一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统的制作方法

本发明涉及一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，属于风洞试验技术领域。

背景技术：

直升机具有不依赖机场跑道、可实现垂直起降、空中悬停、前后左右飞行等特点，在国民经济建设和国防现代化建设中发挥着重要作用。特别是直升机具有快速、机动、超低空飞行、能抵达任何地形区域等突出特点和优势，在军事、保障和救援等应用中越来越广泛。

相比于固定翼飞机，直升机的空气动力特性、气动弹性和噪声等技术问题要复杂。各国研制直升机的经验和教训说明，作为快速、准确、经济的风洞试验在直升机研制过程中非常必要并起到了关键的作用。直升机的风洞试验包括全机及其部件试验，全机试验的装置通常包括动力传动系统(驱动旋翼的动力源和传动机构)、模型(主旋翼、机身)/组合模型(旋翼+机身)、模型操纵控制装置(用于旋翼的转速、桨距以及旋翼和模型的姿态控制等)、测试装置(用于测量气动特性、气动弹性和噪声等)、数据采集处理系统、以及安全监视和报警系统等。

为了准确模拟直升机的特性，直升机风洞试验的全机试验应包括尾桨以及主旋翼和尾桨间的干扰影响研究。而由于技术条件的限制特别是模型内部空间的尺寸限制，组合模型只包括主旋翼和机身，即使包含了尾桨也只是在模型外部布置尾桨的传动机构，这会对试验的精准度、效率等造成影响。

技术实现要素：

本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，本发明满足直升机气动特性、气动弹性和噪声等方面研究。

本发明采用的技术方案如下：

一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，包括机身模型，机身模型天平，主旋翼，主旋翼驱动系统，变桨距机构，主旋翼天平，扭矩天平，尾桨，尾桨驱动系统，尾桨天平，支撑系统，控制系统和测量系统；

所述控制系统与主旋翼驱动系统、变桨距机构、尾桨驱动系统相连；所述测量系统与主旋翼天平、扭矩天平、机身模型天平、尾桨天平相连；

通过所述支撑系统控制试验过程中组合模型的姿态；

所述控制系统通过控制主旋翼驱动系统、变桨距机构以及尾桨驱动系统的运动来实现风洞试验需要的主旋翼转速、主旋翼桨距和尾桨转速；

所述测量系统通过主旋翼天平和扭矩天平获得主旋翼的气动载荷、通过尾桨天平获得尾桨的气动载荷、通过机身模型天平获得机身模型的气动载荷。

作为优选，所述机身模型天平，主旋翼驱动系统，主旋翼天平，扭矩天平，尾桨驱动系统和尾桨天平通过刚性构件与支撑系统的支杆连接。

作为优选，所述机身模型内部设置第一刚性底板，所述机身模型天平、主旋翼天平和尾桨天平的固定端与第一刚性底板连接，所述机身模型与机身模型天平的浮动端连接，主旋翼与主旋翼天平的浮动端连接，尾桨与尾桨天平的浮动端连接。第一刚性底板不与机身模型接触。

作为优选，所述机主旋翼驱动系统位于机身模型外部，包括主旋翼电机及与其连接的减速器和主传动轴，主旋翼电机和减速器安装于第二刚性底板上。

作为优选，所述第二刚性底板通过第一支杆与支撑系统连接，通过第二支杆与第一刚性底板连接。

作为优选，所述主旋翼电机和减速机外部设置整流罩。

作为优选，所述主传动轴一端通过主旋翼天平、扭矩天平和变桨距机构与主旋翼的转动轴相连，另一端与减速机相连。

作为优选，所述扭矩天平的两端分别与主旋翼的桨毂和主传动轴相连。

作为优选，所述变桨距机构的安装座与主旋翼天平的浮动端相连。

作为优选，所述尾桨驱动系统位于机身模型尾部腔体，包括尾桨电机、第一尾桨传动轴、第一换向器、第二尾桨传动轴、第二换向器；所述尾桨驱动系统安装于基座上，所述基座与尾桨天平的浮动端连接。尾桨驱动系统不与机身模型接触。

作为优选，尾桨电机将转动通过第一尾桨传动轴、第一换向器、第二尾桨传动轴、第二换向器传递给尾桨，尾桨连接在第二换向器的输出轴上。尾桨的桨距调整通过更换不同的尾桨桨毂来实现。

作为优选，主旋翼天平、扭矩天平、机身模型天平、尾桨天平的电源和测量信号线缆，及尾桨电机、主旋翼电机、变桨距机构电机的控制和动力电缆，均由模型内部沿支撑的基板、第一刚性底板和第二刚性底板引出，并沿支杆分别与外部的测量系统和控制系统相连。

作为优选，还包括布置在组合模型风洞试验系统的风洞流场周边的传声器、摄像头和非接触测量装置，并与测量系统相连，以获取组合模型风洞试验系统周围的流场、噪声和桨叶变形等数据。

作为优选，所述非接触测量装置包括CCD相机和粒子速度测试仪。

本发明的一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，依照以下次序安装：将第二支杆与安装好主旋翼电机和减速机的第二刚性底板连接，第二刚性底板通过第一支杆与支撑系统连接；第二支杆上端与刚性底板连接，并将主旋翼天平、机身模型天平和尾桨天平的固定端连接在第一刚性底板上；将主传动轴通过主旋翼天平、扭矩天平和变桨距机构与主旋翼的转动轴相连；将变桨距机构的安装座与主旋翼天平的浮动端相连；将尾桨电机、第一尾桨传动轴、第一换向器、第二尾桨传动轴、第二换向器依次安装在基座上，并将该基座整体与尾桨天平的浮动端连接；将尾桨电机、主旋翼电机和变桨距机构电机，及主旋翼天平、扭矩天平、机身模型天平和尾桨天平的相关电缆从组合模型引出，沿第二支杆、第一支杆和支撑系统与周边的控制系统和测量系统相连；将机身模型安装在机身天平的浮动端上；将尾桨安装在第二换向器的输出轴上；将整流罩安装在第二刚性底板上。通过以上步骤，完整设备的安装，调试正常，即刻开始相关的风洞试验。

本发明中，支撑系统对整个机身模型的姿态(包括偏航角和俯仰角)进行调整；主旋翼的转速根据要求由控制系统调节；尾桨的转速根据要求由控制系统调节；主旋翼的桨距根据要求由控制系统调节。完成以上控制后即可由机身模型天平、尾桨天平、主旋翼天平和扭矩天平通过测量系统开始相关的气动载荷的测量，另外通过模型周边布置的非接触传感器、传声器和摄像头等通过测量系统获取组合模型周围的流场、噪声和桨叶变形等数据。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：满足直升机气动特性、气动弹性和噪声等方面研究而开展相关风洞试验的需要；由于组合模型周边没有其它多余的构件影响，适于开展旋翼/尾桨干扰特性研究，并提高了试验的精准度。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是直升机机身、主旋翼和内置尾桨机构的组合模型结构图。

图中标记：1-机身模型、2-机身模型天平、3-主旋翼、4-变桨距机构、5-主旋翼天平、6-扭矩天平、7-尾桨、8-尾桨天平、9-支撑系统、11-第一刚性底板、12-第二刚性底板、13-基座、21-第一支杆、22-第二支杆、31-主旋翼电机、32-减速器、33-主传动轴、34-整流罩、71-尾桨电机、72-第一尾桨传动轴、73-第一换向器、74-第二尾桨传动轴、75-第二换向器。

具体实施方式

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。

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。

如图1所示，本实施例的一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，包括机身模型1，机身模型天平2，主旋翼3，主旋翼3驱动系统，变桨距机构4，主旋翼天平5，扭矩天平6，尾桨7，尾桨7驱动系统，尾桨天平8，支撑系统9，控制系统和测量系统。

所述机身模型1内部设置第一刚性底板11，所述机身模型天平2、主旋翼天平5和尾桨天平8的固定端与第一刚性底板11连接，所述机身模型1与机身模型天平2的浮动端连接。第一刚性底板11不与机身模型1接触。

所述机主旋翼3驱动系统位于机身模型1下部，包括主旋翼电机31及与其连接的减速器32和主传动轴33，主旋翼电机31和减速器32安装于第二刚性底板12上。

所述第二刚性底板12通过第一支杆21与支撑系统9连接，通过第二支杆22与第一刚性底板11连接。

所述主旋翼电机31和减速机外部设置整流罩34。

所述主传动轴33一端通过主旋翼天平5、扭矩天平6和变桨距机构4与主旋翼3的转动轴相连，另一端与减速机相连。

所述扭矩天平6的两端分别与主旋翼3的桨毂和主传动轴33相连。

所述变桨距机构4的安装座与主旋翼天平5的浮动端相连。

所述尾桨7驱动系统位于机身模型1尾部腔体，包括尾桨电机71、第一尾桨传动轴72、第一换向器73、第二尾桨传动轴74、第二换向器75；所述尾桨7驱动系统安装于基座13上，所述基座13与尾桨天平8的浮动端连接。尾桨7驱动系统不与机身模型1接触。

尾桨电机71将转动通过第一尾桨传动轴72、第一换向器73、第二尾桨传动轴74、第二换向器75传递给尾桨7，尾桨7连接在第二换向器75的输出轴上。

主旋翼天平5、扭矩天平6、机身模型天平2、尾桨天平8的电源和测量信号线缆，及尾桨电机71、主旋翼电机31、变桨距机构4电机的控制和动力电缆，均由模型内部沿支撑的基板、第一刚性底板11和第二刚性底板12引出，并沿支杆分别与外部的测量系统和控制系统相连。

还包括布置在组合模型风洞试验系统的风洞流场周边的传声器、摄像头、CCD相机和粒子速度测试仪，并与测量系统相连，以获取组合模型风洞试验系统周围的流场、噪声和桨叶变形等数据。

本发明中，支撑系统对整个机身模型的姿态(包括偏航角和俯仰角)进行调整；主旋翼的转速根据要求由控制系统调节；尾桨的转速根据要求由控制系统调节；主旋翼的桨距根据要求由控制系统调节。完成以上控制后即可由机身模型天平、尾桨天平、主旋翼天平和扭矩天平通过测量系统开始相关的气动载荷的测量，另外通过模型周边布置的非接触传感器、传声器和摄像头等通过测量系统获取组合模型周围的流场、噪声和桨叶变形等数据。

综上所述，采用本发明的一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，满足直升机气动特性、气动弹性和噪声等方面研究而开展相关风洞试验的需要；由于组合模型周边没有其它多余的构件影响，适于开展旋翼/尾桨干扰特性研究，并提高了试验的精准度。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。