CN114563154B - 一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统，涉及直升机风洞试验领域，包括：在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。本发明方法避免了飞行测试的风险，且给出的涡环状态边界置信度较高。

Description

一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统

技术领域

本发明涉及直升机飞行动力学、直升机空气动力学、直升机风洞试验领域，具体涉及一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统。

背景技术

直升机具有不依赖于机场起降、低空和低速飞行性能好的独特优势，在军民领域具有广阔的用途及发展前景。然而，在直升机下降飞行时，存在着一种危险状态：当直升机同时具有较小的前飞速度和过高的下降飞行速度时，直升机将可能非指令性地加速下坠。若离地高度不够且未能及时改出则极易发生坠地事故，这种险情称为涡环状态。

避免直升机进入涡环状态的关键在于准确划定进入涡环状态的水平飞行速度与下降飞行速度，也就是涡环状态发生的飞行速度边界，从而指导直升机飞行员或者任务管理部门在下降飞行时避免进入该速度区域。

图1为现有各个国家的研究部门制定的涡环状态边界，横坐标代表水平飞行速度、纵坐标代表下降飞行速度。但是，图1中各种涡环状态边界在曲线形状与速度数值上均具有较大的分歧，给指导飞行人员防范涡环状态造成了较大的混淆。

其原因主要有2个方面：一方面，上述涡环状态边界大多基于理论推导而来，在推导过程中对涡环状态的临界诱发因素的理解和思路存在的偏差；另一方面，涡环状态边界应该贯穿于进入与退出涡环状态的整体临界飞行速度区间，而在半经验公式的推导中仅使用了个别风速区间的试验数据进行了修正。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是现有技术涡环状态边界确定方法确定的涡环状态边界不精准，置信度较低；且使用飞行测试风险高的弊端。本发明目的在于提供一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统，本发明考虑到直升机涡环状态发生与旋翼在下降状态时的气动力变化有关，而通过实际试飞测试直升机涡环状态的风险和难度较大；本发明通过开展旋翼在下降状态下的风洞试验，获取旋翼在不同下降飞行速度和水平飞行速度下的气动力变化规律，从中准确提取直升机涡环状态边界，具有较高的应用价值。这种方法避免了飞行测试的风险，且给出的涡环状态边界置信度较高。

本发明通过下述技术方案实现：

第一方面，本发明提供了一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，该方法包括：

在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。

工作原理是：基于现有各个国家的研究部门制定的涡环状态边界，如图1所示，横坐标代表水平飞行速度、纵坐标代表下降飞行速度。但是各种涡环状态边界在曲线形状与速度数值上均具有较大的分歧，给指导飞行人员防范涡环状态造成了较大的混淆。其原因主要有2个方面：一方面，上述涡环状态边界大多基于理论推导而来，在推导过程中对涡环状态的临界诱发因素的理解和思路存在的偏差；另一方面，涡环状态边界应该贯穿于进入与退出涡环状态的整体临界飞行速度区间，而在半经验公式的推导中仅使用了个别风速区间的试验数据进行了修正。

因此，本发明在上述基础上，考虑到旋翼是为直升机提供升力的部件，直升机涡环状态发生与旋翼在下降状态时的气动力变化有关；通过实际试飞测试直升机涡环状态的风险和难度较大。因此本发明通过开展旋翼在下降状态下的风洞试验，获取旋翼在不同下降飞行速度和水平飞行速度下的气动力变化规律，从中提取直升机涡环状态边界，具有较高的应用价值。本发明提出了一种使用风洞试验获取直升机涡环状态边界的方法，以及由此给出的涡环状态边界。具体地，本发明采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角的方式开展试验；使用Q/T（Q是旋翼功率、T是旋翼拉力）得到旋翼桨盘处的垂向合速度随着飞行速度的变化规律，进而判断直升机的垂向飞行速度稳定性。这种试验方式建立了旋翼测力试验与飞行稳定性之间的联系；同时，该试验方式避免对各个飞行速度下的旋翼进行恒定拉力的配平操纵，试验成本低、易于开展。相较于国内外现有的涡环状态边界多是基于有限速度区间下的试验结果修正的半经验公式或经验公式所建立的，因推导者的思路不一或者试验结果有限，对涡环状态边界的某些关键点的判定存在混淆；而本发明提出的涡环状态边界由较全的下滑角的试验结果点构成，置信度较高。

进一步地，所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率。

进一步地，所述的在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；包括：

采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角方式，通过直升机旋翼试验采集恒定的旋翼转速下，不同风洞风速（即直升机下降速度）以及不同直升机下滑角（即气流与旋翼桨盘夹角）下的旋翼拉力和旋翼功率。

进一步地，所述的获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据具体步骤为：

步骤a，固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

步骤b，调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；

步骤c，在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；计算公式为：旋翼功率=旋翼扭矩

旋翼转速；

步骤d，重复步骤b、c，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90~30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

进一步地，所述的对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；具体包括：

根据每个风洞风速下的旋翼拉力，计算每个试验点的等效悬停诱导速度；所述等效悬停诱导速度的计算公式为

，其中，

为等效悬停诱导速度，T是旋翼拉力、

是空气密度、A是旋翼的桨盘面积；

根据直升机下滑角，将风洞风速处理成水平飞行速度与垂直飞行速度；所述水平飞行速度与垂直飞行速度的计算公式为Vx=V*cos(a)，Vz=V*sin(a)，其中，V是风洞风速，a为直升机下滑角，Vx为水平飞行速度，Vz为垂直飞行速度；

根据所述等效悬停诱导速度、水平飞行速度、垂直飞行速度和诱导速度，计算每个试验点的无因次垂直下降速率Vz/Vh、无因次水平飞行速率Vx/Vh和无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh；其中，Vi为诱导速度。

进一步地，所述的采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速步骤为：

步骤1，根据一个直升机下滑角对应的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，以无因次的桨盘入流率作为纵坐标、无因次垂直下降速率作为横坐标在坐标系中画涡环状态边界进入曲线；

步骤2，根据所述涡环状态边界进入曲线，找出该直升机下滑角下的所述涡环状态边界进入曲线中纵坐标出现增加趋势的拐点作为进入点；其中，所述出现增加趋势的拐点是所述涡环状态边界进入曲线中出现单调递增区间的开始点；该进入点对应的无因次垂直下降速率作为直升机进入涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率乘以直升机下滑角的余切作为直升机进入涡环状态的水平飞行速度；

步骤3，对所有直升机下滑角下的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，按照步骤1和步骤2方式处理，得到每个直升机下滑角下进入涡环状态的临界下降飞行速度和进入涡环状态的水平飞行速度。

进一步地，所述的采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速步骤为：

步骤A，根据每个试验点旋翼拉力和悬停状态下旋翼拉力，计算得到每个试验点的旋翼拉力比值T/T0，T为当前试验点的旋翼拉力，T0为悬停（无风）下的旋翼拉力；

步骤B，根据每个直升机下滑角下的旋翼拉力比值和无因次垂直下降速率，以旋翼拉力比值为纵坐标、无因次垂直下降速率为横坐标在坐标系中画涡环状态边界退出曲线；

步骤C，根据所述涡环状态边界退出曲线，找出该直升机下滑角下的所述涡环状态边界退出曲线中出现增加趋势的拐点作为退出点；其中，所述出现增加趋势的拐点是所述涡环状态边界退出曲线中出现单调递增区间的开始点；该退出点对应的无因次垂直下降速率作为直升机退出涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率乘以直升机下滑角的余切作为直升机退出涡环状态的水平飞行速度；

步骤D，对所有直升机下滑角下的旋翼拉力比值和无因次垂直下降速率，按照步骤B和步骤C方式处理，得到每个直升机下滑角下退出涡环状态的临界下降飞行速度和退出涡环状态的水平飞行速度。

第二方面，本发明又提供了一种确定直升机涡环状态边界的试验系统，该系统支持所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，该系统包括：

获取单元，用于在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

预处理单元，用于对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；

提取进入涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

提取退出涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

绘制涡环状态边界单元，用于根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。

进一步地，所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率。

进一步地，所述获取单元中通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据的执行过程为：

固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；

在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；

重复上述过程，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90~30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：

1、本发明采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角的方式开展试验；使用Q/T（Q是旋翼功率、T是旋翼拉力）得到旋翼桨盘处的垂向合速度随着飞行速度的变化规律，进而判断直升机的垂向飞行速度稳定性。这种试验方式建立了旋翼测力试验与飞行稳定性之间的联系；同时，该试验方式避免对各个飞行速度下的旋翼进行恒定拉力的配平操纵，试验成本低、易于开展。

2、本发明相较于现有其它由理论推导而来的涡环状态边界以及使用有限速度区间下的试验修正的涡环状态边界，本发明提出的涡环状态边界由较全的试验点构成，置信度高。

3、本发明使用风洞试验开展涡环状态边界测试的风险和成本较低，避免了飞行测试的风险；风洞试验具有试验流场环境可控、可复现的优点，相较于其它方式能准确获得旋翼在涡环状态的气动性能，从而能较为准确获得涡环状态边界。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：

图1为现有技术各个研究部门制定的涡环状态边界示意图。

图2为本发明一种确定直升机涡环状态边界的试验方法流程图。

图3为本发明直升机下滑角a与水平飞行速度Vx、垂直飞行速度Vz的方向定义图。

图4为本发明某个直升机下滑角下的无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh——无因次垂直下降速率Vz/Vh曲线图。

图5为本发明某个直升机下滑角下的旋翼拉力比值T/T0——无因次垂直下降速率Vz/Vh曲线图。

图6为本发明涡环状态飞行速度边界示意图。

图7为本发明一种确定直升机涡环状态边界的试验系统结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。

实施例1

图1为现有各个国家的研究部门制定的涡环状态边界，横坐标代表水平飞行速度、纵坐标代表下降飞行速度。

如图2至图6所示，本发明一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，如图2所示，该方法包括：

在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率；

对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。得到的封闭曲线的区域即是直升机涡环状态飞行速度边界。

具体实施时：

第一，在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

由于直升机涡环状态的产生与下降状态的旋翼性能变化有关，此部分主要目的是获得旋翼在下降状态的气动力变化数据（旋翼拉力与旋翼功率），以此作为分析涡环状态发生边界的依据。

具体地，旋翼试验主要是采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角方式，通过直升机旋翼试验采集恒定的旋翼转速下，不同风洞风速（即直升机下降速度）以及不同直升机下滑角（即气流与旋翼桨盘夹角）下的旋翼拉力和旋翼功率。

在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验。采用旋翼天平测量旋翼拉力、采用扭矩传感器测量旋翼扭矩，采用编码器测量旋翼转速。具体步骤为：

步骤a，固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

步骤b，调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；如图3所示；

步骤c，在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；计算公式为：旋翼功率=旋翼扭矩

旋翼转速；

步骤d，重复步骤b、c，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90~30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

其中，所述预设间隔角度可以是10度或者5度。

第二，对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

该部分是从试验数据中提取进入涡环状态的临界风速，获得涡环状态的边界。

直升机进入涡环状态的主要表现是直升机的下降速度不受控地增加，其机理是失去下降稳定性。直升机从悬停进入小速度下降时，受旋翼桨盘处相对向上自由来流速度增加的作用，旋翼平面向下的合气流速度减小，旋翼的拉力增加，在此阶段旋翼拉力随着下降风速增加而增加，具有抵抗直升机下降运动的趋势，直升机具有速度稳定性。当下降速度增加到一定程度时，旋翼桨尖涡受向上来流作用向上运动至旋翼桨盘处产生聚集，从而在旋翼平面诱导产生较强的下洗速度。随着下降速度增加，受到诱导速度作用增强的影响，旋翼桨盘处向下的合气流速度随着下降飞行速度的增加而增加，在此阶段旋翼拉力随着直升机下降速度的增加而降低，具有增强直升机下降运动的趋势。

因此，需要在试验数据中找出旋翼桨盘处向下的合气流速度随着下降飞行速度增加而增加的点，以此来表征直升机下降飞行进入涡环状态的临界速度。旋翼桨盘处垂向速度由诱导速度Vi与自由来流速度Vz合成。根据动量定理，旋翼桨盘处的垂向合速度Vi+Vz可以由Q/T给出（Q是旋翼功率、T是旋翼拉力）。

具体地，所述的对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；具体包括：

根据每个风洞风速下的旋翼拉力，计算每个试验点的等效悬停诱导速度；所述等效悬停诱导速度的计算公式为

，其中，

为等效悬停诱导速度，T是旋翼拉力、

是空气密度、A是旋翼的桨盘面积；

根据直升机下滑角，将风洞风速处理成水平飞行速度与垂直飞行速度；所述水平飞行速度与垂直飞行速度的计算公式为Vx=V*cos(a)，Vz=V*sin(a)，其中，V是风洞风速，a为直升机下滑角，Vx为水平飞行速度，Vz为垂直飞行速度；

根据所述等效悬停诱导速度、水平飞行速度、垂直飞行速度和诱导速度，计算每个试验点的无因次垂直下降速率Vz/Vh、无因次水平飞行速率Vx/Vh和无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh；其中，Vi为诱导速度。

具体地，所述的采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速步骤为：

步骤1，根据一个直升机下滑角下的数据处理成无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh——无因次垂直下降速率Vz/Vh的形式，以无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh作为纵坐标、无因次垂直下降速率Vz/Vh作为横坐标在坐标系中画涡环状态边界进入曲线；涡环状态边界进入曲线如图4所示。

步骤2，根据所述涡环状态边界进入曲线，判断按照步骤1处理给出的该直升机下滑角下的无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh——无因次垂直下降速率Vz/Vh曲线中纵坐标出现增加趋势的拐点（如图4中的A点）；该拐点对应的无因次垂直下降速率Vz/Vh作为直升机进入涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率Vz/Vh乘以直升机下滑角的余切cot（a）作为直升机进入涡环状态的水平飞行速度；

步骤3，对所有直升机下滑角下的数据，按照步骤1和步骤2方式处理，得到每个直升机下滑角下进入涡环状态的临界下降飞行速度和进入涡环状态的水平飞行速度。

第三，根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

当下降飞行速度继续增大后，向上的自由来流将桨尖涡聚集形成的涡环退离桨盘，直至将涡环结构冲散。图4中B点之后的无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh随下降速度的增加而减小，旋翼的升力将呈现随下降速度而增加的趋势，这意味着此时直升机恢复了垂向的速度稳定性，国外有研究者将B点对应的速度认为是退出涡环状态的临界风速。

本方案从飞行实际角度出发，认为B点不适合作为退出涡环状态的临界风速。原因有2条：1、此时的无因次的桨盘入流率（Vi+Vz）/Vh处于最高点，这意味着让旋翼产生维持直升机动力的拉力所需消耗的功率是最高的，直升机发动机可能没有多余的功率储备维持在该速度下的稳定飞行；2、若此时驾驶人员通过提总距使得直升机下降速度降低，直升机将进入A-B点的风速区间，即直升机重新进入涡环状态的风速区间。

本方案中，选定图5中C（T/T0=1）为直升机退出涡环状态的临界风速。在C点所处的下降飞行速度，相同总距下直升机旋翼产生的升力与悬停状态一致，意味着飞行员维持与悬停相同的总距可以在此风速下平衡直升机。

具体地，所述的采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速步骤为：

步骤A，根据每个试验点旋翼拉力和悬停状态下旋翼拉力，计算得到每个试验点的旋翼拉力比值T/T0，T为当前试验点的旋翼拉力，T0为悬停（无风）下的旋翼拉力；

步骤B，根据每个直升机下滑角下的旋翼拉力比值T/T0——无因次垂直下降速率Vz/Vh的形式，以旋翼拉力比值T/T0为纵坐标、无因次垂直下降速率Vz/Vh为横坐标在坐标系中画涡环状态边界退出曲线；曲线如图5所示。

步骤C，根据所述涡环状态边界退出曲线，判断按照步骤B处理给出的每个直升机下滑角下的旋翼拉力比值T/T0——无因次垂直下降速率Vz/Vh曲线中T/T0=1的点（如图5中的C点），该点对应的无因次垂直下降速率Vz/Vh作为直升机退出涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率Vz/Vh乘以直升机下滑角的余切cot（a）作为直升机退出涡环状态的水平飞行速度；

步骤D，对所有的下滑角的数据按照步骤B和步骤C方式处理，得到每个直升机下滑角下退出涡环状态的临界下降飞行速度和退出涡环状态的水平飞行速度。

第四，按照本方案给出的试验步骤开展了下降飞行状态的旋翼风洞试验，在试验数据中提取每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速与退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，最终得到图6所示的试验给出的涡环状态飞行速度边界。图6中，上边虚线为进入涡环状态边界的飞行速度边界，下边实线为退出涡环状态边界的飞行速度边界。

该涡环状态飞行速度边界中，有几个重要的特征：

1、90度直升机下滑角下，进入涡环状态与退出涡环状态的临界风速分别为Vz /Vh=-0.57、Vz /Vh=-1.36。

2、涡环状态飞行速度边界右侧对应的最大水平飞行速度为Vx /Vh=0.76，即飞行水平速度大于Vx /Vh=0.76时，直升机不会进入涡环状态。

3、涡环状态的上边界与下边界对应的Vz /Vh随着Vx /Vh的增大而减小。

工作原理是：本发明考虑到旋翼是为直升机提供升力的部件，直升机涡环状态发生与旋翼在下降状态时的气动力变化有关；通过实际试飞测试直升机涡环状态的风险和难度较大。因此本发明通过开展旋翼在下降状态下的风洞试验，获取旋翼在不同下降飞行速度和水平飞行速度下的气动力变化规律，从中提取直升机涡环状态边界，具有较高的应用价值。本发明提出了一种使用风洞试验获取直升机涡环状态边界的方法，以及由此给出的涡环状态边界。具体地，本发明采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角的方式开展试验；使用Q/T（Q是旋翼功率、T是旋翼拉力）得到旋翼桨盘处的垂向合速度随着飞行速度的变化规律，进而判断直升机的垂向飞行速度稳定性。这种试验方式建立了旋翼测力试验与飞行稳定性之间的联系；同时，该试验方式避免对各个飞行速度下的旋翼进行恒定拉力的配平操纵，试验成本低、易于开展。相较于国内外现有的涡环状态边界多是基于有限速度区间下的试验结果修正的半经验公式或经验公式所建立的，因推导者的思路不一或者试验结果有限，对涡环状态边界的某些关键点的判定存在混淆；而本发明提出的涡环状态边界由较全的下滑角的试验结果点构成，置信度较高。

实施例2

如图7所示，本实施例与实施例1的区别在于，本实施例提供了一种确定直升机涡环状态边界的试验系统，该系统支持所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，该系统包括：

获取单元，用于在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

预处理单元，用于对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；

提取进入涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

提取退出涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

绘制涡环状态边界单元，用于根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界。

本实施例中，所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率。

本实施例中，所述获取单元中通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据的执行过程为：

固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；

在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；

重复上述过程，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90~30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

其它各个单元的执行过程按照实施例1所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法流程步骤执行即可，此实施例中不再一一赘述。

本发明系统使用风洞试验开展涡环状态边界测试的风险和成本较低，避免了飞行测试的风险；风洞试验具有试验流场环境可控、可复现的优点，相较于其它方式能准确获得旋翼在涡环状态的气动性能，从而能较为准确获得涡环状态边界。本发明相较于其它由理论推导而来的涡环状态边界以及使用有限速度区间下的试验修正的涡环状态边界，本方案提出的涡环状态边界由较全的试验点构成，置信度高。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，其特征在于，该方法包括：

在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界；

所述的对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；具体包括：

根据每个风洞风速下的旋翼拉力，计算每个试验点的等效悬停诱导速度；所述等效悬停诱导速度的计算公式为

其中，V_h为等效悬停诱导速度，T是旋翼拉力、ρ是空气密度、A是旋翼的桨盘面积；

根据直升机下滑角，将风洞风速处理成水平飞行速度与垂直飞行速度；所述水平飞行速度与垂直飞行速度的计算公式为Vx＝V*cos(a)，Vz＝V*sin(a)，其中，V是风洞风速，a为直升机下滑角，Vx为水平飞行速度，Vz为垂直飞行速度；

根据所述等效悬停诱导速度、水平飞行速度、垂直飞行速度和诱导速度，计算每个试验点的无因次垂直下降速率Vz/Vh、无因次水平飞行速率Vx/Vh和无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh；其中，Vi为诱导速度；

根据无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh的变化趋势来界定直升机进入涡环状态，即将无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh的变化趋势作为直升机进入涡环状态的临界风速；

将旋翼拉力比值T/T0＝1作为直升机退出涡环状态的临界风速，T0为悬停下的旋翼拉力；

所述的采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速步骤为：

步骤1，根据一个直升机下滑角对应的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，以无因次的桨盘入流率作为纵坐标、无因次垂直下降速率作为横坐标在坐标系中画涡环状态边界进入曲线；

步骤2，根据所述涡环状态边界进入曲线，找出该直升机下滑角下的所述涡环状态边界进入曲线中出现增加趋势的拐点作为进入点；其中，所述出现增加趋势的拐点是所述涡环状态边界进入曲线中出现单调递增区间的开始点；该进入点对应的无因次垂直下降速率作为直升机进入涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率乘以直升机下滑角的余切作为直升机进入涡环状态的水平飞行速度；

步骤3，对所有直升机下滑角下的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，按照步骤1和步骤2方式处理，得到每个直升机下滑角下进入涡环状态的临界下降飞行速度和进入涡环状态的水平飞行速度。

2.根据权利要求1所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，其特征在于，所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率。

3.根据权利要求1所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，其特征在于，所述的在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；包括：

采用固定旋翼的总距、改变风洞风速和改变直升机下滑角方式，通过直升机旋翼试验采集恒定的旋翼转速下，不同风洞风速以及不同直升机下滑角下的旋翼拉力和旋翼功率。

4.根据权利要求3所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，其特征在于，所述的获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据具体步骤为：

步骤a，固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

步骤b，调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；

步骤c，在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；

步骤d，重复步骤b、c，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90～30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

5.根据权利要求1所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验方法，其特征在于，所述的采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速步骤为：

步骤A，根据每个试验点旋翼拉力和悬停状态下旋翼拉力，计算得到每个试验点的旋翼拉力比值T/T0，T为当前试验点的旋翼拉力，T0为悬停下的旋翼拉力；

步骤B，根据每个直升机下滑角下的旋翼拉力比值和无因次垂直下降速率，以旋翼拉力比值为纵坐标、无因次垂直下降速率为横坐标在坐标系中画涡环状态边界退出曲线；

步骤C，根据所述涡环状态边界退出曲线，找出该直升机下滑角下的所述涡环状态边界退出曲线中出现增加趋势的拐点作为退出点；其中，所述出现增加趋势的拐点是所述涡环状态边界退出曲线中出现单调递增区间的开始点；该退出点对应的无因次垂直下降速率作为直升机退出涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率乘以直升机下滑角的余切作为直升机退出涡环状态的水平飞行速度；

步骤D，对所有直升机下滑角下的旋翼拉力比值和无因次垂直下降速率，按照步骤B和步骤C方式处理，得到每个直升机下滑角下退出涡环状态的临界下降飞行速度和退出涡环状态的水平飞行速度。

6.一种确定直升机涡环状态边界的试验系统，其特征在于，该系统包括：

获取单元，用于在风洞中开展下降状态的直升机旋翼试验，通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据；

预处理单元，用于对所述气动力变化数据进行预处理，得到预处理后的无因次试验数据；

提取进入涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界进入判断法提取直升机进入涡环状态的临界风速；

提取退出涡环状态的临界风速单元，用于根据所述无因次试验数据，采用涡环状态边界退出判断法提取直升机退出涡环状态的临界风速；

绘制涡环状态边界单元，用于根据每个直升机下滑角进入涡环状态的临界风速和直升机退出涡环状态的临界风速，绘制通过临界风速的封闭曲线，得到直升机涡环状态飞行速度边界；

所述预处理单元的执行过程为：

根据每个风洞风速下的旋翼拉力，计算每个试验点的等效悬停诱导速度；所述等效悬停诱导速度的计算公式为

其中，V_h为等效悬停诱导速度，T是旋翼拉力、ρ是空气密度、A是旋翼的桨盘面积；

根据直升机下滑角，将风洞风速处理成水平飞行速度与垂直飞行速度；所述水平飞行速度与垂直飞行速度的计算公式为Vx＝V*cos(a)，Vz＝V*sin(a)，其中，V是风洞风速，a为直升机下滑角，Vx为水平飞行速度，Vz为垂直飞行速度；

根据所述等效悬停诱导速度、水平飞行速度、垂直飞行速度和诱导速度，计算每个试验点的无因次垂直下降速率Vz/Vh、无因次水平飞行速率Vx/Vh和无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh；其中，Vi为诱导速度；

所述提取进入涡环状态的临界风速单元根据无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh的变化趋势来界定直升机进入涡环状态，即将无因次的桨盘入流率(Vi+Vz)/Vh的变化趋势作为直升机进入涡环状态的临界风速；

所述提取退出涡环状态的临界风速单元将旋翼拉力比值T/T0＝1作为直升机退出涡环状态的临界风速，T0为悬停下的旋翼拉力；

提取进入涡环状态的临界风速单元的执行过程为：

根据一个直升机下滑角对应的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，以无因次的桨盘入流率作为纵坐标、无因次垂直下降速率作为横坐标在坐标系中画涡环状态边界进入曲线；

根据所述涡环状态边界进入曲线，找出该直升机下滑角下的所述涡环状态边界进入曲线中出现增加趋势的拐点作为进入点；其中，所述出现增加趋势的拐点是所述涡环状态边界进入曲线中出现单调递增区间的开始点；该进入点对应的无因次垂直下降速率作为直升机进入涡环状态的临界下降速度，并将无因次垂直下降速率乘以直升机下滑角的余切作为直升机进入涡环状态的水平飞行速度；

对所有直升机下滑角下的无因次的桨盘入流率和无因次垂直下降速率，按照以上方式处理，得到每个直升机下滑角下进入涡环状态的临界下降飞行速度和进入涡环状态的水平飞行速度。

7.根据权利要求6所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验系统，其特征在于，所述气动力变化数据包括旋翼拉力和旋翼功率。

8.根据权利要求6所述的一种确定直升机涡环状态边界的试验系统，其特征在于，所述获取单元中通过所述直升机旋翼试验获取直升机旋翼在下降状态的气动力变化数据的执行过程为：

固定旋翼的总距，在无风状态下测量旋翼拉力和旋翼扭矩；

调整旋翼的轴倾角，将轴倾角对应直升机下滑角，使所述下滑角从90度开始测试；

在所述下滑角为90度时，固定旋翼的总距，由小至大调整风洞风速，采集各个风洞风速下的旋翼拉力与旋翼扭矩；并根据所述旋翼扭矩和旋翼转速，进行二者相乘计算得到旋翼功率；

重复上述过程，根据下滑角测试的预设间隔角度，完成所述下滑角90～30度的试验，得到直升机旋翼在下降状态下不同风洞风速不同直升机下滑角的旋翼拉力和旋翼功率。

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