CN114235324A - 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 - Google Patents

一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114235324A
CN114235324A CN202111102403.3A CN202111102403A CN114235324A CN 114235324 A CN114235324 A CN 114235324A CN 202111102403 A CN202111102403 A CN 202111102403A CN 114235324 A CN114235324 A CN 114235324A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
nacelle
full
false
wind tunnel
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
CN202111102403.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114235324B (zh
Inventor
杨连波
傅铖虎
王斌团
武宁
刘绍辉
曲浩
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.)
AVIC First Aircraft Institute
Original Assignee
AVIC First Aircraft Institute
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 AVIC First Aircraft Institute filed Critical AVIC First Aircraft Institute
Priority to CN202111102403.3A priority Critical patent/CN114235324B/zh
Publication of CN114235324A publication Critical patent/CN114235324A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114235324B publication Critical patent/CN114235324B/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
    • G01M9/04—Details
    • 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
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本申请属于风洞试验技术领域，特别涉及一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法。包括构建全机无动力模型，进行风洞试验，获取全机无动力状态气动力数据；构建全机带假短舱无动力模型，对全机带假短舱无动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱无动力状态气动力数据；构建全机带假短舱带旋翼动力模型，对全机带假短舱带旋翼动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据；将全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据与全机带假短舱无动力状态气动力数据做差，得到全机带假短舱构型动力影响量气动力数据；将全机无动力状态气动力数据与全机带假短舱构型动力影响量气动力数据进行加和，得到全机动力影响量全量气动力数据。

Description

一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法
技术领域
本申请属于风洞试验技术领域，特别涉及一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法。
背景技术
倾转旋翼飞机全机动力模拟风洞试验是一项非常复杂的特种风洞试验，其目的就是获得飞机不同模态下的全机气动特性数据及动力影响，为飞机的总体布局局设计、性能评估、操稳品质评估、载荷计算评估、控制率设计及过渡模态设计提供着重要的参考依据。
倾转旋翼飞机其特点是具有短距离或垂直起降能力，同时在空中巡航时转换成螺旋桨飞机又具有高速巡航的优势。为了得到倾转旋翼飞机带动力状态下全机不同模态气动特性数据，需要在飞机机翼两侧安装旋翼及动力装置进行动力模拟风洞试验。风洞试验是目前唯一有效的获取倾转旋翼飞机气动特性数据手段，需要通过带旋翼动力模拟风洞试验来获取直升机模态、过渡模态和螺旋桨飞机模态的气动力数据。倾转旋翼飞机特点是旋翼尺寸大、转速低，并且旋翼布置在机翼两端；进行带动力风洞试验时需要大扭矩低转速的电机驱动，目前暂无这类电机可供选择使用，只能使用大功率高转速电机通过转速器来降低输出转速满足风洞试验要求，但大功率电机的外形尺寸较大，很难直接安装到机翼上，同时原飞机发动机短舱尺寸较小，无法将大功率电机及减速器布置在里面，造成了倾转旋翼飞机动力模拟试验很难执行。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，包括：
步骤一、构建全机无动力模型，对所述全机无动力模型进行风洞试验，获取全机无动力状态气动力数据；
步骤二、构建全机带假短舱无动力模型，对所述全机带假短舱无动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱无动力状态气动力数据；
步骤三、构建全机带假短舱带旋翼动力模型，对所述全机带假短舱带旋翼动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据；
步骤四、将所述全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据与所述全机带假短舱无动力状态气动力数据做差，得到全机带假短舱构型动力影响量气动力数据；
步骤五、将所述全机无动力状态气动力数据与所述全机带假短舱构型动力影响量气动力数据进行加和，得到全机动力影响量全量气动力数据。
在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述全机无动力模型包括：机身、机翼、尾翼以及短舱。
在本申请的至少一个实施例中，所述全机无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述全机带假短舱无动力模型包括：机身、机翼、尾翼以及假短舱，其中，所述假短舱与所述机身不连接，所述假短舱包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，所述电机不转动。
在本申请的至少一个实施例中，所述全机带假短舱无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述全机带假短舱带旋翼动力模型包括：机身、机翼、尾翼、假短舱以及旋翼，其中，所述假短舱与所述机身不连接，所述假短舱包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，所述电机带动所述旋翼转动。
在本申请的至少一个实施例中，所述全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，通过单独支撑倾转旋翼飞机全机模型和动力驱动电机，以及通过无动力试验和带动力试验二步法来实现旋翼动力模拟影响量的获取。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的全机无动力模型示意图；
图2是本申请一个实施方式的全机带假短舱无动力模型示意图；
图3是本申请一个实施方式的全机带假短舱带旋翼动力模型示意图。
其中：
1-机身；2-机翼；3-尾翼；4-短舱；5-假短舱；6-旋翼。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，包括以下步骤：
步骤一、构建全机无动力模型，对全机无动力模型进行风洞试验，获取全机无动力状态气动力数据；
步骤二、构建全机带假短舱无动力模型，对全机带假短舱无动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱无动力状态气动力数据；
步骤三、构建全机带假短舱带旋翼动力模型，对全机带假短舱带旋翼动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据；
步骤四、将全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据与全机带假短舱无动力状态气动力数据做差，得到全机带假短舱构型动力影响量气动力数据；
步骤五、将全机无动力状态气动力数据与全机带假短舱构型动力影响量气动力数据进行加和，得到全机动力影响量全量气动力数据。
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，首先，构建全机无动力模型，如图1所示，全机无动力模型包括：机身1、机翼2、尾翼3以及短舱4。通过试验获取的全机无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩，通过安装在飞机机身内的天平进行测量，六个分量相加后得到全机无动力状态气动力数据C1。
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其次，构建全机带假短舱无动力模型，如图2所示，全机带假短舱无动力模型包括：机身1、机翼2、尾翼3以及假短舱5，其中，假短舱5与机身1不连接，假短舱5包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，电机不转动，越小越好。假短舱5内还可以安装旋翼电机及减速器等设备。通过试验获取的全机带假短舱无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。通过安装在飞机机身1内的天平、假短舱5内部的天平分别测量，六个分量相加后得到全机带假短舱无动力状态气动力数据C2。
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，步骤三中，如图3所示，构建的全机带假短舱带旋翼动力模型包括：机身1、机翼2、尾翼3、假短舱5以及旋翼6，其中，假短舱5与机身1不连接，假短舱5包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，电机带动旋翼6转动，该步骤中考虑旋翼6转动对飞机的影响，使得机身天平所测数据与C2不同。通过试验获取的全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩，分别通过安装在飞机机身1内的天平、假短舱5内部的天平实现测量，六个分量相加后得到全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据C3。
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，在得到全机无动力状态气动力数据C1、全机带假短舱无动力状态气动力数据C2以及全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据C3后，计算出全机带假短舱构型动力影响量气动力数据C4，其中C4＝C3-C2，最终得到全机动力影响量全量气动力数据C，C＝C1+C4。
本申请的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，通过单独支撑倾转旋翼飞机全机模型和动力驱动电机，通过无动力试验和带动力试验二步法来实现旋翼动力模拟影响量的获取。本申请主要提供了对倾转旋翼类飞机带动力风洞试验中旋翼动力影响获取方法，该方法可以在方案初始阶段解决大功率电机及减速器等设备无法布置在发动机短舱内、机翼翼尖处布置短舱及动力装置的问题，获得相对动力影响量。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，包括：
步骤一、构建全机无动力模型，对所述全机无动力模型进行风洞试验，获取全机无动力状态气动力数据；
步骤二、构建全机带假短舱无动力模型，对所述全机带假短舱无动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱无动力状态气动力数据；
步骤三、构建全机带假短舱带旋翼动力模型，对所述全机带假短舱带旋翼动力模型进行风洞试验，获取全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据；
步骤四、将所述全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据与所述全机带假短舱无动力状态气动力数据做差，得到全机带假短舱构型动力影响量气动力数据；
步骤五、将所述全机无动力状态气动力数据与所述全机带假短舱构型动力影响量气动力数据进行加和，得到全机动力影响量全量气动力数据。
2.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，步骤一中，所述全机无动力模型包括：机身(1)、机翼(2)、尾翼(3)以及短舱(4)。
3.根据权利要求2所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，所述全机无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
4.根据权利要求3所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，步骤二中，所述全机带假短舱无动力模型包括：机身(1)、机翼(2)、尾翼(3)以及假短舱(5)，其中，所述假短舱(5)与所述机身(1)不连接，所述假短舱(5)包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，所述电机不转动。
5.根据权利要求4所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，所述全机带假短舱无动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
6.根据权利要求5所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，步骤三中，所述全机带假短舱带旋翼动力模型包括：机身(1)、机翼(2)、尾翼(3)、假短舱(5)以及旋翼(6)，其中，所述假短舱(5)与所述机身(1)不连接，所述假短舱(5)包括外壳以及安装在外壳内的电机和天平，所述电机带动所述旋翼(6)转动。
7.根据权利要求6所述的倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法，其特征在于，所述全机带假短舱带旋翼动力状态气动力数据中包括六个分量，分别为升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
CN202111102403.3A 2021-09-19 2021-09-19 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法 Active CN114235324B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111102403.3A CN114235324B (zh) 2021-09-19 2021-09-19 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111102403.3A CN114235324B (zh) 2021-09-19 2021-09-19 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114235324A true CN114235324A (zh) 2022-03-25
CN114235324B CN114235324B (zh) 2024-03-19

Family

ID=80742961

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111102403.3A Active CN114235324B (zh) 2021-09-19 2021-09-19 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114235324B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101984331A (zh) * 2010-09-30 2011-03-09 南京航空航天大学 半展长倾转旋翼气弹动力学综合试验台
KR20120068187A (ko) * 2010-12-17 2012-06-27 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 시스템의 회전 시험 장치 및 회전 시험 방법
RU120223U1 (ru) * 2011-12-02 2012-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Универсальный силовой узел для установки полумодели в аэродинамической трубе
CN107618675A (zh) * 2017-07-26 2018-01-23 南京航空航天大学 一种用于倾转旋翼机全状态吹风实验的测试系统与控制方法
CN109612681A (zh) * 2018-11-16 2019-04-12 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法
CN110907125A (zh) * 2018-09-17 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法
CN112033638A (zh) * 2020-08-31 2020-12-04 中国人民解放军国防科技大学 倾转旋翼无人机的带动力风洞试验闭环式控制采集系统

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101984331A (zh) * 2010-09-30 2011-03-09 南京航空航天大学 半展长倾转旋翼气弹动力学综合试验台
KR20120068187A (ko) * 2010-12-17 2012-06-27 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 시스템의 회전 시험 장치 및 회전 시험 방법
RU120223U1 (ru) * 2011-12-02 2012-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Универсальный силовой узел для установки полумодели в аэродинамической трубе
CN107618675A (zh) * 2017-07-26 2018-01-23 南京航空航天大学 一种用于倾转旋翼机全状态吹风实验的测试系统与控制方法
CN110907125A (zh) * 2018-09-17 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法
CN109612681A (zh) * 2018-11-16 2019-04-12 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机共轴刚性旋翼模型的气动干扰测量方法
CN112033638A (zh) * 2020-08-31 2020-12-04 中国人民解放军国防科技大学 倾转旋翼无人机的带动力风洞试验闭环式控制采集系统

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
G.GIBERTINI 等: "Wind Tunnel Tests of the ERICA Tiltrotor Optimised Air-Intake", 《THE AERONAUTICAL JOURNAL》 *
HAITAO YANG 等: "Aerodynamic performance of a small-scale tilt rotor: Numerical simulation and experiment in steady state", 《JOURNAL OF MECHANICAL ENGINEERING SCIENCE》 *
张铮 等: "倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰理论与试验", 《航空学报》, vol. 38, no. 3, 25 March 2017 (2017-03-25) *
招启军 等: "倾转旋翼机流动机理及气动干扰特性试验", 《航空动力学报》, vol. 33, no. 12 *
王惟栋 等: "倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析", 《航空工程进展》, vol. 7, no. 2 *
郭剑东 等: "小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究", 《空气动力学学报》, vol. 33, no. 1 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114235324B (zh) 2024-03-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108945394A (zh) 一种具备固定翼面与水平推进器的长续航多旋翼飞行器及其控制方法
US10005554B2 (en) Unmanned aerial vehicle
CN106428548A (zh) 一种垂直起降无人飞行器
EP2760739A1 (en) An unmanned aerial vehicle
CN110949662B (zh) 一种双翼构型的新概念布局飞机
CN111516869A (zh) 一种倾转旋翼-机翼垂直起降飞行器的布局与控制方法
CN203439258U (zh) 一种复合式旋翼飞行器
CN206125421U (zh) 一种垂直起降无人飞行器
CN109178301A (zh) 一种固定翼旋翼混合无人机
CN111003166A (zh) 一种纵列式电动双旋翼直升机及其控制系统
CN109760832A (zh) 一种垂直起降固定翼无人飞行器
CN103754360A (zh) 一种类飞碟式旋翼机
CN219821750U (zh) 一种多旋翼飞行器旋翼和机臂构型
CN211281472U (zh) 一种涵道尾坐式垂直起降无人机
CN205396539U (zh) 一种倾转三旋翼飞行器倾转机构
CN114235324A (zh) 一种倾转旋翼飞机全机动力影响风洞试验方法
CN106542093A (zh) 高效多旋翼飞行器
CN111532426A (zh) 一种v型尾翼多旋翼垂直起降布局的飞行器
CN206502021U (zh) 高效多旋翼飞行器
CN212579543U (zh) 一种城市空中飞行汽车
CN110844064B (zh) 一种低雷诺数旋翼桨叶
CN107284658A (zh) 一种复合型垂直/短距起降飞行器
CN106585973A (zh) 电动多旋翼飞行器的控制方法
CN207292386U (zh) 一种新型旋转辅助涵道+涵道式机翼的飞行器
CN206813315U (zh) 一种四旋翼无人机飞行器

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