CN111392037B - 一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统 - Google Patents

一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统
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＝Umsin(2πft)
其中，Um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：
获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
可选的，所述判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果，之后还包括：
获取控制后的旋翼转速；
判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
可选的，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
可选的，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
一种直升机旋翼翼型失速控制系统，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：
参数获取模块，用于获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
瞬时迎角确定模块，用于根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
失速迎角确定模块，用于根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
第一判断模块，用于判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
第一控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；
第二控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
可选的，还包括：
旋翼转速获取模块，用于获取控制后的旋翼转速；
第二判断模块，用于判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
返回模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
控制结束模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
可选的，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
可选的，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供了一种直升机旋翼动态失速控制方法及系统，通过后缘小翼与合成射流的组合控制，达到高效提升旋翼气动特性及控制旋翼动态失速的目的。
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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为现有失速控制方法的合成射流激振器在桨叶表面分布示意图；
图2为现有失速控制方法的桨叶剖面的合成射流示意图；
图3为现有失速控制方法的在射流出口附近产生周期性的涡结构示意图；
图4为本发明所提供的直升机旋翼翼型失速控制方法流程图；
图5为本发明所提供的使用合成射流与后缘小翼偏转相结合的控制方法流程图；
图6为本发明所提供的合成射流激振器分布图；
图7为本发明所提供的后缘小翼向下偏转主视图；
图8为本发明所提供的后缘小翼向下偏转立体图；
图9为本发明所提供的射流出口右侧形成的顺时针旋转涡结构示意图；
图10为本发明所提供的后缘小翼向上偏转主视图；
图11为本发明所提供的后缘小翼向上偏转立体图；
图12为本发明所提供的直升机旋翼翼型失速控制系统结构图。
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。
本发明的目的是提供一种直升机旋翼翼型失速控制方法及系统，能够高效提升旋翼气动特性及控制旋翼动态失速。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图4为本发明所提供的直升机旋翼翼型失速控制方法流程图，如图4所示，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，即旋翼的旋转中心，其中，R为桨叶的展长，c为弦长，包括：
步骤401：获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度。
步骤402：根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角。
步骤403：根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角。
步骤404：判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，若是，执行步骤405，若否，执行步骤406。
步骤405：开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度。
步骤406：关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
本发明还包括：
获取控制后的旋翼转速；
判断所述旋翼转速是否大于0，若否，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
若是，结束控制。
在实际应用中，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c；当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
本发明使用合成射流与后缘小翼偏转相结合的方法，组合控制的流程图如图5所示，合成射流激振器仅在迎角较大，即出现失速时时开启，用于在翼型上表面产生一定的涡结构，与主涡进行干扰，可以在一定程度上对旋翼失速进行控制。在开启合成射流激振器的同时，控制后缘小翼向上偏转，以进一步对失速现象进行控制。当迎角较小时，关闭合成射流激振器，此时控制后缘小翼逐渐向下偏转，用于增大翼型的弯度，以达到增加升力的作用。
合成射流激振器分布如图6所示，在0.7R～0.9R和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器(c为弦长)，合成射流激振器的间距约为2.6％R(R为桨叶的展长)。
监测迎角：根据驾驶员对直升机操纵的总距、周期变距角，以及此时直升机飞行状态，例如直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度，可直接得到直升机旋翼的瞬时迎角。
失速迎角：失速迎角无需监测，根据直升机旋翼的飞行状态，以及二维翼型的相关经验参数，将该失速迎角选定为14度。
判断迎角是否小于失速迎角，若是，则关闭合成射流激振器，同时控制0.7R～0.9R处后缘小翼向下偏转0～5度，后缘小翼的旋转中心距离后缘为0.2c，增大翼型弯度提升其气动特性，增大旋翼拉力，如图7-图8所示。
若否，则开启合成射流激振器。合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s，射流激振频率f为800Hz～1200Hz，偏角为20°，射流出口宽度约为2mm。如图9可见，射流出口右侧形成的顺时针旋转涡在沿着来流向下游移动和发展中有效地削弱了原流场中的逆压梯度。涡的上部分气流速度与来流速度相同，使得涡的右侧翼型上表面逆压梯度减小，从而有效控制翼型上表面的气流分离。
同时在不考虑桨叶根切的情况下，控制0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度，后缘小翼的旋转中心距离后缘为0.2c，可以提升气动参数，如图10和图11所示，将射流出口的气体瞬时脉冲速度U表示如下：
U＝Umsin(2πft)
其中Um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。
在实际操作中，也可使用前缘下垂和合成射流组合控制的方法，但该方法中，前缘需要较大幅度下垂才能对失速进行有效控制，而前缘作为提供升力的重要部分，大幅下垂后会引起整体升力的下降。总体而言，本发明提出的方法相对而言效果更佳。
图12为本发明所提供的直升机旋翼翼型失速控制系统结构图，如图12所示，一种直升机旋翼翼型失速控制系统，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，即旋翼的旋转中心，其中，R为桨叶的展长，c为弦长，包括：
参数获取模块1201，用于获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度。
瞬时迎角确定模块1202，用于根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角。
失速迎角确定模块1203，用于根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角。
第一判断模块1204，用于判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果。
第一控制模块1205，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度。
第二控制模块1206，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
本发明还包括：
旋翼转速获取模块，用于获取控制后的旋翼转速；
第二判断模块，用于判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
返回模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
控制结束模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
在实际应用中，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c；当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
本发明利用后缘小翼与合成射流组合控制的方法，相对于单独的射流控制，在迎角超过一定范围时，使用后缘小翼上偏可以对失速现象进行更好的控制，进一步减小由失速引起的分离涡。
本发明所提出的利用后缘小翼与合成射流组合控制方法，弥补了直升机旋翼大前进比动态失速过程中，合成射流对小迎角状态下气动参数会有所损失的缺点；在小迎角时，关闭合成射流激振器，同时控制后缘小翼向下偏转，可以达到增加升力的作用；在旋翼失速时，能够有效缩小分离涡的尺度，使得分离涡脱落时，引起的气动参数波动幅度减小，从而减小的分离涡脱落引起的振动幅度，有效延长旋翼及结构的使用寿命。
本发明选择了在桨叶最容易产生失速现象的部位，也是最主要的升力面附近：桨叶上0.7R-0.9R范围处使用本发明所提出的组合控制方法，可以对失速现象进行最有效的控制，同时对旋翼的气动特性进行最大可能的提升。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，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：
获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
2.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，所述判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果，之后还包括：
获取控制后的旋翼转速；
判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
3.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
4.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
5.一种直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，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：
参数获取模块，用于获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
瞬时迎角确定模块，用于根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
失速迎角确定模块，用于根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
第一判断模块，用于判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
第一控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；
第二控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。
6.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，还包括：
旋翼转速获取模块，用于获取控制后的旋翼转速；
第二判断模块，用于判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
返回模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
控制结束模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
7.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
8.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度Um控制在60～80m/s；射流激振频率为800Hz～1200Hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
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