CN113884268A - 一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法 - Google Patents

一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法。本发明包括如下步骤：在旋翼轴倾角为零的状态下，采集零读数，并储存；试验台启动，将旋翼模型转速升到工作转速，然后开启风洞并将风速调节到给定试验值；操纵主轴倾角到试验值，待该试验状态稳定后，通过机身天平采集机身模型的试验数据；改变风速和旋翼轴倾角到下一个试验状态；待风速和旋翼转速完全归零后，完成试验，随后分析了全动平尾对机身纵向气动特性的影响程度、全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律及全动平尾操纵规律。本发明提供了一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法。

Description

一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法。
背景技术
直升机在前飞过程中，当机身迎角增加时，前飞相对气流在垂直旋翼旋转平面的分速度随之增加，从而引起桨盘后倒，产生附加抬头力矩，使机身迎角进一步增加，此时机身迎角处于静不稳定状态。为此，通常在直升机上安装有水平尾面，以改善直升机在前飞时的迎角静稳定性，进而改善直升机纵向操纵性及稳定性。
常规构型直升机一般都带有不大的水平尾面且安装角恒定，但对于重心位置比较靠后的直升机，需采用面积较大的平尾以获取良好的纵向静稳定性。然而，大面积的平尾在悬停和小速度前飞时，受旋翼下洗流影响较大，其升力系数出现突变，使机身俯仰力矩出现突增。因此，在设计时一般采用安装角可调的全动平尾，在低速前飞时可利用平尾角度的变化削弱此时平尾对直升机姿态的负面影响，从而改善直升机在低速飞行时的纵向静稳定性。
由此可见，直升机平尾是影响直升机机身纵向气动特性的重要部件，其尾面面积、安装位置、安装角对直升机的气动特性、操纵稳定性均会产生重要影响，因此，有必要开展直升机机身纵向气动特性风洞试验研究。一方面，全动平尾的尾面面积较常规平尾更大，试验过程中状态变量的变化使得气动载荷变化更为明显，因此，该试验对试验台及试验模型的整体刚度、模型安装位置准确度、测量装置量程及准度均提出了更高的要求；另一方面，全动平尾作为在直升机飞行过程中改变其纵向特性的一种装置，需要准确获取其纵向气动载荷随平尾安装角变化的规律，从而为直升机飞行操纵量设计提供参考。因此，为准确获取全动平尾对机身纵向气动特性影响程度及影响规律，进而获得全动平尾的操纵规律，本发明提出了一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，为全动平尾直升机优化设计、电传操纵设计提供强有力的风洞试验数据及方法支撑。
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一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法。
本发明所采用的技术方案为：
一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验方法，其中，机身模型分为两种布局：a、无平尾构型，b、有平尾构型，具体包括如下步骤：
S1：将旋翼模型和机身模型安装于旋翼机身组合模型试验台；
S2：对于机身布局a，直接执行步骤S3；
对于机身布局b，将全动平尾部件安装于机身尾梁处指定试验区域，设定平尾初始安装角为0°；
S3：在旋翼轴倾角为零的状态下，采集零读数，并存储；
S4：试验台启动，将旋翼系统转速升到工作转速，然后开启风洞并将风速调节到给定试验值，同时操纵旋翼系统总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S5：操纵旋翼轴倾角到试验值，待该试验状态稳定后，通过机身天平采集机身模型的试验数据：机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf；通过平尾天平采集平尾模型的试验数据：平尾升力系数Cfyh和平尾俯仰力矩系数Cmzh；处理并输出结果；
S6：改变风速和旋翼轴倾角到下一个试验状态，重复步骤S5，完成当前平尾安装角下所有试验状态下的试验；
S7：对于机身布局a，直接执行步骤S8；
对于机身布局b，改变平尾安装角，重复步骤S6，直到完成所有预定平尾安装角状态下的试验。
S8：风洞停车，同时操纵旋翼系统总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S9：待风速降到安全阈值以下，旋翼系统转速逐渐回零，旋翼试验台停车，待风速和旋翼转速完全归零后，完成试验并开展数据分析。
作为本发明的优选方案，试验过程中，需设置机身侧滑角为0°。
作为本发明的优选方案，在步骤S5中，采集试验数据后对试验数据进行无量纲化处理：
机身升力系数：Cfyf=Fyf/F0；
机身俯仰力矩系数：Cmzf=Mzf/M0；
平尾升力系数：Cfyh=Fyh/F0；
平尾俯仰力矩系数：Cmzh=Mzh/M0；
其中，F0=0.5ρV2Sf；M0=F0lf；
式中，ρ为大气密度，V为来流风速，Sf为机身阻力面积，lf为机身模型参考长度，Fyf为机身升力、Mzf为机身俯仰力矩、Fyh为平尾升力、Mzh为平尾俯仰力矩，F0机身模型参考力，M0为机身模型参考力矩。
作为本发明的优选方案，所述机身天平为六分量盒式天平，所述平尾天平为内嵌式片式天平。
作为本发明的优选方案，在步骤S7中，平尾安装角为相对机身轴线的变化量，其变化范围为-9°～40°，平尾安装角的角度变化量至少为6组。
作为本发明的优选方案，在步骤S7中，所述全动平尾安装角变换通过预定程序进行控制，试验过程中风洞设备和旋翼试验台无需停车。
一种全动平尾直升机机身纵向气动特性分析方法，所述试验数据分析内容包括：
S91：分析全动平尾对机身纵向特性的影响程度。具体方法表现为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对有无平尾两种机身布局的试验数据进行对比（采用平尾安装角为0°时的试验数据），所需的试验数据包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf。分别以风速V、机身迎角α为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，进一步得到两种机身布局下机身气动力系数随风速及机身迎角变化的曲线图，通过对比分析，可以全动平尾对机身纵向气动特性的影响程度；
S92：分析全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律。具体方法表现为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对不同平尾安装角φ时获得的机身气动力系数（包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf）与全动平尾气动力系数（包括平尾升力系数Cfyh、平尾俯仰力矩系数Cmzh）试验值相减后，再减去无平尾机身布局风洞试验所获得的机身气动力系数（包括无平尾构型机身升力系数Cfyf0、无平尾构型机身俯仰力矩系数Cmzf0），得到不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向特性的气动干扰量δ（δ=Cf- Ch-Cf0）。其中，Cf代表有平尾构型机身气动力系数，Ch代表全动平尾气动力系数，Cf0代表无平尾构型机身气动力系数。分别以风速V、机身迎角α、为横坐标轴，以获得的干扰量δ为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，从而获得不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向特性的干扰曲线，进而得出全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律。
S93：获得全动平尾操纵律。具体方法表现为：在不同机身迎角α、不同平尾安装角φ状态下，对不同风速下所测得的机身气动力系数（包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf）进行对比。分别以机身迎角α、平尾安装角φ为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，从而得到不同风速下机身气动力系数随机身迎角及平尾安装角变化的曲线图，可结合全机飞行力学分析，进一步得出不同前飞速度下机身在不同迎角状态下全动平尾的操纵律。
本发明的有益效果为：
本发明中的试验方法涉及到的试验变量主要包括来流风速、机身迎角及全动平尾安装角，整个试验过程中均采用程控方式调节试验状态，自动化程度高。尤其是采用了全动平尾安装角自动调节方式，大大减小了人工调整模型状态所带来的随机误差，提升了试验的有效性及数据的可靠性。
本发明中的试验数据分析方法全面系统地评估了全动平尾对直升机机身纵向气动特性的影响程度、影响规律，并提供了全动平尾的操纵律获取方法，为全动平尾直升机优化设计、提高该构型直升机的纵向稳定性提供有效参考。
附图说明
图1为本发明试验流程图；
图2为本发明的试验装置示意图;
图3是图2中A处的局部放大图；
图4是图2中B处的局部放大图。
图中，1-机身模型；2-机身天平；3-平尾天平；4-试验台；5-旋翼系统；6-平尾模型。
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2～图4所示，本发明的试验模型包括试验台4，试验台4上安装有机身模型1，机身模型1的尾部安装有平尾模型6，试验用机身模型有两种布局：a、无平尾构型，b、有平尾构型，机身模型1上安装有机身天平2，平尾模型6上安装有平尾天平3。
如图1所示，本实施例的全动平尾直升机机身纵向气动特性试验方法，包括如下步骤：
S1：将旋翼系统5和机身模型1安装于旋翼机身组合模型试验台；
S2：对于机身布局a，直接执行步骤S3；
对于机身布局b，将全动平尾部件安装于机身尾梁处指定试验区域，设定平尾初始安装角为0°；
S3：在旋翼轴倾角为零的状态下，采集零读数，并存储；
S4：试验台4启动，将旋翼系统5转速升到工作转速，然后开启风洞并将风速调节到给定试验值，同时操纵旋翼系统5总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统5俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S5：操纵旋翼轴倾角到试验值，待该试验状态稳定后，通过机身天平2采集机身模型1的试验数据：机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf；通过平尾天平3采集平尾模型6的试验数据：平尾升力系数Cfyh和平尾俯仰力矩系数Cmzh；处理并输出结果；
S6：改变风速和旋翼轴倾角到下一个试验状态，重复步骤S5，完成当前平尾安装角下所有试验状态下的试验；
S7：对于机身布局a，直接执行步骤S8；
对于机身布局b，改变平尾安装角，重复步骤S6，直到完成所有预定平尾安装角状态下的试验。
S8：风洞停车，同时操纵旋翼系统5总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统5俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S9：待风速降到安全阈值以下，旋翼系统5转速逐渐回零，旋翼试验台停车，待风速和旋翼转速完全归零后，完成试验并开展数据分析。
本发明所涉及的风洞试验内容为单独机身模型1前飞试验，试验时，设置机身侧滑角为0°，通过改变全动平尾安装角、来流风速和机身迎角来改变机身试验状态。其中，机身迎角的变化通过改变旋翼试验台4主轴倾角来实现，其角度变化通过程序可连续控制，试验过程中改变机身迎角无需停风操作。平尾安装角为相对机身轴线的变化量，其变化范围为-9°～40°，角度变化量至少为6组，以更准确获取全动平尾的操纵规律，具体可根据试验状态要求确定。全动平尾安装角变换通过预定程序进行控制，试验过程中风洞设备和旋翼试验台无需停车。
在步骤S5中，采集试验数据后对试验数据进行无量纲化处理：
机身升力系数：Cfyf=Fyf/F0；
机身俯仰力矩系数：Cmzf=Mzf/M0；
平尾升力系数：Cfyh=Fyh/F0；
平尾俯仰力矩系数：Cmzh=Mzh/M0；
其中，F0=0.5ρV2Sf；M0=F0lf；
式中，ρ为大气密度，V为来流风速，Sf为机身阻力面积，lf为机身模型1参考长度，Fyf为机身升力、Mzf为机身俯仰力矩、Fyh为平尾升力、Mzh为平尾俯仰力矩，F0机身模型参考力，M0为机身模型参考力矩。
其中，本发明所涉及的风洞试验所采用的机身天平2为一种六分量盒式天平，该天平固定端通过连接板与试验台4相连接，浮动端与机身模型1相连接。本发明所采用的平尾天平3为一种内嵌式片式天平，该天平固定端与通过一种程控变安装角装置与机身模型1连接，浮动端与全动平尾模型6整体连接。
需要注意的是，在步骤S5中，所测得机身模型1和平尾模型6的试验数据均为转化到同一坐标系后的数据，具体参考机身风轴系或体轴系。
在步骤S9中，所述试验数据分析内容包括：
S91：分析全动平尾对机身纵向特性的影响程度。具体方法表现为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对有无平尾两种机身布局的试验数据进行对比（采用平尾安装角为0°时的试验数据），所需的试验数据包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf。分别以风速V、机身迎角α为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，进一步得到两种机身布局下机身气动力系数随风速及机身迎角变化的曲线图，通过对比分析，可以全动平尾对机身纵向气动特性的影响程度，进而为优化全动平尾气动布局提供试验参考；
S92：分析全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律。具体方法表现为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对不同平尾安装角φ时获得的机身气动力系数（包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf）与全动平尾气动力系数（包括平尾升力系数Cfyh、平尾俯仰力矩系数Cmzh）试验值相减后，再减去无平尾机身布局风洞试验所获得的机身气动力系数（包括无平尾构型机身升力系数Cfyf0、无平尾构型机身俯仰力矩系数Cmzf0），得到不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向特性的气动干扰量δ（δ=Cf- Ch-Cf0）。其中，Cf代表有平尾构型机身气动力系数，Ch代表全动平尾气动力系数，Cf0代表无平尾构型机身气动力系数。分别以风速V、机身迎角α、为横坐标轴，以获得的干扰量δ为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，从而获得不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向特性的干扰曲线，进而得出全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律。
S93：获得全动平尾操纵律。具体方法表现为：在不同机身迎角α、不同平尾安装角φ状态下，对不同风速下所测得的机身气动力系数（包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf）进行对比。分别以机身迎角α、平尾安装角φ为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，从而得到不同风速下机身气动力系数随机身迎角及平尾安装角变化的曲线图，可结合全机飞行力学分析，进一步得出不同前飞速度下机身在不同迎角状态下全动平尾的操纵律。
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 (10)

1.一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：将旋翼系统（5）和机身模型安装于旋翼机身组合模型试验台；
S2：对于无平尾构型的机身布局，直接执行步骤S3；对于有平尾构型的机身布局，将全动平尾部件安装于机身尾梁处的试验区域，设定平尾初始安装角为0°；
S3：在旋翼轴倾角为零的状态下，采集零读数，并储存；
S4：试验台（4）启动，将旋翼系统（5）转速升到工作转速，然后开启风洞并将风速调节到给定试验值，同时操纵旋翼系统（5）的总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统（5）的俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S5：操纵主轴倾角到试验值，待该试验状态稳定后，通过机身天平（2）采集机身模型（1）的试验数据：机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf；通过平尾天平（3）采集平尾模型（6）的试验数据：平尾升力系数Cfyh和平尾俯仰力矩系数Cmzh；处理并输出结果；
S6：改变风速和旋翼轴倾角到下一个试验状态，重复步骤S5，完成当前平尾安装角下的所有试验点的试验；
S7：对于无平尾构型的机身布局，直接执行步骤S8；对于有平尾构型的机身布局，改变平尾安装角，重复步骤S6，直到完成所有预定平尾安装角状态下的试验；
S8：风洞停车，同时操纵旋翼系统（5）的总距、横向周期变距和纵向周期变距，使旋翼系统（5）的俯仰力矩和滚转力矩均控制在安全阈值内；
S9：待风速降到安全阈值以下，旋翼系统（5）的转速逐渐回零，旋翼试验台停车，待风速和旋翼转速完全归零后，完成试验并开展数据分析。
2.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，在步骤S1后，设置机身侧滑角为0°，试验过程中，旋翼拉力系数及状态保持一致。
3.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，在步骤S5中，采集试验数据后对试验数据进行无量纲化处理：
机身升力系数：Cfyf=Fyf/F0；
机身俯仰力矩系数：Cmzf=Mzf/M0；
平尾升力系数：Cfyh=Fyh/F0；
平尾俯仰力矩系数：Cmzh=Mzh/M0；
其中，F0=0.5ρV2Sf；M0=F0lf；
式中，ρ为大气密度，V为来流风速，Sf为机身阻力面积，lf为机身模型（1）长度， Fyf为机身升力、Mzf为机身俯仰力矩、Fyh为平尾升力、Mzh为平尾俯仰力矩，F0机身模型参考力，M0为机身模型参考力矩。
4.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，在步骤S7中，平尾安装角的试验值的变化范围为-9°～40°，平尾安装角的角度变化量不少于6组。
5.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，所述机身天平（2）为六分量盒式天平，所述平尾天平（3）为内嵌式片式天平。
6.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，在步骤S7中，所述全动平尾安装角变换通过预定程序进行控制，试验过程中风洞设备和旋翼试验台无需停车。
7.根据权利要求1所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，步骤S9具体包括以下步骤：
S91：分析全动平尾对机身纵向气动特性的影响程度：
S92：分析全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律；
S93：获得全动平尾操纵律。
8.根据权利要求7所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，步骤S91具体为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对无平尾构型的机身布局和有平尾构型的机身布局的试验数据进行对比，所需的试验数据包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf；分别以风速V、机身迎角α为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，得到两种机身布局下机身气动力系数随风速及机身迎角变化的曲线图，通过对比分析出全动平尾对机身纵向气动特性的影响程度。
9.根据权利要求7所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，步骤S92具体为：在不同风速V、不同机身迎角α状态下，对不同平尾安装角φ时获得的机身气动力系数与全动平尾气动力系数试验值相减后，再减去无平尾机身布局风洞试验所获得的机身气动力系数，得到不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向气动特性的干扰量δ=Cf-Ch-Cf0；分别以风速V、机身迎角α、为横坐标轴，以获得的干扰量δ为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，从而获得不同安装角时全动平尾在预定飞行状态下对机身纵向特性的干扰曲线，进而得出全动平尾对机身纵向气动特性的影响规律；
其中，Cf代表有平尾构型机身气动力系数，有平尾构型机身气动力系数包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf；Ch代表全动平尾气动力系数，全动平尾气动力系数包括平尾升力系数Cfyh、平尾俯仰力矩系数Cmzh；Cf0代表无平尾构型机身气动力系数，无平尾构型机身气动力系数包括无平尾构型机身升力系数Cfyf0、无平尾构型机身俯仰力矩系数Cmzf0。
10.根据权利要求7所述的一种全动平尾直升机机身纵向气动特性试验及分析方法，其特征在于，步骤S93具体为：在不同机身迎角α、不同平尾安装角φ状态下，对不同风速下所测得的机身气动力系数进行对比；分别以机身迎角α、平尾安装角φ为横坐标轴，以测得的机身气动力系数Cfyf或Cmzf为纵坐标轴，建立三维笛卡尔坐标系，将不同试验状态下相应的试验数据导入坐标系中，从而得到不同风速下机身气动力系数随机身迎角及平尾安装角变化的曲线图，可结合全机飞行力学分析，进一步得出不同前飞速度下机身在不同迎角状态下全动平尾的操纵律；其中，有平尾构型机身气动力系数包括机身升力系数Cfyf、机身俯仰力矩系数Cmzf。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114563154A (zh) * 2022-04-28 2022-05-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统
CN116558766A (zh) * 2023-07-10 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法

Citations (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2281226C1 (ru) * 2005-03-23 2006-08-10 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета
GB0709014D0 (en) * 2006-08-03 2007-06-20 Silverlit Toys Manufactory Ltd Helicopter with horizontal control
AU2011201665A1 (en) * 2010-04-19 2011-11-03 John Clarke The heliship
CN102520620A (zh) * 2011-11-18 2012-06-27 南京航空航天大学 单旋翼直升机/涡轴发动机通用综合模型的构建方法
CN203798529U (zh) * 2014-03-27 2014-08-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 全动平尾跨音速颤振风洞试验模型的操纵刚度模拟装置
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN105222984A (zh) * 2015-11-18 2016-01-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法
CN105468814A (zh) * 2015-10-29 2016-04-06 南京航空航天大学 一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法
CN108382579A (zh) * 2018-05-06 2018-08-10 北京天宇新超航空科技有限公司 一种新型高效倾转旋翼无人飞行器
CN108408045A (zh) * 2018-02-10 2018-08-17 云南同硕环保科技有限公司 一种利用机翼的滑流升力实现垂直起降和飞行的航空器
CN109466744A (zh) * 2018-11-06 2019-03-15 珠海隆华直升机科技有限公司 直升机机尾平衡机构及直升机
CN110217391A (zh) * 2019-05-31 2019-09-10 沈阳迪智科技有限公司 一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机
CN110261057A (zh) * 2019-07-03 2019-09-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统
CN110641726A (zh) * 2019-09-29 2020-01-03 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种快速确定飞机机翼安装角的方法
CN111623951A (zh) * 2020-04-28 2020-09-04 中国航天空气动力技术研究院 风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法
CN112380619A (zh) * 2020-10-30 2021-02-19 中国直升机设计研究所 一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法
CN113567083A (zh) * 2021-09-22 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法
CN113665838A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置
CN113670561A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法
CN113753261A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 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
CN113753262A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法

Patent Citations (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2281226C1 (ru) * 2005-03-23 2006-08-10 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета
GB0709014D0 (en) * 2006-08-03 2007-06-20 Silverlit Toys Manufactory Ltd Helicopter with horizontal control
AU2011201665A1 (en) * 2010-04-19 2011-11-03 John Clarke The heliship
CN102520620A (zh) * 2011-11-18 2012-06-27 南京航空航天大学 单旋翼直升机/涡轴发动机通用综合模型的构建方法
CN203798529U (zh) * 2014-03-27 2014-08-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 全动平尾跨音速颤振风洞试验模型的操纵刚度模拟装置
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN105468814A (zh) * 2015-10-29 2016-04-06 南京航空航天大学 一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法
CN105222984A (zh) * 2015-11-18 2016-01-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法
CN108408045A (zh) * 2018-02-10 2018-08-17 云南同硕环保科技有限公司 一种利用机翼的滑流升力实现垂直起降和飞行的航空器
CN108382579A (zh) * 2018-05-06 2018-08-10 北京天宇新超航空科技有限公司 一种新型高效倾转旋翼无人飞行器
CN109466744A (zh) * 2018-11-06 2019-03-15 珠海隆华直升机科技有限公司 直升机机尾平衡机构及直升机
CN110217391A (zh) * 2019-05-31 2019-09-10 沈阳迪智科技有限公司 一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机
CN110261057A (zh) * 2019-07-03 2019-09-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统
CN110641726A (zh) * 2019-09-29 2020-01-03 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种快速确定飞机机翼安装角的方法
CN111623951A (zh) * 2020-04-28 2020-09-04 中国航天空气动力技术研究院 风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法
CN112380619A (zh) * 2020-10-30 2021-02-19 中国直升机设计研究所 一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法
CN113567083A (zh) * 2021-09-22 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种全动平尾直升机多部件气动干扰特性试验模拟方法
CN113665838A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置
CN113670561A (zh) * 2021-10-21 2021-11-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法
CN113753261A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 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
CN113753262A (zh) * 2021-11-09 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DZUL A ETAL: ""Adaptive altitude control for a small helicoper in a vertical flying stand"", 《42ND IEEE INTERNATIONAL CONFERENCE ON DECISION AND CONTROL》 *
沙虹伟: ""尾桨倾斜和可动平尾对直升机性能/品质影响及设计方法研究"", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 *
谭剑锋等: "" 旋翼地面效应的气动建模与特性"", 《航空学报》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114563154A (zh) * 2022-04-28 2022-05-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统
CN114563154B (zh) * 2022-04-28 2022-07-22 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统
CN116558766A (zh) * 2023-07-10 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法
CN116558766B (zh) * 2023-07-10 2023-09-01 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法

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Zhao et al. Aerodynamic and powertrain design of a novel VTOL configuration

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