CN116754174B - 一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法 - Google Patents

一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种直升机风洞试验推力‑拉力型尾桨的布局转换方法，在开展直升机全机组合性能风洞试验时，尾桨在拉力桨和推力桨两种工况能够相对便捷地进行转换，并且保持旋翼台架与尾桨台架的相对位置不变；满足拉力桨和推力桨能够相对于垂尾左右对称安装的要求；旋翼台和尾桨台协同控制，实现试验过程中攻角的同步变化，确保旋翼、机身、尾桨的相对位置保持不变。本发明为获取尾桨在拉力桨和推力桨两种工况下的直升机全机气动干扰性能提供了试验模拟手段，通过风洞试验获得高信度的试验数据，可为直升机气动布局方案的确定提供技术支撑。

Description

一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法
技术领域
本发明涉及一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，属于直升机风洞试验技术领域。
背景技术
直升机尾桨系统旋转垂直于主旋翼旋转平面，是一种为抵消主旋翼旋转时所产生的扭矩影响而设计的桨叶旋转装置。大多数直升机尾桨是推力桨，对于右旋旋翼，尾桨在左边，因为尾桨工作时，吸入的气流速度小，而排出的气流速度大，排出的气流不受阻挡，尾桨效率高。也有的直升机尾桨采用拉力桨，尾桨轴向上倾斜一定角度，可以向上提供部分升力，从而扩大直升机重心范围的目的。通过先进的风洞试验设备及试验技术，开展直升机全机组合干扰性能试验，分析对比尾桨在拉力桨和推力桨两种工况下直升机整体气动性能，为直升机气动布局方案的确定提供技术支持。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，在开展直升机全机组合性能风洞试验时，拉力桨和推力桨两种工况能够相对便捷地进行转换，同时保持旋翼台架与尾桨台架的相对位置不变，满足相对于垂尾左右对称布局的试验条件，获取拉力桨和推力桨两种工况下的全机气动干扰性能，为直升机气动布局方案的确定提供试验依据。
本发明采用的技术方案如下：
一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，包括以下步骤：
S1，拉力桨状态，装配试验模型，尾桨台通过支撑系统安装于旋翼台的右侧，旋翼俯视逆时针旋转时，尾桨台上的尾桨位于机身的右侧，并垂直于机身纵截面产生向右的拉力，处于拉力桨状态；
S2，切换至推力桨状态，通过调节支撑杆与支撑台之间a处的连接螺栓，使尾桨台及支撑杆与支撑台脱离，并以支撑台作为对称中线以180°的夹角对称设置于支撑台的另一侧，同时，机身通过调节旋翼天平与旋翼台之间b处的连接螺栓，使机身与旋翼台脱离，以旋翼台上的旋翼轴作为对称中线以180°的夹角使机身旋转后再装配于旋翼台上，使尾桨位于机身的左侧，垂直于机身纵截面产生向右的推力，处于推力桨状态。
进一步的，所述试验模型包括尾桨系统和机身系统，所述尾桨系统设置于机身系统的一侧。
进一步的，所述尾桨系统包括作为支撑的支撑系统，所述支撑系统上设置有尾桨台，所述支撑系统包括支撑台，在所述支撑台上可拆卸的设置有支撑杆，在尾桨台的端部设置尾桨，所述支撑台与支撑杆在a处通过连接螺栓固定。
进一步的，所述机身系统包括旋翼台，所述旋翼台设置有旋翼轴，在旋翼轴的顶部设置有可拆卸的机身，所述机身设置有旋翼，所述机身设置有旋翼天平，并通过旋翼天平与旋翼轴之间的b处通过连接螺栓固定。
进一步的，所述旋翼台还设置有第一作动筒，所述支撑台还设置有第二作动筒，所述第二作动筒为可拆卸装配，在尾桨和支撑杆进行位置调换时，可按照对应的对称位置更换。
进一步的，所述旋翼台和尾桨台在试验过程中协同控制，并使试验过程中的攻角同步变化。
进一步的，实验过程中，拉力桨状态和推力桨状态通过第一作动筒和第二作动筒的第一状态使全机组合时直升机攻角变化，在此过程中，第二作动筒的位置随尾桨台的位置变化作了适应性的变化。
进一步的，若尾桨毂采用定总距的方式，在推力状态时的尾桨和拉力状态时的尾桨的旋转方向能够保持一致。
进一步的，在推力状态时的尾桨和拉力状态时的尾桨的旋转方向为底朝前旋转。
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风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，为获取拉力桨和推力桨两种工况下的直升机全机气动干扰性能提供了试验模拟手段，开展直升机全机组合性能风洞试验时，尾桨在拉力桨和推力桨两种工况能够相对便捷地进行转换，并且保持旋翼台架与尾桨台架的相对位置不变；满足拉力桨和推力桨能够相对于垂尾左右对称安装的要求；旋翼台和尾桨台协同控制，实现试验过程中攻角的同步变化，确保旋翼、机身、尾桨的相对位置保持不变，通过风洞试验获得高信度的试验数据，可为直升机气动布局方案的确定提供技术支撑。
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是本发明拉力桨状态的结构示意图；
图2是本发明推力桨状态的结构示意图；
图3是旋翼天平处放大结构示意图。
图中标记：1-支撑台，2-支撑杆，3-尾桨台，4-尾桨，5-旋翼台，6-旋翼轴，7-机身，8-旋翼天平，9-旋翼，10-第一作动筒，11-第二作动筒,F-推力/拉力。
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
一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，如图1至图3所示，包括以下步骤：
S1，拉力桨状态，装配试验模型，尾桨台3通过支撑系统安装于旋翼台5的右侧，旋翼9俯视逆时针旋转时，尾桨台3上的尾桨4位于机身7的右侧，并垂直于机身7纵截面产生向右的拉力F，处于拉力桨状态；
S2，切换至推力桨状态，通过调节支撑杆2与支撑台1之间a处的连接螺栓，使尾桨台3及支撑杆2与支撑台1脱离，并以支撑台1作为对称中线以180°的夹角对称设置于支撑台1的另一侧，同时，机身7通过调节旋翼天平8与旋翼台5之间b处的连接螺栓，使机身7与旋翼台5脱离，以旋翼台5上的旋翼轴6作为对称中线以180°的夹角使机身7旋转后再装配于旋翼台5上，旋翼9俯视逆时针旋转时，尾桨4位于机身7的左侧，垂直于机身7纵截面产生向右的推力F，处于推力桨状态。
本实施例中，在传统结构的设计基础上，与传统结构不同的是，在本结构中采用的是作为大型底座不方便移动的情况下，可保持不变的状态下进行相关的部件位置的改变，尤其是在旋翼台5的设计上，通常旋翼轴6并非为对称体，在进行位置的变化后，整个结构不能够有效的保证拉力桨和推力桨的位置距离保持一致，采用本结构的设计能够有效的实现尾桨4与机身7之间的间距不变，对于风洞试验过程中，相关数据的采集和设备的调试都能够得到传统结构不能够达到的精准优势。避免了通过左右调整尾桨台台架系统，实现推力/拉力桨转换带来的相对繁杂的安装程序。进一步的避免了由于旋翼台台架结构左右不对称带来的推力/拉力桨位置相对于机身7的改变。
在上述具体的结构设计基础上，作为更加具体的设计，所述试验模型包括尾桨系统和机身7系统，所述尾桨系统设置于机身7系统的一侧。更加具体的，在拉力桨和推力桨状态的情况下，旋翼台5与尾桨台3的相对位置保持不变。实现推力/拉力桨相对垂尾左右相对对称安装，可准确获取拉力桨和推力桨两种工况下的全机气动干扰性能。
更加具体的设计，所述尾桨系统包括作为支撑的支撑系统，所述支撑系统上设置有尾桨台3，所述支撑系统包括支撑台1，在所述支撑台1上可拆卸的设置有支撑杆2，在尾桨台3的端部设置尾桨4，所述支撑台1与支撑杆2在a处通过连接螺栓固定。
配合具体的机身系统的设计，所述机身系统包括旋翼台5，所述旋翼台5设置有旋翼轴6，在旋翼轴6的顶部设置有可拆卸的机身7，所述机身7设置有旋翼9，所述机身7设置有旋翼天平8，并通过旋翼天平8与旋翼轴6之间的b处通过连接螺栓固定。
在上述具体结构的设计上，主要考虑到整个模型在本结构的重要设计点，关于相关的动力源或者电机等不做过多的描述，而在本领域中，关于相关模型属于风洞试验的常规设计，而在此设计中，主要突显相对于传统结构设计的不同以及着重的设计要点。
根据上述具体结构的设计，在上述具体结构的设计基础上有效的实现了拉力桨和推力桨以指定的方式进行变换，同时考虑到风洞试验中，模型结构体积大，重量大，配件多的情况，利用该方式的结构有效的实现整体结构进行模块化，并在关键的连接点处以灵活装配的方式有效的实现拉力-推力的快速转换，并且也进一步的保证了前后相关参数的一致性，从而降低了模型的调试时间，并且进一步的提升了风洞试验的有效性以及精准性。
基于上述具体的结构设计上，为了保证整个试验的有效性，所述旋翼台5和尾桨台3在试验过程中协同控制，并使试验过程中的攻角同步变化。
进一步的，实验过程中，拉力桨状态和推力桨状态通过第一作动筒10和第二作动筒11的第一状态使全机组合时直升机攻角变化，在此过程中，第二作动筒11的位置随尾桨台3的位置变化作了适应性的变化。同步的，第一作动筒10为固定装配，其位置可不进行变换。
在第一作动筒10和第二作动筒11动作过程中，其是为了保证试验过程中旋翼台5和尾桨台3的攻角同步变化，作为具体的设置，所述旋翼台5还设置有第一作动筒10，所述支撑台1还设置有第二作动筒11，所述第二作动筒11为可拆卸装配，在尾桨4和支撑杆2进行位置调换时，可按照对应的对称位置更换。在此描述中，以支撑台1作为参考对象，第二作动筒11按照与支撑杆2、尾桨台3及尾桨4的位置变换方式相同，从而实现有效的控制。
在上述具体的设计基础上，作为更加具体的设计，若尾桨毂采用定总距的方式，在推力状态时的尾桨4和拉力状态时的尾桨4的旋转方向能够保持一致。
为了保证满足上述具体的要求，更加具体的，在推力状态时的尾桨4和拉力状态时的尾桨4的旋转方向为底朝前旋转。
综上所述，本发明的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，为获取拉力桨和推力桨两种工况下的直升机全机气动干扰性能提供了试验模拟手段，开展直升机全机组合性能风洞试验时，尾桨在拉力桨和推力桨两种工况能够相对便捷地进行转换，并且保持旋翼台架与尾桨台架的相对位置不变；满足拉力桨和推力桨能够相对于垂尾左右对称安装的要求；旋翼台和尾桨台协同控制，实现试验过程中攻角的同步变化，确保旋翼、机身、尾桨的相对位置保持不变，通过风洞试验获得高信度的试验数据，可为直升机气动布局方案的确定提供技术支撑。
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 (6)

1.一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1，拉力桨状态，装配试验模型，尾桨台通过支撑系统安装于旋翼台的右侧，旋翼俯视逆时针旋转时，尾桨台上的尾桨位于机身的右侧，并垂直于机身纵截面产生向右的拉力，处于拉力桨状态；
S2，切换至推力桨状态，通过调节支撑杆与支撑台之间a处的连接螺栓，使尾桨台及支撑杆与支撑台脱离，并以支撑台作为对称中线以180°的夹角对称设置于支撑台的另一侧，同时，机身通过调节旋翼天平与旋翼台之间b处的连接螺栓，使机身与旋翼台脱离，以旋翼台上的旋翼轴作为对称中线以180°的夹角使机身旋转后再装配于旋翼台上，使尾桨位于机身的左侧，垂直于机身纵截面产生向右的推力，处于推力桨状态；
所述试验模型包括尾桨系统和机身系统，所述尾桨系统设置于机身系统的一侧，在拉力桨和推力桨状态的情况下，旋翼台架与尾桨台架的相对位置保持不变，推力/拉力桨相对垂尾左右相对对称安装；
所述尾桨系统包括作为支撑的支撑系统，所述支撑系统上设置有尾桨台，所述支撑系统包括支撑台，在所述支撑台上可拆卸的设置有支撑杆，在尾桨台的端部设置尾桨，所述支撑台与支撑杆在a处通过连接螺栓固定；
所述机身系统包括旋翼台，所述旋翼台设置有旋翼轴，在旋翼轴的顶部设置有可拆卸的机身，所述机身设置有旋翼，所述机身设置有旋翼天平，并通过旋翼天平与旋翼轴之间的b处通过连接螺栓固定。
2.如权利要求1所述的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：所述旋翼台还设置有第一作动筒，所述支撑台还设置有第二作动筒，所述第二作动筒为可拆卸装配，在尾桨和支撑杆进行位置调换时，可按照对应的对称位置更换。
3.如权利要求2所述的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：所述旋翼台和尾桨台在试验过程中协同控制，并使试验过程中的攻角同步变化。
4.如权利要求3所述的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：实验过程中，拉力桨状态和推力桨状态通过第一作动筒和第二作动筒的第一状态使全机组合时直升机攻角变化，在此过程中，第二作动筒的位置随尾桨台的位置变化作了适应性的变化。
5.如权利要求2所述的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：尾桨毂采用定总距的方式时，在推力状态时的尾桨和拉力状态时的尾桨的旋转方向能够保持一致。
6.如权利要求5所述的一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法，其特征在于：在推力状态时的尾桨和拉力状态时的尾桨的旋转方向为底朝前旋转。
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