CN106525388B - 一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法 - Google Patents

一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，首先安装试验装置并完成电气信号连接与测试；其次水动力高速试验拖车在轨道上运动时带动模型运动，当模型的速度到试验要求的运行速度并稳定后，启动数据采集设备，确定数据采集设备工作正常后，控制模型连接部件松脱模型，模型自由脱离并入水滑行；模型着水后，水动力高速试验拖车刹车减速直至停车；试验过程结束后，分析采集的试验数据有效性，记录有效的试验参数，包括模型重量、重心位置、着水瞬间的前飞速度和下沉速度，模型初始状态下的俯仰角、横滚角、偏航角，着水后模型的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力。本发明为有效评判旋翼类飞机的水上迫降性能提供了可信的依据。

Description

一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法
技术领域
本发明涉及旋翼类飞机试验技术领域，具体为一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法。
背景技术
旋翼类飞机一般是在陆上完成起飞和降落，然而，随着旋翼类飞机使用范围的推广，在海上使用旋翼类飞机来巡逻、救援的情况越来越多。当旋翼类飞机出现故障时，就需要在海面进行水上迫降。、
水上迫降性能是旋翼类飞机重要的水动性能之一，直接影响旋翼类飞机水上迫降后的安全。当直升机应急迫降着水时，产生的冲击载荷会引起飞机结构的动力响应，主要存在于三个方面：一方面使冲击区域承受巨大的压力，可能导致局部结构破坏；另一方面将引起整个机身剧烈的颤振，产生较大的弯矩，当其与低频波浪弯矩叠加时，可能导致机身总纵强度的丧失；第三方面是过大的垂向加速度和剧烈的纵摇运动会给机组人员带来严重的生理上的不适，发生头晕、呕吐等现象，降低水上迫降后机组人员和乘员的逃生能力。为了评判旋翼类飞机的水上迫降性能，最可信、有效的方法是利用实机的缩比模型进行着水试验，测量着水过程中模型的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力等参数的变化值。
目前还没有一种实用的旋翼类飞机水上迫降模型试验方法。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提出了一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法。
本发明的技术方案为：
所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：安装试验装置并完成电气信号连接与测试；
所述试验装置包括旋翼类飞机模型(1)、水动力高速试验拖车(13)、测桥(12)、三自由度偏转部件、模型连接部件和传感器***；
三自由度偏转部件通过管件(11)固定在水动力高速试验拖车(13)下方的测桥(12)上；模型连接部件刚性固定连接在三自由度偏转部件下方；旋翼类飞机模型(1)刚性固定在模型连接部件下方，且模型连接部件能够受控松脱旋翼类飞机模型(1)；
传感器***包括陀螺仪(15)、加速度传感器(16)和压力传感器(17)；陀螺仪(15)固定在旋翼类飞机模型(1)的重心处；加速度传感器(16)固定在旋翼类飞机模型(1)内；压力传感器(17)布置在旋翼类飞机模型(1)机身下表面；
步骤2：水动力高速试验拖车(13)在轨道上运动时带动旋翼类飞机模型(1)运动，当旋翼类飞机模型(1)的速度到试验要求的运行速度并稳定后，启动数据采集设备，确定数据采集设备工作正常后，控制模型连接部件松脱旋翼类飞机模型(1)，旋翼类飞机模型(1)自由脱离并入水滑行；模型着水后，水动力高速试验拖车(13)刹车减速直至停车；
步骤3：试验过程结束后，分析采集的试验数据有效性，剔除无效数据，然后记录有效的试验参数，包括模型重量、重心位置、着水瞬间的前飞速度和下沉速度，模型初始状态下的俯仰角、横滚角、偏航角，着水后模型的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力。
进一步的优选方案，所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：试验装置中三自由度偏转部件包括偏航角调节装置(10)、俯仰角调节装置(9)、上连接板(8)、横滚角调节装置(7)；偏航角调节装置(10)与管件(11)固接；偏航角调节装置(10)与俯仰角调节装置(9)连接，俯仰角调节装置(9)与上连接板(8)固定连接，上连接板(8)与横滚角调节装置(7)固定连接；横滚角调节装置(7)固定连接模型连接部件。
进一步的优选方案，所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：试验装置中模型连接部件包括中连接板(6)、下连接板(2)、两个定位座(3)、两块定位板(5)和柔性连接部件；
下连接板(2)与模型刚性固定连接；中连接板(6)与横滚角调节装置(7)下端固定连接；
两个定位座固定安装在下连接板(2)的上表面，两个定位座上开有V型槽，两个V型槽相互垂直，且一个V型槽沿模型纵向；定位板下端有能够与V型槽配合的V型凸起，两块定位板上端固定在中连接板(6)上，下端能够分别与两个定位座的V型槽对应配合；
柔性连接部件包括吊环、脱钩器、调节螺栓和导向销；吊环固定安装在下连接板(2)的上表面，脱钩器能够与吊环配合吊装，脱钩器上端与安装在中连接板(6)上的调节螺栓连接，并能够与固定在中连接板(6)上的导向销配合。
进一步的优选方案，所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：偏航角调节装置(10)包括偏航转动板和转接板；偏航转动板上表面能够与管件固定配合；转接板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；转接板上部板与偏航转动板贴合并通过第一转轴连接，转接板上部板能够绕第一转轴相对偏航转动板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；偏航转动板和/或转接板上部板上刻有标记绕第一转轴转动角度的刻度线；
俯仰角调节装置(9)包括俯仰转动板；俯仰转动板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；俯仰转动板上部板与转接板下部板贴合并通过第二转轴连接，俯仰转动板上部板能够绕第二转轴相对转接板下部板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；俯仰转动板上部板和/或转接板下部板上刻有标记绕第二转轴转动角度的刻度线；
俯仰转动板下部板与上连接板(8)固定连接；
横滚角调节装置(7)包括横摇转动外侧板和横摇转动内侧板；
上连接板(8)与横摇转动外侧板相互垂直并固定连接；横摇转动内侧板与中连接板(6)固定连接；横摇转动外侧板与横摇转动内侧板贴合并通过第三转轴连接，横摇转动内侧板能够绕第三转轴相对横摇转动外侧板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；横摇转动外侧板和/或横摇转动内侧板上刻有标记绕第三转轴转动角度的刻度线。
进一步的优选方案，所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：两组相互配合的横摇转动外侧板以及横摇转动内侧板分别固定在上连接板(8)沿模型纵向的前后两端，且两组第三转轴同轴。
有益效果
采用本发明的方法，能够有效准确地测量旋翼类飞机水上迫降时的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力等参数，为有效评判旋翼类飞机的水上迫降性能提供了可信的依据。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：本发明的结构示意图；
图2：试验装置与直升机模型结构示意图；
图3：试验装置结构示意图。
其中：1、旋翼类飞机模型；2、下连接板；3、定位座；4、脱钩器；5、定位板；6、中连接板；7、横滚角调节装置；8、上连接板；9、俯仰角调节装置；10、偏航角调节装置；11、管件；12、测桥；13、水动力高速试验拖车；15、陀螺仪；16、加速度传感器；17、压力传感器。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
本发明的目的是提出一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，为评判旋翼类飞机的水上迫降性能提供一种有效、可信的手段。
该方法包括以下步骤：
步骤1：安装试验装置并完成电气信号连接与测试；
如图1所示，所述试验装置包括旋翼类飞机模型1、水动力高速试验拖车13、测桥12、三自由度偏转部件、模型连接部件和传感器***。
三自由度偏转部件通过管件11固定在水动力高速试验拖车13下方的测桥12上；模型连接部件刚性固定连接在三自由度偏转部件下方；旋翼类飞机模型1刚性固定在模型连接部件下方，且模型连接部件能够受控松脱旋翼类飞机模型1。
试验装置中的三自由度偏转部件包括偏航角调节装置10、俯仰角调节装置9、上连接板8、横滚角调节装置7；偏航角调节装置10与管件11固接；偏航角调节装置10与俯仰角调节装置9连接，俯仰角调节装置9与上连接板8固定连接，上连接板8与横滚角调节装置7固定连接；横滚角调节装置7固定连接模型连接部件。
偏航角调节装置10包括偏航转动板和转接板；偏航转动板上表面能够与管件固定配合；转接板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；转接板上部板与偏航转动板贴合并通过第一转轴连接，转接板上部板能够绕第一转轴相对偏航转动板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；偏航转动板和/或转接板上部板上刻有标记绕第一转轴转动角度的刻度线。
本实施例中，在进行水上迫降试验时，第一转轴中心轴线过模型重心，转接板的上部板绕第一转轴相对偏航转动板转动，当依据刻度线实现要求的转动角度后，可通过紧固螺栓将转接板的上部板与偏航转动板固定，实现偏航调整要求。
俯仰角调节装置9包括俯仰转动板；俯仰转动板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；俯仰转动板上部板与转接板下部板贴合并通过第二转轴连接，俯仰转动板上部板能够绕第二转轴相对转接板下部板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；俯仰转动板上部板和/或转接板下部板上刻有标记绕第二转轴转动角度的刻度线；
本实施例中，在进行水上迫降试验时，第二转轴中心轴线与第一转轴中心轴线垂直相交。俯仰转动板上部板绕第二转轴相对转接板下部板转动，当依据刻度线实现要求的转动角度后，通过第二转轴自身锁紧，将俯仰转动板上部板与转接板下部板固定，实现俯仰调整要求。
俯仰转动板下部板与上连接板8固定连接。
横滚角调节装置7包括横摇转动外侧板和横摇转动内侧板；上连接板8与横摇转动外侧板相互垂直并固定连接；横摇转动内侧板与中连接板6固定连接；横摇转动外侧板与横摇转动内侧板贴合并通过第三转轴连接，横摇转动内侧板能够绕第三转轴相对横摇转动外侧板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；横摇转动外侧板和/或横摇转动内侧板上刻有标记绕第三转轴转动角度的刻度线。
如图3所示，本实施例中具有两组相互配合的横摇转动外侧板以及横摇转动内侧板，两组结构分别安装在上连接板8沿模型纵向的前后两端，且两组结构中的第三转轴同轴。横摇转动内侧板绕第三转轴相对横摇转动外侧板转动，当依据刻度线实现要求的转动角度后，通过第三转轴自身锁紧，将横摇转动内侧板与横摇转动外侧板固定，实现横摇调整要求。
如图3所示，试验装置中的模型连接部件包括中连接板6、下连接板2、两个定位座3、两块定位板5和柔性连接部件。
下连接板2与模型刚性固定连接；中连接板6与横滚角调节装置7下端固定连接。
两个定位座固定安装在下连接板2的上表面，两个定位座上开有V型槽，两个V型槽相互垂直，且一个V型槽沿模型纵向；定位板下端有能够与V型槽配合的V型凸起，两块定位板上端固定在中连接板6上，下端能够分别与两个定位座的V型槽对应配合。
柔性连接部件包括吊环、脱钩器、调节螺栓和导向销；吊环固定安装在下连接板2的上表面，脱钩器能够与吊环配合吊装，脱钩器上端与安装在中连接板6上的调节螺栓连接，并能够与固定在中连接板6上的导向销配合。
在进行水上迫降试验时，通过定位座、定位板和导向销可以确保模型的空间角度与试验装置空间角度一致，达到调节目的。
传感器***包括陀螺仪15、加速度传感器16和压力传感器17；陀螺仪15固定在旋翼类飞机模型1的重心处；加速度传感器16固定在旋翼类飞机模型1内；压力传感器17布置在旋翼类飞机模型1机身下表面。
通过上述装置能够保证在一定范围内调整旋翼类飞机模型的俯仰角、横滚角、偏航角以及距水面高度，并能够测量得到所需的试验参数。
步骤2：水动力高速试验拖车13在轨道上运动时带动旋翼类飞机模型1运动，当旋翼类飞机模型1的速度到试验要求的运行速度并稳定后，启动数据采集设备，确定数据采集设备工作正常后，控制脱钩器松脱旋翼类飞机模型1，旋翼类飞机模型1自由脱离并入水滑行；模型着水后，水动力高速试验拖车13刹车减速直至停车。
步骤3：试验过程结束后，分析采集的试验数据有效性，剔除无效数据，然后记录有效的试验参数，包括模型重量、重心位置、着水瞬间的前飞速度和下沉速度，模型初始状态下的俯仰角、横滚角、偏航角，着水后模型的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力。
本试验方案主要通过拖车对模型前飞速度进行控制，通过自由落体对下沉速度进行控制，通过试验安装装置对模型姿态角进行控制，用脱钩器悬挂模型重心处，方便脱开。试验结果表面，本发明能够为有效评判旋翼类飞机的水上迫降性能提供了可信的依据。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (3)

1.一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：安装试验装置并完成电气信号连接与测试；
所述试验装置包括旋翼类飞机模型(1)、水动力高速试验拖车(13)、测桥(12)、三自由度偏转部件、模型连接部件和传感器***；
试验装置中三自由度偏转部件包括偏航角调节装置(10)、俯仰角调节装置(9)、上连接板(8)、横滚角调节装置(7)；所述偏航角调节装置(10)能够调节并固定偏航角，所述俯仰角调节装置(9)能够调节并固定俯仰角，所述横滚角调节装置(7)能够调节并固定横滚角；偏航角调节装置(10)与管件(11)固接；偏航角调节装置(10)与俯仰角调节装置(9)连接，俯仰角调节装置(9)与上连接板(8)固定连接，上连接板(8)与横滚角调节装置(7)固定连接；横滚角调节装置(7)固定连接模型连接部件；
试验装置中模型连接部件包括中连接板(6)、下连接板(2)、两个定位座(3)、两块定位板(5)和柔性连接部件；
下连接板(2)与模型刚性固定连接；中连接板(6)与横滚角调节装置(7)下端固定连接；
两个定位座固定安装在下连接板(2)的上表面，两个定位座上开有V型槽，两个V型槽相互垂直，且一个V型槽沿模型纵向；定位板下端有能够与V型槽配合的V型凸起，两块定位板上端固定在中连接板(6)上，下端能够分别与两个定位座的V型槽对应配合；
柔性连接部件包括吊环、脱钩器、调节螺栓和导向销；吊环固定安装在下连接板(2)的上表面，脱钩器能够与吊环配合吊装，脱钩器上端与安装在中连接板(6)上的调节螺栓连接，并能够与固定在中连接板(6)上的导向销配合；
三自由度偏转部件通过管件(11)固定在水动力高速试验拖车(13)下方的测桥(12)上；模型连接部件刚性固定连接在三自由度偏转部件下方；旋翼类飞机模型(1)刚性固定在模型连接部件下方，且模型连接部件能够受控松脱旋翼类飞机模型(1)；
传感器***包括陀螺仪(15)、加速度传感器(16)和压力传感器(17)；陀螺仪(15)固定在旋翼类飞机模型(1)的重心处；加速度传感器(16)固定在旋翼类飞机模型(1)内；压力传感器(17)布置在旋翼类飞机模型(1)机身下表面；
步骤2：水动力高速试验拖车(13)在轨道上运动时带动旋翼类飞机模型(1)运动，当旋翼类飞机模型(1)的速度到试验要求的运行速度并稳定后，启动数据采集设备，确定数据采集设备工作正常后，控制模型连接部件松脱旋翼类飞机模型(1)，旋翼类飞机模型(1)自由脱离并入水滑行；模型着水后，水动力高速试验拖车(13)刹车减速直至停车；
步骤3：试验过程结束后，分析采集的试验数据有效性，剔除无效数据，然后记录有效的试验参数，包括模型重量、重心位置、着水瞬间的前飞速度和下沉速度，模型初始状态下的俯仰角、横滚角、偏航角，着水后模型的俯仰角、横滚角、偏航角、重心处过载、驾驶舱过载、底部压力。
2.根据权利要求1所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：偏航角调节装置(10)包括偏航转动板和转接板；偏航转动板上表面能够与管件固定配合；转接板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；转接板上部板与偏航转动板贴合并通过第一转轴连接，转接板上部板能够绕第一转轴相对偏航转动板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；偏航转动板和/或转接板上部板上刻有标记绕第一转轴转动角度的刻度线；
俯仰角调节装置(9)包括俯仰转动板；俯仰转动板由相互垂直的上部板和下部板固定组成；俯仰转动板上部板与转接板下部板贴合并通过第二转轴连接，俯仰转动板上部板能够绕第二转轴相对转接板下部板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；俯仰转动板上部板和/或转接板下部板上刻有标记绕第二转轴转动角度的刻度线；
俯仰转动板下部板与上连接板(8)固定连接；
横滚角调节装置(7)包括横摇转动外侧板和横摇转动内侧板；
上连接板(8)与横摇转动外侧板相互垂直并固定连接；横摇转动内侧板与中连接板(6)固定连接；横摇转动外侧板与横摇转动内侧板贴合并通过第三转轴连接，横摇转动内侧板能够绕第三转轴相对横摇转动外侧板转动，且能够通过锁定机构固定转动角度；横摇转动外侧板和/或横摇转动内侧板上刻有标记绕第三转轴转动角度的刻度线。
3.根据权利要求2所述一种旋翼类飞机水上迫降模型试验方法，其特征在于：两组相互配合的横摇转动外侧板以及横摇转动内侧板分别固定在上连接板(8)沿模型纵向的前后两端，且两组第三转轴同轴。
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