[发明专利]一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统

说明书

本发明涉及一种直升机旋翼翼型失速控制方法及系统。所述直升机旋翼翼型失速控制方法，在桨叶上的0.7R～0.9R范围内和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器，合成射流激振器的间距约为2.6％R，R为桨叶的展长，c为弦长，包括：获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；根据驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；根据飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；判断瞬时迎角是否大于失速迎角，若是，开启合成射流激振器，并同时控制桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；若否，关闭合成射流激振器，并同时控制桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。采用本发明所提供控制方法及系统，能够高效提升旋翼气动特性及控制旋翼动态失速。

技术领域

本发明涉及直升机旋翼动态失速改善领域，特别是涉及一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统。

背景技术

直升机飞行时旋翼左右气流不对称，为了保持平衡，桨叶在后行侧时需要增加桨距角(周期变距)以抵消剖面速度减小的不利影响。当飞行速度较大时，后行侧桨叶容易因迎角过大引起失速，而由于桨叶运动过程中剖面迎角和速度是周期变化的，就形成了一种直升机旋翼特有的失速现象——动态失速。失速引起的桨叶升力突降、气动力矩振荡等会直接导致直升机振动水平的增加，严重时甚至会影响飞行安全；另外，动态失速也是目前限制直升机飞行速度提升的两个主要原因之一。因此，旋翼动态失速的控制有较为重大的意义。并且，当直升机旋翼的在迎角较小尚未失速时，如何提升其拉力系数，使得旋翼效率大幅提升，也具有深远的意义。

目前采用合成射流的方法对直升机旋翼翼型失速进行控制，如图1-图2所示，该方法将合成射流激振器布置于翼型上表面，通过给定合成射流参数的相关参数，在翼型上表面产生周期性涡。

将射流出口的气体瞬时脉冲速度表示如下：

U＝U_msin(2πft)

其中，U_m为脉冲速度幅值，f为合成射流的频率，h为合成射流出口的宽度，c为翼型弦长，U_∞为相对气流速度的大小，射流偏角θ为射流出口气流与翼型表面切向方向的夹角。

使用合成射流激振器，由于射流出口的气流是吹气和吸气交替的周期性变化，该过程会在射流出口附近产生周期性的涡，如图10所示，与失速时的主涡进行相互干扰，从而达到控制失速的目的。

单独采用合成射流方法对直升机旋翼翼型失速进行控制会造成以下问题：

1)现有的对与提升直升机旋翼大迎角下失速的控制，在单独使用合成射流时，受到合成射流激振器本身性能的限制，其射流出口的速度和振荡频率是有限的，因而在单独使用合成射流激振器时，并不能在很大程度上对其失速现象进行控制。

2)在前飞情况下，旋翼动态失速的过程中，迎角周期性变化，在较小的迎角时使用合成射流，不仅不能提升旋翼气动性能，反而会由于合成射流产生的周期性涡，从而引起气动参数的波动，不利于旋翼的操纵控制。

3)合成射流单独控制的情况下，在后缘位置仍会存在失速涡，由于后缘离力矩中心较远，该脱落的涡结构会造成俯仰力矩较明显的振荡，从而引发振动方面的问题，对直升机旋翼的操纵机构的使用寿命也会有一定影响，对飞行安全造成一定危害。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统，以解决现有的合成射流方法控制直升机旋翼翼型失速所存在的失速现象控制程度小、气动参数易波动以及涡结构振荡的问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种直升机旋翼翼型失速控制方法，在桨叶上的0.7R～0.9R范围内和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器，合成射流激振器的间距约为2.6％R，所述0.7R～0.9R范围是以桨毂中心为相对起点，其中，R为桨叶的展长，c为弦长，包括：