[发明专利]一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法

说明书

本发明公开了一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，包括以下步骤：步骤a：开展单独螺旋桨试验；步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数；步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，调节风速至试验风速；步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角；步骤f：处理主天平数据和螺旋桨天平数据；步骤g：分析主天平数据和螺旋桨天平数据。采用本发明的一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，能够精确、高效、安全可靠地开展风洞试验任务。

技术领域

本发明涉及一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

涡桨飞机具有良好的经济性、安全性和环保性，在现代支线航空和通用航空领域占有重要地位。为保障运输机起降阶段飞行安全，缩短滑跑距离，必须提供足够的升力以降低飞行速度。干净机翼无法在低速状态下提供足够升力，必须在机翼上配置增加增升装置。增升装置按其工作原理可分为机械式和动力增升式两种。研究表明，采用前缘缝翼、后缘多段襟翼等机械增升装置带来结构复杂、噪声过大、油耗增加等一系列问题，并且增升效果有限。动力增升技术是利用动力装置的能量和推力矢量来达到大幅度增加飞机的升力的目的，消除了常规增升装置的局限性，从而可大幅减小机场长度要求和进场速度。根据工作原理和技术途径的不同，可以分为直接升力、滑流效应、环量控制机翼、吹气襟翼等种类，吹气襟翼又分为内吹式襟翼、外吹式襟翼和上表面吹气。

本发明中动力增升是指滑流效应和内吹式襟翼两种增升方式。螺旋桨对飞机的影响包括直接影响和间接影响，直接影响主要指拉力和扭矩，这部分影响可以用理论方法计算出来；间接影响指滑流影响，使飞机升力增大，下洗变化，操纵性、稳定性和舵面效率都受到影响。由于飞机和螺旋桨之间的相互干扰很复杂，用估算的方法确定滑流对飞机气动布局和性能的影响是非常粗略的。内吹式襟翼是指将发动机(压气机)的高压气流，通过管道系统引到襟翼前缘吹出，通过增加襟翼表面的动量以增加升力。不同布局的飞机内吹式襟翼的增升效果相差很大，无法通过估算得出，必须通过风洞试验获取。而滑流效应与内吹式襟翼共同作用的增升效果更是无法估算。开展运输机动力增升风洞试验，获取动力增升参数对操纵能力及纵、横向气动特性的影响规律，为后续的优化设计、气动特性研究提供技术支持，有利于提高技术成熟度，加快动力增升技术的工程应用步伐。

在风洞中开展涡桨运输机动力增升试验，除了遵循常规的雷诺数相似和几何相似准则外，还要遵循螺旋桨拉力系数、前进比和吹气的动量系数相似。大尺寸涡桨运输机动力增升试验研究在国内尚无有效开展，如何准确分配多个舵面的流量，如何精确测量强滑流和内吹式襟翼耦合效应下的气动力，对动力增升技术的发展应用至关重要。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，本发明能够精确、高效、安全可靠地开展风洞试验任务。

本发明采用的技术方案如下：

一种涡桨运输机动力增升全模风洞试验方法，包括以下步骤：

步骤a：开展单独螺旋桨试验，根据给定的拉力系数和前进比，确定电机转速和桨叶角；

步骤b：控制供气总流量的方式和调整流量控制单元针阀位移的方式调节好吹气动量系数，记录各个针阀的绝对位移；

步骤c：试验模型迎角和侧滑角调至零点，不吹气时采集零读数记为初读数；将吹气动量系数调节至试验状态，采集零读数记为吹风数；

步骤d：螺旋桨转速升至试验转速，吹气动量系数调至试验状态，然后调节风速至试验风速；

步骤e：按给定姿态角范围连续调节试验模型姿态角，并同时记录天平信号、姿态角信号、压力传感器信号和温度传感器信号；