矩采用旋翼桨尖速度ωR、大气密度ρ、旋翼桨盘面积πR²计算，公式如下：

机身模型参考力、参考力矩采用来流风速V、大气密度ρ、机身阻力面积S_f、机身模型长度l_f计算，公式如下：

M03＝F02·l_f

平尾模型气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F03和参考力矩M03，其中

M03＝F03×l_p

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_p为平尾特征面积，l_p为平尾弦长。

垂尾模型气动载荷系数计算时的归一化因子分别为垂尾模型参考力F04和参考力矩M04，其中

M04＝F03×l_v

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_v为垂尾特征面积，l_v为垂尾弦长。

尾桨模型气动载荷系数计算时的归一化因子分别为尾桨模型参考力F05和参考力矩M05，其中

M05＝F05×R_S

式中，ρ为大气密度、ωR_s为尾桨桨尖速度、πR_s ²为尾桨桨盘面积。

旋翼模型力和力矩系数分别用F01、M01进行计算；

机身模型的力和力矩系数分别用F02和M02进行计算；

平尾模型的力和力矩系数分别用F03和M03进行计算；

垂尾模型的力和力矩系数分别用F04和M04进行计算；

尾桨模型的力和力矩系数分别用F05和M05进行计算。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述发明的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。

Claims (8)

1.一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，包括悬停试验方法和前飞试验方法；

所述悬停试验方法包括：

旋翼+机身组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R1、机身气动载荷F1、平尾气动载荷H1和垂尾气动载荷V1；

全机组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R2、机身气动载荷F2，平尾气动载荷H2和尾桨气动载荷S1；

单独尾桨模型悬停试验，获得尾桨气动载荷S2；

所述前飞试验方法包括：

单独旋翼模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时旋翼气动载荷R3、旋翼操纵角度Q和主轴倾角α；

单独机身模型前飞试验，获得不同试验条件下，相同α序列下前飞时机身气动载荷F4、平尾气动载荷H4、垂尾气动载荷V4；

单独尾桨模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时尾桨气动载荷S4；

机身+尾桨模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同α序列前飞时机身气动载荷F5、平尾气动载荷H5、垂尾气动载荷V5和尾桨气动载荷S5；

旋翼+机身模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R6、机身气动载荷F6、平尾气动载荷H6、垂尾气动载荷V6；

旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R7、机身气动载荷F7、平尾气动载荷H7、垂尾气动载荷V7和尾桨气动载荷S7；

其中，计算旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨的气动载荷计算时，采用不同的归一化因子；

旋翼气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F01和参考力矩M01，公式为：

其中，ωR为旋翼桨尖速度、ρ为大气密度、πR²为旋翼桨盘面积；

机身气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F02和参考力矩M02，公式为：

M02＝F02·l_f

其中，V为来流风速、ρ为大气密度、S_f为机身阻力面积、l_f为机身模型长度；

平尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F03和参考力矩M03，公式为：

M03＝F03×l_p

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_p为平尾特征面积，l_p为平尾弦长；

垂尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为垂尾模型参考力F04和参考力矩M04，公式为：

M04＝F03×l_v，

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_v为垂尾特征面积，l_v为垂尾弦长；

尾桨气动载荷系数计算时的归一化因子分别为尾桨模型参考力F05和参考力矩M05，公式为：

M05＝F05×R_S

式中，ρ为大气密度、ωR_s为尾桨桨尖速度、πR_s ²为尾桨桨盘面积。

2.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述试验条件包括前进比、马赫数据、垂力系数、主轴倾角。

3.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述悬停试验中：

所述旋翼+机身组合模型悬停试验和所述全机组合模型悬停试验的操纵总距角序列相同，试验时固定转速，改变旋翼总距，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述全机组合模型悬停试验和单独尾桨模型悬停试验的尾桨总距序列相同，试验时固定转速和操纵总距，改变尾桨总距测量旋翼气动载荷、机身气动载荷，平尾气动载荷和尾桨气动载荷。

4.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述前飞试验中：

所述单独旋翼模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压和旋翼转速，通过操纵旋翼总距配平到所需的垂向力系数，测量旋翼气动载荷、旋翼操纵角度和主轴倾角；

所述单独机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、速压及桨毂转速，测量机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述单独尾桨模型前飞试验控制方法为，在主轴倾角零度时给定的尾桨位置高度、速压及尾桨转速，改变尾桨总距，测量尾桨气动载荷；

所述机身+尾桨模型前飞试验控制方法为：给定速压和桨毂转速和主轴倾角的条件下，固定主轴倾角和尾桨，改变尾桨总距，测量机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷；

所述旋翼+机身模型前飞试验控制方法为：给定主轴倾角、给定速压和旋翼转速的条件下，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在改变风速和主轴倾角的过程中要进行力矩配平，确保旋翼力矩不超过安全阀值范围，速压或主轴倾角到位后，测得旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验控制方法为：给定速压和旋翼转速的条件下，控制主轴倾角和尾桨支撑到位，旋翼操纵角根据相同试验条件下单旋翼前飞试验测得的操纵角给定；在操纵角到位后，按给定尾桨总距序列控制尾桨操纵，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷和尾桨气动载荷。

5.根据权利要求4所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，旋翼试验数据以桨毂风轴系给出，机身试验数据、平尾试验数据和垂尾试验数据以机身风轴系给出，尾桨试验数据以尾桨桨毂风轴系给出；

所述桨毂风轴系为：原点为桨毂模型中心，X_H轴沿来流方向为正，Y_H轴垂直于来流向上为正，Z_H轴按照右手法则确定；

所述机身风轴系为：原点为机身天平中心，X_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，Z_F轴按右手法则确定；

所述尾桨桨毂风轴系为：原点为尾桨桨毂中心，Z_F轴沿迎来流方向为正，Y_F轴垂直于来流向上为正，X_F轴按右手法则确定。

6.根据权利要求5所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，还包括基于悬停试验方法和前飞试验方法得出的数据而获得直升机气动干扰特性的方法，其包括：悬停状态下的气动干扰特性和前飞状态下的气动干扰特性；

所述悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造R2-R1曲线、F2-F1曲线、H2-H1、V2-V1和S1-S2曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

所述前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：

构造F5-F4曲线、H5-H4曲线、V5-V4曲线和S5-S4曲线，获得机身与尾桨相互干扰特性曲线；

构造R7-R6曲线、F7-F6曲线、H7-H6曲线、V7-V6曲线和S7-S6曲线，获得旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线；

构造R6-R3曲线、F6-F4曲线、H6-H4曲线和V6-V4曲线，获得旋翼和机身的相互干扰特性曲线。

7.根据权利要求6所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，

悬停状态下，旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线的具体获得方法包括：

构造R2-R1曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F2-F1曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H2-H1曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V2-V1曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S1-S2曲线，获得旋翼+机身对尾桨的干扰特性曲线；

前飞状态下，机身与尾桨相互干扰特性曲线的具体获得方法包括：

构造F5-F4曲线，获得机身对尾桨的干扰特性曲线；

构造H5-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V5-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线；

构造S5-S4曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

前飞状态下，旋翼和机身的相互干扰特性曲线具体获得方法包括：

构造R6-R3曲线，获得机身对旋翼的干扰特性曲线；

构造F6-F4曲线，获得旋翼对机身的干扰特性曲线；

构造H6-H4曲线，获得机身对平尾的干扰特性曲线；

构造V6-V4曲线，获得机身对垂尾的干扰特性曲线；

前飞状态下，旋翼、机身与尾桨的相互干扰特性曲线具体获得方法包括：

构造R7-R6曲线，获得尾桨对旋翼的干扰特性曲线；

构造F7-F6曲线，获得尾桨对机身的干扰特性曲线；

构造H7-H6曲线，获得尾桨对平尾的干扰特性曲线；

构造V7-V6曲线，获得尾桨对垂尾的干扰特性曲线；

构造S7-S6曲线，获得旋翼+机身对尾桨的相互干扰特性曲线。

8.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述悬停试验方法和所述前飞试验方法均基于风洞试验台进行试验，所述风洞试验台包括：

风洞，直升机设置在所述风洞内；

试验系统，其设置在所述风洞内，且固定和操纵所述直升机；

测量系统，其设置在所述直升机上；

所述测量系统包括：

旋翼天平和扭矩天平，其用于测量旋翼气动载荷；

机身天平，其用于测量机身气动载荷；

平尾天平，其用于测量平尾气动载荷；

垂尾天平，其用于测量垂尾气动载荷；

尾桨天平和尾桨扭矩天平，其用于测量尾桨气动载荷；

所述试验系统包括：

主旋翼试验台，其用于支撑所述直升机主旋翼试验模型；

尾桨台，其用于支撑尾桨试验模型；

主轴倾斜系统，其用于控制所述主旋翼试验台主轴倾角；

尾桨随动系统，其用于控制所述尾桨台跟随主旋翼主轴倾角变化；

旋翼操作系统，其用于控制所述直升机的旋翼的操纵角变化；

尾桨总距操作系统，其用于控制所述直升机的尾桨的总距角。

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