[發(fā)明專利]一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110746565.4
• 申請日: 2021-07-02
• 公開（公告）號(hào): CN113252284B
• 公開（公告）日: 2021-09-21
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 袁紅剛;黃明其;楊永東;彭先敏;章貴川
• 申請（專利權(quán)）人: 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所
• 主分類號(hào): G01M9/02
• 分類號(hào): G01M9/02;B64F5/60
• 代理公司: 成都九鼎天元知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 51214
• 代理人: 古波;孫杰

1.一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：包括以下步驟：

步驟1，開展懸停試驗(yàn)，獲取旋翼拉力系數(shù)與總距的變化規(guī)律，確定試驗(yàn)要求的不同拉力系數(shù)所對應(yīng)總距操縱值；

步驟2，在旋翼垂直下降狀態(tài)，啟動(dòng)旋翼試驗(yàn)臺(tái)，使旋翼轉(zhuǎn)速升到工作轉(zhuǎn)速，操縱旋翼使槳距角達(dá)到懸停狀態(tài)下指定的試驗(yàn)拉力系數(shù)對應(yīng)的總距操縱值，風(fēng)洞開車，然后調(diào)整風(fēng)速到不同的試驗(yàn)值，并采集數(shù)據(jù)，獲取每個(gè)對應(yīng)風(fēng)速下的旋翼氣動(dòng)載荷，完成后，將風(fēng)速逐漸減小到零，旋翼操縱角回零，旋翼試驗(yàn)臺(tái)停車；

步驟3，根據(jù)步驟2獲取的旋翼氣動(dòng)載荷隨風(fēng)速的變化曲線，確定在步驟2中的拉力系數(shù)下渦環(huán)的最嚴(yán)重狀態(tài),獲取旋翼拉力和功率損失最大時(shí)對應(yīng)的風(fēng)速值；

步驟4，開展渦環(huán)狀態(tài)下旋翼總距快速拉起試驗(yàn)，旋翼垂直下降狀態(tài)下，啟動(dòng)旋翼試驗(yàn)臺(tái)至工作轉(zhuǎn)速，操縱旋翼總距至試驗(yàn)拉力系數(shù)對應(yīng)的總距操縱值，風(fēng)洞開車，風(fēng)速調(diào)整至步驟3所確定的風(fēng)速值，穩(wěn)定后采集數(shù)據(jù)，獲取渦環(huán)狀態(tài)最嚴(yán)重時(shí)的旋翼氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)，然后以試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率操縱旋翼總距，同時(shí)同步采集氣動(dòng)力相關(guān)數(shù)據(jù)，獲取旋翼總距的快速拉起過程中氣動(dòng)載荷隨時(shí)間的變化特性；

步驟5，操縱旋翼，使槳距角回到懸停狀態(tài)下步驟2中的試驗(yàn)拉力系數(shù)對應(yīng)的總距操縱值，以不同于步驟4中的試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率操縱旋翼總距，再次實(shí)現(xiàn)旋翼總距的快速拉起，同步采集氣動(dòng)力相關(guān)數(shù)據(jù)，獲取此變化過程中旋翼氣動(dòng)載荷隨時(shí)間的變化特性；

步驟6，重復(fù)步驟5，直至完成所有試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率下的旋翼總距快速拉起試驗(yàn)后，將風(fēng)速逐漸減小到零，旋翼操縱角回零，旋翼試驗(yàn)臺(tái)停車；

步驟7，重復(fù)上述步驟2至步驟6，直至獲取所有試驗(yàn)拉力系數(shù)在不同調(diào)節(jié)速率下旋翼氣動(dòng)載荷隨時(shí)間的變化特點(diǎn)，以此分析研究渦環(huán)改出操縱規(guī)律。

2.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4中，風(fēng)速調(diào)整至步驟3所確定的風(fēng)速值為旋翼拉力和功率損失最大時(shí)對應(yīng)的風(fēng)速值。

3.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟1中，懸停試驗(yàn)采用直升機(jī)垂直升降試驗(yàn)臺(tái)在Φ5m立式風(fēng)洞開口試驗(yàn)段進(jìn)行，試驗(yàn)采用定旋翼轉(zhuǎn)速、改變旋翼總距的方法，由旋翼天平和扭矩天平測量旋翼的氣動(dòng)載荷。

4.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4中，以試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率操縱旋翼總距，實(shí)現(xiàn)總距的快速拉起，旋翼總距操縱幅度大小為0°-5°以保證旋翼不失速，保證試驗(yàn)安全。

5.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4、步驟5、步驟6中，所述試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率為1°/s-9°/s，不同的試驗(yàn)調(diào)節(jié)速率在1°/s-9°/s取值。

6.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4中，旋翼操縱系統(tǒng)作動(dòng)筒電機(jī)驅(qū)動(dòng)力更大、加速度更快，電機(jī)驅(qū)動(dòng)器具有快速階躍運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)能力，控制軟件具有快速拉起試驗(yàn)功能，能夠?qū)崿F(xiàn)不同的總距調(diào)節(jié)速率。

7.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4中，旋翼處于渦環(huán)狀態(tài)最嚴(yán)重時(shí)，數(shù)據(jù)采集的時(shí)間為15-25秒。

8.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟4中，總距快速拉起至穩(wěn)定過程中，數(shù)據(jù)采集的時(shí)間為25-35秒。

9.如權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：在步驟2中，風(fēng)速試驗(yàn)值為多個(gè)不同的風(fēng)速試驗(yàn)值，風(fēng)速試驗(yàn)值取值范圍為3m/s-20m/s，風(fēng)洞開車后，逐一調(diào)整風(fēng)速到試驗(yàn)值，采集數(shù)據(jù)，獲取每個(gè)對應(yīng)風(fēng)速下的旋翼氣動(dòng)載荷。

10.如權(quán)利要求9所述的一種直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)改出試驗(yàn)地面模擬方法，其特征在于：逐一調(diào)整風(fēng)速到試驗(yàn)值為在以3m/s的風(fēng)速試驗(yàn)值為初始試驗(yàn)值，以1m/s遞增的方式直至20m/s進(jìn)行逐一的試驗(yàn)，以獲取18組試驗(yàn)數(shù)據(jù)。