[發明專利]一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法

有效

• 申請號: 202111225365.0
• 申請日: 2021-10-21
• 公開（公告）號: CN113670561B
• 公開（公告）日: 2022-02-11
• 發明（設計）人: 彭先敏;武杰;黃明其;章貴川;王暢;袁紅剛;楊永東;黃志銀;唐敏;何龍;車兵輝;羅歡;尹欣繁;魏一博;段章承
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/08;B64F5/60
• 代理公司: 成都行之專利代理事務所(普通合伙) 51220
• 代理人: 王鵬程

1.一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，其特征在于，包括懸停試驗方法和前飛試驗方法；

所述懸停試驗方法包括：

旋翼+機身組合模型懸停試驗，獲得旋翼氣動載荷R1、機身氣動載荷F1、平尾氣動載荷H1和垂尾氣動載荷V1；

全機組合模型懸停試驗，獲得旋翼氣動載荷R2、機身氣動載荷F2，平尾氣動載荷H2和尾槳氣動載荷S1；

單獨尾槳模型懸停試驗，獲得尾槳氣動載荷S2；

所述前飛試驗方法包括：

單獨旋翼模型前飛試驗，獲得不同試驗條件下，前飛時旋翼氣動載荷R3、旋翼操縱角度Q和主軸傾角α；

單獨機身模型前飛試驗，獲得不同試驗條件下，相同α序列下前飛時機身氣動載荷F4、平尾氣動載荷H4、垂尾氣動載荷V4；

單獨尾槳模型前飛試驗，獲得不同試驗條件下，前飛時尾槳氣動載荷S4；

機身+尾槳模型前飛試驗，獲取不同試驗條件下，相同α序列前飛時機身氣動載荷F5、平尾氣動載荷H5、垂尾氣動載荷V5和尾槳氣動載荷S5；

旋翼+機身模型前飛試驗，獲取不同試驗條件下，相同Q和α序列前飛時旋翼氣動載荷R6、機身氣動載荷F6、平尾氣動載荷H6、垂尾氣動載荷V6；

旋翼+機身+尾槳全機模型前飛試驗，獲取不同試驗條件下，相同Q和α序列前飛時旋翼氣動載荷R7、機身氣動載荷F7、平尾氣動載荷H7、垂尾氣動載荷V7和尾槳氣動載荷S7；

其中，計算旋翼、機身、平尾、垂尾、尾槳的氣動載荷計算時，采用不同的歸一化因子；

旋翼氣動載荷系數計算時的歸一化因子分別為平尾模型參考力F01和參考力矩M01，公式為：

其中，ωR為旋翼槳尖速度、ρ為大氣密度、πR²為旋翼槳盤面積；

機身氣動載荷系數計算時的歸一化因子分別為平尾模型參考力F02和參考力矩M02，公式為：

M02＝F02·l_f

其中，V為來流風速、ρ為大氣密度、S_f為機身阻力面積、l_f為機身模型長度；

平尾氣動載荷系數計算時的歸一化因子分別為平尾模型參考力F03和參考力矩M03，公式為：

M03＝F03×l_p

式中，ρ為大氣密度，V為來流風速，S_p為平尾特征面積，l_p為平尾弦長；

垂尾氣動載荷系數計算時的歸一化因子分別為垂尾模型參考力F04和參考力矩M04，公式為：

M04＝F03×l_v，

式中，ρ為大氣密度，V為來流風速，S_v為垂尾特征面積，l_v為垂尾弦長；

尾槳氣動載荷系數計算時的歸一化因子分別為尾槳模型參考力F05和參考力矩M05，公式為：

M05＝F05×R_S

式中，ρ為大氣密度、ωR_s為尾槳槳尖速度、πR_s²為尾槳槳盤面積。

2.根據權利要求1所述的一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，其特征在于，所述試驗條件包括前進比、馬赫數據、垂力系數、主軸傾角。

3.根據權利要求1所述的一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，其特征在于，所述懸停試驗中：

所述旋翼+機身組合模型懸停試驗和所述全機組合模型懸停試驗的操縱總距角序列相同，試驗時固定轉速，改變旋翼總距，測量旋翼氣動載荷、機身氣動載荷、平尾氣動載荷和垂尾氣動載荷；

所述全機組合模型懸停試驗和單獨尾槳模型懸停試驗的尾槳總距序列相同，試驗時固定轉速和操縱總距，改變尾槳總距測量旋翼氣動載荷、機身氣動載荷，平尾氣動載荷和尾槳氣動載荷。