[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

说明书

本发明公开了一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，包括悬停试验方法和前飞试验方法；悬停状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造R2‑R1曲线、F2‑F1曲线、H2‑H1、V2‑V1和S1‑S2曲线；前飞状态下的气动干扰特性获得方法包括：构造F5‑F4曲线、H5‑H4曲线、V5‑V4曲线和S5‑S4曲线；构造R7‑R6曲线、F7‑F6曲线、H7‑H6曲线、V7‑V6曲线和S7‑S6曲线；构造R6‑R3曲线、F6‑F4曲线、H6‑H4曲线和V6‑V4曲线。通过直升机各单独部件及组合模型风洞试验，可以获得各种状态下的参数，并可以获取各部件相互之间的气动干扰特性，从而准确获取旋翼、机身、平垂尾、尾桨之间的气动干扰规律，为直升机的气动部件设计、布局优化及飞行操纵规律设计提供强有力的风洞试验数据支撑。

技术领域

本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法。

背景技术

直升机由于其气动布局的复杂性，单旋翼存在包括旋翼、机身及平/垂尾、尾桨等多个气动部件。由于直升机特殊的升力部件—旋翼的存在，使得其流场环境极其复杂，而气动干扰问题对直升机的飞行性能具有至关重要的影响，尤其在现代先进直升机研制中由这一问题所带来的振动、噪声、性能/品质下降甚至直升机安全等问题一直是直升机界关注的重要主题之一，也是学术研究最为活跃的领域之一。因直升机旋翼、尾桨和各部件间的气动干扰大，且干扰机理复杂，由此学术界和工业界所开展的一个极其重要的内容就是研究评估直升机的气动干扰特性，从而指导实际型号的设计。

但是如果对直升机的旋翼、机身、平尾、垂尾、尾桨等多个气动部件进行理论预测，会存在预测不准，无法确定干扰特性的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是直升机旋翼、尾桨和各部件间的气动干扰大，且干扰机理复杂，目的在于提供一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，解决了获得直升机各气动部件干扰特性的问题。

本发明通过下述技术方案实现：

一种获取直升机尾桨干扰气动特性的风洞试验模拟方法，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；