CN114112283A - 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法 - Google Patents

一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114112283A
CN114112283A CN202111453312.4A CN202111453312A CN114112283A CN 114112283 A CN114112283 A CN 114112283A CN 202111453312 A CN202111453312 A CN 202111453312A CN 114112283 A CN114112283 A CN 114112283A
Authority
CN
China
Prior art keywords
test
balance
data
wind
angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111453312.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114112283B (zh
Inventor
王万波
黄勇
吴福章
陈辅政
唐坤
潘家鑫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202111453312.4A priority Critical patent/CN114112283B/zh
Publication of CN114112283A publication Critical patent/CN114112283A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114112283B publication Critical patent/CN114112283B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，包括以下步骤：步骤a：开展单独螺旋桨试验；步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数；步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，调节风速至试验风速；步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角；步骤f：处理主天平数据和螺旋桨天平数据；步骤g：分析主天平数据和螺旋桨天平数据。采用本发明的一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，能够精确、高效、安全可靠地开展风洞试验任务。

Description

一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法
技术领域
本发明涉及一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。
背景技术
涡桨飞机具有良好的经济性、安全性和环保性，在现代支线航空和通用航空领域占有重要地位。为保障运输机起降阶段飞行安全，缩短滑跑距离，必须提供足够的升力以降低飞行速度。干净机翼无法在低速状态下提供足够升力，必须在机翼上配置增加增升装置。增升装置按其工作原理可分为机械式和动力增升式两种。研究表明，采用前缘缝翼、后缘多段襟翼等机械增升装置带来结构复杂、噪声过大、油耗增加等一系列问题，并且增升效果有限。动力增升技术是利用动力装置的能量和推力矢量来达到大幅度增加飞机的升力的目的，消除了常规增升装置的局限性，从而可大幅减小机场长度要求和进场速度。根据工作原理和技术途径的不同，可以分为直接升力、滑流效应、环量控制机翼、吹气襟翼等种类，吹气襟翼又分为内吹式襟翼、外吹式襟翼和上表面吹气。
本发明中动力增升是指滑流效应和内吹式襟翼两种增升方式。螺旋桨对飞机的影响包括直接影响和间接影响，直接影响主要指拉力和扭矩，这部分影响可以用理论方法计算出来；间接影响指滑流影响，使飞机升力增大，下洗变化，操纵性、稳定性和舵面效率都受到影响。由于飞机和螺旋桨之间的相互干扰很复杂，用估算的方法确定滑流对飞机气动布局和性能的影响是非常粗略的。内吹式襟翼是指将发动机(压气机)的高压气流，通过管道系统引到襟翼前缘吹出，通过增加襟翼表面的动量以增加升力。不同布局的飞机内吹式襟翼的增升效果相差很大，无法通过估算得出，必须通过风洞试验获取。而滑流效应与内吹式襟翼共同作用的增升效果更是无法估算。开展运输机动力增升风洞试验，获取动力增升参数对操纵能力及纵、横向气动特性的影响规律，为后续的优化设计、气动特性研究提供技术支持，有利于提高技术成熟度，加快动力增升技术的工程应用步伐。
在风洞中开展涡桨运输机动力增升试验，除了遵循常规的雷诺数相似和几何相似准则外，还要遵循螺旋桨拉力系数、前进比和吹气的动量系数相似。大尺寸涡桨运输机动力增升试验研究在国内尚无有效开展，如何准确分配多个舵面的流量，如何精确测量强滑流和内吹式襟翼耦合效应下的气动力，对动力增升技术的发展应用至关重要。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，本发明能够精确、高效、安全可靠地开展风洞试验任务。
本发明采用的技术方案如下：
一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，包括以下步骤：
步骤a：开展单独螺旋桨试验，根据给定的拉力系数和前进比，确定电机转速和桨叶角；
步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数，记录各个针阀的绝对位移；
步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；
步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，然后调节风速至试验风速；
步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角，并同时记录天平信号、姿态角信号、压力传感器信号和温度传感器信号；
步骤f：根据动力增升数据处理方法，处理主天平数据和螺旋桨天平数据；
步骤g：分析主天平数据和螺旋桨天平数据，数据正常则结束试验，数据异常则检查模型后回到步骤c重新试验。
作为优选，步骤a中：固定若干桨叶角，按照定试验风速及姿态角、变螺旋桨转速的方法进行试验，试验结果与实际发动机对应的目标工作曲线比较，选定适合的桨叶角和电机转速。
作为优选，步骤a中螺旋桨试验步骤包括：
a1、选定试验模拟目标曲线，根据所模拟的飞行状态计算飞机的Tc＝f(λ)曲线；
a2、根据动力相似要求(模型试验和实物螺旋桨的拉力系数相等、拉力系数与扭矩系数之比相等、前进比相等)分别计算所需试验风速，并选其值最小者作为试验风速；
a3、校准模型螺旋桨，选择适合的桨叶角，先以某估算或按经验确定的桨叶角，并以a2步确定的风速试验，改变电机转速，用天平测定模型螺旋桨的拉力T，算得试验风速和对应转速下的拉力系数Tc以及对应的前进比λ；由测量求得的结果绘制成Tc＝f(λ)曲线并与实际发动机对应模拟状态的Tc＝f(λ)曲线工作曲线比较；若曲线重合或十分接近，则该桨叶角就是我们要选定的桨叶角；若曲线不重合，则要改变桨叶角，重复上述过程，直到选出适合的桨叶角。
作为优选，步骤a中，试验在螺旋桨模型正迎风条件下进行，螺旋桨气动载荷由盒式六分量天平测量获得。
作为优选，螺旋桨转速不高于8000转/分钟。
作为优选，吹气动量系数不高于0.14。
作为优选，所述主天平数据的处理步骤为：
主天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算、角度修正和空气桥影响修正；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴；
扣螺旋桨直接影响：主天平数据减去螺旋桨天平数据；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
支架干扰修正：支架干扰修正量由支架干扰试验获得；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
洞壁干扰修正：洞壁干扰修正中的阻塞效应修正计入螺旋桨滑流产生的阻塞效应；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
作为优选，所述螺旋桨天平数据的处理步骤为：
螺旋桨天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至桨盘中心体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以桨盘中心体轴坐标原点为中心旋转成为桨盘中心体轴；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
阻塞修正：螺旋桨滑流产生的阻塞效应影响进行修正；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
作为优选，主天平数据处理包括：
吹风数-初读数：对应模型的姿态角，将主天平吹风的原始数据减去无风的原始数据；
天平载荷计算：将扣除初读数的数据，根据天平公式，计算试验模型的气动载荷；
弹性角计算：在无实时角测量时，根据天平校准证书，对试验数据进行弹性角修正；在有实时角测量时的纵向数据，迎角数据不作弹性角修正；
角度修正：对模型的名义角度进行弹性角和气流偏角的修正；
空气桥影响修正：通过调节高压供气流量，改变空气桥压力，在各个压力、状态下测量天平读数，绘制出天平读数变化与空气桥压力的关系曲线，根据曲线拟合出空气桥影响修正公式。
作为优选，螺旋桨天平数据处理包括：
吹风数-初读数：对应模型的姿态角，将螺旋桨天平吹风的原始数据减去无风的原始数据；
天平载荷计算：将扣除初读数的数据，根据天平公式，计算试验模型的气动载荷；
弹性角计算：在无实时角测量时，根据天平校准证书，对试验数据进行弹性角修正；在有实时角测量时的纵向数据，迎角数据不作弹性角修正。
作为优选，天平轴转体轴包括：
第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型或天平所测气动部件体轴坐标原点处，采用如下公式：
YTm＝YT
XTm＝XT
MZTm＝MZT-YT·x0-XT·y0
ZTm＝ZT
MYTm＝MYT+ZT·x0+XT·z0
MXTm＝MXT+YT·z0-ZT·y0
式中参数x0、y0、z0为模型体轴坐标原点在天平轴系中的坐标值，也就是说其正负由所对应天平轴系确定；
第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴，采用如下公式：
Yt＝YTM·cosγ安cosα安+XTM(cosβ安·sinα安·cosγ安-sinγ安·sinβ安)+ZTM(cosγ安sinβ安·sinα安+sinγ安cosβ安)
Xt＝-YTM·sinα安+XTM·cosβ安·cosα安+ZTM·sinβ安·cosα安
Mzt＝-MyTM sinγ安cosα安+MZTM(cosγ安cosβ安-
sinγ安sinα安sinβ安)+MXTM(cosγ安sinβ安+sinγ安sinα安cosβ安)
Zt＝ZTM(cosγ安cosβ安-sinγ安sinα安sinβ安)-YTMsinγ安cosα安-
XTM(sinβ安cosγ安+sin γ安sinα安cosβ安)
Myt＝MyTMcosγ安cosα安+MxTM(sinγ安sinβ安-
cosγ安cosβ安sinα安)+MZTM(cosγ安sinα安sinβ安+sinγ安cosβ安)
Mxt＝MxTM·cosα安·cosβ安-MzTM·sinβ安·cosα安+MyTM·sinα安
式中参数α安、β安、γ安为各天平的三个初始安装角。
作为优选，化系数采用如下公式：
Figure BDA0003385752070000071
Figure BDA0003385752070000072
Figure BDA0003385752070000073
其中，s表示参考面积，bA表示纵向参考长度，l表示横向参考长度，q表示速压。在螺旋桨天平数据处理时，Cy、Cx、mz、Cz、my、mx、Tc等量采用与全机数据处理一致的方法和特征参数，B、Qc、λ等采用螺旋桨直径为特征量，其中
Figure BDA0003385752070000074
作为优选，体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据，采用如下公式：
cyq＝cyt·cosα-cxt·sinα
cxq＝(cyt·sinα+cxt·cosα)·cosβ-czt·sinβ
mzq＝mzt·cosβ-l/bA·mxt·sinβ·cosα+l/bA·myt·sinα·sinβ
czq＝czt·cosβ+(cxt·cosα+cyt·sinα)·sinβ
myq＝myt·cosα+mxt·sinα
mxq＝(mxt·cos α-myt·sin α)·cos β+bA/l·mzt·sin β。
作为优选，风轴转换轴系包括：
a.由风轴系转换到机体坐标轴系：
Figure BDA0003385752070000081
b.由风轴系转换到半机体坐标轴系：
Figure BDA0003385752070000082
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：能够精确、高效、安全可靠地开展风洞试验任务，建立了一种动力增升数据处理方法，可以准确评估动力增升技术对运输机气动特性的影响，为动力增升技术的工程应用提供可靠的数据支撑。
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是本发明流程步骤示意图；
图2是本发明数据处理流程示意图。
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。
如图1所示，本实施例的一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，包括以下步骤：
步骤a：开展单独螺旋桨试验，根据给定的拉力系数和前进比，确定电机转速和桨叶角；
步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数，记录各个针阀的绝对位移；
步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；
步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，然后调节风速至试验风速；
步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角，并同时记录天平信号、姿态角信号、压力传感器信号和温度传感器信号；
步骤f：根据动力增升数据处理方法，处理主天平数据和螺旋桨天平数据；
步骤g：分析主天平数据和螺旋桨天平数据，数据正常则结束试验，数据异常则检查模型后回到步骤c重新试验。
作为优选，步骤a中：固定若干桨叶角，按照定试验风速及姿态角、变螺旋桨转速的方法进行试验，试验结果与实际发动机对应的目标工作曲线比较，选定适合的桨叶角和电机转速。
作为优选，步骤a中螺旋桨试验步骤包括：
a1、选定试验模拟目标曲线，根据所模拟的飞行状态计算飞机的Tc＝f(λ)曲线；
a2、根据动力相似要求(模型试验和实物螺旋桨的拉力系数相等、拉力系数与扭矩系数之比相等、前进比相等)分别计算所需试验风速，并选其值最小者作为试验风速；
a3、校准模型螺旋桨，选择适合的桨叶角，先以某估算或按经验确定的桨叶角，并以a2步确定的风速试验，改变电机转速，用天平测定模型螺旋桨的拉力T，算得试验风速和对应转速下的拉力系数Tc以及对应的前进比λ；由测量求得的结果绘制成Tc＝f(λ)曲线并与实际发动机对应模拟状态的Tc＝f(λ)曲线工作曲线比较；若曲线重合或十分接近，则该桨叶角就是我们要选定的桨叶角；若曲线不重合，则要改变桨叶角，重复上述过程，直到选出适合的桨叶角。
作为优选，步骤a中，试验在螺旋桨模型正迎风条件下进行，螺旋桨气动载荷由盒式六分量天平测量获得。
作为优选，螺旋桨转速不高于8000转/分钟。
作为优选，吹气动量系数不高于0.14。
作为优选，所述主天平数据的处理步骤为：
主天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算、角度修正和空气桥影响修正；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴；
扣螺旋桨直接影响：主天平数据减去螺旋桨天平数据；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
支架干扰修正：支架干扰修正量由支架干扰试验获得，支架干扰试验应符合GJB4395-2002的5.7条的规定；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
洞壁干扰修正：洞壁干扰修正应符合GJB4395-2002的5.8条的规定，洞壁干扰修正中的阻塞效应修正计入螺旋桨滑流产生的阻塞效应；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
作为优选，所述螺旋桨天平数据的处理步骤为：
螺旋桨天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至桨盘中心体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以桨盘中心体轴坐标原点为中心旋转成为桨盘中心体轴；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
阻塞修正：螺旋桨滑流产生的阻塞效应影响进行修正；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
作为优选，主天平数据处理包括：
吹风数-初读数：对应模型的姿态角，将主天平吹风的原始数据减去无风的原始数据；
天平载荷计算：将扣除初读数的数据，根据天平公式，计算试验模型的气动载荷；
弹性角计算：在无实时角测量时，根据天平校准证书，对试验数据进行弹性角修正；在有实时角测量时的纵向数据，迎角数据不作弹性角修正；
角度修正：对模型的名义角度进行弹性角和气流偏角的修正；
空气桥影响修正：通过调节高压供气流量，改变空气桥压力，在各个压力、状态下测量天平读数，绘制出天平读数变化与空气桥压力的关系曲线，根据曲线拟合出空气桥影响修正公式。
作为优选，螺旋桨天平数据处理包括：
吹风数-初读数：对应模型的姿态角，将螺旋桨天平吹风的原始数据减去无风的原始数据；
天平载荷计算：将扣除初读数的数据，根据天平公式，计算试验模型的气动载荷；
弹性角计算：在无实时角测量时，根据天平校准证书，对试验数据进行弹性角修正；在有实时角测量时的纵向数据，迎角数据不作弹性角修正。
作为优选，天平轴转体轴包括：
第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型或天平所测气动部件体轴坐标原点处，采用如下公式：
YTm＝YT
XTm＝XT
MZTm＝MZT-YT·x0-XT·y0
ZTm＝ZT
MYTm＝MYT-ZT·x0-XT·z0
MXTm＝MXT+YT·z0-ZT·y0
式中参数x0、y0、z0为模型体轴坐标原点在天平轴系中的坐标值，也就是说其正负由所对应天平轴系确定；
第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴，采用如下公式：
Yt＝YTM·cosγ安cosα安+XTM(cosβ安·sinα安·cosγ安-sinγ安·sinβ安)+ZTM(cosγ安sinβ安·sinα安+sinγ安cosβ安)
Xt＝-YTM·sinα安+XTM·cosβ安·cosα安+ZTM·sinβ安·cosα安
Mzt＝-MyTMsinγ安cosα安+MZTM(cosγ安cosβ安-sinγ安sinα安sinβ安)+MXTM(cosγ安sinβ安+sinγ安sinα安cosβ安)
Zt＝ZTM(cosγ安cosβ安-sinγ安sinα安sinβ安)-YTMsinγ安cosα安-XTM(sinβ安cosγ安+sin γ安sinα安cosβ安)
Myt＝MyTMcosγ安cosα安+MxTM(sinγ安sinβ安-cosγ安cosβ安sinα安)+MZTM(cosγ安sinα安sinβ安+sinγ安cosβ安)
Mxt＝MxTM·cosα安·cosβ安-MzTM·sinβ安·cosα安+MyTM·sinα安
式中参数α安、β安、γ安为各天平的三个初始安装角。
作为优选，化系数采用如下公式：
Figure BDA0003385752070000131
Figure BDA0003385752070000132
Figure BDA0003385752070000133
其中，s表示参考面积，bA表示纵向参考长度，l表示横向参考长度，q表示速压。在螺旋桨天平数据处理时，Cy、Gx、mz、Cz、my、mx、Tc等量采用与全机数据处理一致的方法和特征参数，B、Qc、λ等采用螺旋桨直径为特征量，其中
Figure BDA0003385752070000134
作为优选，体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据，采用如下公式：
cyq＝cyt·cos α-cxt·sin α
cxq＝(cyt·sin α+cxt·cos α)·cos β-czt·sin β
mzq＝mzt·cos β-l/bA·mxt·sinβ·cos α+l/bA·myt·sin α·sin β
czq＝czt·cos β+(cxt·cos α+cyt·sin α)·sin β
myq＝myt·cos α+mxt·sin α
mxq＝(mxt·cos α-myt·sin α)·cos β+bA/l·mzt·sin β。
作为优选，风轴转换轴系包括：
a.由风轴系转换到机体坐标轴系：
Figure BDA0003385752070000141
b.由风轴系转换到半机体坐标轴系：
Figure BDA0003385752070000142
综上所述，采用本发明的一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法。
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)

1.一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤a：开展单独螺旋桨试验，根据给定的拉力系数和前进比，确定电机转速和桨叶角；
步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数，记录各个针阀的绝对位移；
步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；
步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，然后调节风速至试验风速；
步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角，并同时记录天平信号、姿态角信号、压力传感器信号和温度传感器信号；
步骤f：根据动力增升数据处理方法，处理主天平数据和螺旋桨天平数据；
步骤g：分析主天平数据和螺旋桨天平数据，数据正常则结束试验，数据异常则检查模型后回到步骤c重新试验。
2.如权利要求1所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：步骤a中：固定若干桨叶角，按照定试验风速及姿态角、变螺旋桨转速的方法进行试验，试验结果与实际发动机对应的目标工作曲线比较，选定适合的桨叶角和电机转速。
3.如权利要求1所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：步骤a中螺旋桨试验步骤包括：
a1、选定试验模拟目标曲线，根据所模拟的飞行状态计算飞机的Tc＝f(λ)曲线；
a2、根据动力相似要求分别计算所需试验风速，并选其值最小者作为试验风速；
a3、校准模型螺旋桨，选择适合的桨叶角，先以某估算或按经验确定的桨叶角，并以a2步确定的风速试验，改变电机转速，用天平测定模型螺旋桨的拉力T，算得试验风速和对应转速下的拉力系数Tc以及对应的前进比λ；由测量求得的结果绘制成Tc＝f(λ)曲线并与实际发动机对应模拟状态的Tc＝f(λ)曲线工作曲线比较；若曲线重合或十分接近，则该桨叶角就是我们要选定的桨叶角；若曲线不重合，则要改变桨叶角，重复上述过程，直到选出适合的桨叶角。
4.如权利要求1所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：所述主天平数据的处理步骤为：
主天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算、角度修正和空气桥影响修正；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴；
扣螺旋桨直接影响：主天平数据减去螺旋桨天平数据；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
支架干扰修正：支架干扰修正量由支架干扰试验获得；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
洞壁干扰修正：洞壁干扰修正中的阻塞效应修正计入螺旋桨滑流产生的阻塞效应；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
5.如权利要求4所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：所述螺旋桨天平数据的处理步骤为：
螺旋桨天平数据处理：对主天平数据进行处理，包括吹风数-初读数、天平载荷及风载弹性角计算；
天平轴转体轴：包括第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至桨盘中心体轴坐标原点处；第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以桨盘中心体轴坐标原点为中心旋转成为桨盘中心体轴；
化系数：把试验测得的气动载荷化为无量纲的气动系数；
体轴转风轴：将体轴系下数据转为风轴系下数据；
阻塞修正：螺旋桨滑流产生的阻塞效应影响进行修正；
风轴转换轴系：将风轴系下数据转换为要求轴系下数据；
结果输出：将得到的数据输出并绘制曲线。
6.如权利要求4所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：主天平数据处理包括：
吹风数-初读数：对应模型的姿态角，将吹风的原始数据减去无风的原始数据；
天平载荷计算：将扣除初读数的数据，根据天平公式，计算试验模型的气动载荷；
弹性角计算：在无实时角测量时，根据天平校准证书，对试验数据进行弹性角修正；在有实时角测量时的纵向数据，迎角数据不作弹性角修正；
角度修正：对模型的名义角度进行弹性角和气流偏角的修正；
空气桥影响修正：通过调节供气流量，改变空气桥压力，在各个压力、状态下测量天平读数，绘制出天平读数变化与空气桥压力的关系曲线，根据曲线拟合出空气桥影响修正公式。
7.如权利要求4或5所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：天平轴转体轴包括：
第一步：坐标平移，指将天平轴系原点平移至模型或天平所测气动部件体轴坐标原点处，采用如下公式：
YTm＝YT
XTm＝XT
MZTm＝MZT-YT·x0-XT·y0
ZTm＝ZT
MYTm＝MYT+ZT·x0+XT·z0
MXTm＝MXT+YT·z0-ZT·y0
式中参数x0、y0、z0为模型体轴坐标原点在天平轴系中的坐标值；
第二步：坐标旋转，指将平移后的天平轴系以模型体轴坐标原点为中心旋转成为模型体轴，采用如下公式：
Yt＝YTM·cosγ安cosα安+XTM(cosβ安·sinα安·cosγ安-sinγ安·sinβ安)+ZTM(cosγ安sinβ安·sinα安+sinγ安cosβ安)
Xt＝-YTM·sinα安+XTM·cosβ安·cosα安+ZTM·sinβ安·cosα安
Mzt＝-MyTMsinγ安cosα安+MZTM(cosγ安cosβ安-sinγ安sinα安sinβ安)+MXTM(cosγ安sinβ安+sinγ安sinα安cosβ安)
Zt＝ZTM(cosγ安cosβ安-sinγ安sinα安sinβ安)-YTMsinγ安cosα安-XTM(sinβ安cosγ安+sinγ安sinα安cosβ安)
Myt＝MyTMcosγ安cosα安+MxTM(sinγ安sinβ安-cosγ安cosβ安sinα安)+MZTM(cosγ安sinα安sinβ安+sinγ安cosβ安)
Mxt＝MxTM·cosα安·cosβ安-MzTM·sinβ安·cosα安+MyTM·sinα安
式中参数α安、β安、γ安为各天平的三个初始安装角。
8.如权利要求4或5所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：化系数采用如下公式：
Figure FDA0003385752060000041
Figure FDA0003385752060000042
Figure FDA0003385752060000043
其中，s表示参考面积，bA表示纵向参考长度，l表示横向参考长度，q表示速压。
9.如权利要求4或5所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：体轴转风轴，将体轴系下数据转为风轴系下数据，采用如下公式：
cyq＝cyt·cosα-cxt·sinα
cxq＝(cyt·sinα+cxt·cosα)·cosβ-czt·sinβ
mzq＝mzt·cosβ-l/bA·mxt·sinβ·cosα+l/bA·myt·sinα·sinβ
czq＝czt·cosβ+(cxt·cosα+cyt·sinα)·sinβ
myq＝mmt·cosα+mxt·sinα
mxq＝(mxt·cosα-myt·sinα)·cosβ+bA/l·mzt·sinβ。
10.如权利要求4或5所述的涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，其特征在于：风轴转换轴系包括：
a.由风轴系转换到机体坐标轴系：
Figure FDA0003385752060000051
b.由风轴系转换到半机体坐标轴系：
Figure FDA0003385752060000052
CN202111453312.4A 2021-12-01 2021-12-01 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法 Active CN114112283B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111453312.4A CN114112283B (zh) 2021-12-01 2021-12-01 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111453312.4A CN114112283B (zh) 2021-12-01 2021-12-01 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114112283A true CN114112283A (zh) 2022-03-01
CN114112283B CN114112283B (zh) 2023-05-23

Family

ID=80369546

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111453312.4A Active CN114112283B (zh) 2021-12-01 2021-12-01 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114112283B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114912301A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞全机模型测力试验数据处理与修正系统

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008249527A (ja) * 2007-03-30 2008-10-16 Japan Aerospace Exploration Agency 磁力支持天秤装置における揚力を受ける模型の簡易抗力評価法
CN110849576A (zh) * 2019-11-11 2020-02-28 北京航空航天大学 攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置
WO2020125109A1 (zh) * 2018-12-18 2020-06-25 大连理工大学 支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法
CN111458100A (zh) * 2020-04-24 2020-07-28 北京空天技术研究所 一种飞行器底部阻力系数修正方法
CN112345194A (zh) * 2020-10-30 2021-02-09 中国航天空气动力技术研究院 一种实现极大侧滑角姿态的低速风洞试验方法
CN112504610A (zh) * 2020-12-29 2021-03-16 中国航天空气动力技术研究院 高空螺旋桨低密度风洞试验测试系统及方法
CN112560191A (zh) * 2021-01-08 2021-03-26 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法
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

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008249527A (ja) * 2007-03-30 2008-10-16 Japan Aerospace Exploration Agency 磁力支持天秤装置における揚力を受ける模型の簡易抗力評価法
WO2020125109A1 (zh) * 2018-12-18 2020-06-25 大连理工大学 支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法
CN110849576A (zh) * 2019-11-11 2020-02-28 北京航空航天大学 攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置
CN111458100A (zh) * 2020-04-24 2020-07-28 北京空天技术研究所 一种飞行器底部阻力系数修正方法
CN112345194A (zh) * 2020-10-30 2021-02-09 中国航天空气动力技术研究院 一种实现极大侧滑角姿态的低速风洞试验方法
CN112504610A (zh) * 2020-12-29 2021-03-16 中国航天空气动力技术研究院 高空螺旋桨低密度风洞试验测试系统及方法
CN112560191A (zh) * 2021-01-08 2021-03-26 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
黄勇;胡卜元;张卫国;王勋年;章荣平;: "8米×6米风洞TPS反推力试验技术" *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114912301A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞全机模型测力试验数据处理与修正系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN114112283B (zh) 2023-05-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115655642B (zh) 一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法
CN114112283B (zh) 一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法
Blake et al. Static and dynamic wind tunnel testing of air vehicles in close proximity
Sullivan Aerodynamic performance of a scale-model, counterrotating unducted fan
CN103390109A (zh) 一种气动力特性快速预测方法
McAvoy et al. Automated cruise flap for airfoil drag reduction over a large lift range
CN105486177A (zh) 一种能实现大机动的靶机
CN112441253A (zh) 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析系统及方法
CN112729853B (zh) 一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法
Gibertini et al. Wind-tunnel tests of the ERICA tiltrotor optimised air-intake
CN110989667B (zh) 基于微型气压传感器的小型无人机增稳控制装置及其方法
M Jaffal et al. Theoretical and Experimental Study of a Forward Swept Wing
Granzoto et al. Horizontal tail local angle-of-attack and total pressure measurements through static pressure ports and Kiel pitot
Amiri et al. Experimental investigation of flow characteristics and performance parameters of a podded aft engine air intake
Kottapalli Enhanced correlation of smart active flap rotor loads
Mayo et al. Vortex flow hypothesis for rotor blades in reverse flow
Kirkpatrick et al. Priorities for high-lift testing in the 1990s
Smeltzer et al. Airframe effects on a top-mounted fighter inlet system
Hoad Externally blown flap impingement parameters
Robles et al. The Effects of an Over-The-Wing Nacelle in the Aerodynamic Characteristics of a Conventional Aircraft
CN116931434A (zh) 无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法
Gorton et al. Assessment of rotor blade angle of attack from experimental inflow data
Saddington et al. Jet/intake interference in short take off, vertical landing aircraft
McHugh Progress Report on Cowlings for Air-Cooled Engines Investigated in the NACA 19-Foot Pressure Wind Tunnel
CN118013874A (zh) 侧风影响下的轴流式风源的尾流场测量及数值模拟方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant