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申请/专利权人：清华大学

摘要：本发明提供了一种垂直短距起降飞行器带动力风洞试验状态设计方法，属于飞行器动力学建模领域，包括建立垂直短距起降飞行器推进系统倾转角度向量与迎角侧滑角状态向量、形成缩比模型风速‑桨距‑旋翼转速三元状态组合、建立基础特性风洞试验状态、建立操纵特性风洞试验状态等主要步骤；其中，所设计的推进系统状态与风速‑桨距‑旋翼转速三元状态组合，全面覆盖了垂直短距起降飞行器的飞行包线；同时，基础特性风洞试验与操纵特性风洞试验的区分，既有效保证了动力学建模所需要的主要数据，又防止了风洞试验工作量的大幅增加，节约了风洞试验成本。本方法可有效指导垂直短距起降飞行器带动力风洞试验大纲的设计，在实际使用中实现简单，工程实用性强。

主权项：1.一种垂直短距起降飞行器带动力风洞试验状态设计方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：根据垂直短距起降飞行器飞行包线，设计包括如下主要特征的推进系统倾转角度状态向量Φ＝[φ0,φ1,…,φN-1,φN]：1φ090°，由垂直短距起降飞行器推进系统反向倾转极限角度给定,2φ1＝90°代表垂直短距起降飞行器悬停飞行下推进系统状态，3φN＝0°代表垂直短距起降飞行器巡航飞行下推进系统状态，4φ1,…,φN-1涵盖垂直短距起降飞行器模态转换阶段推进系统的主要倾转角度；S2：设计推进系统倾转φkk＝0,…,N角度时风洞试验迎角αk扫描范围以满足式1要求： 其中，为迎角最小试验值，为迎角最大试验值,为失速迎角，所有下标k代表第k个推进系统倾转角度φk；按式2设计风洞试验侧滑角βk扫描范围： S3：在推进系统倾转φkk＝0,…,N角度下，基于力和力矩配平准则，计算垂直短距起降飞行器最小可配平飞行速度和最大可配平飞行速度对可配平飞行速度范围作等分形成包含Mk个速度状态点的速度状态向量其中第i个分量表达式如下： S4：再次基于力和力矩配平准则，针对推进系统倾转φkk＝0,…,N角度时的速度状态向量Vk，计算全尺寸垂直短距起降飞行器相应的旋翼配平桨距向量和配平转速向量形成1×Mk维“风速-桨距-转速”三元一对一组合向量Ek和Mk×Mk维“风速-桨距-转速”三元全状态组合矩阵∑k如下： S5：基于全尺寸垂直短距起降飞行器和风洞试验用缩比模型的旋翼桨尖线速度保持一致为准则，按式6进行带动力缩比模型的旋翼转速配平值计算： 其中，Rfull为全尺寸垂直短距起降飞行器旋翼半径，Rscale为缩比模型旋翼半径；以代替式45中的nk,i，建立垂直短距起降飞行器缩比模型的“风速-桨距-转速”三元一对一组合向量和“风速-桨距-转速”三元全状态组合矩阵S6：对三元全状态组合矩阵每一个状态点，扫描风洞试验迎角计算推进系统功率变化范围，基于垂直短距起降飞行器风洞试验用缩比模型推进系统的功率限制，去除超过系统可用功率的状态点；S7：对于修正后的全状态组合矩阵的每一个三元状态点保持升降舵、方向舵、副翼、襟翼等操纵舵面为零度偏角，组合迎角和侧滑角形成垂直短距起降飞行器基础特性风洞试验状态；S8：对于一对一组合向量的每一个三元状态点通过改变升降舵、方向舵、副翼、襟翼等操纵舵面偏转角度，搭配迎角和侧滑角组合形成垂直短距起降飞行器操纵特性风洞试验状态；S9：综合基础特性和操纵特性风洞试验状态，并去除其中的重复点，形成垂直短距起降飞行器最终的风洞试验状态点列。

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百度查询： 清华大学 一种垂直/短距起降飞行器带动力风洞试验状态设计方法