CN116561488B - 一种旋翼配平参数匹配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种旋翼配平参数匹配方法，包括步骤：S1：根据全尺寸直升机的设计起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG；S2：根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD；S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo。本发明合理地确定旋翼风洞试验所需配平参数的目标值，能够较为精准地使旋翼缩尺模型的风洞试验结果转换成为全尺寸旋翼在实际飞行状态的气动特性，为优化和确定直升机旋翼气动方案提供可靠的试验依据。
Description
技术领域
本发明涉及一种旋翼配平参数匹配方法，属于风洞试验技术领域。
背景技术
直升机是利用旋翼提供升力、推进力和操纵力的飞行器，直升机空气动力学的重要研究内容是旋翼空气动力学。利用风洞的相对来流来可准确模拟直升机平飞、斜下降、爬升等飞行状态，从而获得旋翼模型在不同飞行状态下的气动特性。目前试验方法普遍采用适用于型号研制的定升力（抗重力）、阻力（抗风阻）系数配平策略，即依据旋翼天平实时载荷变化，改变直升机旋翼模型的姿态和主轴倾角，逐步逼近直至最后达到指定配平参数。配平过程中涉及的载荷包括升力力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩，配平控制参数包括旋翼总距、纵向/横向周期变距、主轴倾角，配平预期达到的目标是垂向力和水平力系数达到指定值，俯仰和滚转力矩逾近零值，这种方法比较接近于真实直升机的飞行状态。因此，合理地确定旋翼模型风洞试验时所需配平参数的目标值，是准确评估旋翼气动性能试验的必要条件。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种旋翼配平参数匹配方法，通过该方法能够有效的准确评估旋翼气动性能。
本发明采用的技术方案如下：
一种旋翼配平参数匹配方法，包括以下步骤：
S1，根据全尺寸直升机设计的起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG;
S2,根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD;
步骤S2中，包括以下子步骤：
S21，根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型的抗风阻力D；
S22，根据试验模型的抗风阻力D确定其平飞状态的抗风阻系数CD；
S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo。
进一步的，步骤S1中，抗重力系数CG的计算方式如下：
其中，ω为旋翼旋转角速度、R为旋翼半径、ρ为大气密度。
进一步的，步骤S21中，抗风阻力D的计算方式如下：
其中，V为来流速度、ρ为大气密度，L为试验模型的缩尺比例。
进一步的，步骤S22中，平飞状态的抗风阻系数CD以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
其中，μ为旋翼前进比。
进一步的，μ的计算方式如下：
。
进一步的，在步骤S3中，斜飞状态的抗风阻系数CDo以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
。
进一步的，在步骤S3中，直升机爬升飞行工况时斜飞角度γ为正，直升机斜下降飞行工况时斜飞角度γ为负。
进一步的，风洞试验时，采用给定抗重力系数、给定抗风阻系数（包含平飞的抗风阻系数和斜飞的抗风阻系数），桨毂俯仰力矩和滚转力矩为零的配平策略，依据旋翼天平实时载荷变化，调整旋翼模型的姿态和主轴倾角，逐步逼近直至最后达到指定配平参数。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明的一种旋翼配平参数匹配方法，为确定旋翼模型风洞试验时所需配平参数的目标值提供了合理地方法，依据全尺寸直升机的设计起飞重量、当量阻力面积等获得的不同飞行状态下抗重力系数和抗风阻系数，开展旋翼模型配平风洞试验，可以较为精准地使旋翼缩尺模型的风洞试验结果转换成为全尺寸旋翼在实际飞行状态的气动特性，为优化和确定直升机旋翼气动方案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是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
一种旋翼配平参数匹配方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1，根据全尺寸直升机设计的起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG;
S2, 根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD;
步骤S2中，包括以下子步骤：
S21，根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型的抗风阻力D；
S22，根据试验模型的抗风阻力D确定其平飞状态的抗风阻系数CD；
S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo。
在上述具体的设计当中，风洞试验时，采用给定抗重力系数、给定抗风阻系数，桨毂俯仰力矩和滚转力矩为零的配平策略，依据旋翼天平实时载荷变化，调整旋翼模型的姿态和主轴倾角，逐步逼近直至最后达到指定配平参数。
在上述具体的设计中，相关参数的具体设计，具体如下：
更加具体的，步骤S1中，抗重力系数CG的计算方式如下：
其中，ω为旋翼旋转角速度、R为旋翼半径、ρ为大气密度。
进一步的优化设计，步骤S21中，抗风阻力D的计算方式如下：
其中，V为来流速度、ρ为大气密度，L为试验模型的缩尺比例。
更进一步的，步骤S22中，平飞状态的抗风阻系数CD以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
其中，μ为旋翼前进比。
更加具体的，μ的计算方式如下：
。
进一步的，在步骤S3中，斜飞状态的抗风阻系数CDo以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
。
在上述具体的设计基础上，通过上述的设计能够获取到相应的一些具体参数，并为配平参数提供重要的数据支撑，而作为更加具体的，在步骤S3中，直升机爬升飞行工况时斜飞角度γ为正，直升机斜下降飞行工况时斜飞角度γ为负。
在上述具体的设计中，根据步骤S1确定的抗重力系数CG和步骤S2确定的平飞状态抗风阻系数CD，可在风洞中开展平飞状态下直升机旋翼模型的气动性能考核与验证试验。
更加具体的，根据步骤S1确定的抗重力系数CG和步骤S3确定的斜飞状态抗风阻系数CDO，可在风洞中开展爬升或斜下降状态下直升机旋翼模型的气动性能考核与验证试验。
更进一步的，旋翼风洞试验时，采用给定抗重力系数、给定抗风阻系数（包括平飞的抗风阻系数和斜飞的抗风阻系数），桨毂俯仰力矩和滚转力矩为零的配平策略，即依据旋翼天平实时载荷变化，调整旋翼模型的姿态和主轴倾角，逐步逼近直至最后达到指定配平参数。
在实际风洞试验中，基于飞行包线要求，可开展不同抗重力系数、不同抗风阻系数工况下的旋翼风洞试验，可更为准确评估旋翼的气动特性。
综上所述，本发明的一种旋翼配平参数匹配方法，为确定旋翼模型风洞试验时所需配平参数的目标值提供了合理地方法，依据全尺寸直升机的设计起飞重量、当量阻力面积等获得的不同飞行状态下抗重力系数和抗风阻系数，开展旋翼模型配平风洞试验，可以较为精准地使旋翼缩尺模型的风洞试验结果转换成为全尺寸旋翼在实际飞行状态的气动特性，为优化和确定直升机旋翼气动方案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 (3)
1.一种旋翼配平参数匹配方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1，根据全尺寸直升机设计的起飞重量G确定试验模型的抗重力系数CG;
其中，抗重力系数CG的计算方式如下：
其中，ω为旋翼旋转角速度、R为旋翼半径、ρ为大气密度；
S2,根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型平飞状态的抗风阻系数CD;
步骤S2中，包括以下子步骤：
S21，根据全尺寸直升机的当量阻力面积S确定试验模型的抗风阻力D；
其中，抗风阻力D的计算方式如下：
其中，V为来流速度、ρ为大气密度，L为试验模型的缩尺比例；
S22，根据试验模型的抗风阻力D确定其平飞状态的抗风阻系数CD；
其中，平飞状态的抗风阻系数CD以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
其中，μ为旋翼前进比；
其中，μ的计算方式如下：
S3：根据试验模型的抗重力系数CG、平飞状态的抗风阻系数CD以及斜飞角度γ，确定其斜飞状态的抗风阻系数CDo；
其中，斜飞状态的抗风阻系数CDo以旋翼桨尖速度无量纲化，具体计算方式如下：
。
2.如权利要求1所述的一种旋翼配平参数匹配方法，其特征在于：在步骤S3中，直升机爬升飞行工况时斜飞角度γ为正，直升机斜下降飞行工况时斜飞角度γ为负。
3.如权利要求1所述的一种旋翼配平参数匹配方法，其特征在于：风洞试验时，采用给定抗重力系数、给定平飞和斜飞的抗风阻系数，桨毂俯仰力矩和滚转力矩为零的配平策略，依据旋翼天平实时载荷变化，调整旋翼模型的姿态和主轴倾角，逐步逼近直至最后达到指定配平参数。
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