CN115655642A - 一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；具体包括以下步骤：S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼试验需要配平的阻力系数；S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；本发明为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。

Description

一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法

技术领域

本发明涉及一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域。

背景技术

直升机在各种飞行状态所需的升力和操纵力是由旋翼系统提供的。旋翼系统是直升机唯一的升力面和操纵面，也是直升机平台的关键动部件。直升机的性能主要取决于旋翼系统的性能。风洞试验是验证旋翼气动布局设计、评估旋翼气动性能的重要手段之一，先进的风洞试验设备及技术的研究，促使试验方法向着更接近真实飞行条件的方向发展，使直升机风洞试验能力得到了质的提升和飞跃。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，通过旋翼载荷及功率等参数的准确测量，获得不同前飞速度下条件下的旋翼气动性能，满足直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核的空气动力学试验需求。

本发明采用的技术方案如下：

一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，包括以下步骤：

S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼配平前飞试验需要配平的阻力系数；

在所述步骤S1中，包括以下子步骤：

S11，通过开展单独机身试验或采用数值计算的方式，获取单独机身在不同前进比、不同阻力面积下的机身阻力系数Cx1；

S12，开展单独桨毂试验，获取单独桨毂在不同前进比、不同主轴倾角下的桨毂阻力系数Cx2，根据试验结果，得到桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化公式；

S13，通过机身阻力系数Cx1、桨毂阻力系数Cx2获取单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3；

S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；

在步骤S2中，包括子步骤：

S21，开展不同前进比下的单独旋翼配平试验，在给定的风速和旋翼转速下，依据实时显示的旋翼参数，通过调整旋翼总距、周期变距及主轴倾角，使旋翼升力系数和阻力系数达到给定值，同时使旋翼桨毂俯仰力矩、滚转力矩趋近零值，测量获得不同配平状态下的旋翼气动载荷数据；

S22，根据步骤S21获取的旋翼气动载荷试验数据计算旋翼当量升阻比，获取旋翼当量升阻比随前进比的变化规律，评估旋翼的前飞气动性能。

进一步的，在步骤S1和步骤S2中，所有试验均在大型低速风洞中进行，并通过旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的六分量载荷和功率，从而获得旋翼的前飞气动性能。

进一步的，在步骤S2的单独旋翼配平前飞试验前，在旋翼非旋转状态下，测量不同主轴倾角下的天平初读数，通过插值方法获得初读数随主轴倾角的变化规律；数据处理时，在单独旋翼配平前飞试验的各试验状态下，采用主轴倾角配平值所对应的天平初读数，以扣除安装在旋翼天平上的模型自重的影响。

进一步的，单独机身、单独桨毂、单独旋翼的气动载荷是按风洞轴系给出的，数据处理时，天平测量结果先要从天平轴系转换至桨毂体轴系，然后再转换至风洞轴系。

进一步的，在步骤S11中，单独机身包括旋翼桨毂部分。

进一步的，在步骤S12中，不同前进比下的主轴倾角角度值通过试验经验值或计算结果予以给定。

进一步的，在步骤S12中，根据所有试验数据，拟合出Cx2随前进比的变化曲线，以减小风洞速压波动及主轴倾角的带来影响。

进一步的，在步骤S13中，单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3=-( Cx1-Cx2)。

进一步的，在步骤S21中，旋翼需配平的升力系数通过直升机不同的起飞重量换算获得。

进一步的，在步骤S22中，旋翼当量升阻比L/D按照以下方式计算：

式中Cl为旋翼升力系数，Cq为旋翼功率系数，μ为前进比，Cx3’为旋翼配平的阻力系数实测值；

其中，Cl、Cq、Cx3’、μ为实测值，利用实测的μ值根据步骤S12得到的公式计算得到。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶（即桨叶翼型段）旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。

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本发明的流程示意图。

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。

实施例1

一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，如图1所示，包括以下步骤：

S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼配平前飞试验需要配平的阻力系数；

在所述步骤S1中，包括以下子步骤：

S11，通过开展单独机身试验或采用数值计算的方式，获取单独机身在不同前进比、不同阻力面积下的机身阻力系数Cx1；

S12，开展单独桨毂试验，获取单独桨毂在不同前进比、不同主轴倾角下的桨毂阻力系数Cx2，根据试验结果，得到桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化公式；

S13，通过机身阻力系数Cx1、桨毂阻力系数Cx2获取单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3；

S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；

在步骤S2中，包括子步骤：

S21，开展不同前进比下的单独旋翼配平试验，在给定的风速和旋翼转速下，依据实时显示的旋翼参数，通过调整旋翼总距、周期变距及主轴倾角，使旋翼升力系数和阻力系数达到给定值，同时使旋翼桨毂俯仰力矩、滚转力矩趋近零值，测量获得不同配平状态下的旋翼气动载荷数据；

S22，根据步骤S21获取的旋翼气动载荷试验数据计算旋翼当量升阻比，获取旋翼当量升阻比随前进比的变化规律，评估旋翼的前飞气动性能。

本实施例中，在上述的试验方法中，通过不同的获取单独机身在不同前进比、不同阻力面积下的机身阻力系数Cx1；获取单独桨毂在不同前进比、不同主轴倾角下的桨毂阻力系数Cx2，根据试验结果，得到桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化公式；在基于上述的步骤操作中，以相关的计算理论值以及按照理论值进行匹配的其他参数值带入进行试验，通过试验，获取相关参数的实际测量值，通常，实际测量值与理论值具有一定的偏差，而在进行直升机前飞气动性能的评估时，利用实际测量值通过相关算法来实现。

在上述的设计中，在步骤S2中，作为操纵参数调整的参数为：主轴倾角、旋翼总距、周期变距（纵向周期变距以及横向周期变距）、风速以及旋翼转速；在步骤S2进行单独旋翼试验时，针对性的进行参数配平，其需配平的参数为：旋翼阻力系数Cx3、升力系数Cl、桨毂俯仰力矩、桨毂滚转力矩。通过试验的操纵参数设定以及需要进行配平的参数设定，开始进行单独旋翼的风洞试验，在试验正常过程中，从而获取响应的试验实际测量值，从而分析评估直升机前飞气动性能。

在上述具体的设计基础上，作为更加具体的设计，在步骤S1和步骤S2中，所有试验均在大型低速风洞中进行，并通过旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的六分量载荷和功率，从而获得旋翼的前飞气动性能。

基于上述具体的设计，在具体的应用中，更具体的，试验时，桨毂或旋翼的转速满足桨尖马赫数相似条件，而桨毂或旋翼的转速主要基于桨尖马赫数和当地温度计算确定。

更加具体的设计，在步骤S2的单独旋翼配平前飞试验前，在旋翼非旋转状态下，测量不同主轴倾角下的天平初读数，通过插值方法获得初读数随主轴倾角的变化规律；数据处理时，在单独旋翼配平前飞试验的各试验状态下，采用主轴倾角配平值所对应的天平初读数，以扣除安装在旋翼天平上的模型自重的影响。

在上述设计的基础上，进一步的，单独机身、单独桨毂、单独旋翼的气动载荷是按风洞轴系给出的，数据处理时，天平测量结果先要从天平轴系转换至桨毂体轴系，然后再转换至风洞轴系。

基于上述具体的操作，更加具体的，试验数据处理时，旋翼气动载荷及功率等采用无量纲系数，风速采用前进比，以便于试验数据的对比分析研究。

更加具体的，在步骤S11中，单独机身包括旋翼桨毂部分。进一步的，在步骤S12中，不同前进比下的主轴倾角角度值通过试验经验值或计算结果予以给定。

作为实际试验方法的具体的操作，进一步的，在步骤S12中，根据所有试验数据，拟合出桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化曲线，以减小风洞速压波动及主轴倾角的带来影响。在此当中，Cx2随前进比的变化公式为一个二次多项式。

作为更进一步的设计，在步骤S13中，单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3=-( Cx1-Cx2)。

更进一步的，在步骤S21中，旋翼需配平的升力系数通过直升机不同的起飞重量换算获得，旋翼需配平的旋翼阻力系数为Cx3。

在上述具体的操作用，以相关设定参数带入到试验当中，并进行试验，在整个试验过程中，针对相关的参数再次进行测定，以获取在设定参数运行的情况下相关参数的实际值，根据获取的实际测量值后，进一步的评估直升机的前飞气动性能。而在实际的操作中，获取到实际的测量值后，在步骤S22中，旋翼当量升阻比L/D按下列计算：

式中Cl为旋翼升力系数，Cq为旋翼功率系数，μ为前进比，Cx3’为旋翼配平的阻力系数实测值；

其中，Cl、Cq、Cx3’、μ为实测值，利用实测的μ值根据步骤S12得到的公式计算得到。

综上所述，本发明一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，为准确评估直升机旋翼前飞气动性能提供了试验手段，在开展单独旋翼配平试验中，扣除了相应前进比下桨毂的阻力，即从全机的阻力系数扣除桨毂阻力系数，得到配平的阻力系数，避免了由于旋翼桨毂几何不相似带来的问题，得到了纯桨叶（即桨叶翼型段）旋翼性能的定量气动数据，更加准确的评估了旋翼的气动性能，能够为直升机研制过程中旋翼系统选型、定型、校核提供可靠的试验依据。

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)

1.一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1，分别对单独机身、单独桨毂进行风洞试验，获取单独旋翼配平前飞试验需要配平的阻力系数；

在所述步骤S1中，包括以下子步骤：

S11，通过开展单独机身试验或采用数值计算的方式，获取单独机身在不同前进比、不同阻力面积下的机身阻力系数Cx1；

S12，开展单独桨毂试验，获取单独桨毂在不同前进比、不同主轴倾角下的桨毂阻力系数Cx2，根据试验结果，得到桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化公式；

S13，通过机身阻力系数Cx1、桨毂阻力系数Cx2获取单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3；

S2，进行单独旋翼配平前飞试验，获得旋翼气动载荷数据，评估其前飞气动性能；

在步骤S2中，包括子步骤：

S21，开展不同前进比下的单独旋翼配平试验，在给定的风速和旋翼转速下，依据实时显示的旋翼参数，通过调整旋翼总距、周期变距及主轴倾角，使旋翼升力系数和旋翼阻力系数达到给定值，同时使旋翼桨毂俯仰力矩、滚转力矩趋近零值，测量获得不同配平状态下的旋翼气动载荷数据；

S22，根据步骤S21获取的旋翼气动载荷试验数据计算旋翼当量升阻比，获取旋翼当量升阻比随前进比的变化规律，评估旋翼的前飞气动性能。

2.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S1和步骤S2中，所有试验均在大型低速风洞中进行，并通过旋翼天平和扭矩天平测量旋翼的六分量载荷和功率，从而获得旋翼的前飞气动性能。

3.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S2的单独旋翼配平前飞试验前，在旋翼非旋转状态下，测量不同主轴倾角下的天平初读数，通过插值方法获得初读数随主轴倾角的变化规律；数据处理时，在单独旋翼配平前飞试验的各试验状态下，采用主轴倾角配平值所对应的天平初读数，以扣除安装在旋翼天平上的模型自重的影响。

4.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：单独机身、单独桨毂、单独旋翼的气动载荷是按风洞轴系给出的，数据处理时，天平测量结果先要从天平轴系转换至桨毂体轴系，然后再转换至风洞轴系。

5.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S11中，单独机身包括旋翼桨毂部分。

6.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S12中，不同前进比下的主轴倾角角度值通过试验经验值或计算结果予以给定。

7.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S12中，根据所有试验数据，拟合出桨毂阻力系数Cx2随前进比的变化曲线，以减小风洞速压波动及主轴倾角的带来影响。

8.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S13中，单独旋翼配平前飞试验时需要配平的旋翼阻力系数Cx3=-( Cx1-Cx2)。

9.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S21中，旋翼需配平的升力系数通过直升机不同的起飞重量换算获得。

10.如权利要求1所述的一种有效评估直升机旋翼气动性能的试验方法，其特征在于：在步骤S22中，旋翼当量升阻比L/D按照以下方式计算：

式中Cl为旋翼升力系数，Cq为旋翼功率系数，μ为前进比，Cx3’为旋翼配平的阻力系数实测值；

其中，Cl、Cq、Cx3’、μ为实测值，利用实测的μ值根据步骤S12得到的公式计算得到。

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