[发明专利]一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法

权利要求书

1.一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，包括悬停试验方法和前飞试验方法；

所述悬停试验方法包括：

旋翼+机身组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R1、机身气动载荷F1、平尾气动载荷H1和垂尾气动载荷V1；

全机组合模型悬停试验，获得旋翼气动载荷R2、机身气动载荷F2，平尾气动载荷H2和尾桨气动载荷S1；

单独尾桨模型悬停试验，获得尾桨气动载荷S2；

所述前飞试验方法包括：

单独旋翼模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时旋翼气动载荷R3、旋翼操纵角度Q和主轴倾角α；

单独机身模型前飞试验，获得不同试验条件下，相同α序列下前飞时机身气动载荷F4、平尾气动载荷H4、垂尾气动载荷V4；

单独尾桨模型前飞试验，获得不同试验条件下，前飞时尾桨气动载荷S4；

机身+尾桨模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同α序列前飞时机身气动载荷F5、平尾气动载荷H5、垂尾气动载荷V5和尾桨气动载荷S5；

旋翼+机身模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R6、机身气动载荷F6、平尾气动载荷H6、垂尾气动载荷V6；

旋翼+机身+尾桨全机模型前飞试验，获取不同试验条件下，相同Q和α序列前飞时旋翼气动载荷R7、机身气动载荷F7、平尾气动载荷H7、垂尾气动载荷V7和尾桨气动载荷S7；

其中，计算旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨的气动载荷计算时，采用不同的归一化因子；

旋翼气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F01和参考力矩M01，公式为：

其中，ωR为旋翼桨尖速度、ρ为大气密度、πR²为旋翼桨盘面积；

机身气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F02和参考力矩M02，公式为：

M02＝F02·l_f

其中，V为来流风速、ρ为大气密度、S_f为机身阻力面积、l_f为机身模型长度；

平尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为平尾模型参考力F03和参考力矩M03，公式为：

M03＝F03×l_p

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_p为平尾特征面积，l_p为平尾弦长；

垂尾气动载荷系数计算时的归一化因子分别为垂尾模型参考力F04和参考力矩M04，公式为：

M04＝F03×l_v，

式中，ρ为大气密度，V为来流风速，S_v为垂尾特征面积，l_v为垂尾弦长；

尾桨气动载荷系数计算时的归一化因子分别为尾桨模型参考力F05和参考力矩M05，公式为：

M05＝F05×R_S

式中，ρ为大气密度、ωR_s为尾桨桨尖速度、πR_s²为尾桨桨盘面积。

2.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述试验条件包括前进比、马赫数据、垂力系数、主轴倾角。

3.根据权利要求1所述的一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，其特征在于，所述悬停试验中：

所述旋翼+机身组合模型悬停试验和所述全机组合模型悬停试验的操纵总距角序列相同，试验时固定转速，改变旋翼总距，测量旋翼气动载荷、机身气动载荷、平尾气动载荷和垂尾气动载荷；

所述全机组合模型悬停试验和单独尾桨模型悬停试验的尾桨总距序列相同，试验时固定转速和操纵总距，改变尾桨总距测量旋翼气动载荷、机身气动载荷，平尾气动载荷和尾桨气动载荷。