[发明专利]一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法及系统

说明书

本发明提供了一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法，基于共轴刚性旋翼风洞试验系统，包括：步骤1、定义共轴刚性旋翼控制量，对共轴刚性旋翼控制量进行分解得到对应的上、下旋翼操纵量，计算上、下旋翼桨距角；步骤2、将上、下旋翼天平测量得到的载荷进行组合运算，得到气动力和力矩及升力偏置；步骤3、验证定义的共轴刚性旋翼控制量正确性；步骤4、试验时，调节输入的共轴刚性旋翼控制量，配平目标的配平，进行风洞试验。避免了操纵量的人工解算。节约了试验时间，降低了双旋翼操纵量解算的出错概率，检验方式易于开展，避免了操纵方式定义出错导致试验事故。

技术领域

本发明涉及直升机风洞试验技术领域，特别是涉及一种能高效、低风险实现共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法及系统。

背景技术

共轴刚性旋翼的高速直升机在高速前飞时应用了升力偏置的技术措施，充分利用了桨叶前行边高动压区域的升力，规避了后行桨叶边气流分离失速的不利影响。在高速直升机的型号研制中，需要充分了解共轴刚性旋翼的升力偏置的特性，特别是升力偏置对于共轴刚性旋翼升力、阻力、需用功率的影响规律。风洞试验具有流场环境可控、试验状态可复现的特点，为了在风洞试验中实现对共轴刚性旋翼升力偏置的测量和控制，需要建立共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验策略。

孤立单旋翼的升力偏置可通过单旋翼的周期变距简单的调节控制。但在风洞中真实模拟共轴刚性旋翼高速直升机的飞行状态，不仅要将升力偏置操纵至指定值，还需要将双旋翼合升力、侧力、滚转与俯仰力矩、偏航力矩与直升机飞行状态相匹配，因此首先需要建立风洞试验旋翼控制指令与共轴刚性旋翼升力偏置、双旋翼合升力、滚转与俯仰力矩、偏航力矩等控制对象之间的映射关系。其次，为了在试验过程中实时获得共轴刚性旋翼的升力偏置以及其它各气动力与气动力矩的反馈值，需要根据旋翼的力测量结果建立适用于共轴刚性旋翼升力偏置调节的旋翼气动力、力矩的反馈机制。最后，由于共轴刚性旋翼风洞试验的风险较高，需要在试验准备过程中建立相应的操纵策略正确性检验流程，并在试验过程中建立相关的风险应对评估处理措施。

发明内容

针对上述存在的问题，为了在风洞开展共轴刚性旋翼升力偏置的模拟，本发明提出了一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法及系统，包含了控制量的定义与控制对象的测量反馈，以及试验风险的防范应对措施，提高了试验的安全性，为高速直升机研制提供基础数据。

本发明采用的技术方案如下：一种共轴刚性旋翼升力偏置风洞试验方法，基于共轴刚性旋翼风洞试验系统，包括：

步骤1、定义共轴刚性旋翼控制量，对共轴刚性旋翼控制量进行分解得到对应的上、下旋翼操纵量，计算上、下旋翼桨距角；

步骤2、将上、下旋翼天平测量得到的载荷进行组合运算，得到气动力和力矩及升力偏置；

步骤3、验证定义的共轴刚性旋翼控制量正确性；

步骤4、试验时，调节输入的共轴刚性旋翼控制量，配平目标的配平，进行风洞试验。

进一步的，所述步骤1具体包括：

步骤11、定义共轴刚性旋翼控制量包括耦合总距、耦合纵向周期变距、耦合横向周期变距、差动总距、差动纵向周期变距、差动横向周期变距；

步骤12、分解定义的共轴刚性旋翼控制得到上、下旋翼操纵量，具体过程为：

θ_0.7U＝θ_0.7+Δθ_0.7

θ_0.7L＝θ_0.7-Δθ_0.7

θ_1SU＝θ_1S+Δθ_1S

θ_1SL＝θ_1S-Δθ_1S