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申请/专利权人：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所

摘要：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。

主权项：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：S1.使旋翼台及风洞各系统满足试验状态；S2.采集空桨毂初读数及攻角初读数；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；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；S5.安装桨叶，采集初读数和攻角初读数；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；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；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；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；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；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；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；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；S14.为配平目标开展配平，直至完成配平；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；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。

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