CN205891234U - 用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，包括若干几何外形为NACA0012CFJ翼型的叶片，每片叶片上均安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置沿叶片展向连续分布，所述联合射流装置包括高压气室和低压气室，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与直升机内部的气泵装置相连通。本实用新型创新地采用一种联合射流的新概念主动流动控制技术，对旋翼叶片的动态失速进行抑制，通过在翼型上表面靠近前缘处开口向后缘进行吹气，靠近后缘处开口进行吸气，同时保持吸气量和吹气量相等，从而实现了气体的循环利用，控制方法灵活。

Description

用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置

技术领域

本实用新型涉及主动流动控制技术领域，具体涉及一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置。

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，并具有朝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、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、在任意方向上飞行。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，前行桨叶相对气流速度大，产生升力较大，而后行桨叶相对气流速度小，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；而在前行桨叶上则会出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速。

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，并且极大地限制了直升机的最大飞行速度。因此，需要发展主动流动控制技术来抑制动态失速的发生，以提高直升机的飞行性能。

目前，已有一些针对直升机旋翼动态失速流动控制方法的研究，比如涡流发生器、合成射流、后缘小翼控制方法等。涡流发生器属于被动流动控制方法，对于设计点的分离控制具有一定效果，但是对于非设计点工况效果微弱，且会带来增大阻力的不利影响。合成射流通过开孔的周期性吹吸来延迟气流分离，对于特定工况效果较为显著，但是对于工况复杂的动态失速的控制效果仍然不够理想。后缘小翼方法类似于机翼的襟翼装置，通过周期性偏转，可以有效地控制动态失速，但是需要配备作动机构，导致结构复杂，重量增加明显。

实用新型内容

为解决上述问题，本实用新型提供了一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，创新地采用一种联合射流的新概念主动流动控制技术，对旋翼叶片的动态失速进行抑制，通过在翼型上表面靠近前缘处开口向后缘进行吹气，靠近后缘处开口进行吸气，同时保持吸气量和吹气量相等，从而实现了气体的循环利用，控制方法灵活，可以在不同的工况下根据不同的飞行环境来匹配合适的射流动量系数，从而达到最佳的工作状态，具有非常好的增升、减阻和失速抑制的能力，具有很好的应用前景。

为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：

一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，包括若干几何外形为NACA0012CFJ翼型的叶片，每片叶片上均安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置沿叶片展向连续分布，所述联合射流装置包括高压气室和低压气室，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与直升机内部的气泵装置相连通；前缘喷气口位于距翼型前缘7％c位置处，喷口高度为0.6％c，后缘吸气口位于距翼型前缘85％c位置处，吸气口高度为1.2％c，其中，c为翼型弦长；吸气口高度比喷气口高度略高是防止吸气过程中发生拥塞现象，所述叶片上还安装有用于检测来流的迎角和速度的第一气压传感装置，前缘喷气口处安装有用于检测前缘喷气口气压和速度的第二气压传感装置，还包括一单片机，单片机的输入端与第一气压传感装置、第二气压传感器装置相连，输出端与气泵装置相连。

作为优选，高压气室的高压气体由直升机内部的气泵提供，沿着高压气室的管道流动，并由前缘喷口喷出；后缘吸气口从叶片外流中吸入等量气体至后缘低压气室，低压气室中的气体再沿低压气室的管道回流到直升机内部的气泵装置。因此，在直升机内部气泵的作用下，吹气和吸气的气流形成了一个闭合回路。

本实用新型具有以下有益效果：

所采用的联合射流对升力系数的提升、阻力系数的降低以及失速的抑制作用都十分显著，可以使直升机在各个状态下的工作性能和效率都得到大幅度提高；通过回流气泵装置实现了气体的循环利用，避免了由于从发动机引气而造成对发动机性能的不利影响。而且，翼型前缘压强较低，后缘压强较高，联合射流从后缘高压区吸入气流，再从前缘低压区喷出，使得气泵的能耗水平较低。本实用新型可控性好，可以在不同的工况下，通过调节气泵工作功率来改变高压气室气压大小，进而控制射流强度，有效抑制动态失速，使直升机达到最佳的工作状态；有效地抑制了动态失速，在降低旋翼叶片的振动和气动噪声等方面也有很好的控制作用和应用前景。

附图说明

图1为NACA0012原始翼型图。

图2为本实用新型实施例中的NACA0012CFJ翼型图。

图3为应用联合射流后的直升机叶片外形图。

图4为叶片在A-A处的剖视图。

图5为迎角为20°时NACA0012原始翼型的流场图。

图6为迎角为20°时NACA0012CFJ翼型的流场图。

图中，1-高压气室；2-低压气室；3-喷气口；4-吸气口。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

如图2-4所示，本实用新型实施例提供了一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，包括若干几何外形为NACA0012CFJ翼型的叶片，每片叶片上均安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置沿叶片展向连续分布，所述联合射流装置包括高压气室和低压气室，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与直升机内部的气泵装置相连通；前缘喷气口位于距翼型前缘7％c位置处，喷口高度为0.6％c，后缘吸气口位于距翼型前缘85％c位置处，吸气口高度为1.2％c，其中，c为翼型弦长；吸气口高度比喷气口高度略高是防止吸气过程中发生拥塞现象，所述叶片上还安装有用于检测来流的迎角和速度的第一气压传感装置，前缘喷气口处安装有用于检测前缘喷气口气压和速度的第二气压传感装置，还包括一单片机，单片机的输入端与第一气压传感装置、第二气压传感器装置相连，输出端与气泵装置相连。

高压气室的高压气体由直升机内部的气泵提供，沿着高压气室的管道流动，并由前缘喷口喷出；后缘吸气口从叶片外流中吸入等量气体至后缘低压气室，低压气室中的气体再沿低压气室的管道回流到直升机内部的气泵装置。因此，在直升机内部气泵的作用下，吹气和吸气的气流形成了一个闭合回路。

本具体实施直升机在飞行过程中，包括起降、悬停、前飞等各个状态，通过机载设备实时检测直升机所处的一个飞行环境，为使达到良好的飞行性能，根据飞行环境判断是否要开启联合射流装置以及设定相应的设定射流动量系数，根据设定射流动量系数来调节气泵功率。气泵置于机身内部，气泵工作时形成的回路气流通过气流管道被输送至旋翼叶片内部的高压气室，高压气室内气流的压强在大于喷口处外流压强时，将从喷口喷出，在前缘形成吹气。后缘吸气口在低压气室的作用下从后缘外流中吸气，且吸入的气体流量与前缘喷出的气体流量相等，吸入低压气室的气体再由叶片内部的低压气室管道回流至气泵，由气泵加压后循环使用。

当喷口射流和吸气相对稳定后，通过安装在喷口处的第二气压传感装置检测喷口处的气压和速度，计算实时射流动量系数，并与设定射流动量系数比较，获得相应的比较结果；将比较结果反馈给气泵，调节气泵的压力大小，重复反馈和调节过程，直到喷口的实时射流动量系数与设定射流动量系数相同为止，并保持该工作状态。当直升机的飞行环境以及飞行状态改变时，需要随时变化射流动量系数，以保持直升机始终处于高效飞行状态，此时则根据不同的工况重复以上操作以获得新的设定射流动量系数，再进行反馈调节最终又工作在一个新的稳定状态。

具体包括如下步骤：

步骤1：直升机在飞行过程中(包括起降、悬停、前飞各个状态)首先达到一个正常飞行的稳定状态，此时联合射流装置处于关闭状态；

步骤2：打开联合射流装置和气泵，调节气泵的压力，使喷口处形成一个较弱的射流，即初始射流，联合射流装置也处于一个较弱的回流状态，对流场进行一个初步的控制并使其工作状态逐步稳定；

步骤3：通过安装在直升机叶片上的第一气压传感装置测出来流的迎角和速度，根据来流的迎角和速度设定相应的设定射流动量系数；

步骤4：根据设定射流动量系数来调节气泵功率大小；

步骤5：通过喷口处的第二气压传感装置检测喷口处的气压和速度，计算实时射流动量系数并与设定射流动量系数比较，获得相应的比较结果；

步骤6：将比较结果反馈给气泵，如果实时射流动量系数小于设定射流动量系数，将气泵功率调大；反之，将气泵功率调小；

步骤7：重复步骤5到步骤6，直到喷口处的实时射流动量系数与设定射流动量系数相同时停止一系列测试、反馈和调节步骤，并保持该工作状态；

步骤8：当直升机的飞行环境以及飞行状态改变时，根据不同的工况可重复步骤3到步骤7以获得新的设定射流动量系数，再进行反馈调节最终工作在新的稳定状态。

由于喷口很窄，当高压气室内气压较大时，气体通过喷口的速度会很大，从而形成高速射流。射流的强弱可以用射流动量系数来表示，该系数的值越大表示射流强度越大。射流动量系数是一个无量纲参数，一般用C_μ表示，类似于翼型的升、阻力系数，直接反映射流强弱，是决定其特性的重要参数，具体定义如下：

$C_{\mathrm{\μ}}=\frac{\stackrel{\·}{m}{V}_j}{1/2{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{V}_{\mathrm{\∞}}^{2}S}$

其中，C_μ为射流动量系数；为质量流率；V_j为喷口处的射流速度；ρ_∞为自由来流密度；V_∞为自由来流速度；S为翼型参考面积。

本具体实施的原理为：1、前缘吹气向流场中注入能量，增加了翼型上表面前缘近壁区内气流的动能，从而使翼型上表面流动能够抵抗逆压梯度而不发生分离；2、后缘吸气可以将翼型上表面后缘附近的低能量流动抽走，并增加了上表面后缘近壁区气流的速度，使流动能够克服后缘逆压梯度，避免发生分离。

经过数值模拟的结果表明，在马赫数Ma＝0.15，雷诺数Re＝6×10⁶，迎角AOA＝20°的情况下：原始翼型(即NACA 0012)的升力系数C_L＝1.032，阻力系数C_D＝0.182；对应的带有联合射流装置的翼型(即NACA 0012CFJ)，保持上述相同的计算条件不变，在射流动量系数C_μ＝0.06的情况下，升力系数C_L＝2.462，阻力系数C_D＝-0.023。

图5为NACA0012原始翼型在迎角为20°时的流场图。此时翼型已失速，上表面流动严重分离，在后缘有大范围的分离涡。图6为NACA0012CFJ翼型在迎角为20°时的流场图。此时通过联合射流控制技术增加了翼型上表面的流速从而增大了翼型的环量，使翼型的升力系数大幅度增大，为原始翼型的2.386倍，同时由于向边界层内注入了能量而延迟了翼型大迎角下的流动分离。此时的阻力系数已为负值，是由于前缘喷流的反推力大于后缘吸气流动的吸力，形成了向前的净推力，也就是说，联合射流装置此时相当于提供了一个向前的推力，从而大大减小了阻力系数。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。

Claims (2)

1.一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，其特征在于，包括若干几何外形为NACA0012CFJ翼型的叶片，每片叶片上均安装有一个联合射流装置，所述联合射流装置沿叶片展向连续分布，所述联合射流装置包括高压气室和低压气室，所述高压气室与前缘吹气口相通，所述低压气室与后缘吸气口相通，高压气室与低压气室通过气流管道与直升机内部的气泵装置相连通；前缘喷气口位于距翼型前缘7％c位置处，喷口高度为0.6％c，后缘吸气口位于距翼型前缘85％c位置处，吸气口高度为1.2％c，其中，c为翼型弦长；所述叶片上还安装有用于检测来流的迎角和速度的第一气压传感装置，前缘喷气口处安装有用于检测前缘喷气口气压和速度的第二气压传感装置，还包括一单片机，单片机的输入端与第一气压传感装置、第二气压传感器装置相连，输出端与气泵装置相连。

2.根据权利要求1所述的用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置，其特征在于，高压气室的高压气体由直升机内部的气泵提供，沿着高压气室的管道流动，并由前缘喷口喷出；后缘吸气口从叶片外流中吸入等量气体至后缘低压气室，低压气室中的气体再沿低压气室的管道回流到直升机内部的气泵装置。