直升机工作时的周围环境,不仅要产生复杂的空气动力特性,而且要引起严重的振动问题。由于存在气动弹性耦合作用,研究上述问题存在很大的难度。现在掌握的直升机空气动力和动力学分析计算软件,其可靠性远不及固定翼飞机的高,许多重要的问题必须通过全尺寸飞行试验来解决。这样,在研制新型直升机时,使得研制周期增长、风险增大。因此,为了新型直升机的研制和旋翼气动力、动力学及气弹稳定性的研究,开展直升机旋翼模型风洞试验技术研究,就变得十分重要。本文介绍了开展直升机旋翼风洞试验研究的主要设备,以及相关的试验技术,主要包括:旋翼操纵系统标定;试验台动态特性测试及结果分析;旋翼动平衡试验;共锥度试验;悬停及前飞试验等。介绍了进行悬停和风洞试验的方法和步骤,并以某旋翼模型为例,开展了悬停及配平前飞试验研究,对试验结果进行了分析。本文介绍了旋翼模型变矩拉杆载荷及桨叶弯矩测量的方法,给出了试验结果,为获取旋翼桨叶铰链力矩、预估桨叶寿命提供了主要依据;通过开展不同桨尖旋翼模型在悬停和前飞状态下的性能对比试验,为在型号研制过程中桨叶桨尖的选型提供了技术支持;利用BO-105旋翼模型和Z9机身模型进行了测力和机身表面测压试验,获得了旋翼-机身气动力干扰的一般规律,初步探索了其干扰机理,给出了定量结果。本文利用Φ4米旋翼机身组合模型试验台,在8米×6米风洞进行了旋翼模型气动性能试验研究工作,获得的试验数据,为直升机型号研制过程中旋翼的设计提供了重要的依据。