CN113753261B - 复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。本发明包括主试验台，主试验台的另一端连接有机身和旋翼，机身上安装有机翼，机身内部安装有旋翼天平和机身天平，旋翼的轴下端连接有旋翼天平，旋翼天平的上下板之间设置有扭矩天平，机身的尾部安装有平尾和垂尾，两侧的垂尾均安装有方向舵，方向舵上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构，螺旋桨支撑机构远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱，螺旋桨短舱内部安装有螺旋桨，螺旋桨短舱上内部安装有螺旋桨天平。本发明提供了具有单旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平垂尾构型的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。

Description

复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法

技术领域

本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。

背景技术

现有的单旋翼带尾桨直升机由于自身构型的限制，最大飞行速度难以进一步提高，高速直升机是下一代直升机发展的一大趋势。复合式常规旋翼高速直升机通过螺旋桨推进以及降低旋翼转速等手段，可以减小前飞时旋翼桨盘前倒的角度，减弱桨盘前行侧的激波阻力和后行侧的气流分离，有效提升直升机的最大飞行速度。欧洲的X3复合式高速直升机在试飞时达到了超过470km/h的最大飞行速度。

风洞试验是直升机气动特性研究的重要手段之一，已有的关于直升机风洞试验的试验装置基本都针对常规单旋翼带尾桨以及共轴式等构型（可参考CN110261057A,CN208109379U,CN106226024B），而公开文献中难以查阅到有关复合式常规旋翼高速直升机旋翼/机身/螺旋桨组合模型风洞试验装置及方法的相关资料。为此，本专利设计了一种复合式常规旋翼高速直升机全机组合模型试验装置，并提出了相应的试验方法。

发明内容

为了解决现有技术存在的上述问题，本发明的目的在于提供具有单旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平垂尾构型的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法。

本发明所采用的技术方案为：

复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，包括安装于地坑且轴线穿过地坑中心的主试验台，主试验台的另一端连接有机身和旋翼，机身上安装有机翼，机身内部安装有旋翼天平、机身天平和扭矩天平，机身的尾部安装有平尾和垂尾，两侧的垂尾上均安装有方向舵，方向舵上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构，螺旋桨支撑机构远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱，螺旋桨短舱上安装有螺旋桨，螺旋桨短舱内部安装有螺旋桨天平。

本发明的试验装置中的直升机模型包括机身、旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平尾、垂尾和方向舵，其中机身由主试验台支撑，螺旋桨短舱由螺旋桨支撑机构支撑。本发明设置有旋翼天平、机身天平、扭矩天平、方向舵天平、螺旋桨天平，可以同时实现旋翼、螺旋桨、机身等部件气动力的独立测量，以及方向舵舵面的铰链力矩测量，为分析复合式常规旋翼构型高速直升机气动干扰特性提供了极大便利，提供了切实可行的组合模型风洞试验方案，可以有效模拟真机的各种飞行状态。

作为本发明的优选方案，所述机翼与螺旋桨短舱断开，机翼与机身之间连接有支撑杆。两侧螺旋桨与机翼断开，保持合适的间隙，从而可分别单独测量机身主体与螺旋桨的气动力。

作为本发明的优选方案，所述螺旋桨支撑机构包括平台，平台安装于地坑上，平台上安装有基座，基座上连接有长支杆，长支杆远离基座的一端连接有过渡连接件，过渡连接件的另一端连接有短支杆，短支杆的另一端与螺旋桨短舱连接。旋转风洞地坑转盘时，主试验台和螺旋桨支撑机构均能调整角度，使组合模型的偏航角调整到试验角度。

作为本发明的优选方案，所述基座上设置有导向定位槽，长支杆的底部设置有定位凸台，定位凸台套设于导向定位槽内，导向定位槽上设置有若干螺栓孔，定位凸台通过螺栓与导向定位槽上的部分螺栓孔连接。长支杆上的定位凸台可在基座的导向定位槽内滑动，定位凸台移动到位后，通过螺栓将定位凸台与导向定位槽固定。

作为本发明的优选方案，所述过渡连接件与短支杆连接段的轴线和过渡连接件与长支杆连接段的轴线的夹角为0～20°。可替换的过渡连接件有不同的形状，以满足不同俯仰角试验状态螺旋桨短舱的角度和高度补偿需求。过渡连接件的夹角可为±12°、±10°、±8°、±5°、±3°、±2°、±1°、0°。调整定位凸台在导向定位槽中的位置、更换相应角度的过渡连接件后，在变俯仰角试验时螺旋桨短舱与机翼相对位置保持不变。

作为本发明的优选方案，所述短支杆往靠近螺旋桨短舱的方向上直径逐渐变小。短支杆直接支撑螺旋桨短舱，其形状为变直径圆柱状，以减小侧滑试验状态短支杆对螺旋桨的气动干扰。此外，在保证强度要求的前提下尽量减小短支杆直径。

作为本发明的优选方案，所述主试验台包括试验台底座，试验台底座安装于地坑上，试验台底座上转动连接有主支座，主支座上连接有滑台，滑台内套设有滑块，试验台底座上安装有俯仰电动缸，俯仰电动缸的活塞杆与滑块铰接。当需要调节机身的俯仰角度时，俯仰电动缸驱动滑动移动，滑块在滑台上滑动时推动滑台倾转，从而主支座和机身的俯仰角度得以调整。

作为本发明的优选方案，所述机身底部安装有起落架。

复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验方法，包括如下步骤：

S1：通过旋转风洞地坑转盘将组合模型的偏航角调整到试验角度；

S2：将主试验台的俯仰角调整到试验角度；并通过调整螺旋桨长支杆在基座上的位置及选择过渡连接件，使螺旋桨短舱和机翼的相对位置保持一致；

S3：启动旋翼的电机和螺旋桨的电机，使旋翼和螺旋桨达到各自的工作转速；

S4：风洞起风，使风洞试验段的风速达到试验指定风速；

S5：测量机身升力、机身阻力、机身侧向力、机身俯仰力矩、机身滚转力矩、机身偏航力矩；测量旋翼升力、旋翼阻力、旋翼侧向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩和旋翼扭矩；测量螺旋桨推力、螺旋桨俯仰力矩和螺旋桨滚转力矩；

S6：根据测得的机身升力和螺旋桨在升力方向的推力分量，调整旋翼总距，使旋翼和机身上产生的升力合力等于全机重量；

S7：根据测得的机身滚转力矩和螺旋桨滚转力矩，调整旋翼横向周期变距，使旋翼、机身、螺旋桨滚转力矩达到平衡；

S8：根据测得的机身俯仰力矩和螺旋桨俯仰力矩，调整旋翼纵向周期变距，使旋翼、机身、螺旋桨俯仰力矩达到平衡；

S9：根据测得的旋翼阻力和机身阻力，确定左右两侧螺旋桨需产生的合推力；

S10：根据测得的旋翼扭矩和机身侧向力数据，确定两侧螺旋桨和方向舵需平衡的反扭矩；

S11：根据步骤S9和步骤S10数据，调整两侧螺旋桨桨距和方向舵角度，使组合模型阻力和推力平衡，使旋翼扭矩和全机其余部件的偏航力矩达到平衡；

S12：记录旋翼、螺旋桨和方向舵的操纵角及旋翼、螺旋桨、机身、方向舵的气动力数据；

S13：风洞停风、旋翼的电机和螺旋桨的电机停车检查后，开展下一状态的试验。

作为本发明的优选方案，在进行步骤S11之后，重复步骤S6～步骤S11，使全机组合模型最终达到配平状态。

本发明的有益效果为：

本发明的试验装置中的直升机模型包括机身、旋翼、机翼、两侧推进螺旋桨、平尾、垂尾和方向舵，其中机身由主试验台支撑，螺旋桨短舱由螺旋桨支撑机构支撑。本发明设置有旋翼天平、机身天平、扭矩天平、方向舵天平、螺旋桨天平，可以同时实现旋翼、螺旋桨、机身等部件气动力的独立测量，以及方向舵舵面的铰链力矩测量，为分析复合式常规旋翼构型高速直升机气动干扰特性提供了极大便利，提供了切实可行的组合模型风洞试验方案，可以有效模拟真机的各种飞行状态。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明的部分结构图；

图3是基座的结构示意图；

图4是长支杆的结构示意图；

图5是不同俯仰角试验对应的过渡连接件的结构示意图

图6是本发明的方法流程图。

图中，1-主试验台；2-机身；3-旋翼；4-机翼；5-平尾；6-垂尾；7-螺旋桨支撑机构；8-螺旋桨短舱；9-螺旋桨；11-试验台底座；12-主支座；13-滑台；14-滑块；15-俯仰电动缸；21-起落架；41-支撑杆；61-方向舵；71-平台；72-基座；73-长支杆；74-过渡连接件；75-短支杆；721-导向定位槽；731-定位凸台。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

如图1所示，本实施例的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，包括安装于地坑且轴线穿过地坑中心的主试验台1，主试验台1的另一端连接有机身2和旋翼3，机身2上安装有机翼4和起落架21，旋翼天平和机身天平安装在中空的机身2内部，连接在旋翼轴下端的扭矩天平位于旋翼天平上下板之间，机身2的尾部安装有平尾5和垂尾6，两侧的垂尾6上均安装有方向舵61，方向舵61上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构7，螺旋桨支撑机构7远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱8，螺旋桨短舱8上安装有螺旋桨9，螺旋桨短舱8内部安装有螺旋桨天平。

其中，旋翼天平用于监测旋翼升力、旋翼阻力、旋翼侧力、旋翼俯仰力矩和旋翼滚转力矩；扭矩天平用于监测旋翼扭矩；机身天平用于监测机身升力、机身阻力、机身侧力、机身俯仰力矩、机身滚转力矩和机身偏航力矩；螺旋桨天平用于监测螺旋桨推力和螺旋桨扭矩；方向舵天平用于监测方向舵的铰链力矩。

旋翼3和螺旋桨9分别连接有电机，从而旋翼3和螺旋桨9均由单独的电机驱动。

其中，如图2所示，所述机翼4与螺旋桨短舱8断开，机翼4与机身2之间连接有支撑杆41。两侧螺旋桨9与机翼4断开，保持合适的间隙，从而可分别单独测量旋翼3与螺旋桨9的气动力。

具体地，所述螺旋桨支撑机构7包括平台71，平台71安装于地坑上，平台71上安装有基座72，基座72上连接有长支杆73，长支杆73远离基座72的一端连接有过渡连接件74，过渡连接件74的另一端连接有短支杆75，短支杆75的另一端与螺旋桨短舱8连接。旋转风洞地坑转盘时，主试验台1和螺旋桨支撑机构7均能调整角度，使组合模型的偏航角调整到实验角度。

更进一步，如图3和图4所示，所述基座72上设置有导向定位槽721，长支杆73的底部设置有定位凸台731，定位凸台731套设于导向定位槽721内，导向定位槽721上设置有若干螺栓孔，定位凸台731通过螺栓与导向定位槽721上的部分螺栓孔连接。长支杆73上的定位凸台731可在基座72的导向定位槽721内滑动，定位凸台731移动到位后，通过螺栓将定位凸台731与导向定位槽721固定。基座72上板两侧打有一系列的螺栓孔，长支杆73下方的定位凸台731的边沿上打六个U形孔，通过前后移动长支杆73的定位凸台731的位置，使U形孔与基座72上板不同位置处的螺栓孔配对连接，进而实现最上方螺旋桨短舱8的水平位移。

如图5所示，所述过渡连接件74与短支杆75连接段的轴线和过渡连接件74与长支杆73连接段的轴线的夹角为0～20°。可替换的过渡连接件74有不同的形状，以满足不同俯仰角试验状态螺旋桨短舱8的角度和高度补偿需求。图5中，自左至右，过渡连接件74的夹角依次为±12°、±10°、±8°、±5°、±3°、±2°、±1°、0°。调整定位凸台731在导向定位槽721中的位置、更换相应角度的过渡连接件74后，在变俯仰角试验时螺旋桨短舱8与机翼4相对位置保持不变。

为了减小气动干扰，所述短支杆75往靠近螺旋桨短舱8的方向上直径逐渐变小，且在保证强度要求的前提下尽量减小短支杆75直径。短支杆75直接支撑螺旋桨短舱8，其形状为变直径圆柱状，以减小侧滑试验状态短支杆75对螺旋桨9的气动干扰。

具体地，所述主试验台1包括试验台底座11，试验台底座11安装于地坑上，试验台底座11上转动连接有主支座12，主支座12上连接有滑台13，滑台13内套设有滑块14，试验台底座11上安装有俯仰电动缸15，俯仰电动缸15的活塞杆与滑块14铰接。当需要调节机身2的俯仰角度时，俯仰电动缸15驱动滑动移动，滑块14在滑台13上滑动时推动滑台13倾转，从而主支座12和机身2的俯仰角度得以调整。

如图6所示，复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验方法，包括如下步骤：

S1：通过旋转风洞地坑转盘将组合模型的偏航角调整到试验角度；

S2：通过俯仰电动缸15推动滑块14升降，滑块14在滑台13上移动时推动滑台13倾转，从而主试验台1的俯仰角调整到试验角度；通过调整螺旋桨9的长支杆73在基座72上的位置及选择过渡连接件74，使螺旋桨短舱8的相对位置和机翼4保持一致；

S3：启动旋翼3的电机和螺旋桨9的电机，使旋翼3和螺旋桨9达到各自的工作转速；

S4：风洞起风，使风洞试验段的风速达到试验指定风速；

S5：旋翼天平监测旋翼升力、旋翼阻力、旋翼侧力、旋翼俯仰力矩和旋翼滚转力矩；扭矩天平监测旋翼扭矩；机身天平监测机身升力、机身阻力、机身侧力、机身俯仰力矩、机身滚转力矩和机身偏航力矩；螺旋桨天平监测螺旋桨推力和螺旋桨扭矩；方向舵天平监测方向舵的铰链力矩；

S6：根据测得的机身升力和螺旋桨9在升力方向的推力分量，调整旋翼3总距，使旋翼3和机身2上产生的升力合力等于根据模型缩比折算后的全机重量；

S7：根据测得的机身滚转力矩和螺旋桨滚转力矩，调整旋翼3横向周期变距，使旋翼3、机身2、螺旋桨9的滚转力矩达到平衡；

S8：根据测得的机身俯仰力矩和螺旋桨俯仰力矩，调整旋翼3纵向周期变距，使旋翼3、机身2、螺旋桨9的滚转力矩达到平衡；

S9：根据测得的旋翼阻力和机身阻力，确定左右两侧螺旋桨9需产生的合推力；

S10：根据测得的旋翼扭矩和机身侧向力数据，确定两侧螺旋桨9和方向舵61需平衡的反扭矩；

S11：根据步骤S9和步骤S10数据，调整两侧螺旋桨9的桨距和方向舵61角度，使组合模型阻力和推力平衡，使旋翼扭矩和全机其余部件的偏航力矩达到平衡；

S12：考虑到各个操纵之间的耦合，视情重复步骤S6～步骤S11，使全机组合模型最终达到配平状态。

S13：记录旋翼3、螺旋桨9和方向舵61的操纵角及旋翼3、螺旋桨9、机身2、方向舵61的气动力数据；

S14：风洞停风、旋翼3的电机和螺旋桨9的电机停车检查后，开展下一状态的试验。

本发明针对一种单旋翼3+机翼4+两侧推进螺旋桨9+平垂尾构型的复合式常规旋翼3高速直升机，设计了4m量级全机组合模型风洞试验装置，提出了具体的试验方法和试验步骤，可以有效获取复合式常规旋翼3高速直升机在不同飞行速度下各部件的气动力和操纵量，以及部件间的气动干扰，为该构型直升机的数值计算、飞控控制律开发和飞行试验提供参考。

本发明的试验装置中的直升机模型包括机身2、旋翼3、机翼4、两侧推进螺旋桨9、平尾5、垂尾6和方向舵61，其中机身2由主试验台1支撑，螺旋桨短舱8由螺旋桨支撑机构7支撑。本发明设置有旋翼天平、机身天平、扭矩天平、方向舵天平、螺旋桨天平，可以同时实现旋翼3、螺旋桨9、机身2等部件气动力的独立测量，以及方向舵舵面的铰链力矩测量，为分析复合式常规旋翼构型高速直升机气动干扰特性提供了极大便利，提供了切实可行的组合模型风洞试验方案，可以有效模拟真机的各种飞行状态。

本发明可以支持单独部件气动特性及部件间的气动干扰研究。例如，仅保留单侧螺旋桨9，可以开展单独螺旋桨9气动特性研究；移除两侧螺旋桨9，可以开展旋翼3/机身2气动干扰研究；保留或移除机翼4，可以开展螺旋桨9/机身2气动干扰研究。

需要说明的是，本发明的试验装置中，机翼4可拆卸，从而，方便在拆卸机翼4的情况下，开展螺旋桨9/机身2气动干扰研究。

本发明获得的不同飞行速度下各气动部件和舵面的操纵量，可以为数值模拟研究、真机飞行控制律设计和飞行试验提供参考。

复合式常规旋翼高速直升机是一种成本相对低廉，技术可实现性强的高速直升机构型，本发明设计了复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，提出了详细的试验步骤和方法，可以有效地支撑该构型直升机的气动特性研究。

本发明不局限于上述可选实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是落入本发明权利要求界定范围内的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，包括安装于地坑且轴线穿过地坑中心的主试验台（1），主试验台（1）的另一端连接有机身（2）和旋翼（3），机身（2）上安装有机翼（4），机身（2）内部安装有旋翼天平、机身天平和扭矩天平，机身（2）的尾部安装有平尾（5）和垂尾（6），两侧的垂尾（6）上均安装有方向舵（61），方向舵（61）上安装有方向舵天平；还包括安装于地坑的螺旋桨支撑机构（7），螺旋桨支撑机构（7）远离地坑的一端连接有螺旋桨短舱（8），螺旋桨短舱（8）上安装有螺旋桨（9），螺旋桨短舱（8）内部安装有螺旋桨天平；所述螺旋桨支撑机构（7）包括平台（71），平台（71）安装于地坑上，平台（71）上安装有基座（72），基座（72）上连接有长支杆（73），长支杆（73）远离基座（72）的一端连接有过渡连接件（74），过渡连接件（74）的另一端连接有短支杆（75），短支杆（75）的另一端与螺旋桨短舱（8）连接；所述基座（72）上设置有导向定位槽（721），长支杆（73）的底部设置有定位凸台（731），定位凸台（731）套设于导向定位槽（721）内，导向定位槽（721）上设置有若干螺栓孔，定位凸台（731）通过螺栓与导向定位槽（721）上的部分螺栓孔连接；所述过渡连接件（74）与短支杆（75）连接段的轴线和过渡连接件（74）与长支杆（73）连接段的轴线的夹角为0～20°。

2.根据权利要求1所述的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，所述机翼（4）与螺旋桨短舱（8）断开，机翼（4）与机身（2）之间连接有支撑杆（41）。

3.根据权利要求1所述的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，所述短支杆（75）往靠近螺旋桨短舱（8）的方向上直径逐渐变小。

4.根据权利要求1所述的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，所述主试验台（1）包括试验台底座（11），试验台底座（11）安装于地坑上，试验台底座（11）上转动连接有主支座（12），主支座（12）上连接有滑台（13），滑台（13）内套设有滑块（14），试验台底座（11）上安装有俯仰电动缸（15），俯仰电动缸（15）的活塞杆与滑块（14）铰接。

5.根据权利要求1所述的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置，其特征在于，所述机身（2）底部安装有起落架（21）。

6.使用权利要求1所述的装置的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1：通过旋转风洞地坑转盘将组合模型的偏航角调整到试验角度；

S2：将主试验台（1）的俯仰角调整到试验角度；并通过调整螺旋桨（9）长支杆（73）在基座（72）上的位置及选择过渡连接件（74），使螺旋桨短舱（8）的相对位置和机身（2）主体保持一致；

S3：启动旋翼（3）的电机和螺旋桨（9）的电机，使旋翼（3）和螺旋桨（9）达到各自的工作转速；

S4：风洞起风，使风洞试验段的风速达到试验指定风速；

S5：测量机身升力、机身阻力、机身侧向力、机身俯仰力矩、机身滚转力矩、机身偏航力矩；测量旋翼升力、旋翼阻力、旋翼侧向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩和旋翼扭矩；测量螺旋桨推力、螺旋桨俯仰力矩和螺旋桨滚转力矩；

S6：根据测得的机身升力和螺旋桨（9）在升力方向的推力分量，调整旋翼（3）总距，使旋翼（3）和机身（2）上产生的升力合力等于全机重量；

S7：根据测得的机身滚转力矩和螺旋桨滚转力矩，调整旋翼（3）的横向周期变距，使旋翼（3）、机身（2）、螺旋桨（9）的滚转力矩达到平衡；

S8：根据测得的机身俯仰力矩和螺旋桨俯仰力矩，调整旋翼（3）的纵向周期变距，使旋翼（3）、机身（2）、螺旋桨（9）的俯仰力矩达到平衡；

S9：根据测得的旋翼阻力和机身阻力，确定左右两侧螺旋桨（9）需产生的合推力；

S10：根据测得的旋翼扭矩和机身侧向力数据，确定两侧螺旋桨（9）和方向舵（61）需平衡的反扭矩；

S11：根据步骤S9和步骤S10数据，调整两侧螺旋桨（9）桨距和方向舵（61）角度，使组合模型阻力和推力平衡，使旋翼扭矩和全机其余部件的偏航力矩达到平衡；

S12：记录旋翼（3）、螺旋桨（9）和方向舵（61）的操纵角及旋翼（3）、螺旋桨（9）、机身（2）、方向舵（61）的气动力数据；

S13：风洞停风、旋翼（3）的电机和螺旋桨（9）的电机停车检查后，开展下一状态的试验。

7.根据权利要求6所述的复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验方法，其特征在于，在进行步骤S11之后，重复步骤S6～步骤S11，使全机组合模型最终达到配平状态。

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