CN116735144A - 一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，通过旋翼/机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，在风洞中，采用侧滑角机构实现直升机侧飞飞行状态模拟。针对左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等现象采取了有效的措施，解决了因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证了试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性以及尾桨的涡环特性研究奠定了基础。通过风洞试验研究，获得直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动力数据，能够为研究分析侧飞时各部件气动性能以及尾桨涡环现象提供试验依据。
Description
技术领域
本发明涉及一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，属于直升机风洞试验技术领域。
背景技术
直升机能够垂直起落、空中悬停、向任一方向灵活飞行，这些特殊性能弥补了固定翼飞机在飞行范围和用途方面的不足，被广泛应用于各个领域。侧飞作为直升机特有的一种飞行状态，由于单旋翼带尾桨直升机的侧向受力不对称，因此，左侧飞和右侧飞受力情况各不相同。利用先进的风洞试验设备及试验技术，对直升机侧飞状态进行有效的地面模拟研究，通过开展左右侧飞状态下的旋翼/机身/尾桨组合模型试验研究，获得高信度的气动力数据，能够为研究掌握直升机侧飞气动特性提供试验依据。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，采取有效措施，避免左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等问题，解决因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证二者试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性研究奠定基础。
本发明采用的技术方案如下：
一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，包括以下步骤：
S1，直升机试验模型分别采用旋翼与机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，将直升机试验模型安装于风洞转盘机构上，通过风洞转盘机构调整直升机侧飞状态；
S2，将直升机试验模型调整至右侧飞状态，进行右侧飞试验；
步骤S2中，包括以下步骤：
S21，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S22，按匹配调节速率同时调整尾桨总距和风速至试验值；
S23，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S24，获取右侧飞状态下旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S25，在试验过程中，变换风速和尾桨总距的试验值，重复步骤S21-S24；
S26，完成步骤S25中所有的风速和尾桨总距的试验值后，完成试验，旋翼和尾桨停车；
S3，将直升机试验模型调整至左侧飞状态，进行左侧飞试验；
步骤S3中，包括以下步骤：
S31，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S32，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S33，调整尾桨总距至试验值，改变风速，测量获取不同风速状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；或，调整风速至试验值，改变尾桨总距，测量获取不同尾桨总距状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S34，当尾桨总距为定值，改变风速的情况下，重复步骤S31-S33，完成所有尾桨总距的设定值；当风速为定值，改变尾桨总距的情况，重复步骤S31-S33，完成所有风速的测定值；
S35，完成所有的设定值的试验后，风洞停车，完成试验。
进一步的，步骤S1中，直升机试验模型安装在风洞转盘机构上后，通过改变侧滑角β实现改变侧飞飞行状态。
进一步的，当β=-90°时，为左侧飞状态；当β=90°时，为右侧飞状态。
进一步的，在步骤S2中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相同；
在步骤S3中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相反。
进一步的，在步骤S3中，试验过程中提升或减小风速时，减小风速的调节速率，并同步调节尾桨总距以有效避免尾桨电机功率过载现象。
进一步的，在步骤S2中，尾桨总距调节过程中，基于尾桨天平实时载荷数据反馈，使尾桨始终产生一个正拉力值以避免尾桨进入风车状态并发生超转。
进一步的，在步骤S2和步骤S3中，在进行侧飞试验时，机身在试验前按给定攻角调整到试验值。
进一步的，在步骤S2和步骤S3中，数据采集时，数据采集方式采用方位角同步触发采集，要求在旋翼和尾桨旋转一周的过程中，等方位角间距地进行同步触发采集，且一次最少要采集一个完整的周期。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，为准确获取直升机侧飞下的气动特性提供了地面模拟手段。采用旋翼/机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，在风洞通过侧滑角机构实现直升机侧飞飞行状态模拟。针对左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等现象采取了有效的措施，解决了因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证了试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性以及尾桨的涡环特性研究奠定了基础。通过风洞试验研究，获得直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动力数据，能够为研究分析侧飞时各部件气动性能以及尾桨涡环现象提供试验依据。
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
一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1，直升机试验模型分别采用旋翼与机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，实现在风洞中沿来流方向的安装，将直升机试验模型安装于风洞转盘机构上，通过风洞转盘机构调整直升机侧飞状态；
S2，将直升机试验模型调整至右侧飞状态，进行右侧飞试验；
步骤S2中，包括以下步骤：
S21，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S22，按匹配调节速率同时调整尾桨总距和风速至试验值；
S23，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S24，获取右侧飞状态下旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S25，在试验过程中，变换风速和尾桨总距的试验值，重复步骤S21-S24；
S26，完成步骤S25中所有的风速和尾桨总距的试验值后，完成试验，旋翼和尾桨停车；
S3，将直升机试验模型调整至左侧飞状态，进行左侧飞试验；
步骤S3中，包括以下步骤：
S31，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S32，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S33，调整尾桨总距至试验值，改变风速，测量获取不同风速状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；或，调整风速至试验值，改变尾桨总距，测量获取不同尾桨总距状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S34，当尾桨总距为定值，改变风速的情况下，重复步骤S31-S33，完成所有尾桨总距的设定值；当风速为定值，改变尾桨总距的情况，重复步骤S31-S33，完成所有风速的测定值；
S35，完成所有的设定值的试验后，风洞停车，完成试验。
在上述具体的操作上，步骤S1中，直升机试验模型安装在风洞转盘机构上后，通过改变侧滑角β实现改变侧飞飞行状态。
作为具体的设计，当β=-90°时，为左侧飞状态；当β=90°时，为右侧飞状态。
在整个直升机模型的安装设计上，为了进一步的配合相关侧飞状态的试验，进一步的，在步骤S2中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相同；
在步骤S3中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相反。
在上述具体的设计基础上，在步骤S3中，试验过程中提升或减小风速时，减小风速的调节速率，并同步调节尾桨总距以有效避免尾桨电机功率过载现象。同时避免因总距调节速率过快导致尾桨电机功率过载现象，或者因风速调节速率过快尾桨进入风车状态出现超转现象。
更加具体的，在步骤S2中，尾桨总距调节过程中，基于尾桨天平实时载荷数据反馈，使尾桨始终产生一个正拉力值以避免尾桨进入风车状态并发生超转。
在上述步骤S33中，旋翼和机身达到要求的试验状态后，采用定尾桨总距变风速方式，或者定风速变尾桨总距方式开展侧飞状态下尾桨涡环特性研究，可有效为尾桨进入涡环状态提供试验数据支持。
更加具体的设计，在步骤S2和步骤S3中，在进行侧飞试验时，机身在试验前按给定攻角调整到试验值。
在数据的采集上，作为具体的操作要求，在步骤S2和步骤S3中，数据采集时，数据采集方式采用方位角同步触发采集，要求在旋翼和尾桨旋转一周的过程中，等方位角间距地进行同步触发采集，且一次最少要采集一个完整的周期。由于旋翼和尾桨的转速不同，通过异频采集的方式，可保证旋翼和尾桨数据样点周期信号的完整性，从而避免同频采样对气动力数据计算和频谱分析带来的误差。
综上所述，本发明的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，为准确获取直升机侧飞下的气动特性提供了地面模拟手段。采用旋翼/机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，在风洞通过侧滑角机构实现直升机侧飞飞行状态模拟。针对左右侧飞试验过程中可能出现的尾桨电机功率过载、转速超转、涡环状态等现象采取了有效的措施，解决了因旋翼和尾桨转速不同带来的数据采集方式问题，保证了试验数据的完整性和准确性，为有效开展直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动特性以及尾桨的涡环特性研究奠定了基础。通过风洞试验研究，获得直升机侧飞状态下旋翼/机身/尾桨等部件的气动力数据，能够为研究分析侧飞时各部件气动性能以及尾桨涡环现象提供试验依据。
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 (8)
1.一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1，直升机试验模型分别采用旋翼与机身组合模型试验台和尾桨模型试验台，将直升机试验模型安装于风洞转盘机构上，通过风洞转盘机构调整直升机侧飞状态；
S2，将直升机试验模型调整至右侧飞状态，进行右侧飞试验；
步骤S2中，包括以下步骤：
S21，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S22，按匹配调节速率同时调整尾桨总距和风速至试验值；
S23，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S24，获取右侧飞状态下旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S25，在试验过程中，变换风速和尾桨总距的试验值，重复步骤S21-S24；
S26，完成步骤S25中所有的风速和尾桨总距的试验值后，完成试验，旋翼和尾桨停车；
S3，将直升机试验模型调整至左侧飞状态，进行左侧飞试验；
步骤S3中，包括以下步骤：
S31，启动旋翼和尾桨，将旋翼和尾桨分别调至各自的额定转速；
S32，基于旋翼天平实时载荷数据反馈，调整旋翼的姿态，使旋翼垂向力配平到指定值，同时使桨毂力矩愈近零；
S33，调整尾桨总距至试验值，改变风速，测量获取不同风速状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；或，调整风速至试验值，改变尾桨总距，测量获取不同尾桨总距状态下的旋翼、机身、尾桨的气动载荷；
S34，当尾桨总距为定值，改变风速的情况下，重复步骤S31-S33，完成所有尾桨总距的设定值；当风速为定值，改变尾桨总距的情况，重复步骤S31-S33，完成所有风速的测定值；
S35，完成所有的设定值的试验后，风洞停车，完成试验。
2.如权利要求1所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：步骤S1中，直升机试验模型安装在风洞转盘机构上后，通过改变侧滑角β实现改变侧飞飞行状态。
3.如权利要求2所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：当β=-90°时，为左侧飞状态；当β=90°时，为右侧飞状态。
4.如权利要求1所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S2中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相同；
在步骤S3中，尾桨的尾流方向与风洞来流方向相反。
5.如权利要求4所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S3中，试验过程中提升或减小风速时，减小风速的调节速率，并同步调节尾桨总距以有效避免尾桨电机功率过载现象。
6.如权利要求1所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S2中，尾桨总距调节过程中，基于尾桨天平实时载荷数据反馈，使尾桨始终产生一个正拉力值以避免尾桨进入风车状态并发生超转。
7.如权利要求1所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S2和步骤S3中，在进行侧飞试验时，机身在试验前按给定攻角调整到试验值。
8.如权利要求1所述的一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S2和步骤S3中，数据采集时，数据采集方式采用方位角同步触发采集，要求在旋翼和尾桨旋转一周的过程中，等方位角间距地进行同步触发采集，且一次最少要采集一个完整的周期。
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