CN116086756B - 一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法 - Google Patents

一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，包括步骤：S1，启动旋翼和尾桨，调整至各自的额定转速；S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力（或推力）产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值；S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身、尾桨等气动载荷特性。本发明能够为获取单旋翼带尾桨布局直升机配平状态下的全机气动性能提供支持。

Description

一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法
技术领域
本发明涉及一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，属于直升机风洞试验技术领域。
背景技术
直升机的飞行主要靠旋翼产生的拉力，当旋翼由发动机通过旋转轴带动旋转时，旋翼给空气以作用力矩（或称扭矩），空气必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼（或称反扭矩），从而再通过旋翼将这一反作用力矩传递到直升机机体上。单旋翼带尾桨布局的直升机，空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力（或推力）相对于直升机机体中心形成的偏航力矩予以平衡。
通过先进的风洞试验设备及试验技术，有效模拟单旋翼带尾桨布局直升机飞行过程中反扭矩平衡工况，获取全机气动力数据，对准确评估直升机全机气动性能提供试验数据支持。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，通过先进的风洞试验设备及技术，获取单旋翼带尾桨布局直升机飞行时反扭矩平衡工况下的全机气动力数据，为准确评估直升机全机气动性能提供试验依据。
本发明采用的技术方案如下：
一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，包括以下步骤：
S1，启动旋翼和尾桨，并调整转速至各自的额定转速；
S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；
S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即：使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力或推力产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值，配平操作完成；
S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身以及尾桨气动载荷特性；
S6，在不同风速、机身攻角下重复步骤S1-S5，直至完成全部试验内容。
进一步的，在步骤S1中，其中，旋翼在保持相应拉力条件下启动，并且旋翼总距为2°；尾桨在不产生拉力或推力条件下启动，尾桨总距为0°。
进一步的，在步骤S1中，旋翼和尾桨的转速满足桨尖马赫数相对应的条件。
进一步的，在步骤S2中，改变机身攻角时，旋翼、机身、尾桨之间应协同控制，保持三者之间的相对位置不变；并且，通过改变风速、机身攻角组合给出不同的试验状态。
进一步的，在步骤S3中，配平过程涉及的载荷为旋翼垂向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩，需实时控制的参数为旋翼总距、纵向周期变距和横向周期变距。
进一步的，在步骤S3中，旋翼扭矩、机身偏航力矩、尾桨拉力或推力产生的扭矩由天平测量中心转换至直升机机身的重心位置。
进一步的，在步骤S3中，若机身的相关部件产生的气动载荷由各自天平单独测量，则产生的气动载荷需与机身天平载荷叠加。
进一步的，在步骤S4中，配平过程涉及的载荷为尾桨拉力或推力，需实时控制的参数为尾桨总距。
进一步的，在步骤S4中，需实时跟踪旋翼和机身的气动载荷，并对旋翼的控制参数进行调整，以平衡尾桨变距过程中对旋翼和机身气动力的影响。
进一步的，在步骤S4中，若尾桨有倾斜角，在尾桨变总距过程中产生的垂直分力需叠加在旋翼产生的垂向力中。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，为开展单旋翼带尾桨布局直升机前飞状态下的全机配平试验提供了地面模拟手段，利用风洞试验设备及技术，发展了直升机飞行时在旋翼反扭矩平衡技术，能够获取直升机在平衡工况下的各部件及全机的气动力数据，并准确评估直升机全机气动性能。
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是本发明的流程结构示意图。
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
一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，如图1 所示，包括以下步骤：
S1，启动旋翼和尾桨，并调整转速至各自的额定转速；
S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；
S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即：使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力或推力产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值，配平操作完成；
S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身以及尾桨气动载荷特性；
S6，在不同风速、机身攻角下重复步骤S1-S5，直至完成全部试验内容。
本实施例中，为开展单旋翼带尾桨布局直升机前飞状态下的全机配平试验提供了地面模拟手段，利用风洞试验设备及技术，发展了直升机飞行时在旋翼反扭矩平衡技术，能够获取直升机在平衡工况下的各部件及全机的气动力数据，并准确评估直升机全机气动性能。
基于上述具体的设计，在步骤S1中，其中，旋翼在保持相应拉力条件下启动，并且旋翼总距为2°；尾桨在不产生拉力或推力条件下启动，尾桨总距为0°。为保证试验数据精准性，在旋翼和尾桨不同部件的情况下，采取不同的旋转条件，从而进一步的保证整个实验数据的有效性。
在上述具体设计的基础上，更进一步的，在步骤S1中，旋翼和尾桨的转速满足桨尖马赫数相对应的条件。
更具体的，在步骤S2中，改变机身攻角时，旋翼、机身、尾桨之间应协同控制，保持三者之间的相对位置不变；并且，通过改变风速、机身攻角组合给出不同的试验状态。在此试验中，为保证试验数据的多样性以及考虑到多种条件情况下的试验效果，可采用改变风速、机身攻角组合，来实现不同的试验状态。
在上述具体设计的基础上，更进一步的，在步骤S3中，配平过程涉及的载荷为旋翼垂向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩，需实时控制的参数为旋翼总距、纵向周期变距和横向周期变距。
作为进一步的设计，在步骤S3中，旋翼扭矩、机身偏航力矩、尾桨拉力或推力产生的扭矩由天平测量中心转换至直升机机身的重心位置。
作为具体的设计，在步骤S3中，若机身的相关部件（例如平尾、垂尾）产生的气动载荷由各自天平单独测量，则产生的气动载荷需与机身天平载荷叠加。
针对上述步骤的设计，进一步的对步骤S4进行具体化设计，在步骤S4中，配平过程涉及的载荷为尾桨拉力或推力，需实时控制的参数为尾桨总距。
更加具体的，在步骤S4中，需实时跟踪旋翼和机身的气动载荷，并对旋翼的控制参数进行调整，以平衡尾桨变距过程中对旋翼和机身气动力的影响。
更加具体的，在步骤S4中，若尾桨有倾斜角，在尾桨变总距过程中产生的垂直分力需叠加在旋翼产生的垂向力中。
综上所述，本发明一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，为开展单旋翼带尾桨布局直升机前飞状态下的全机配平试验提供了地面模拟手段，利用风洞试验设备及技术，发展了直升机飞行时在旋翼反扭矩平衡技术，能够获取直升机在平衡工况下的各部件及全机的气动力数据，并准确评估直升机全机气动性能。
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)

1.一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1，启动旋翼和尾桨，并调整转速至各自的额定转速；
S2，调整风洞风速、机身攻角至试验指定值；
S3，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整直升机旋翼的姿态，逐步逼近直至最后达到指定配平参数，即：使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S4，基于旋翼扭矩天平以及机身天平实时载荷数据反馈，调整尾桨总距，使尾桨拉力或推力产生的扭矩愈近于旋翼扭矩与机身偏航力矩的差值，配平操作完成；
S5，测量获取配平状态下的旋翼、机身以及尾桨气动载荷特性；
S6，在不同风速、机身攻角下重复步骤S1-S5，直至完成全部试验内容。
2.如权利要求1所述的一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S1中，其中，旋翼在保持相应拉力条件下启动，并且旋翼总距为2°；尾桨在不产生拉力或推力条件下启动，尾桨总距为0°。
3.如权利要求1所述的一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S1中，旋翼和尾桨的转速满足桨尖马赫数相对应的条件。
4.如权利要求1所述的一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S2中，改变机身攻角时，旋翼、机身、尾桨之间应协同控制，保持三者之间的相对位置不变；并且，通过改变风速、机身攻角组合给出不同的试验状态。
5.如权利要求1所述的一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S3中，配平过程涉及的载荷为旋翼垂向力、旋翼俯仰力矩、旋翼滚转力矩，需实时控制的参数为旋翼总距、纵向周期变距和横向周期变距。
6.如权利要求5所述一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S3中，旋翼扭矩、机身偏航力矩、尾桨拉力或推力产生的扭矩由天平测量中心转换至直升机机身的重心位置。
7.如权利要求5所述一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S3中，若机身的相关部件产生的气动载荷由各自天平单独测量，则产生的气动载荷需与机身天平载荷叠加。
8.如权利要求1所述一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S4中，配平过程涉及的载荷为尾桨拉力或推力，需实时控制的参数为尾桨总距。
9.如权利要求8所述一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S4中，需实时跟踪旋翼和机身的气动载荷，并对旋翼的控制参数进行调整，以平衡尾桨变距过程中对旋翼和机身气动力的影响。
10.如权利要求8所述一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法，其特征在于：在步骤S4中，若尾桨有倾斜角，在尾桨变总距过程中产生的垂直分力需叠加在旋翼产生的垂向力中。
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