CN113772115B - 一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，包括步骤：S1，对未安装平尾的直升机模型进行配平风洞试验，获得不同风速下直升机在未安装平尾情况下的全机俯仰力矩和姿态角；S2，对步骤S1中的直升机模型加装平尾，且平尾偏角能够调整，对加装平尾的直升机模型进行配平风洞试验。本发明提升了设计效率，避免了在直升机研制完成后的飞行测试过程中解决此类问题，以及由此带来反复设计、影响研制进度等问题。
Description
技术领域
本发明涉及直升机飞行控制领域，更为具体的，涉及一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法。
背景技术
采用后置式宽平尾布局有利于增加直升机的纵向稳定性，但是随着飞行速度改变，旋翼尾流对平尾的干扰效应随着变化。如低速飞行时，向下的旋翼尾流冲击至平尾上，使平尾产生较强的向下的力，导致直升机抬头。随着飞行速度的增加，旋翼尾流向上移动，旋翼尾流对平尾的干扰逐渐减小，使平尾向上的升力逐渐恢复，导致直升机抬头。直升机的突然低头与抬头会引起飞行员视觉观察困难，飞行风险性增加，舒适度受限。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，提升了设计效率，避免了在直升机研制完成后的飞行测试过程中解决此类问题，以及由此带来反复设计、影响研制进度等问题。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，包括步骤：
S1，对未安装平尾的直升机模型进行配平风洞试验，获得不同风速下直升机在未安装平尾情况下的全机俯仰力矩和姿态角；
S2，对步骤S1中的直升机模型加装平尾，且平尾偏角能够调整，对加装平尾的直升机模型进行配平风洞试验。
进一步地，在步骤S1中，包括子步骤：
S11，调整风洞风速至给定的风速；
S12，测量机身的阻力；
S13，调整旋翼的轴倾角、总距和周期变距：使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零，旋翼的前向水平力等于机身的阻力；
S14，当旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零时；若旋翼的前向水平力不等于机身的阻力时，继续S12、S13的步骤。
进一步地，S15，在每个风速下重复S11、S12、S13和S14步骤，当满足旋翼的升力等于直升机重力、旋翼俯仰力矩和滚转力矩为零、旋翼的前向水平力等于机身的阻力时，配平操作完成；
总结S11~S15步骤给出的不同风速下，未安装平尾直升机模型的俯仰力矩和俯仰姿态角。
进一步地，在步骤S2中，包括子步骤：
S21，调整风洞风速至给定的风速；
S22，调整轴倾角，使得倾角等于步骤S1中获得的相应风速下的俯仰姿态角；
S23，调整旋翼总距和周期变距，使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零；
S24，在-40︒~40︒范围内调整平尾偏角，间隔设定范围记录每个平尾偏角下的机身俯仰力矩；
进一步地，在步骤S24后，包括步骤：
S25，在每个风速下重复S21、S22、S23和S24步骤，获得当前风速下机身俯仰力矩为零的平尾偏角，即为当前风速下平衡直升机俯仰力矩所需要平尾偏角。
进一步地，在步骤S24中，所述设定范围为2°。
本发明的有益效果包括：
（1）本发明将后置式宽平尾设计成可调偏角式的舵面，随着飞行速度改变而改变平尾的偏角，可以解决随着飞行速度的改变飞行姿态突然变化的问题，而如何给出不同风速下的舵面偏角成为解决以上问题的核心。在本发明实施例中，提出一种使用风洞试验获取不同飞行速度下直升机后置式平尾舵面偏角的方法，可提升设计效率，避免了在直升机研制完成后的飞行测试过程中解决此类问题，以及由此带来反复设计、影响研制进度等问题。
（2）本发明实施例预先确定未安装平尾下的直升机俯仰姿态，直升机在各个风速下的俯仰姿态主要由机身的阻力确定。如在高风速时机身的阻力较大，需要使直升机向前倾而使得旋翼的拉力产生往前的分力平衡机身阻力。因此，本发明中首先开展未安装平尾下的直升机配平风洞试验，确定各个风速下直升机的姿态角，避免了在第二部中同时变化姿态角和平尾偏角，减少了试验点数。
（3）本发明实施例依据风洞试验确定各个速度下合适的平尾偏角，在已得知各个风速下直升机的姿态角基础上，开展一系列变平尾偏角的机身俯仰力矩测量，获得当前风速下机身俯仰力矩为零的平尾偏角，即为当前风速下平衡直升机俯仰力矩所需要平尾偏角。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的方法步骤流程图。
具体实施方式
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含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和/或扩展、替换。
如图1所示，一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，包括步骤：
S1，对未安装平尾的直升机模型进行配平风洞试验，获得不同风速下直升机在未安装平尾情况下的全机俯仰力矩和姿态角；
S2，对步骤S1中的直升机模型加装平尾，且平尾偏角能够调整，对加装平尾的直升机模型进行配平风洞试验。
在可选的实施方式中，在步骤S1中，包括子步骤：
S11，调整风洞风速至给定的风速；
S12，测量机身的阻力；
S13，调整旋翼的轴倾角、总距和周期变距：使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零，旋翼的前向水平力等于机身的阻力；
S14，当旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零时；若旋翼的前向水平力不等于机身的阻力时，继续S12、S13的步骤。
在可选的实施方式中，S15，在每个风速下重复S11、S12、S13和S14步骤，当满足旋翼的升力等于直升机重力、旋翼俯仰力矩和滚转力矩为零、旋翼的前向水平力等于机身的阻力时，配平操作完成；
总结S11~S15步骤给出的不同风速下，未安装平尾直升机模型的俯仰力矩和俯仰姿态角。
在可选的实施方式中，在步骤S2中，包括子步骤：
S21，调整风洞风速至给定的风速；
S22，调整轴倾角，使得倾角等于步骤S1中获得的相应风速下的俯仰姿态角；
S23，调整旋翼总距和周期变距，使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零；
S24，在-40︒~40︒范围内调整平尾偏角，间隔设定范围记录每个平尾偏角下的机身俯仰力矩；
在可选的实施方式中，在步骤S24后，包括步骤：
S25，在每个风速下重复S21、S22、S23和S24步骤，获得当前风速下机身俯仰力矩为零的平尾偏角，即为当前风速下平衡直升机俯仰力矩所需要平尾偏角。
在可选的实施方式中，在步骤S24中，所述设定范围为2°。
本发明未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。
上述技术方案只是本发明的一种实施方式，对于本领域内的技术人员而言，在本发明公开了应用方法和原理的基础上，很容易做出各种类型的改进或变形，而不仅限于本发明上述具体实施方式所描述的方法，因此前面描述的方式只是优选的，而并不具有限制性的意义。
除以上实例以外，本领域技术人员根据上述公开内容获得启示或利用相关领域的知识或技术进行改动获得其他实施例，各个实施例的特征可以互换或替换，本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。
Claims (2)
1.一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，其特征在于，包括步骤：
S1，对未安装平尾的直升机模型进行配平风洞试验，获得不同风速下直升机在未安装平尾情况下的全机俯仰力矩和姿态角；
在步骤S1中，包括子步骤：
S11，调整风洞风速至给定的风速；
S12，测量机身的阻力；
S13，调整旋翼的轴倾角、总距和周期变距：使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零，旋翼的前向水平力等于机身的阻力；
S14，当旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零时；若旋翼的前向水平力不等于机身的阻力时，继续S12、S13的步骤；
S15，在每个风速下重复S11、S12、S13和S14步骤，当满足旋翼的升力等于直升机重力、旋翼俯仰力矩和滚转力矩为零、旋翼的前向水平力等于机身的阻力时，配平操作完成；
总结S11~S15步骤给出的不同风速下，未安装平尾直升机模型的俯仰力矩和俯仰姿态角；
S2，对步骤S1中的直升机模型加装平尾，且平尾偏角能够调整，对加装平尾的直升机模型进行配平风洞试验；
在步骤S2中，包括子步骤：
S21，调整风洞风速至给定的风速；
S22，调整轴倾角，使得倾角等于步骤S1中获得的相应风速下的俯仰姿态角；
S23，调整旋翼总距和周期变距，使旋翼的升力等于直升机重力，旋翼的俯仰力矩和滚转力矩为零；
S24，在-40︒~40︒范围内调整平尾偏角，间隔设定范围记录每个平尾偏角下的机身俯仰力矩；
在步骤S24后，包括步骤：
S25，在每个风速下重复S21、S22、S23和S24步骤，获得当前风速下机身俯仰力矩为零的平尾偏角，即为当前风速下平衡直升机俯仰力矩所需要平尾偏角。
2.根据权利要求1所述的一种直升机后置式平尾舵面偏角控制的设计方法，其特征在于，在步骤S24中，所述设定范围为2°。
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