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CN116558766B - 一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法 - Google Patents

一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，包括步骤：S1：设计不同安装扭角的尾桨毂，试验时尾桨叶配装不同的尾桨毂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（距转动中心0.7R剖面）处的扭角相等，使其真实反映尾桨总距；S3：优化悬停试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的悬停试验效率；S4：优化风洞试验方法及步骤，提高定尾桨总距工况下的风洞试验效率；S5：分析研究在旋翼尾迹干扰下的尾桨气动特性。本发明可以较为准确地获取不同工况下尾桨的气动性能，为优化直升机整体气动布局研究提供可靠的试验依据。

Description

一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法
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。

Claims (7)

1.一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：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。
2.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：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。
3.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：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。
4.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：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。
5.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：在步骤S2中，尾桨叶特征剖面为距转动中心0.75R剖面。
6.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于： 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。
7.如权利要求1所述的一种气动干扰环境下尾桨气动特性试验地面模拟方法，其特征在于：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。
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