获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法技术

本发明专利技术公开了一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，属于直升机风洞试验技术领域；该方法包括步骤：S1，设计实现加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，即在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态。S2，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼/机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；S3，在旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；S4，对试验结果分析研究，可准确评估加装雷达系统后对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性。本发明专利技术能够为加装雷达后直升机全机的布局优化提供试验依据。后直升机全机的布局优化提供试验依据。后直升机全机的布局优化提供试验依据。

【技术实现步骤摘要】
获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法


[0001]本专利技术涉及一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，属于直升机风洞试验


技术介绍

[0002]随着直升机性能的不断提高，世界上许多国家都在研制和部署直升机载雷达，如“长弓阿帕奇”武装直升机，在旋翼主轴顶端装载雷达毫米波雷达，显著提高了机载航空电子的集成设计水平和信息化集成度。但雷达诱导产生的尾涡作用在直升机机身的尾部件上，会带来新的空气动力学问题。而通过先进的风洞试验设备及试验技术，能够有效获得雷达尾涡效应对机身尾部及平垂尾气动干扰特性。
[0003]毫米波雷达虽然给直升机的航电性能带来了提升，同时也给直升机造成了机身结构、气动干扰等新的影响。在旋翼主轴顶端装载毫米波雷达之后，气流绕过雷达会产生漩涡脱落，所诱发的涡结构改变了机身后方垂尾等尾部件的流场，对直升机机身尾部件的气动性能会产生一定的影响。因而从空气动力学方面考虑，在保证直升机探测和导航性能大幅提升的同时，将毫米波雷达的安装对机身尾部及平垂尾气动干扰降到最小也是非常必要的。

技术实现思路

[0004]本专利技术的专利技术目的在于：针对上述存在的问题，提供一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，通过先进的风洞试验设备及技术，获得直升机飞行过程中，雷达尾涡对机身尾部及平垂尾气动特性以及流场特性的影响，为雷达系统选型、定型、校核直升机的空气动力学性能提供依据。
[0005]本专利技术采用的技术方案如下：一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，包括步骤：S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。
[0006]进一步的，在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件，高度调节件与支撑杆固定连接，所述支撑杆上部通过轴承座固定装配于旋翼桨毂上；所述支撑杆下部通过旋翼轴中空部延伸后，并固定于台体，以实现雷达罩与桨毂旋转运动的分离。
[0007]进一步的，所述雷达罩通过螺栓固定装配于高度调节件上，所述支撑杆通过螺栓固定装配于支撑件上。
[0008]进一步的，所述高度调节件为中空结构，并套设于桨毂顶部，且与旋翼桨毂之间存在间隙。
[0009]进一步的，上述步骤S2中，试验采用的配平方式为在给定机身攻角、风速和旋翼转速下，通过操纵配平到所需要的旋翼垂直分力。
[0010]进一步的，步骤S3中，试验采用的配平方式与试验参数的变化与步骤S2相对应。
[0011]进一步的，在步骤S2中，通过改变机身攻角、风速、雷达安装高度、平尾安装角、侧滑角中的一个或者多个参数，实现不同试验状态的调整。
[0012]进一步的，步骤S2中，机身尾部流场特性为风洞来流平行的纵向截面流场特性，测量范围为雷达罩至垂尾之间尾梁之上的空间位置。
[0013]进一步的，所述步骤S2中，机身尾部流场采用PIV系统测量，通过在风洞中布撒粒子，利用安装在风洞上壁照明激光器，以及布置在风洞侧面高速数字相机获得。
[0014]进一步的，步骤S2中，平垂尾的气动特性分别通过安装在平尾、垂尾内部的天平测量获得。
[0015]综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：本专利技术的一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，为准确评估直升机加装雷达系统后对机身尾部及平垂尾气动干扰特性提供了试验手段，具备了在旋翼桨毂高速旋转的工况下，加装在旋翼桨毂上方的雷达罩处于静止的试验条件，根据加装雷达罩前后获得的机身尾部的流场以及平垂尾的气动性能，可准确评估雷达系统对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性，能够为加装雷达后直升机全机的布局优化提供试验依据。
附图说明
[0016]本专利技术将通过例子并参照附图的方式说明，其中：图1是本专利技术的结构示意图。
[0017]图中标记：1
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雷达罩，2
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高度调节件，3
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支撑杆，4
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旋翼桨毂，5
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轴承座，6
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卡箍，7
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台体。
具体实施方式
[0018]本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
[0019]本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
[0020]实施例一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，如图1，包括步骤：S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；
S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。
[0021]在本实施例中，作为试验数据对比分析，主要是在未装配雷达罩的基础上对旋翼模型进行相关数据的采集，再次采用相同的参数设定，采集装配了雷达罩的基础上的相应数据，在此设计中，作为特别的设计，在雷达罩的设计上，采用与旋翼桨毂转动相对独立的方式，以下将进行具体的结构设计描述，雷达罩的在旋翼桨毂转动时能够处于相对静止的状态，可准确评估雷达系统对直升机机身尾部及平垂尾气动干扰特性。
[0022]在上述具体的结构设计基础上，作为更加具体的设计，在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩1的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件2，高度调节件2与支撑杆3固定连接，所述支撑杆3上部通过轴承座5固定装配于旋翼桨毂4上；所述支撑杆3下部通过旋翼轴中空部延伸后，并通过卡箍6固定于台体7，以实现雷达罩1与桨毂旋转运动的分离。在此设计中，旋翼轴、旋翼桨毂4作为旋翼的一部分，同时台体7为位于下方的变速箱。更加具体的，作为图示中，旋翼轴是延申至变速箱，利用驱动电机通过变数箱驱动旋翼桨毂4的转动，从而进行试验。
[0023]作为更加具体的设计，在上述具体结构的设计基础上，进一步的优化设计，所述雷达罩1通过螺栓固定装配于高度调节件2上，所述支撑杆3通过螺本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：包括步骤：S1、设计加装在旋翼桨毂上的雷达罩与桨毂旋转运动的分离，在旋翼桨毂高速旋转的工况下，雷达罩处于静止状态；S2、在步骤S1加装雷达罩之前，对桨毂上方未安装雷达罩的旋翼或/和机身组合模型进行前飞风洞试验，获得不同工况下机身尾部的流场特性以及平垂尾的气动特性；S3、对步骤S2中的旋翼桨毂模型上加装雷达罩，获得雷达罩对机身尾部及平垂尾附近的流场特性以及平垂尾的气动特性；S4、分析研究步骤S2、步骤S3获得的机身尾部及平垂尾附近的流场及气动力的变化特性，为加装雷达后全机的布局优化提供试验依据。2.如权利要求1所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：在上述步骤S1中，旋翼轴采用中空结构，雷达罩的下部固定装配有用于高度调节的高度调节件，高度调节件与支撑杆固定连接，所述支撑杆上部通过轴承座固定装配于旋翼桨毂上；所述支撑杆下部通过旋翼轴中空部延伸后，并固定于台体，以实现雷达罩与桨毂旋转运动的分离。3.如权利要求2所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：所述雷达罩通过螺栓固定装配于高度调节件上，所述支撑杆通过螺栓固定装配于支撑件上。4.如权利要求2所述的获取雷达尾流对直升机尾部件气动特性影响的试验方法，其特征在于：所述高度调节件为中空结...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁红刚，李婷婷，黄志远，梁勇，杜旭，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：