公开/公告号CN116558766A
专利类型发明专利
公开/公告日2023-08-08
原文格式PDF
申请/专利权人 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所;
申请/专利号CN202310833902.2
申请日2023-07-10
分类号G01M9/00(2006.01);G01M9/08(2006.01);B64F5/60(2017.01);
代理机构成都九鼎天元知识产权代理有限公司 51214;成都九鼎天元知识产权代理有限公司 51214;
代理人古波;孙杰
地址 621000 四川省绵阳市涪城区二环路南段6号
入库时间 2024-01-17 01:20:32
法律状态公告日
法律状态信息
法律状态
2023-09-01
授权
发明专利权授予
2023-08-25
实质审查的生效 IPC(主分类):G01M 9/00 专利申请号:2023108339022 申请日:20230710
实质审查的生效
2023-08-08
公开
发明专利申请公布
技术领域
本发明涉及一种气动干扰环境下尾桨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
常规布局直升机的旋翼和尾桨都会产生旋转气流,不仅运动复杂,而且还会引起相互干扰,再加上与直升机其它部件的相互作用,使气流流动变得更加复杂。旋翼尾迹对尾桨的干扰作用最直接的体现为旋翼尾迹对尾桨的冲击,使得在尾桨桨叶上产生非定常气动载荷、尾桨操纵功效降低、以及由干扰引起的额外噪声。通过先进的风洞试验设备及试验技术,能够对气动干扰环境下尾桨气动特性进行有效的地面模拟研究,避免和化解气动干扰产生的不利因素,优化直升机气动布局,使直升机的整体性能达到最优。
直升机试验模型包括旋翼模型、机身模型、尾桨模型、以及连接旋翼(或尾桨)模型以对其实施操纵控制的自动倾斜器等。为了使缩尺模型的风洞试验结果经过转换成为实物(直升机或旋翼)在实际飞行状态的气动特性,根据相似理论,模型与实物之间必须满足几何相似、运动相似等条件。对于直升机缩比模型,尾桨相对于旋翼的尺寸更小,如果要满足几何相似和运动相似的条件,在有限的空间里难以实现,否则,会造成尾桨的气动特性试验误差较大。
发明内容
本发明的发明目的在于:针对上述存在的问题,提供一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法,使得尾桨模型与实物之间满足几何相似与运动相似,高效率地开展试验研究,准确地获取气动干扰环境下尾桨的气动性能,为优化直升机气动布局提供可靠性较高的试验依据。
本发明采用的技术方案如下:
一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法,包括以下步骤:
S1,设计不同安装扭角的尾桨毂,并在试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂以实现尾桨总距的变化;
S2,由于尾桨叶绕变距轴线性扭转,设计尾桨毂根部的扭角和尾桨叶特征剖面处的扭角相等,使其真实反映尾桨总距;
S3,进行悬停试验,采用定尾桨总距工况下的悬停试验;
在步骤S3中,包括子步骤:
S31,按要求安装指定尾桨总距的尾桨模型;
S32,在给定的尾桨总距以及旋翼总距在0度的状态下,同时启动旋翼和尾桨,分别调整至各自的试验转速;
S33,操纵旋翼,分别给定不同的旋翼总距,测量并获取不同旋翼总距状态下尾桨的气动载荷;
S34,旋翼总距降至0度,旋翼和尾桨系统停车,更换不同安装扭角的尾桨毂;
S35,重复步骤S31-S34,直至完成所有尾桨总距下的试验内容;
S4,进行前飞试验,采用定尾桨总距工况下的前飞试验;
在步骤S4中,包括子步骤:
S41,按要求安装指定尾桨总距的尾桨模型;
S42,在给定的尾桨总距以及旋翼总距在0度的状态下,同时启动旋翼和尾桨,调整至各自的试验转速;
S43,调整风洞风速、机身攻角至试验指定值;
S44,操纵旋翼,使旋翼垂向力配平到指定值,同时使桨毂力矩愈近零;
S45,测量获取尾桨的气动载荷;
S46,重复步骤S43至S45,直至完成所有风速和机身攻角下的试验内容;
S47,在完成所有风速和机身攻角下的试验内容后,旋翼总距降至0度,旋翼和尾桨系统停车,更换不同安装扭角的尾桨毂;
S48,重复步骤S41至S46,直至完成所有尾桨总距下的试验内容;
S5,分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。
进一步的,在步骤S1中,使尾桨的模型与真实直升机尾桨尺寸实现完全几何相似,以保证桨尖马赫数相似条件下,通过相似模型研究尾桨的气动现象更加准确。
进一步的,在尾桨模型运转过程中,尾桨总距采用不变的给定的定值,以减少试验过程中尾桨操纵的工作环节。
进一步的,在步骤S1中,尾桨毂通过数控加工成型,中间采用渐开线内花键与尾桨轴相连,尾桨轴端采用压紧螺母将尾桨毂固定在尾桨轴上。
进一步的,在步骤S2中,尾桨叶特征剖面为距转动中心0.75R剖面。
进一步的, 在步骤S2中,试验准备过程中,根据需求,在尾桨毂根部直接测量和校核尾桨的总距。
进一步的,在步骤S5中,在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性包括悬停性能和前飞性能。
综上所述,由于采用了上述技术方案,本发明的有益效果是:
本发明的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法,为准确获取气动干扰环境下尾桨气动特性提供了地面模拟手段,采用安装不同扭角的尾桨毂改变尾桨总距,实现了尾桨模型与真实直升机尾桨尺寸的完全几何相似,避免了尾桨操纵系统、自动倾斜器等机构带来的支架干扰影响,增强了试验的安全性,能够较为准确地获取气动干扰环境下尾桨的悬停及前飞气动特性,为优化直升机气动布局,使直升机的整体性能达到最优提供可靠的试验支持。
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
一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法,如图1所示,包括以下步骤:
S1,设计不同安装扭角的尾桨毂,并在试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂以实现尾桨总距的变化;
S2,由于尾桨叶绕变距轴线性扭转,设计尾桨毂根部的扭角和尾桨叶特征剖面处的扭角相等,使其真实反映尾桨总距;
S3,进行悬停试验,采用定尾桨总距工况下的悬停试验;
在步骤S3中,包括子步骤:
S31,按要求安装指定尾桨总距的尾桨模型;
S32,在给定的尾桨总距以及旋翼总距在0度的状态下,同时启动旋翼和尾桨,分别调整至各自的试验转速;
S33,操纵旋翼,分别给定不同的旋翼总距,测量并获取不同旋翼总距状态下尾桨的气动载荷;
S34,旋翼总距降至0度,旋翼和尾桨系统停车,更换不同安装扭角的尾桨毂;
S35,重复步骤S31-S34,直至完成所有尾桨总距下的试验内容;
S4,进行前飞试验,采用定尾桨总距工况下的前飞试验;
在步骤S4中,包括子步骤:
S41,按要求安装指定尾桨总距的尾桨模型;
S42,在给定的尾桨总距以及旋翼总距在0度的状态下,同时启动旋翼和尾桨,调整至各自的试验转速;
S43,调整风洞风速、机身攻角至试验指定值;
S44,操纵旋翼,使旋翼垂向力配平到指定值,同时使桨毂力矩愈近零;
S45,测量获取尾桨的气动载荷;
S46,重复步骤S43至S45,直至完成所有风速和机身攻角下的试验内容;
S47,在完成所有风速和机身攻角下的试验内容后,旋翼总距降至0度,旋翼和尾桨系统停车,更换不同安装扭角的尾桨毂;
S48,重复步骤S41至S46,直至完成所有尾桨总距下的试验内容;
S5,分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。
在本实施例中,作为具体的优势和设计,在步骤的设计上,采用尾桨不用实时变距,避免了尾桨操纵系统、自动倾斜器等机构带来的支架干扰影响,可提高试验数据质量,进一步的减少了试验过程中尾桨操纵的工作环节,降低了尾桨气动特性试验的故障率,增强了试验的安全性。
在上述具体的设计基础上,进一步的,在步骤S1中,使尾桨的模型与真实直升机尾桨尺寸实现完全几何相似,以保证桨尖马赫数相似条件下,通过相似模型研究尾桨的气动现象更加准确。在该设计中,基于尾桨的尺寸小,而又要进行更贴切真实的试验,在模型的设计上采用与真实直升机尾桨尺寸实现完全几何相似,也就是按照真实直升机未将的几何尺寸等比例的缩小。
更加具体的设计,在尾桨模型运转过程中,尾桨总距采用不变的给定的定值,以减少试验过程中尾桨操纵的工作环节。
更进一步的,在步骤S1中,尾桨毂通过数控加工成型,中间采用渐开线内花键与尾桨轴相连,尾桨轴端采用压紧螺母将尾桨毂固定在尾桨轴上。
基于上述具体的设计,作为更加具体的设计,在步骤S2中,尾桨叶特征剖面为距转动中心0.75R剖面。
在具体的设计中,更加具体的,在步骤S2中,试验准备过程中,根据需求,在尾桨毂根部直接测量和校核尾桨的总距。
作为更进一步的设计,在步骤S5中,在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性包括悬停性能和前飞性能。
综上所述,本发明的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法,为准确获取气动干扰环境下尾桨气动特性提供了地面模拟手段,采用安装不同扭角的尾桨毂改变尾桨总距,实现了尾桨模型与真实直升机尾桨尺寸的完全几何相似,避免了尾桨操纵系统、自动倾斜器等机构带来的支架干扰影响,增强了试验的安全性,能够较为准确地获取气动干扰环境下尾桨的悬停及前飞气动特性,为优化直升机气动布局,使直升机的整体性能达到最优提供可靠的试验支持。
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。
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