CN111907699A

CN111907699A - 基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构

Info

Publication number: CN111907699A
Application number: CN202010794754.4A
Authority: CN
Inventors: 李志平; 潘天宇; 侯宇飞; 贺龙
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2020-08-10
Filing date: 2020-08-10
Publication date: 2020-11-10

Abstract

本公开提供一种基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，设置在桨叶上，桨叶沿半径方向的弦长分布规律为：C(z)＝C+Acos(2πz/λ)，C(z)为桨叶不同径向位置处的弦长，C为径向平均弦长，A为三角函数前缘波峰，λ为三角函数前缘波长。本公开能够显著降低旋翼截面翼段在动态失速情况下的俯仰力矩最大值和阻力最大值，抑制桨叶和变距操纵杆所受交变扭转载荷，同时保证升力损失在可接受范围内。

Description

基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构

技术领域

本公开涉及流体机械叶片设计及流动控制技术领域，尤其涉及基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构。

背景技术

旋翼桨叶为直升机提供升力、操纵力和推力，是直升机的重要组成部分。在其作用下，直升机可以实现较高机动性，完成垂直起降、前飞、悬停等多种动作。直升机在前飞时，旋翼桨盘两侧来流条件不对称，具体为前行桨叶来流速度大，后行桨叶来流速度小，若旋转一周内桨叶截面攻角不变，则来流速度大的一方拉力更大，造成桨盘升力不平衡进而使直升机侧翻。因此，桨叶需要周期变距，即增大后行桨叶迎角，降低前行桨叶迎角，从而平衡桨盘拉力。如此一来，旋翼旋转一周对应桨叶截面上下俯仰一个周期。

翼型截面攻角以与旋翼旋转相同的频率做俯仰运动，即使攻角超过静态失速攻角，升力仍继续增加，这是由于俯仰过程中产生的非定常分离涡产生的低压效应所致。该分离涡生成的低压区在翼型上表面向下游移动，一方面大大增加了升力，另一方面显著增加了低头力矩和阻力，这种现象称为动态失速。

动态失速所产生的强烈的非定常气动载荷变化不仅使桨叶振动载荷激增，降低旋翼桨叶寿命和可靠性，还大大限制了直升机的最大前飞速度和负重能力。

对此，现有技术中专利号为CN201610363864.9的发明专利《一种直升机旋翼动态失速主动流动控制装置及方法》中就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。

这样的结构虽然能达到一定的动态失速主动流动控制，但是生产成本实在太高，而且大量增加了桨叶的重量，同时还增加了维护的成本，完全没有实用性。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开涉及基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，本发明提出一种新型被动流动控制技术，在不增加结构复杂度的基础上，仅通过改变旋翼前缘几何造型来实现动态失速的抑制，降低桨叶低头力矩峰值和阻力系数峰值，同时保证升力系数损失在可接受范围内。

根据本公开的一个方面，一种基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，设置在桨叶上，桨叶沿半径方向的弦长分布规律为：

C(z)＝C+Acos(2πz/λ)，

C(z)为桨叶不同径向位置处的弦长，C为径向平均弦长，A为三角函数前缘波峰，λ为三角函数前缘波长。

可选的，翼段尾缘坐标沿半径方向一致，按照

Y_new＝Y_original

放缩修型翼段前缘，即翼段二维截面最大厚度之前的区域：式中以尾缘点作为坐标系原点，X为横坐标，Y为纵坐标，original代表原始翼段，new代表三角函数前缘翼段，mt代表二维截面翼型最大厚度处。

可选的，三角函数前缘波峰A为平均弦长C的2.5％-10％，三角函数前缘波长λ为平均弦长C的25％-50％。

可选的，三角函数前缘波峰A为平均弦长C的5％，三角函数前缘波长λ为平均弦长C的50％。

可选的，旋翼桨叶的径向70％半径以外的区域设有前缘修型。

可选的，旋翼桨叶的径向80％半径以外的区域设有前缘修型。

本公开的技术方案能够显著降低旋翼截面翼段在动态失速情况下的俯仰力矩最大值和阻力最大值，抑制桨叶所受交变扭转载荷，同时保证升力损失在可接受范围内。同时，由于该仿生造型属于被动流动控制，相较于传动的动态失速主动控制方法，具有结构简单的优点，这对降低制造维修成本、降低系统故障率、降低结构重量很有帮助。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是本公开仿生三角函数翼段前缘放缩修型示意图。

图2是本公开仿生三角函数前缘旋翼造型示意图。

图3是本公开仿生翼段与原始翼段动态失速气动特性对比示意图。

附图标记：

1-桨叶前缘；2-桨叶后缘；3-旋翼转轴。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

为了满足未来新一代直升机对载重、飞行速度、航程的更高要求，有效地控制动态失速意义重大。目前，针对前缘分离涡目前已经发展出几种控制方法，包括前缘下垂、后缘小翼、联合射流。前两种方法周期性改变旋翼前缘和尾缘外形，与桨叶变距同频率，能够有效抑制分离涡的发展。第三种方法需要在桨叶内部安装风机，从前缘向尾缘吹气，再从尾缘上游吸气，同时使吹吸气量相等，实现了抑制动态失速的同时增升减租的效果。但考虑到旋翼内部空间狭小，旋翼运动复杂，对其加装上述主动控制机构会增加结构复杂度，增加成本，降低可靠性，工程实现难度较大。

而本公开涉及一种基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，如图1、图2所示，设置在桨叶上，也就是说，设置有本公开动态失速控制结构的桨叶沿半径方向的弦长分布规律为：

C(z)＝C+Acos(2πz/λ)

C(z)为桨叶不同径向位置处的弦长，C为径向平均弦长，A为三角函数前缘波峰，λ为三角函数前缘波长。C代表旋翼径向平均弦长，实际中不同旋翼取值不同，本文的C根据弦长雷诺数为3.92×10⁶时计算得出，取为0.557m。

优选的，三角函数前缘波峰A为平均弦长C的5％，三角函数前缘波长λ为平均弦长C的50％。当三角函数前缘波峰为5％平均弦长、三角函数前缘波长为50％平均弦长时，能够显著减小翼段在动态俯仰过程中的俯仰力矩系数幅值和阻力系数幅值，同时升力损失在可接受范围内。

翼段尾缘坐标沿半径方向一致，按照

Y_new＝Y_original

可选的，旋翼桨叶的径向70％半径以外的区域设有前缘修型。也就是说，使用者可根据直升机后行桨叶动态失速程度，在桨叶展向70％半径以外区域自行调整前缘修型范围。前缘修型指的是采用符合上述桨叶沿半径方向的弦长分布规律的翼段前缘。

优选的，旋翼桨叶的径向80％半径以外的区域设有前缘修型，如图2所示，旋翼桨叶包括桨叶前缘1和桨叶后缘2，桨叶前缘1和桨叶后缘2的尾端固定在旋翼转轴3上，前缘指的是的桨叶前缘1。动态失速发生在80％半径展向以外区域，则对80％半径展向以外区域进行修型。也就是说，该实施方式中只对奖尖附近20％半径长度的旋翼桨叶进行前缘修型(形成本公开的动态失速控制结构)，如图2所示。结合上述分析，前缘修型后的旋翼桨叶能够在保证升力的情况下大幅度降低桨叶变距过程中的低头力矩和阻力峰值，这对减小桨叶所受的交变扭转载荷和旋转阻力意义重大，进一步能够抑制旋翼部件的振动和增加结构寿命。

由上所述，本公开专门针对的是直升机旋翼的动态失速问题，动态失速是翼型在攻角振荡下的失速。飞机的机翼不存在动态失速问题，而是存在静态失速问题，即机翼在固定攻角下的失速。

实施例：

以SC1095旋翼翼型为例来说明本公开的动态失速控制结构，动态失速案例参数：来流马赫数Ma＝0.302,Re＝3.92×10⁶，翼段攻角随时间的变化规律：α(t)＝α_mean+α_ampsin(ωt)，α_mean＝9.78°，α_amp＝9.9°，攻角俯仰折算频率k＝0.1。对两种翼段的动态失速数值模拟结果如图3所示，图中R为旋翼桨盘半径，Original代表原始翼段，A05W5代表仿生三角函数前缘翼段，Cm为俯仰力矩系数，Cd为阻力系数，Cl为升力系数，图中箭头代表攻角变化方向。相比于原始翼段，仿生翼段的低头力矩系数减小了47.7％，阻力系数峰值降低了36.4％。高速前飞状态下的直升机的拉力主要由前后区域旋翼桨盘0.6R-0.85R处产生，而动态失速下最大升力系数发生在桨盘左区大于0.7R的位置，因此最大升力系数也减小了14.08％，这个损失是能够接受的。

1、本公开的动态失速控制结构能够显著降低旋翼截面翼段在动态失速情况下的俯仰力矩最大值和阻力最大值，抑制桨叶所受交变扭转载荷，同时保证升力损失在可接受范围内。

2、本公开的动态失速控制结构属于被动流动控制，相较于传动的动态失速主动控制方法，具有结构简单的优点，这对降低制造维修成本、降低系统故障率、降低结构重量很有帮助。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims

1.基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，设置在桨叶上，其特征在于：桨叶沿半径方向的弦长分布规律为：C(z)＝C+Acos(2πz/λ)，C(z)为桨叶不同径向位置处的弦长，C为径向平均弦长，A为三角函数前缘波峰，λ为三角函数前缘波长。

2.如权利要求1所述的基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，其特征在于：翼段尾缘坐标沿半径方向一致，按照X_original>X_mt，

Y_new＝Y_original放缩修型翼段前缘，即翼段二维截面最大厚度之前的区域：式中以尾缘点作为坐标系原点，X为横坐标，Y为纵坐标，original代表原始翼段，new代表三角函数前缘翼段，mt代表二维截面翼型最大厚度处。

3.如权利要求1所述的基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，其特征在于：三角函数前缘波峰A为平均弦长C的2.5％-10％，三角函数前缘波长λ为平均弦长C的25％-50％。

4.如权利要求3所述的基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，其特征在于：三角函数前缘波峰A为平均弦长C的5％，三角函数前缘波长λ为平均弦长C的50％。

5.如权利要求1所述的基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，其特征在于：旋翼桨叶的径向70％半径以外的区域设有前缘修型。

6.如权利要求5所述的基于仿鲸鳍前缘的直升机旋翼动态失速控制结构，其特征在于：旋翼桨叶的径向80％半径以外的区域设有前缘修型。