一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法与流程

本发明涉及一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，属于航空气动力风洞试验。

背景技术：

1、旋翼是直升机升力面和操纵面，是直升机重要部件，其气动力具有明显的周期变化特性，旋翼模型风洞试验，是研究旋翼模型气动特性及桨-涡、涡-涡干扰、直升机部件之间等复杂干扰机理的重要手段，是直升机旋翼模型设计验证不可或缺的技术途径。其与固定翼飞机在特性姿态测量其气动力的风洞试验方法不同，旋翼模型风洞试验需要先给定需要模型的气动力系数，然后操纵旋翼将气动力实时配平到指定的气动力。为了得到旋翼自身气动性能，正式试验前需要得到桨毂产生的气动力随风速的变化关系，给定试验气动力系数的配平目标时需要扣除空桨毂的影响。然而，现有试验方法在给定配平目标时，只扣除了对应名义风速下空桨毂的气动力，并未考虑旋翼诱导速度及洞壁干扰对风速以及旋翼倾角的干扰对空桨毂气动力的附加影响，导致现有试验方法在给定配平目标时存在一定误差，不能满足旋翼风洞愈发精细化的测试需求。

技术实现思路

1、在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

2、鉴于此，为解决现有技术中存在的试验中给定配平目标时存在误差，导致试验准确性差的技术问题，本发明提供一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法。

3、方案一、一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，包括以下步骤：

4、s1.使旋翼台及风洞各系统满足试验状态；

5、s2.采集空桨毂初读数及攻角初读数；

6、s3.旋翼台启动并达到试验转速，启动风洞测量不同风速下空桨毂气动力，测量完成后风洞停风，风速归零后旋翼台停车；

7、s4.根据不同风速下空桨毂气动力得到空桨毂体轴拉力和阻力随实际风速变化的函数；

8、s5.安装桨叶，采集初读数和攻角初读数；

9、s6.启动旋翼台到试验转速后风洞起风到试验风速，指定试验状态下以名义垂向力系数和后向力系数为配平目标开展配平，配平完成后得到桨盘名义迎角；

10、s7.构建旋翼体轴拉力和阻力配平值计算模型和旋翼诱导速度计算模型；

11、s8.设旋翼拉力为旋翼名义拉力、风洞风速为风洞名义风速和桨盘迎角为桨盘名义迎角，基于旋翼诱导速度计算模型计算旋翼诱导速度；

12、s9.基于旋翼诱导速度计算等效尾流偏斜角，基于等效尾流偏斜角计算洞壁干扰因子，基于洞壁干扰因子计算洞壁干扰速度；基于洞壁干扰因子计算洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量；

13、s10.将旋翼诱导速度、洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量代入旋翼体轴拉力和阻力配平值计算模型，得到新的旋翼体轴拉力和阻力配平值；

14、s11.根据新的旋翼体轴拉力和阻力配平值重新计算旋翼诱导速度、洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量，并更新旋翼体轴拉力和阻力配平值；

15、s12.重复s10-s11迭代求解，直到体轴拉力和阻力配平值的变化小于设定阈值；

16、s13.将最终旋翼体轴拉力和阻力配平值分解至风轴系，得到旋翼风轴升力和阻力配平目标值；

17、s14.为配平目标开展配平，直至完成配平；

18、s15.通过pxi数据采集系统采集旋翼天平和扭矩天平数据，将采集到的数据减去s5所述初读数和攻角初读数后进行输出；

19、s16.重复s6-s15，直至完成所有试验状态，确认数据无误后，风洞停车，同步配平旋翼力矩小于15nm，风速为零后，旋翼台停车，操纵同步回零，试验结束。

20、优选的，旋翼体轴拉力和阻力配平值计算模型为：

21、；

22、；

23、；

24、；

25、其中， t为旋翼体轴拉力， f x为旋翼体轴阻力， t m为旋翼体轴名义拉力，为旋翼体轴名义阻力，为空桨毂体轴拉力随实际风速变化的函数，为空桨毂体轴阻力随实际风速变化的函数， cwm为指定试验状态下以名义垂向力系数， chm为指定试验状态下以名义后向力系数；，其中， v为实际风速， vm为风洞名义风速，为旋翼诱导速度，为桨盘名义迎角，为洞壁干扰引起的风速变化。

26、优选的，旋翼诱导速度计算模型为：

27、；

28、；

29、；

30、；

31、其中，为悬停状态下的旋翼诱导速度，为空气密度，为旋翼桨盘面积，为洞壁干扰引起的旋翼桨盘迎角的修正量，为旋翼诱导速度，为考虑洞壁干扰的风洞风速，为洞壁干扰引起的风速变化。

32、优选的，基于旋翼诱导速度计算等效尾流偏斜角的方法是：

33、；

34、；

35、其中，为诱导速度在水平方向上的分量，为诱导速度在竖直方向上的分量，为旋翼等效尾流偏斜角。

36、优选的，基于洞壁干扰因子计算洞壁干扰速度的方法是：

37、；

38、；

39、其中，为垂向偶极子在水平方向产生的洞壁干扰因子，为纵向偶极子在水平方向产生的洞壁干扰因子，为垂向偶极子在竖直方向产生的洞壁干扰因子，为纵向偶极子在竖直方向产生的洞壁干扰因子。

40、优选的，基于洞壁干扰因子计算洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量的方法是：

41、；

42、；

43、其中，为洞壁干扰引起的旋翼桨盘迎角的修正量，为洞壁干扰引起的风速变化。

44、方案二、一种电子设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行所述计算机程序时实现方案一所述的一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法的步骤。

45、方案三、一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现方案一所述的一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法。

46、本发明的有益效果如下：本发明在现有旋翼模型风洞试验的基础上，考虑旋翼诱导速度、洞壁干扰对风洞速压的修正对空桨毂升力和阻力的影响，从而提升旋翼升力、阻力的配平准度。解决现有技术中存在的给定配平目标时存在误差，导致试验准确性差的技术问题。

技术特征：

1.一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，旋翼体轴拉力和阻力配平值计算模型为：

3.根据权利要求2所述一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，旋翼诱导速度计算模型为：

4.根据权利要求3所述一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，基于旋翼诱导速度计算等效尾流偏斜角的方法是：

5.根据权利要求4所述一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，

6.根据权利要求5所述一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，其特征在于，

7.一种电子设备，其特征在于，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-6任一项所述的一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法的步骤。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-6任一项所述的一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法。

技术总结本发明提出一种提高旋翼模型风洞试验配平准度的试验方法，属于航空气动力风洞试验技术领域。包括基于旋翼诱导速度、洞壁干扰致风速和旋翼桨盘迎角变化对桨毂载荷的影响，设旋翼真实拉力等于旋翼名义拉力，计算旋翼诱导速度和洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量量；基于洞壁干扰对风速和旋翼倾角的修正量计算旋翼拉力，迭代计算直至收敛得到旋翼真实拉力，将最终旋翼体轴拉力和阻力配平值分解至风轴系，得到旋翼风轴升力和阻力配平目标值后开始试验。本发明考虑旋翼诱导速度、洞壁干扰对风洞速压的修正对空桨毂升力和阻力的影响，从而提升试验中旋翼升力、阻力的配平准度。解决试验时给定配平目标时存在误差，导致试验准确性差的问题。技术研发人员：刘向楠,刘实,杨征,刘少腾,于文凯,高洪波受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/25