CN114001919A - 一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，属于风洞试验技术领域；本发明主要基于国内8米×6米低速风洞，配套研制专用试验平台，率先提出一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，全尺寸或缩比旋翼的尺度较大（旋翼直径D≤3m），试验中倾转旋翼的总距具有实时连续变化功能，变化范围较大；针对万向铰式旋翼，解决了操纵系统的标定问题；有效匹配了试验风速与旋翼总距的调节速率，避免试验过程中出现电机功率过载和旋翼转速超转等危险环节，保证了试验安全；获得的倾转旋翼轴流状态不同来流条件下的气动力数据，可验证倾转旋翼的前飞气动性能和理论分析方法。

Description

一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法

技术领域

本发明涉及一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，属于直升机风洞试验技术领域。

背景技术

倾转旋翼机是一种新型的旋翼飞行器。它是将直升机的垂直起降、悬停低速飞行和固定翼螺旋桨飞机的高速、远程飞行的优势结合在一起。依靠旋翼倾转来调节飞行技术状态，当旋翼倾转系统组件与机身垂直时，倾转旋翼机类似于双旋翼横列式直升机，可悬停、侧飞、前飞、后飞、垂直起降，可免去起降跑道；当旋翼倾转系统组件与机身水平时，倾转旋翼机就相当于固定翼飞机，能作高速远程飞行，增大飞行包线。目前国内倾转旋翼机的发展与国外有较大的差距，相关研究及试验技术尚处于起步阶段。

全尺寸或大尺度缩比模型的倾转旋翼风洞试验是研究、考核、验证新型倾转旋翼性能的重要手段。在风洞中开展倾转旋翼轴流前飞状态的性能试验研究，区别于固定翼飞机的螺旋桨风洞试验，主要有以下几点不同，一是倾转旋翼模型的直径大，二是倾转旋翼轴流前飞状态，总距需实时连续变化，角度范围大；三是倾转旋翼桨毂通常为万向铰型式，操纵系统标定不同于其他桨毂构型旋翼。有效解决上述特点带来的系列问题，是安全可靠开展倾转旋翼轴流前飞性能试验的必要条件。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，实现倾转旋翼总距在较大角度范围内实时连续变化，以及万向铰桨叶操纵机构的标定；有效匹配风速与旋翼总距的调节速率，确保试验安全；通过获得的倾转旋翼轴流状态不同来流条件下的气动力数据，评估前飞气动性能并验证理论分析方法。

本发明采用的技术方案如下：

一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：

步骤1，系统的选择和调整；

系统的选择和调整，基于低速风洞，配套试验平台，开展倾转旋翼轴流状态试验；

试验模型采用全尺寸倾转旋翼或大尺度倾转旋翼缩比模型；

桨叶操纵机构采用电动缸下端与安装支座相连，上端与自动倾斜器不动环相连，使电动缸在行程范围内运行，实现试验过程中倾转旋翼总距在指定范围内实时连续地变化；

倾转旋翼采用万向铰型式桨毂，设置桨毂卡箍，通过调节桨毂卡箍上的调节螺钉使得桨毂平面与旋翼轴垂直，并处于相对固定状态，以实现桨叶操纵机构的标定；

步骤2，开启风洞试验，风速分台阶逐步调整到试验值，并同步增大旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤3，试验风速调整到试验目标值后，调整旋翼总距，使旋翼产生的推进力为一个接近于零的正值，采集数据，并将此旋翼总距作为该风速下变总距试验的初始值；然后确定旋翼总距变化的台阶量；实时监视旋翼功率，确保其不超过最大限定值，确定旋翼总距最大值，进而完成该风速一系列总距条件下的旋翼性能测量试验；

步骤4，待步骤重复步骤3，待步骤2中不同的试验风速情况下完成后，执行步骤5；

步骤5，结束风洞试验，风洞分台阶停风，并同步减小旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤6，根据试验结构分析旋翼轴流状态的前飞性能。

进一步的，步骤1中的低速风洞为8米×6米低速风洞。

进一步的，在步骤1中，试验平台包括作为支撑的支撑装置，在支撑装置上设置有电机和控制系统，所述电机减速箱装配有模型系统，所述减速箱的端部通过传动轴装配模型系统，所述传动轴处设置有轴承底座，在传动轴上还设置有扭矩传感器和旋翼天平，以及桨叶操纵机构，还包括用于润滑机组的润滑系统以及用于冷却机组的冷却系统。

进一步的，试验过程中，对旋翼天平载荷、旋翼动平衡状态、台架及减速器的振动水平、电机功率、减速箱和电机温度参数信号进行实时监视和记录，以确保旋翼试验台和旋翼模型安全。

进一步的，步骤2中，倾转旋翼直径最大为3米，模拟的旋翼桨尖速度最大为220米/秒。

进一步的，步骤3中，步骤3中，电动缸可在0-60mm的范围内运行，倾转旋翼总距在0-40°范围内实时连续地变化，以能够满足倾转旋翼轴流前飞试验包线，并通过旋翼总距的连续变化，获取倾转旋翼轴流状态下不同前飞速度和不同总距时的性能特性。

进一步的，步骤4中，在确保旋翼桨毂平面与旋翼轴垂直并相对固定时，选择桨毂的任一支臂作为参考支臂进行变距角测量，通过获取一系列的作动筒位移与变距角的对应数据，拟合出操纵矩阵，并验证总距控制范围和精度。

进一步的，步骤6中，不同试验风速对应的旋翼总距初始值不同，与旋翼推进力为零相对应。

进一步的，步骤6中，不同试验风速下旋翼总距变化的台阶量为一变量，可通过监视旋翼载荷实时调整台阶量的大小。

进一步的，在步骤2中，所述风速为分台阶调节值总范围为15m/s-75m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s；

在步骤5中，所述风速为分台阶调节下降值总范围为75m/s-0m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，为全尺寸或大尺度缩比倾转旋翼轴流前飞性能评估提供了试验手段。旋翼桨毂为万向铰式，旋翼直径可达3米，试验中倾转旋翼总距可实时连续变化，有效匹配试验风速与旋翼总距二者的调节速率，避免了试验过程中出现电机功率过载和旋翼转速超转的现象，保证了试验安全；获得的倾转旋翼轴流状态不同来流条件下的气动力数据，能够为评估倾转旋翼的前飞气动性能和验证理论分析方法提供试验依据。

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是本发明的流程示意图；

图2是本发明风洞试验平台结构示意图；

图3是本发明试验旋翼处的结构示意图；

图4是桨叶操纵机构的装配示意图；

图5是本发明万向铰型式桨毂倾斜时示意图；

图6是本发明万向铰型式桨毂装配卡箍的结构示意图；

图7是本发明万向铰型式桨毂调整垂直的结构示意图。

图中标记：1-支撑装置，2-控制系统，3-减速箱，4-扭矩传感器，5-旋翼天平，6-桨叶操纵机构，7-传动轴，8-模型系统。

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

一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，如图1至图7所示，包括以下步骤：

步骤1，系统的选择和调整；

基于低速风洞，配套试验平台，开展倾转旋翼轴流状态试验；

试验模型采用全尺寸倾转旋翼或大尺度倾转旋翼缩比模型；

桨叶操纵机构采用电动缸下端与安装支座相连，上端与自动倾斜器不动环相连，使电动缸在较大的行程范围内运行，实现试验过程中倾转旋翼总距在较大的范围内实时连续地变化；

倾转旋翼采用万向铰型式桨毂，如图5和图6所示，设置桨毂卡箍，通过调节桨毂卡箍上的调节螺钉使得桨毂平面与旋翼轴垂直，并处于相对固定状态，以实现桨叶操纵机构的标定；

步骤2，开启风洞试验，风速分台阶逐步调整到试验值，并同步增大旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤3，试验风速调整到试验目标值后，调整旋翼总距，使旋翼产生的推进力为一个接近于零的正值，采集数据，并将此旋翼总距作为该风速下变总距试验的初始值；然后确定旋翼总距变化的台阶量；实时监视旋翼功率，确保其不超过最大限定值，确定旋翼总距最大值，进而完成该风速一系列总距条件下的旋翼性能测量试验；

步骤4，待步骤重复步骤3，待步骤2中不同的试验风速情况下完成后，执行步骤5；

步骤5，结束风洞试验，风洞分台阶停风，并同步减小旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤6，根据试验结构分析旋翼轴流状态的前飞性能。

在本实施例中，作为具体的说明，在步骤2中，在试验开始提升风速的过程中，如果总距调节（增大总距）速率过快，会导致电机电流急速变大，出现电机功率过载现象；如果风速调节（增大风速）速率过快，会导致旋翼进入风车状态，进而导致电机电流急速变小、甚至为零，出现旋翼转速超速现象。通过分台阶逐步提升试验风速，并同步增加旋翼总距，可有效保证二者之间调节速率的匹配。

进一步的，在步骤5中，在试验结束减小风速的过程中，如果总距调节（减小总距）速率过快，会导致旋翼进入风车状态，进而导致电机电流急速变小、甚至为零，出现旋翼转速超速现象；如果风速调节（降低风速）速率过快，会导致电机电流急速变大，出现电机功率过载现象，通过分台阶逐步减小试验风速，并同步减小旋翼总距，可有效保证二者之间调节速率的匹配。

基于上述具体的设计基础上，作为进一步的描述，步骤1中的低速风洞为8米×6米低速风洞。

进一步优化的设计，在上述设计的基础上，，在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转。更加具体的，旋翼产生的推进力始终保持正值为：与来流方向相反。

在上述具体步骤的设计基础上，在步骤1中，试验平台包括支撑装置1、电机及控制系统2、减速箱3、扭矩传感器4、旋翼天平5、桨叶操纵机构6、轴承底座及传动轴7、模型系统8、润滑系统、冷却系统，以实现旋翼在轴流状态的高速旋转以及前飞性能特性测量。作为具体的结构描述：试验平台包括作为支撑的支撑装置1，在支撑装置1上设置有电机和控制系统2，所述电机减速箱3装配有模型系统8（旋翼），所述减速箱3的端部通过传动轴7装配模型系统8，所述传动轴7处设置有轴承底座，在传动轴7上还设置有扭矩传感器4和旋翼天平5，以及桨叶操纵机构6，还包括用于润滑机组的润滑系统以及用于冷却机组的冷却系统。

在上述试验平台具体的说明，为直观对试验平台进行阐述，在先申请文件CN111721493B所公开的技术方案中，其结构与本申请内的结构相似，在结构部件的设计上，是相同的，而在落实到具体实用上，最大的不同是本实施例的模拟方法中，需要将在先文件的主旋翼部分旋转90°进行试验。

作为更加具体的说明，本实施例中，支撑装置1采用支撑杆作为支撑，电机通过减速箱装配传动轴，在传动轴的端部装配模型系统，即该模型系统为图示中的旋翼，传动轴通过轴承底座装配于减速箱壳体，而减速箱固定装配在支撑装置上，为了实现相关参数的采集，在传动轴上设置有在此设计中，传动轴上设置有扭矩传感器4和旋翼天平5，为了控制旋翼（模型系统）的旋翼总距，在传动轴上设置有桨叶操纵机构。作为对比分析，本实施例中，电机未在图中示出，单作为本领域驱动部件的常规技术，不影响其的理解，而作为模型系统为实验用的旋翼；同时，电机和控制系统在在先文件中，作为主旋翼驱动系统实现旋翼转速的控制；而对于桨叶操纵机构，在先文件以变桨距机构作为相同的结构实现，不同的是，具体的，如图4所示，桨叶操纵机构采用电动缸下端与安装支座相连，上端与自动倾斜器不动环相连，使电动缸在行程范围内运行，实现试验过程中倾转旋翼总距。

在上述具体设计的基础上，试验过程中，对旋翼天平载荷、旋翼动平衡状态、台架及减速器的振动水平、电机功率、减速箱和电机温度等参数信号进行实时监视和记录，以确保旋翼试验台和旋翼模型安全。

作进一步的设计，步骤2中，倾转旋翼直径最大为3米（旋翼直径小于等于3米），模拟的旋翼桨尖速度最大为220米/秒（旋翼桨尖速度≤220米/秒）。

更加具体的，步骤3中，步骤3中，电动缸可在0-60mm的范围内运行，倾转旋翼总距在0-40°范围内实时连续地变化，以能够满足倾转旋翼轴流前飞试验包线，并通过旋翼总距的连续变化，获取倾转旋翼轴流状态下不同前飞速度和不同总距时的性能特性。

更加优化的设计，步骤1中，在确保旋翼桨毂平面与旋翼轴垂直并相对固定时，选择桨毂的任一支臂作为参考支臂进行变距角测量，通过获取一系列的作动筒位移与变距角的对应数据，拟合出操纵矩阵，并验证总距控制范围和精度。

基于上述具体设计的基础上，步骤3中，不同试验风速对应的旋翼总距初始值不同，与旋翼推进力为零相对应。不同试验风速下旋翼总距最大值，通过监视旋翼载荷实时获得，通常与旋翼功率的最大限定值相对应。

更加具体的，步骤3中，不同试验风速下旋翼总距变化的台阶量为一变量，可通过监视旋翼载荷实时调整台阶量的大小。

在上述具体设计的基础上，在步骤3中，通过开展不同风速、旋翼转速、总距等参数下倾转旋翼气动力测量，能够准确地分析评估倾转旋翼前飞气动性能。

在上述具体的设计技术长，在步骤2中，所述风速为分台阶调节值总范围为15m/s-75m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s；

在步骤5中，所述风速为分台阶调节下降值总范围为75m/s-0m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s。

具体的描述，在试验中，启动风洞的风速值为15m/s，依次以10m/s、15m/s或20m/s的增量依次递增，每增加一个值则作为试验风速。而在风洞停车的过程中，则是相反的一个流程，但是为了听成，因此为75m/s-0m/s，并且以依次以10m/s、15m/s或20m/s的递减量依次递减。

综上所述，本发明的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，为全尺寸或大尺度缩比倾转旋翼轴流前飞性能评估提供了试验手段。旋翼桨毂为万向铰式，旋翼直径可达3米，试验中倾转旋翼总距可实时连续变化，有效匹配试验风速与旋翼总距二者的调节速率，避免了试验过程中出现电机功率过载和旋翼转速超转的现象，保证了试验安全；获得的倾转旋翼轴流状态不同来流条件下的气动力数据，能够为评估倾转旋翼的前飞气动性能和验证理论分析方法提供试验依据。

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)

1.一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：

步骤1，系统的选择和调整；

基于低速风洞，配套试验平台，开展倾转旋翼轴流状态试验；

试验模型采用全尺寸倾转旋翼或大尺度倾转旋翼缩比模型；

桨叶操纵机构采用电动缸下端与安装支座相连，上端与自动倾斜器不动环相连，使电动缸在行程范围内运行，实现试验过程中倾转旋翼总距在指定范围内实时连续地变化；

倾转旋翼采用万向铰型式桨毂，设置桨毂卡箍，通过调节桨毂卡箍上的调节螺钉使得桨毂平面与旋翼轴垂直，并处于相对固定状态，以实现桨叶操纵机构的标定；

步骤2，开启风洞试验，风速分台阶逐步调整到试验值，并同步增大旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤3，试验风速调整到试验目标值后，通过桨叶操纵机构调整旋翼总距，使旋翼产生的推进力为一个接近于零的正值，采集数据，并将此旋翼总距作为该风速下变总距试验的初始值；然后确定旋翼总距变化的台阶量；实时监视旋翼功率，确保其不超过最大限定值，确定旋翼总距最大值，进而完成该风速一系列总距条件下的旋翼性能测量试验；

步骤4，重复步骤3，待步骤2中不同的试验风速情况下完成后，执行步骤5；

步骤5，结束风洞试验，风洞分台阶停风，并同步减小旋翼总距，以使风速与旋翼总距的调节速率相匹配；在总距调节过程中通过实时监视旋翼载荷，使旋翼产生的推进力始终保持正值，避免旋翼进入风车状态发生转速超转；

步骤6，根据试验结构分析旋翼轴流状态的前飞性能。

2.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤1中的低速风洞为8米×6米低速风洞。

3.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤1中，试验平台包括作为支撑的支撑装置（1），在支撑装置（1）上设置有电机和控制系统（2），所述电机减速箱（3）装配有模型系统（8），所述减速箱（3）的端部通过传动轴（7）装配模型系统（8），所述传动轴（7）处设置有轴承底座，在传动轴（7）上还设置有扭矩传感器（4）和旋翼天平（5），以及桨叶操纵机构（6），还包括用于润滑机组的润滑系统以及用于冷却机组的冷却系统。

4.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：试验过程中，对旋翼天平载荷、旋翼动平衡状态、台架及减速器的振动水平、电机功率、减速箱和电机温度参数信号进行实时监视和记录，以确保旋翼试验台和旋翼模型安全。

5.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤1中，倾转旋翼直径最大为3米，模拟的旋翼桨尖速度最大为220米/秒。

6.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤3中，电动缸可在0-60mm的范围内运行，倾转旋翼总距在0-40°范围内实时连续地变化，以能够满足倾转旋翼轴流前飞试验包线，并通过旋翼总距的连续变化，获取倾转旋翼轴流状态下不同前飞速度和不同总距时的性能特性。

7.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤1中，在确保旋翼桨毂平面与旋翼轴垂直并相对固定时，选择桨毂的任一支臂作为参考支臂进行变距角测量，通过获取一系列的作动筒位移与变距角的对应数据，拟合出操纵矩阵，并验证总距控制范围和精度。

8.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤3中，不同试验风速对应的旋翼总距初始值不同，与旋翼推进力为零相对应。

9.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：步骤3中，不同试验风速下旋翼总距变化的台阶量为一变量，可通过监视旋翼载荷实时调整台阶量的大小。

10.如权利要求1所述的一种全尺寸倾转旋翼轴流前飞性能试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤2中，所述风速为分台阶调节值总范围为15m/s-75m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s；

在步骤5中，所述风速为分台阶调节下降值总范围为75m/s-0m/s，每个台阶的风速调节值的范围为10m/s-20m/s。

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