CN105966615A - 一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法，涉及流动控制技术领域。在旋翼的每片桨叶上安装由橡胶薄膜形成的充气单元，以及同时由橡胶薄膜形成的连接充气单元和下翼面的整流单元，桨叶与旋翼轴连接，充气管设置在桨叶和旋翼轴内部，其一端与充气单元连通，另一端与直升机涡轴发动机的压气机连通，放气管设置在桨叶内，其一端与充气单元连通，另一端在桨叶的桨尖处，与大气连通，充气单元中周期性的充气和放气操作改变桨叶的气动外形，抑制了动态失速的发生，进而提高了直升机的飞行性能。

Description

一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法

技术领域

本发明涉及流动控制技术领域，特别涉及一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法。

背景技术

直升机由于其独特的飞行特性，能够垂直起降，不需要机场跑道，能够在空中悬停，能够任意方向飞行的能力，使其在军用和民用某些方面具有一般固定翼飞机不可替代的重要地位。在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。

旋翼系统作为直升机最重要的组成部分，提供了直升机飞行时所需的推进、负重、操纵3种功能。在旋翼系统的作用下，直升机可以实现垂直上升、下降、悬停、在任何方向上飞行。而直升机在前飞时，桨叶的相对气流速度随桨叶的方位角作周期变化，前行桨叶气流速度大，后行桨叶气流速度小产生升力自然变小，势必造成桨盘在前行后行两侧所受升力不均，为了达到力矩平衡，必须进行周期性变距运动，通过变距增大后行桨叶的迎角，使力矩平衡。因此，直升机旋翼后行桨叶一般工作在低速大迎角状态，尤其是直升机在高速或者高载荷飞行状态下很容易发生流动分离，进而出现复杂的动态失速现象。

直升机桨叶动态失速的发生会直接导致桨叶的升力下降、阻力增加、非定常载荷增加，从而直接影响到旋翼的升力、力矩、振动和噪声特性，并且极大的限制了直升机的最大飞行速度。因此，发展主动流动控制技术来抑制动态失速的发生，进而提高直升机的飞行性能。

目前，已有很多针对直升机旋翼动态失速主动流动控制方法的研究。其中，查戈成提出了一种被称为联合射流(co-flow jet)的新概念主动流动控制技术。联合射流主动流动控制技术就是在桨叶内部安置风扇，在翼型上表面靠近前缘处开口向桨叶后缘进行吹气，靠近后缘处开口进行吸气，同时保持吸气量和吹气量相等。研究表明：联合射流技术具有非常好的失速抑制能力，并且具有增升和减阻的效果。但由于旋翼运动的复杂性，将内置风扇用于旋翼很难实现。

发明内容

本发明实施例提供了一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法，用以解决现有技术中存在的问题。

一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置，包括旋翼，所述旋翼包括多片桨叶，每片所述桨叶上均安装多个控制机构，所述控制机构位于所述桨叶的前缘处，所述控制机构包括充气单元和整流单元，所述充气单元包括连接在一起的第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜，所述第一橡胶薄膜一端连接在所述桨叶的上翼面，另一端与所述第二橡胶薄膜的一端连接，所述第二橡胶薄膜的另一端连接在所述桨叶的下翼面上，且所述充气单元为密封结构；所述整流单元由橡胶薄膜形成，其一端连接在所述第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜的连接处，另一端连接在所述桨叶的下翼面上，且所述整流单元与所述下翼面之间形成的空间通过所述桨叶内的管道与外部空间连通；所述桨叶通过桨根固定在旋翼轴上，所述桨叶和旋翼轴内部贯穿设有充气管，所述充气管一端与所述充气单元连通，另一端与直升机涡轴发动机的压气机连通，所述桨叶内部还设有放气管，所述放气管一端与所述充气单元连通，另一端位于所述桨叶的桨尖处，与大气连通，所述充气管和放气管上分别设有充气阀门和放气阀门。

优选地，所述桨叶的翼型为SC1095，其弦长为0.61m，旋翼直径为7.2m，所述第一橡胶薄膜与所述桨叶的上翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.0086m，所述第二橡胶薄膜与所述桨叶的下翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.0370m，所述整流单元与所述桨叶的下翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.1600m。

优选地，所述旋翼的每片桨叶上都安装有七个所述控制机构，七个所述控制机构沿所述桨叶的展向依次排列，每个所述控制机构的展向长度为0.5m，且每个所述控制机构的充气单元均通过一个所述充气管与所述压气机连通，同时每个所述控制机构的充气单元也通过一个所述放气管与大气连通。

优选地，所述充气阀门和放气阀门连接至直升机内的计算机，通过所述计算机控制所述充气阀门和放气阀门的开合，以控制所述充气单元的充放气状态。

本发明还提供了一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置的控制方法，该方法包括：

在直升机前飞过程中，当桨叶到达第一位置，由前行桨叶变为后行桨叶，打开充气阀门，开始将高压气体通过充气管充入充气单元；

当所述桨叶继续旋转90度，到达第二位置时，关闭所述充气阀门，停止向所述充气单元内充气；

当所述桨叶继续旋转并离开所述第二位置时，打开放气阀门开始放气；

当所述桨叶继续旋转90度，到达第三位置后，所述充气单元中的气体完全放出，关闭所述放气阀门。

本发明实施例中一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法，在旋翼的每片桨叶上安装由橡胶薄膜形成的充气单元，以及同时由橡胶薄膜形成的连接充气单元和下翼面的整流单元，桨叶与旋翼轴连接，充气管设置在桨叶和旋翼轴内部，其一端与充气单元连通，另一端与直升机涡轴发动机的压气机连通，放气管设置在桨叶内，其一端与充气单元连通，另一端在桨叶的桨尖处，与大气连通，充气单元中周期性的进行充气和放气操作改变桨叶的气动外形，抑制了动态失速的发生，进而提高了直升机的飞行性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的直升机旋翼和旋翼轴的结构示意图；

图2为图1中桨叶的充气单元的充气状态示意图；

图3为图2中桨叶的切面结构示意图；

图4为图1中桨叶的充气单元的放气状态示意图；

图5为本发明实施例中提供的一种直升机旋翼动态失速主动流动控制方法的步骤流程图；

图6为SC1095和SC1095-ILE翼型的升力系数曲线；

图7为SC1095和SC1095-ILE翼型的阻力系数曲线；

图8为SC1095和SC1095-ILE翼型的俯仰力矩系数曲线；

图9为迎角为17.264°时SC1095翼型的流场图；

图10为迎角为17.264°时SC1095-ILE翼型的流场图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参照图1，本发明提供了一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置的结构示意图。本发明以含有两片桨叶的单旋翼为例进行说明，第一桨叶200和第二桨叶300均固定在旋翼轴100上，且以所述旋翼轴100为中心，所述第一桨叶200和第二桨叶300关于所述旋翼轴100中心对称。所述第一桨叶200通过第一桨根210固定连接在所述旋翼轴100上，所述第二桨叶300通过第二桨根310固定连接在所述旋翼轴100上。

所述第一桨叶200的旋转方向为逆时针，其中所述第一桨叶200经过的位置包括所述第一位置220、第二位置(即第二桨叶300的位置)、和第三位置230。其中，所述第一位置220为桨叶由前行桨叶变为后行桨叶的位置，所述第二位置为所述第一位置220旋转90度的位置，所述第三位置230为所述第二位置转动90度的位置。

所述第一桨叶200和第二桨叶300具有相同的结构，下面以所述第一桨叶200为例进行说明。参照图2和图3，所述第一桨叶200包括相对的上翼面201以及下翼面202。所述下翼面202在靠近边缘的位置设有控制机构240，所述控制机构240位于所述第一桨叶200的迎风侧，即前缘。所述控制机构240包括充气单元241和整流单元244，所述充气单元241包括连接在一起的第一橡胶薄膜242和第二橡胶薄膜243，所述第一橡胶薄膜242一端连接在所述第一桨叶200的上翼面201，另一端与所述第二橡胶薄膜243的一端连接，所述第二橡胶薄膜243的另一端连接在所述下翼面202上，且所述充气单元241为密封结构。所述整流单元244也由橡胶薄膜形成，其一端连接在所述第一橡胶薄膜242和第二橡胶薄膜243的连接处，另一端连接在所述下翼面202上，且所述整流单元244与所述下翼面202之间形成的空间通过所述第一桨叶200内的管道与外部空间连通。

所述第一桨叶200、第一桨根210以及旋翼轴100内部贯穿设有充气管(图未示)，所述充气管一端与所述充气单元241内部连通，另一端与直升机涡轴发动机的压气机连通，所述桨叶内部还设有放气管，所述放气管一端与所述充气单元连通，另一端位于所述第一桨叶200的桨尖处，与大气连通，所述充气管和放气管上分别设有充气阀门和放气阀门，所述压气机通过所述充气管和充气阀门向所述充气单元241中充入高压气体，使所述充气单元241膨胀变形，以改变所述第一桨叶200的气动外形，并在所述放气阀门的控制下通过所述放气管释放高压气体，使所述充气单元241回到收紧状态，紧贴在所述第一桨叶200上，所述第一桨叶200恢复到原始的气动外形，如图4所示。

在本实施例中，所述第一桨叶200和第二桨叶300的翼型为SC1095，其弦长为0.61m，旋翼直径为7.2m。所述第一橡胶薄膜242与所述上翼面201的连接处距离所述第一桨叶200的前缘0.0086m，所述第二橡胶薄膜243与所述下翼面202的连接处距离所述第一桨叶200的前缘0.0370m，所述整流单元244与所述下翼面202的连接处距离所述第一桨叶200的前缘0.1600m。所述第一桨叶200上安装有七个所述控制机构240，七个所述控制机构240沿所述第一桨叶200的展向依次排列。每个所述控制机构240的展向长度为0.5m，且每个所述控制机构240的充气单元241均通过一个所述充气管与所述压气机连通，同时每个所述控制机构的充气单元也通过一个所述放气管与大气连通。所述充气阀门和放气阀门连接至直升机内的计算机，通过所述计算机控制所述充气阀门和放气阀门的开合，以控制所述充气单元241的充放气状态。

基于同一发明构思，本发明实施例提供了一种直升机旋翼动态失速主动流动控制方法，如图5所示，该方法包括：

步骤400，在直升机前飞过程中，当所述第一桨叶200到达第一位置，由前行桨叶变为后行桨叶，打开所述充气阀门，开始将高压气体通过所述充气管充入所述充气单元241；其中，定义桨叶的桨尖移动方向与直升机飞行方向相同一侧的桨叶为前行桨叶；而桨尖移动方向与直升机飞行方向相反一侧的桨叶为后行桨叶。即当图1中直升机飞行方向为向上，且旋翼的转动方向为逆时针时，所述第一桨叶200为前行桨叶，所述第二桨叶300为后行桨叶。

当所述第一桨叶200旋转90度至所述第一位置220时，开始向所述充气单元241中充入高压气体。

步骤410，当所述第一桨叶200继续旋转90度，到达第二位置，即所述第二桨叶300的位置时，关闭所述充气阀门，停止向所述充气单元241内充气，此时所述充气单元241达到最大膨胀程度；

步骤420，当所述第一桨叶200继续旋转并离开所述第二位置后，打开所述放气阀门开始放气，此时在所述充气单元241的自身张力、流场压强及高压气体的共同作用下高压气体通过所述放气管迅速排入到大气中；

步骤430，当所述第一桨叶200继续旋转90度，到达所述第三位置230后，所述充气单元241中的气体完全放出，关闭放气阀门，所述充气单元241和整流单元244在自身张力的作用下紧贴在所述第一桨叶200上。

所述第一桨叶200继续旋转变为前行桨叶后，所述充气单元241和整流单元244始终紧贴在所述第一桨叶200上，直到旋转至成为后行桨叶后再重新充放气，重复以上步骤400～430。

参照图6-10，下面结合具体计算数据对本发明进行详细说明。本发明中对来流马赫数Ma＝0.30，翼型俯仰振荡参数为α(t)＝α₀+α_m*sin(ωt)，其中α(t)为翼型迎角，α₀＝9.78°，α_m＝9.90°，ω＝20.82524/s情况下，SC1095旋翼翼型和安装有本发明所述的控制机构240的SC1095-ILE旋翼翼型的动态失速进行了数值模拟，研究分析了控制机构240抑制动态失速的流动机理。由计算结果和图6显示出，迎角为9.607°时，两种翼型的流动均是附着状态，上翼面的逆压梯度很小。上仰至10.842°时，流动依然是附着状态，但是SC1095翼型的Cp峰值却显著增加，翼型上翼面处的逆压梯度增大，同时SC1095-ILE翼型由于控制机构240的存在，其Cp峰值只是略有增加。翼型持续上仰到迎角为13.243°时，SC1095翼型的流动虽然还是附着状态，但Cp峰值已经增加到近-10，逆压梯度非常大；此时SC1095-ILE翼型的流动也是附着状态，并且由于控制机构240的作用使得其Cp峰值未超过-6，逆压梯度小。SC1095翼型上仰至迎角为14.372°时，由于在上翼面延流向的逆压梯度过大导致在靠近前缘处出现分离气泡，Cp峰值超过-11。SC1095翼型继续上仰到15.99°的过程中，Cp峰值不断增长，并超过-12；由于逆压梯度过大导致前缘分离气泡开始不断变大并开始向后缘移动。当SC1095翼型上仰到迎角为16.398°时前缘分离气泡已经向后缘移动一段距离，并且变成了一个很大的分离涡，在分离涡向后缘移动的过程中Cp峰值不断下降，在分离涡的作用下翼型的升力系数不断增长，但由于分离涡不断向后缘移动导致翼型的阻力系数和力矩系数不断增大。翼型继续上仰至18.014°的过程中，分离涡不断变大并向后缘移动，翼型的阻力系数和俯仰力矩系数迅速增长，当达到18.014°时SC1095翼型的升力系数达到最大值。而在此过程中，由于控制机构240不断变大，持续地改变着SC1095-ILE翼型的前缘变径，降低Cp峰值，减小了流动的逆压梯度，进而有效地抑制流动的分离，阻止了动态失速的发生，大大降低了翼型的阻力系数和俯仰力矩系数的峰值。由迎角18.014°持续上仰至最大迎角19.680°的过程中，SC1095翼型已经完全失速，翼型升力系数骤降，并在上翼面区域产生两个很大的分离涡。由于SC1095-ILE翼型的前缘充气气囊在之前的翼型上仰运动中抑制了分离涡的产生，因此在由迎角18.014°持续上仰至最大迎角19.680°的过程中，SC1095-ILE翼型均保持了很好的附着流动，只是在翼型后缘处出现小范围的分离流动，翼型没有发生失速。达到最大迎角19.680°后，翼型开始下俯。SC1095翼型在下俯过程中发生涡的移动和脱落，Cp峰值不断下降，阻力系数和俯仰力矩系数不断减小。而SC1095-ILE翼型在下俯过程中后缘处出现很大分离，并伴随有涡的脱落过程，其Cp峰值不断下降，升力系数不断减小。下俯到迎角为8.894°时，SC1095翼型和SC1095-ILE翼型的流动重新恢复到附着状态。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (5)

1.一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置，其特征在于，包括旋翼，所述旋翼包括多片桨叶，每片所述桨叶上均安装多个控制机构，所述控制机构位于所述桨叶的前缘处，所述控制机构包括充气单元和整流单元，所述充气单元包括连接在一起的第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜，所述第一橡胶薄膜一端连接在所述桨叶的上翼面，另一端与所述第二橡胶薄膜的一端连接，所述第二橡胶薄膜的另一端连接在所述桨叶的下翼面上，且所述充气单元为密封结构；所述整流单元由橡胶薄膜形成，其一端连接在所述第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜的连接处，另一端连接在所述桨叶的下翼面上，且所述整流单元与所述下翼面之间形成的空间通过所述桨叶内的管道与外部空间连通；所述桨叶通过桨根固定在旋翼轴上，所述桨叶和旋翼轴内部贯穿设有充气管，所述充气管一端与所述充气单元连通，另一端与直升机涡轴发动机的压气机连通，所述桨叶内部还设有放气管，所述放气管一端与所述充气单元连通，另一端位于所述桨叶的桨尖处，与大气连通，所述充气管和放气管上分别设有充气阀门和放气阀门。

2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述桨叶的翼型为SC1095，其弦长为0.61m，旋翼直径为7.2m，所述第一橡胶薄膜与所述桨叶的上翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.0086m，所述第二橡胶薄膜与所述桨叶的下翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.0370m，所述整流单元与所述桨叶的下翼面的连接处距离所述桨叶的前缘0.1600m。

3.如权利要求2所述的装置，其特征在于，所述旋翼的每片桨叶上都安装有七个所述控制机构，七个所述控制机构沿所述桨叶的展向依次排列，每个所述控制机构的展向长度为0.5m，且每个所述控制机构的充气单元均通过一个所述充气管与所述压气机连通，同时每个所述控制机构的充气单元也通过一个所述放气管与大气连通。

4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述充气阀门和放气阀门连接至直升机内的计算机，通过所述计算机控制所述充气阀门和放气阀门的开合，以控制所述充气单元的充放气状态。

5.一种使用如权利要求1所述的直升机旋翼动态失速主动流动控制装置的控制方法，其特征在于，该方法包括：

在直升机前飞过程中，当桨叶到达第一位置，由前行桨叶变为后行桨叶，打开充气阀门，开始将高压气体通过充气管充入充气单元；

当所述桨叶继续旋转90度，到达第二位置时，关闭所述充气阀门，停止向所述充气单元内充气；

当所述桨叶继续旋转并离开所述第二位置时，打开放气阀门开始放气；

当所述桨叶继续旋转90度，到达第三位置后，所述充气单元中的气体完全放出，关闭所述放气阀门。