CN116834972A - 一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了旋翼机测试技术领域内的一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置，包括：运载平台，用于运载待测无人倾转旋翼飞机，并能够完成在封闭道路内来回进行定速直线运动，运载平台上安装有用以隔绝车身震动的避震台，避震台上安装有测试台架；测试台架，包括支撑台架，支撑台架的下端通过四个三分量力传感器组件安装在避震台上，支撑台架的上端设置有支撑架，支撑架与待测无人倾转旋翼飞机的起落架连接，起落架的后部铰接在支撑架上，起落架的前部经作动器与支撑架相连，作动器用以改变待测无人倾转旋翼飞机俯仰方向姿态；无人倾转旋翼飞机，其旋翼系统上安装有拉力传感器，本发明使得测试人员可以在风洞测试无人倾转旋翼机。

Description

一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置及 方法

技术领域

本发明涉及旋翼机测试技术领域，特别涉及一种旋翼机气动力试验装置。

背景技术

现有无人倾转旋翼飞机兼具直升机的低速悬停性能和固定翼机的高速巡航性能，相对于后两者具有更宽广的飞行包线，并且具有运营成本低、运输能力高、噪声振动小等优点；而测试旋翼与机翼间干扰影响是开展无人倾转旋翼飞机研发的重要基础研究之一；旋翼与机翼干扰影响测试试验包含升力、阻力、俯仰力矩、舵效等方面测试内容；常规气动测试试验主要联系风洞单位开展试验，但由于国内无人倾转旋翼飞机研究开展时间短，国内主要风洞单位暂时不具备开展无人倾转旋翼飞机风洞试验的条件；且由于无人倾转旋翼飞机试验结果准确性受测试模型大小影响较大，如果将测试模型缩比过小，则测试结果失真，与实际飞行结果相差较远，难以对后续研究产生正向作用。由于无人倾转旋翼飞机传动系统和动力系统较大，且在试验过程中存在旋翼旋转、旋翼系统倾转等测试动作，传统风洞还未有相关试验经验，而且风洞内测试安全性也未得到全面论证。

现有技术中该领域测试存在以下问题：

1）传统风洞试验中，由于受风洞试验段尺寸限制，需要对测试对象进行大尺度缩比，而测试无人倾转旋翼飞机旋翼与机翼干扰影响结果受缩比模型尺寸影响较大，如果缩比过小，测试结果将会因为失真而不可用；

2）由于无人倾转旋翼飞机传动系统（包含旋翼旋转和短舱倾转）和动力系统（大功率电机和电源）限制，测试模型无法缩比过小；

3）传统风洞开展无人倾转旋翼飞机测试试验，需要暂停风洞其他试验进行改造，安装试验台架，试验周期长，试验费用高；

4）试验属于动态试验，涉及到无人倾转旋翼飞机旋翼旋转和旋翼系统倾转，由于试验相关经验较少，存在试验旋转动部件甩出损坏风洞壁面的风险；

5）一味等待风洞单位具备试验条件后再开展风洞试验严重制约项目进度。

发明内容

针对现有技术中存在的不足，本发明提供了一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置及方法，解决了上述技术问题。

本发明的目的是这样实现的：一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置，包括：

运载平台，用于运载待测无人倾转旋翼飞机，并能够完成在封闭道路内来回进行定速直线运动，所述运载平台上安装有用以隔绝车身震动的避震台，所述避震台上安装有测试台架；

测试台架，包括支撑台架，所述支撑台架的下端通过四个三分量力传感器组件安装在避震台上，所述支撑台架的上端设置有支撑架，所述支撑架与待测无人倾转旋翼飞机的起落架连接，所述起落架的后部铰接在支撑架上，所述起落架的前部经作动器与支撑架相连，作动器用以改变待测无人倾转旋翼飞机俯仰方向姿态；

无人倾转旋翼飞机，其旋翼系统上安装有拉力传感器。

作为本发明所述一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置的优选技术方案，所述支撑台架包括安装在高台架上的液压筒，所述液压筒的活塞杆通过连接法兰与支撑架的底部固定连接，所述四个三分量力传感器组件安装高台架底面四个角上。

作为本发明所述一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置的优选技术方案，所述支撑架顶部靠后位置设有一对铰座，所述支撑架顶部靠前位置铰接有一对作动器，所述起落架安装在连接架上，所述连接架后部铰接在铰座内，所述连接架的前部与作动器铰接。

作为本发明所述一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置的优选技术方案，所述连接架包括由桁架、卡箍和耳片组成，所述桁架包括一对用以连接起落架的连接杆，连接杆上开设有与起落架配合的弧形槽，起落架通过卡箍与连接杆固定连接，两所述连接杆经支撑杆和支撑管相连，所述耳片安装在支撑杆的底部，所述支撑管铰接在铰座内。

作为本发明所述一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置的优选技术方案，所述支撑架包括设置在支撑框架底部的法兰盘，所述支撑框架的四个角通过连杆与法兰相连，所述法兰盘经螺栓与连接法兰相连，所述支撑框架倾斜布置、其前端低于后端。

作为本发明所述一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置的优选技术方案，所述三分量力传感器组件包括设置在上壁板和下壁板之间的信号采集单元，所述信号采集单元用以将检测到的压力传输出去，所述上壁板固定在支撑台架的底部，所述下壁板固定在运载平台上。

一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验方法，包括以下步骤：

步骤1）将测试台架安装至运载平台上；

步骤2）空载运载平台以速度V前进进行试验，获得三分量力传感器检测到的压力信息，记为第一状态点数据；

步骤3）将无人倾转旋翼飞机安装至测试台架上，并调节好攻角α，运载平台再次以速度V前进进行试验，获得三分量力传感器检测到的压力信息，记为第二状态点数据；

步骤4）使用第二状态点数据减去第一状态点数据，获得净力数据X_4A、X_4B、X_4C、X_4D、Y_4A、Y_4B、Y_4C、Y_4D；

步骤5）计算轴向力F_A、法向力F_N和俯仰力矩M_Z：

其中，4A、4B、4C、4D分别表示4个三分量力传感器，X、Y、Z为三分量力传感器检测到的三个方向的分力，T为无人倾转旋翼飞机两旋翼的推力，L₁为无人倾转旋翼飞机质心在三分量力传感器4A、4C长度方向与4A之间的距离，L₂为无人倾转旋翼飞机质心在三分量力传感器4A、4C长度方向与4C之间的距离，L₄为无人倾转旋翼飞机质心位置距离传感器平面距离。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

本发明使得测试人员可以在车间方便地安装、调试测试无人倾转旋翼机，确认试验条件具备后，可以直接将被测飞机运往测试场地，到达场地后就可以直接开始试验，能够有效的保证试验进度；

在测试场地，如封闭道路内，司机启动运载车辆并保持设定速度进行匀速直线运动，测试人员可以在驾驶室便可方便调节被测倾转旋翼机飞行攻角状态、旋翼转速和总距角、飞机各操纵面（如副翼、方向舵、升降舵）角度，具有非常高的试验效率；

试验系统转移方便，具有较大的灵活性，能够快速在不同试验场地间转移，降低试验成本；

试验不需要额外加工风洞试验模型，直接将飞机样机安装在试验台架上即可开展试验内容，节省项目经费。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明整体结构示意图。

图2为本发明中运载车辆组成示意图。

图3为本发明中测试台架组成示意图。

图4为本发明中无人倾转旋翼飞机组成示意图。

图5为本发明中无人倾转旋翼飞机俯视示意图。

图6为本发明中三分量力传感器组件摆放示意图。

图7为本发明中0攻角状态系统侧视图。

图8为本发明中非0攻角状态侧视图。

图9为本发明中坐标系定义示意图。

图10为本发明中系统受力原理图一。

图11为本发明中系统受力原理图二。

图12为本发明中不同试验状态示意图。

其中，1运载平台，101平板卡车，102避震台，2测试台架，201高台架，202液压筒，203连接法兰，204作动器，205铰座，206支撑架，3无人倾转旋翼飞机，301机身，302机翼，303旋翼系统，304尾翼，305短舱，307起落架，308连接架，308a桁架，308b卡箍，308c耳片，309动力系统，309a拉力传感器，4三分量力传感器组件，401上壁板，402下壁板，403信号采集单元。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

如图1-8所示的一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置，包括：

运载平台1，用于运载待测无人倾转旋翼飞机3，并能够完成在封闭道路内来回进行定速直线运动，运载平台1上安装有用以隔绝车身震动的避震台102，避震台102上安装有测试台架2；

测试台架2，包括支撑台架，支撑台架的下端通过四个三分量力传感器组件4安装在避震台102上，支撑台架的上端设置有支撑架206，支撑架206与待测无人倾转旋翼飞机3的起落架307连接，起落架307的后部铰接在支撑架206上，起落架307的前部经作动器204与支撑架206相连，作动器204用以改变待测无人倾转旋翼飞机3俯仰方向姿态；

无人倾转旋翼飞机3，机身301、机翼302、旋翼系统303、尾翼304、短舱305、起落架307、连接架308以及动力系统309，其旋翼系统303上安装有拉力传感器309a。

具体的，本实施例中测试过程在风洞中进行，运载平台1为一辆平板卡车101，避震台102安装在平板卡车101的平板上，先将四个三分量力传感器组件4安装在避震台102，再在四个三分量力传感器组件4上安装测试台架2，在此之前，可先将支撑架206安装在支撑台架上，测试台架2安装完成后，将待测无人倾转旋翼飞机3的起落架307与支撑架206进行安装，通过拉力传感器309a与四个三分量力传感器检测力数据，再通过作动器204预设并调节攻角数据，攻角为铰接点两边的夹角，最终通过力数据和攻角数据进行计算完成各项试验数据的获取。

进一步的，支撑台架包括安装在高台架201上的液压筒202，液压筒202的活塞杆通过连接法兰203与支撑架206的底部固定连接，四个三分量力传感器组件4安装高台架201底面四个角上。

具体的，高台架201采用框架结构，液压筒202安装在高台架201顶部，通过活塞杆的升降带动待测无人倾转旋翼飞机3，从而模拟相应场景。

进一步的，支撑架206顶部靠后位置设有一对铰座205，支撑架206顶部靠前位置铰接有一对作动器204，起落架307安装在连接架308上，连接架308后部铰接在铰座205内，连接架308的前部与作动器204铰接。

具体的，铰座205内置有轴承，起落架307铰接在铰座205内，作动器204为包括中间的作动筒和两端的伸缩杆，两端的伸缩杆分别铰接在连接架308和支撑架206上。

需要说明的是，调节攻角时，控制作动器204动作即可实现攻角的调节，另外，连接架308的设计方便了起落架307的安装，可将起落架307安装在连接架308上，从而可适应不同型号的旋翼机试验，只需更换相应的连接架308即可。

进一步的，连接架308包括由桁架308a、卡箍308b和耳片308c组成，桁架308a包括一对用以连接起落架307的连接杆，连接杆上开设有与起落架307配合的弧形槽，起落架307通过卡箍308b与连接杆固定连接，两连接杆经支撑杆和支撑管相连，耳片308c安装在支撑杆的底部，支撑管铰接在铰座205内。

具体的，支撑杆设有一对，支撑管设有一根，均为分布在两连接杆之间，耳片308c设置在前一根支撑杆底部。

需要说明的是，如此结构的连接架308结构简单，制造方便，更加方便起落架307的安装。

进一步的，支撑架206包括设置在支撑框架206a底部的法兰盘206b，支撑框架206a的四个角通过连杆206c与法兰相连，法兰盘206b经螺栓与连接法兰203相连，支撑框架206a倾斜布置、其前端低于后端。

具体的，支撑架206为采用方管焊接而成的框架结构，连杆206c也是通过焊接的方式实现固定，法兰盘206b的设计也是方便安装以及更换不同型号的支撑架206，实现模块化试验。

进一步的，三分量力传感器组件4包括设置在上壁板401和下壁板402之间的信号采集单元403，信号采集单元403用以将检测到的压力传输出去，上壁板401固定在支撑台架的底部，下壁板402固定在运载平台1上。

具体的，信号采集单元403主要起到的检测压力和将压力数据发送出去的作用，包括压力传感器和无线传输模块，上壁板401和下壁板402主要起支撑和连接作用。

下面结合具体试验方法对本发明做进一步说明。

如图9所示，无人倾转旋翼飞机系统速度坐标系Ox _v y _v z _v 定义和三分量力传感器输出力坐标系Ox _s y _s z _s 定义。

如图10所示，通过旋翼系统上安装有拉力传感器309a可以测出无人倾转旋翼飞机两端旋翼拉力T（向前为正），通过四个三分量力传感器4A、4B、4C、4D可以测出第i个三分量力传感器三个方向的力X_4i、Y_4i、Z_4i（i为A、B、C、D，根据坐标系Ox _s y _s z _s 定义与坐标轴正方向相同为正）；试验过程中需要获得的数据为无人倾转旋翼飞机所受到的轴向力F_A、法向力F_N和俯仰力矩M_Z（力、力矩正负根据坐标系Ox _v y _v z _v 定义）；无人倾转旋翼飞机在测试过程中重心投影点为x_CG，三分量力传感器4A、4C在俯仰平面内距离该点分别为L₁、L₂，AC、BD距离为L₃，无人倾转旋翼飞机质心位置距离传感器平面距离为L₄。

如图11所示，一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验方法，包括以下步骤：

1）首先以速度V不带无人倾转旋翼飞机进行试验，获得三分量力传感器输出信息，定义为1状态点数据；

2）再次以速度V带无人倾转旋翼飞机进行试验，获得三分量力传感器输出信息，定义为2状态点数据；

3）2状态点数据减去1状态点数据，获得净力数据，定义为净力状态点数据。例如，X_4A= X_4A ⁽²⁾-X_4A ⁽¹⁾；

；

4） 俯仰平面内，铅锤方向根据力平衡公式可以求得：

；

5）俯仰平面内，水平方向根据力平衡公式可以求得：

；；

6）俯仰平面内，根据力矩平衡公式可以求得：

。

由于受到路面不平、自然风等其他外力影响，所测量数据并不是非常稳定，因此需要连续、多次采集相同前进速度下的试验数据，选取较为稳定的数据信息，通过3σ法则进行筛选确定所需要的数值并求平均获得最终数值。

以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (7)

1.一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，包括：

运载平台（1），用于运载待测无人倾转旋翼飞机（3），并能够完成在封闭道路内来回进行定速直线运动，所述运载平台（1）上安装有用以隔绝车身震动的避震台（102），所述避震台（102）上安装有测试台架（2）；

测试台架（2），包括支撑台架，所述支撑台架的下端通过四个三分量力传感器组件（4）安装在避震台（102）上，所述支撑台架的上端设置有支撑架（206），所述支撑架（206）与待测无人倾转旋翼飞机（3）的起落架（307）连接，所述起落架（307）的后部铰接在支撑架（206）上，所述起落架（307）的前部经作动器（204）与支撑架（206）相连，作动器（204）用以改变待测无人倾转旋翼飞机（3）俯仰方向姿态；

无人倾转旋翼飞机（3），其旋翼系统（303）上安装有拉力传感器（309a）。

2.根据权利要求1所述的一种测量无人倾转旋翼飞机（3）气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，所述支撑台架包括安装在高台架（201）上的液压筒（202），所述液压筒（202）的活塞杆通过连接法兰（203）与支撑架（206）的底部固定连接，所述四个三分量力传感器组件（4）安装高台架（201）底面四个角上。

3.根据权利要求1或2所述的一种测量无人倾转旋翼飞机（3）气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，所述支撑架（206）顶部靠后位置设有一对铰座（205），所述支撑架（206）顶部靠前位置铰接有一对作动器（204），所述起落架（307）安装在连接架（308）上，所述连接架（308）后部铰接在铰座（205）内，所述连接架（308）的前部与作动器（204）铰接。

4.根据权利要求4所述的一种测量无人倾转旋翼飞机（3）气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，所述连接架（308）包括由桁架（308a）、卡箍（308b）和耳片（308c）组成，所述桁架（308a）包括一对用以连接起落架（307）的连接杆，连接杆上开设有与起落架（307）配合的弧形槽，起落架（307）通过卡箍（308b）与连接杆固定连接，两所述连接杆经支撑杆和支撑管相连，所述耳片（308c）安装在支撑杆的底部，所述支撑管铰接在铰座（205）内。

5.根据权利要求4所述的一种测量无人倾转旋翼飞机（3）气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，所述支撑架（206）包括设置在支撑框架（206a）底部的法兰盘（206b），所述支撑框架（206a）的四个角通过连杆（206c）与法兰相连，所述法兰盘（206b）经螺栓与连接法兰（203）相连，所述支撑框架（206a）倾斜布置、其前端低于后端。

6.根据权利要求1或2所述的一种测量无人倾转旋翼飞机（3）气动力性能的跑车试验装置，其特征在于，所述三分量力传感器组件（4）包括设置在上壁板（401）和下壁板（402）之间的信号采集单元（403），所述信号采集单元（403）用以将检测到的压力传输出去，所述上壁板（401）固定在支撑台架的底部，所述下壁板（402）固定在运载平台（1）上。

7.一种测量无人倾转旋翼飞机气动力性能的跑车试验方法，使用权利要求1-6中任一项所述的试验装置，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1）将测试台架安装至运载平台上；

步骤2）空载运载平台以速度V前进进行试验，获得三分量力传感器检测到的压力信息，记为第一状态点数据；

步骤3）将无人倾转旋翼飞机安装至测试台架上，并调节好攻角α，运载平台再次以速度V前进进行试验，获得三分量力传感器检测到的压力信息，记为第二状态点数据；

步骤4）使用第二状态点数据减去第一状态点数据，获得净力数据X_4A、X_4B、X_4C、X_4D、Y_4A、Y_4B、Y_4C、Y_4D；

步骤5）计算轴向力F_A、法向力F_N和俯仰力矩M_Z：

，

其中，4A、4B、4C、4D分别表示4个三分量力传感器，X、Y、Z为三分量力传感器检测到的三个方向的分力，T为无人倾转旋翼飞机两旋翼的推力，L₁为无人倾转旋翼飞机质心在三分量力传感器4A、4C长度方向与4A之间的距离，L₂为无人倾转旋翼飞机质心在三分量力传感器4A、4C长度方向与4C之间的距离，L₄为无人倾转旋翼飞机质心位置距离传感器平面距离。