救生绞车对直升机机身气动性能的影响研究

救生绞车对直升机机身气动性能的影响研究 FL I G H T D Y N A M I CS S e p. 2006 2006 年 9 月 救 生 绞 车 对 直 升 机 机 身 气劢性能的影响研究 赵维义 ( )海军航空 工程 路基工程安全技术交底工程项目施工成本控制工程量增项单年度零星工程技术标正投影法基本原理 学院 青岛分院 , 山东 青岛 266041 摘 要 : 通过风洞试验 , 对救生绞车对直升机机身气劢性能的影响进行了研究 , 通过对比加装救生绞车不 未加装救生绞车时模型直升机在不同迎角 、侧滑角 、风速等条件下的气劢力 、力矩特性及纵 、横向静导数 , 确 定了救生绞车对直升机气劢及操稳性能的影响 , 为有关人员提供了参考 。 关 键 词 : 直升机 ; 救生绞车 ; 气劢性能 ; 风洞试验 ( ) 中图分类号 : V2121 1 文章编号 :1002 20853 200603 20026 204 文献标识码 : A 2 最大横截面积为 01 079 5 m , 机身侧向投影面积为 引言 2 ( 01 391 7 m, 绞车支架前安装点坐标为 - 01 486 m , ) 01 117 m , - 01 249 m, 绞 车 支 架 后 安 装 点 坐 标 为直升机加装救生绞车后可在海面 、海岛 、舰面及 ( ) - 01 661 m , 01 093 m , - 01 253 m, 绞车支架上安 陆地等其它需要的场合实施搜救工作 , 充分发挥直 ( ) 装点坐标为 - 01 489 m , 01 061 m , - 01 225 m, 绞 升机的潜能 。 车安装角为 + 6。? 通常 , 救生绞车安装在直升机机身外部一侧滑 模型机身内装有一台盒式六分量应变天平 , 其劢舱门的上方 , 实施救生任务时 , 直升机悬停于事发 ( 180 mm ×60 mm ×54 mm 长 ×宽 ×外形尺寸为 地点上方 , 操纵人员用驾驶舱内的控制盒操纵绞车 ) 高。天平力矩参考点不模型重心重合 , 其坐标为 : 实施救生 。由于救生绞车为 非对 称安 装 的外 挂设( x = - 01 607 m , y = 01 085 7 m , z = 0 m x 轴线 m m m m 备 , 所以加装绞车后 , 改变了 直升 机对 称 的气 劢外 ) 为座舱底板表面对称轴线。天平按机体轴坐标系 形 , 使机身产生不对称的气劢力和力矩 , 从而影响了 固定 , 天平通过转接底板不支杆连接 , 支杆下端不天 其气劢和操稳性能 。因此 , 在直升机外部加装设备 平迎角机构相连 , 用以改变试验过程中模型的迎角 不机内加装有徆大的区别 , 不仅要对其结构劢态特 (α) (β) β, 支杆底部有机构用以改变模型的侧滑角 。 性进行研究 , 还需要进行必要的风洞试验 , 以确定加 11 2 风洞 装救生绞车后对直升机气劢性能的影响 。 试验风洞为全钢结构单回流开口式风洞 , 试验 2 1 试验模型及设备 ( ) 段截面为囿形 , 直径 21 5 m 截面积为 41 908 m, 长 51 6 m ; 空风洞最大风速为 102 m/ s , 最小稳定风速 ΔβΔα为 5 m/ s ; 平均气流偏角为?01 14?,?01 21;? 11 1 试验模型 ε轴向静压梯度为 d c/ d x L = 01 003 6 ; 湍流度为 p [ 1 ] 试验用直升机模型为木质结构 , 模型缩比比例 = 01 11 %。 为 1 ?7 。模型有两种形式 : 一种为全机带起落架 、 加挂绞车 ; 另一种为全机带起落架 、无绞车 。 2 试验内容 模型的主要参数如下 :机身总长为 11 730 m , 机 风洞试验的主要内容为 : 测定直升机加装救生身高度为 01 567 m , 机身最大宽度为 01 290 m , 机身 收稿日期 :2005206221 ;修订日期 :2006204207 () 作者简介 :赵维义 19602,男 ,山东潍坊人 ,副教授 ,主要从事空气劢力学教学及研究 。 绞车和未装绞车时 , 机身模型在不同迎角 、侧滑角 、 风速等条件下的气劢力 、力矩 特 性及 纵 、横向 静导 数 , 从而确定加装绞车后对直升机气劢及操稳性能 的影响 。 试验测量了模型直升机六个分量的气劢力和力 ( ) 矩 X , Y , Z , M , M , M , 幵处理成六个气劢力系数x y z [ 2 ] ( ) C, C, C, m , m , m 。 x y z x y z 实验过程中分别对加 装救生绞车 、未装救生绞 车时 , 模型直升机的纵 、横向气劢特性进行了对比试 验 。横向 试 验 风 速 分 别 为 V = 15 m/ s , 20 m/ s , 图 3 侧力系数试验结果 βΔβ25 m/ s , 侧滑角范围= - 20～?20,? 步长为= 5, ?迎角 αΔα范围= - 8～?4,? 步长为 = 4;? 纵向试验风 速分别为 βV = 15 m/ s ,20 m/ s ,25 m/ s , 侧滑角为= αΔα 0,? 迎角范围为= - 8～?4?, 步长为= 4。? 3 试验结果及分析 31 1 试验结果 通过试验 , 得到了直升机加装救生绞车及未加 ( ) 装绞车时 , 各试验状态下的气劢力 力矩的系数以 图 4 滚转力矩系数试验结果 及气劢导数等各参数的试验结果 , 如图 1 ～图 6 所 示 。所给出的气劢力分量 C, C, C为气流轴系数 x y z 据 , 而气劢力矩分量 m , m , m 为机体轴系数 据 。x y z α各曲线均为= - 4时?的测量结果 。 图 5 偏航力矩系数试验结果 图 1 阻力系数试验结果 图 6 俯仰力矩系数试验结果 β表 1 和表 2 给出了侧滑角= 0,? 有 、无绞车两 数试验结果的均值 。表 3 为有 、无绞车两种情况下 ,机身静导数的试验结果 。 β( ) = 0?, 有绞车时的气动力 力矩系数试验结果 表 1 α)CCCm m m(/ ? x y z x y z 01 519 1 502 1 890 1 002 1 037 1 224 - 8 - 0- 0- 0- 00 01 494 - 01 331 - 01 186 - 01 001 - 01 036 01 221 - 4 01 481 - 01 570 - 01 176 - 01 001 - 01 028 01 223 0 4 01 495 01 038 - 01 171 - 01 003 - 01 031 01 203 β( ) 表 2 = 0?, 无绞车时的气动力 力矩系数试验结果 α)(/ ? CCCm m mx y z x y z 01 490 1 520 1 203 1 001 1 042 1 218 - 0- 0- 0- 00- 8 01 454 - 01 379 - 01 205 01 001 - 01 033 01 224 - 4 01 463 - 01 169 - 01 169 01 002 - 01 028 01 227 0 4 00- 00- 001 449 1 029 1 142 1 001 1 020 1 194 表 3 机身静导数试验结果 α β β β α 模型形式 Cy Cz mx my mz 01 041 25 1 073 26 1 004 02 1 000 80 1 004 25 - 0- 0- 0- 0有绞车 无绞车01 042 07 - 01 071 56 - 01 004 30 - 01 000 96 - 01 003 50 ( ) ( 的影响 , 机身偏航力矩 m y 的绝对值有所增加 见 31 2 数据处理 ) 图 5, 这一阻力还会对直升机重心构成抬头力矩 , () 由于测量天平的力矩分解中心不模型的重心重致使 m 增加 见图 6。由于绞车具有 + 6安?装角 , z ( ) 合 , 所以由天平测得的所有气劢力 力矩不必进行 因此 , 在一定迎角范围内 , 绞车上会产生正升力 , 使 ( ) 重心转换修正 。机体轴坐标系的建立方法为 :原点 机身升力增大 见图 2, 而且由于升力的不对称 , 使 ( ) 机身滚转力矩 m 的绝对值在一定侧滑角范围内 O 在模型直升机的质心 , x 轴平行于机身轴线指向 x ( ) 前方 , y 轴在直升机对称面内指向机体上方 , z 轴垂 有所增加 见图 4。另外 , 由于绞车位于直升机重 直于对称面指向右方 。 心之前 , 所以这一升力也会对重心构成抬头力矩 , 这 ( ) 也是俯仰力矩 m 增加的一个因素 。此外 , 加装绞 另外 , 由于试验模型尺寸小 , 试验段截面积大且z ( ) 风洞为开口式 , 故对所测得的纵 、横向气劢力 力矩车后 , 改变了机身的对称外形 , 使机身侧向力发生变 ( ) ( ) 未进行支架干扰修正和洞壁的升力效应修正 , 但对 化 见 图 3 , 也 会 引 起 偏 航 力 矩 m 和 滚 转 力 矩y [ 3 , 4 ] ( ) m 的变化 。其做了洞壁的阻塞效应修正。 x 然而 , 试验数据表明 :加装救生绞车后对直升机 为了便于曲线的绘制和分析比较 , 试验曲线中 机身气劢参数值的影响较小 。由表 1 和表 2 可以看 所标明的迎角均为模型的名义迎角 , 而非经过平均 ( 出 , 试验所测的大部分参数的变化量都较小 , 说明绞 气流偏角修正后的真实迎角 模型基准线相对于来 ) ( ) 车对直升机气劢特性的影响徆小 ; 由表 3 可见 , 加装 流方向的迎角, 实际迎角的气劢力 力矩系数可从 对应模型状态下的曲线中查得 。绞车后对机身的纵 、横向气劢导数及静稳定度影响 较小 , 且 无 本 质 变 化 , 因 此 , 不 会 影 响 机 身 的 静 稳 31 3 结果分析 定性 。 根据风洞试验结果可以看出 :直升机加装救生 绞车后 , 非对称安装的绞车上会产生一个空气劢力4 结束语 ( 包括 : 升 力 ———y 轴 分 量 、阻 力 ———x 轴 分 量 、侧 ) 综上所述 , 通过对比分析风洞 试验 结果 可知 ,力 ———z 轴分量, 这个力会对直升机机身的气劢力 及力矩产生一定的影响 。 加装绞车后对直升机机身气劢性能的影响较小 , 没 由此可见 , 由于绞车上产生的阻力 , 致使机身总 有改变机身的静稳定性 , 因此 , 不会对全机的气劢性 ( ) 阻力增大 见图 1, 从而影响直升机的最大飞行速 能及静稳定性产生大的影响 , 但使机身阻力增加了 , ( 度 , 粗略估算最大速度减小 6～14 k m/ h 。由于绞车 使直升机最大前飞速度有所减小 加装绞车后的试 ) 安装在机身右侧 , 且位于重心之上 , 所以受绞车阻力 飞结果证明了这一结论是正确的。本次试验中未 2002 . 考虑直升机旋翼诱导速度对绞车气劢力的影响 , 因 [ 2 ] 金长江 ,范立钦. 飞行劢力学2飞机飞行性能计算 [ M ] . 此 , 在某些状态下 , 试验结果可能会存在一定误差 , 北京 :国防工业出版社 ,1990 . 有待于今后进一步完善 。[ 3 ] 艾伦 ?波普 , 约 翰 J? ?哈珀. 低速风洞试验 [ M ] . 北 京 : 国防工业出版社 ,1978 . 参考文献 : [ 4 ] 王铁城. 空气劢力学实验技术 [ M ] . 北京 : 国防工业出 版社 ,1986 . [ 1 ] 范洁川. 风洞试验手册 [ M ] . 北 京 : 航空工业出 版社 , Research f or Eff ects of a L if esaving Whim System on Hel icopter Fuselage Aerodyna mic Characteristics Z HA O Wei2yi ( )Q i n g d ao B r a nc h , N a v a l A e ron a ut i c al E n g i nee ri n g I ns t i t u te , Q i n g d ao 266041 , C hi n a Abstract : The lif e sa vi ng w hi m syst e m i s a n a symmet ric2mo unt e d e xt er nal ha ngi ng device , mo unti ng of w hich will bri ng a bo ut a symmet ric ae ro dyna mic fo rce s a nd mo me nt s , t h u s aff ect t he helicop t er ’s ae ro dy2 na mic cha ract e ri stic s , a nd co nt rol a nd st a bilit y. Thro ugh wi nd2t unnel t e st s , t he lo ngit udi nal a nd lat eral ae ro dyna mic fo rce a nd mo me nt c ha ract e ri stic s a nd st atic st a bilitie s a re co mp a re d wit h t he m af t e r mo u nti ng of t he lif e savi ng syst e m i n t e r m s of diff e re nt a ngle2of2at t ack s , si de slip a ngle s a nd wi nd sp ee ds , a nd fi nall y t he eff ect s of t he lif e savi ng w hi m sy st e m o n helicop t e r’s aero dyna mic c ha ract eri stic s , a nd co nt rol a nd st a2 bilit y a re det e r mi ne d. Key words :helicop t e r ; lif e sa vi ng w hi m syst e m ; ae ro dyna mic cha ract e ri stic s ; wi nd2t unnel t e st () 编辑 :姚妙慧