[发明专利]一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统

说明书

本发明公开了一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。本风洞试验系统结构紧凑，总体尺寸合理，具有较小的旋翼气动载荷和气动噪声干扰。通过尾部支撑机构实现了基于测试需要的旋翼模型的姿态调整。通过数据采集单元完成了旋翼模型载荷测量。并基于传声器移测架和传声器阵列完成了旋翼模型气动噪声测量和声源定位。即是，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。

技术领域

本发明属于风洞试验领域，尤其是涉及直升机旋翼模型风洞试验系统。。

背景技术

直升机具有独特的垂直起降、悬停和机动能力，在民用和军事领域都得到了广泛应用。与固定翼相比，旋翼流动更为复杂，旋翼的气动性能和噪声特性较难预测，理论分析和数值计算结果都需要噪声试验进行验证，气动噪声的控制效果也需要试验探索。旋翼风洞试验在国内外的直升机设计研制过程中发挥着不可替代的作用。

因此，一种能够进行旋翼载荷和噪声测量的风洞试验系统。

发明内容

本发明的目的在于，为满足测试需要，提供了一种尾撑形式的旋翼模型气动噪声风洞试验系统，通过本系统满足了开展旋翼气动性能和噪声特性等方面相关风洞试验研究的需要。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统，所述风洞试验系统至少包括试验台、尾部支撑机构、风洞收缩段喷口和风洞收集器，待测试的旋翼模型搭载于所述试验台之上，所述试验台的末端与尾部支撑机构相连，并经所述尾部支撑机构实现将所述试验台置于所述风洞收缩段喷口和风洞收集器之间。

根据一个优选的实施方式，所述风洞试验系统还包括传声器移测架和传声器阵列。通过传声器移测架和传声器阵列实现噪声数据采集。

根据一个优选的实施方式，所述试验台至少包括旋翼电机、减速器、主连接板和支杆，所述旋翼电机和减速器安装于所述主连接板之上，并经由所述支杆与所述尾部支撑机构相连，且所述旋翼模型与所述减速器的输出轴配合连接。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括旋翼天平和扭矩天平，所述旋翼天平的固定端固联于所述主连接板之上；所述扭矩天平经联轴器分别与所述减速器的输出轴和旋翼模型的传动轴连接。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括变桨距机构，所述变桨距机构的安装座与所述旋翼天平的浮动端固联。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括整流罩，所述整流罩设置于所述主连接板的两侧，且与所述变桨距机构和旋翼天平的浮动端分离。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括试验台控制单元，所述试验台控制单元经电缆与旋翼电机和变桨距机构相连。分别实现旋翼转速和旋翼姿态控制。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括数据采集单元，所述数据采集单元与所述旋翼天平和扭转天平相连。

根据一个优选的实施方式，所述试验台还包括安全监视单元。

前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。