[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

本發明公開了一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，包括懸停試驗方法和前飛試驗方法；懸停狀態下的氣動干擾特性獲得方法包括：構造R2?R1曲線、F2?F1曲線、H2?H1、V2?V1和S1?S2曲線；前飛狀態下的氣動干擾特性獲得方法包括：構造F5?F4曲線、H5?H4曲線、V5?V4曲線和S5?S4曲線；構造R7?R6曲線、F7?F6曲線、H7?H6曲線、V7?V6曲線和S7?S6曲線；構造R6?R3曲線、F6?F4曲線、H6?H4曲線和V6?V4曲線。通過直升機各單獨部件及組合模型風洞試驗，可以獲得各種狀態下的參數，并可以獲取各部件相互之間的氣動干擾特性，從而準確獲取旋翼、機身、平垂尾、尾槳之間的氣動干擾規律，為直升機的氣動部件設計、布局優化及飛行操縱規律設計提供強有力的風洞試驗數據支撐。

技術領域

本發明涉及風洞試驗技術領域，具體涉及一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法。

背景技術

直升機由于其氣動布局的復雜性，單旋翼存在包括旋翼、機身及平/垂尾、尾槳等多個氣動部件。由于直升機特殊的升力部件—旋翼的存在，使得其流場環境極其復雜，而氣動干擾問題對直升機的飛行性能具有至關重要的影響，尤其在現代先進直升機研制中由這一問題所帶來的振動、噪聲、性能/品質下降甚至直升機安全等問題一直是直升機界關注的重要主題之一，也是學術研究最為活躍的領域之一。因直升機旋翼、尾槳和各部件間的氣動干擾大，且干擾機理復雜，由此學術界和工業界所開展的一個極其重要的內容就是研究評估直升機的氣動干擾特性，從而指導實際型號的設計。

但是如果對直升機的旋翼、機身、平尾、垂尾、尾槳等多個氣動部件進行理論預測，會存在預測不準，無法確定干擾特性的問題。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是直升機旋翼、尾槳和各部件間的氣動干擾大，且干擾機理復雜，目的在于提供一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，解決了獲得直升機各氣動部件干擾特性的問題。

本發明通過下述技術方案實現：

一種獲取直升機尾槳干擾氣動特性的風洞試驗模擬方法，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；