一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法，涉及流動控制技術領域。在旋翼的每片槳葉上安裝由橡膠薄膜形成的充氣單元，以及同時由橡膠薄膜形成的連接充氣單元和下翼面的整流單元，槳葉與旋翼軸連接，充氣管設置在槳葉和旋翼軸內(nèi)部，其一端與充氣單元連通，另一端與直升機渦軸發(fā)動機的壓氣機連通，放氣管設置在槳葉內(nèi)，其一端與充氣單元連通，另一端在槳葉的槳尖處，與大氣連通，充氣單元中周期性的充氣和放氣操作改變槳葉的氣動外形，抑制了動態(tài)失速的發(fā)生，進而提高了直升機的飛行性能。
【專利說明】
一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法
技術領域
[0001 ]本發(fā)明涉及流動控制技術領域，特別涉及一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法。
【背景技術】
[0002]直升機由于其獨特的飛行特性，能夠垂直起降，不需要機場跑道，能夠在空中懸停，能夠任意方向飛行的能力，使其在軍用和民用某些方面具有一般固定翼飛機不可替代的重要地位。在軍用方面已廣泛應用于對地攻擊、機降登陸、武器運送、后勤支援、戰(zhàn)場救護、偵察巡邏、指揮控制、通信聯(lián)絡、反潛掃雷、電子對抗等。在民用方面應用于短途運輸、醫(yī)療救護、救災救生、緊急營救、吊裝設備、地質(zhì)勘探、護林滅火、空中攝影等。
[0003]旋翼系統(tǒng)作為直升機最重要的組成部分，提供了直升機飛行時所需的推進、負重、操縱3種功能。在旋翼系統(tǒng)的作用下，直升機可以實現(xiàn)垂直上升、下降、懸停、在任何方向上飛行。而直升機在前飛時，槳葉的相對氣流速度隨槳葉的方位角作周期變化，前行槳葉氣流速度大，后行槳葉氣流速度小產(chǎn)生升力自然變小，勢必造成槳盤在前行后行兩側所受升力不均，為了達到力矩平衡，必須進行周期性變距運動，通過變距增大后行槳葉的迎角，使力矩平衡。因此，直升機旋翼后行槳葉一般工作在低速大迎角狀態(tài)，尤其是直升機在高速或者高載荷飛行狀態(tài)下很容易發(fā)生流動分離，進而出現(xiàn)復雜的動態(tài)失速現(xiàn)象。
[0004]直升機槳葉動態(tài)失速的發(fā)生會直接導致槳葉的升力下降、阻力增加、非定常載荷增加，從而直接影響到旋翼的升力、力矩、振動和噪聲特性，并且極大的限制了直升機的最大飛行速度。因此，發(fā)展主動流動控制技術來抑制動態(tài)失速的發(fā)生，進而提高直升機的飛行性能。
[0005]目前，已有很多針對直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制方法的研究。其中，查戈成提出了一種被稱為聯(lián)合射流(co-flow jet)的新概念主動流動控制技術。聯(lián)合射流主動流動控制技術就是在槳葉內(nèi)部安置風扇，在翼型上表面靠近前緣處開口向槳葉后緣進行吹氣，靠近后緣處開口進行吸氣，同時保持吸氣量和吹氣量相等。研究表明:聯(lián)合射流技術具有非常好的失速抑制能力，并且具有增升和減阻的效果。但由于旋翼運動的復雜性，將內(nèi)置風扇用于旋翼很難實現(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明實施例提供了一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法，用以解決現(xiàn)有技術中存在的問題。
[0007]—種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置，包括旋翼，所述旋翼包括多片槳葉，每片所述槳葉上均安裝多個控制機構，所述控制機構位于所述槳葉的前緣處，所述控制機構包括充氣單元和整流單元，所述充氣單元包括連接在一起的第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜，所述第一橡膠薄膜一端連接在所述槳葉的上翼面，另一端與所述第二橡膠薄膜的一端連接，所述第二橡膠薄膜的另一端連接在所述槳葉的下翼面上，且所述充氣單元為密封結構;所述整流單元由橡膠薄膜形成，其一端連接在所述第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜的連接處，另一端連接在所述槳葉的下翼面上，且所述整流單元與所述下翼面之間形成的空間通過所述槳葉內(nèi)的管道與外部空間連通;所述槳葉通過槳根固定在旋翼軸上，所述槳葉和旋翼軸內(nèi)部貫穿設有充氣管，所述充氣管一端與所述充氣單元連通，另一端與直升機渦軸發(fā)動機的壓氣機連通，所述槳葉內(nèi)部還設有放氣管，所述放氣管一端與所述充氣單元連通，另一端位于所述槳葉的槳尖處，與大氣連通，所述充氣管和放氣管上分別設有充氣閥門和放氣閥門。
[0008]優(yōu)選地，所述槳葉的翼型為SC1095，其弦長為0.61m，旋翼直徑為7.2m，所述第一橡膠薄膜與所述槳葉的上翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.0086m，所述第二橡膠薄膜與所述槳葉的下翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.0370m，所述整流單元與所述槳葉的下翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.1600m。
[0009]優(yōu)選地，所述旋翼的每片槳葉上都安裝有七個所述控制機構，七個所述控制機構沿所述槳葉的展向依次排列，每個所述控制機構的展向長度為0.5m，且每個所述控制機構的充氣單元均通過一個所述充氣管與所述壓氣機連通，同時每個所述控制機構的充氣單元也通過一個所述放氣管與大氣連通。
[0010]優(yōu)選地，所述充氣閥門和放氣閥門連接至直升機內(nèi)的計算機，通過所述計算機控制所述充氣閥門和放氣閥門的開合，以控制所述充氣單元的充放氣狀態(tài)。
[0011]本發(fā)明還提供了一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置的控制方法，該方法包括:
[0012]在直升機前飛過程中，當槳葉到達第一位置，由前行槳葉變?yōu)楹笮袠~，打開充氣閥門，開始將高壓氣體通過充氣管充入充氣單元；
[0013]當所述槳葉繼續(xù)旋轉90度，到達第二位置時，關閉所述充氣閥門，停止向所述充氣單元內(nèi)充氣；
[0014]當所述槳葉繼續(xù)旋轉并離開所述第二位置時，打開放氣閥門開始放氣；
[0015]當所述槳葉繼續(xù)旋轉90度，到達第三位置后，所述充氣單元中的氣體完全放出，關閉所述放氣閥門。
[0016]本發(fā)明實施例中一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置及方法，在旋翼的每片槳葉上安裝由橡膠薄膜形成的充氣單元，以及同時由橡膠薄膜形成的連接充氣單元和下翼面的整流單元，槳葉與旋翼軸連接，充氣管設置在槳葉和旋翼軸內(nèi)部，其一端與充氣單元連通，另一端與直升機渦軸發(fā)動機的壓氣機連通，放氣管設置在槳葉內(nèi)，其一端與充氣單元連通，另一端在槳葉的槳尖處，與大氣連通，充氣單元中周期性的進行充氣和放氣操作改變槳葉的氣動外形，抑制了動態(tài)失速的發(fā)生，進而提高了直升機的飛行性能。
【附圖說明】
[0017]為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0018]圖1為本發(fā)明實施例提供的直升機旋翼和旋翼軸的結構示意圖；
[0019]圖2為圖1中槳葉的充氣單元的充氣狀態(tài)示意圖；
[0020]圖3為圖2中槳葉的切面結構示意圖；
[0021]圖4為圖1中槳葉的充氣單元的放氣狀態(tài)示意圖；
[0022 ]圖5為本發(fā)明實施例中提供的一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制方法的步驟流程圖；
[0023]圖6為SC1095和SC1095-1LE翼型的升力系數(shù)曲線；
[0024]圖7為SC1095和SC1095-1LE翼型的阻力系數(shù)曲線；
[0025]圖8為SC1095和SC1095-1LE翼型的俯仰力矩系數(shù)曲線；
[0026]圖9為迎角為17.264°時SC1095翼型的流場圖；
[0027]圖10為迎角為17.264°時SC1095-1LE翼型的流場圖。
【具體實施方式】
[0028]下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。
[0029]參照圖1，本發(fā)明提供了一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置的結構示意圖。本發(fā)明以含有兩片槳葉的單旋翼為例進行說明，第一槳葉200和第二槳葉300均固定在旋翼軸100上，且以所述旋翼軸100為中心，所述第一槳葉200和第二槳葉300關于所述旋翼軸100中心對稱。所述第一槳葉200通過第一槳根210固定連接在所述旋翼軸100上，所述第二槳葉300通過第二槳根310固定連接在所述旋翼軸100上。
[0030]所述第一槳葉200的旋轉方向為逆時針，其中所述第一槳葉200經(jīng)過的位置包括所述第一位置220、第二位置(即第二槳葉300的位置)、和第三位置230。其中，所述第一位置220為槳葉由前行槳葉變?yōu)楹笮袠~的位置，所述第二位置為所述第一位置220旋轉90度的位置，所述第三位置230為所述第二位置轉動90度的位置。
[0031 ]所述第一槳葉200和第二槳葉300具有相同的結構，下面以所述第一槳葉200為例進行說明。參照圖2和圖3，所述第一槳葉200包括相對的上翼面201以及下翼面202。所述下翼面202在靠近邊緣的位置設有控制機構240，所述控制機構240位于所述第一槳葉200的迎風側，即前緣。所述控制機構240包括充氣單元241和整流單元244，所述充氣單元241包括連接在一起的第一橡膠薄膜242和第二橡膠薄膜243，所述第一橡膠薄膜242—端連接在所述第一槳葉200的上翼面201，另一端與所述第二橡膠薄膜243的一端連接，所述第二橡膠薄膜243的另一端連接在所述下翼面202上，且所述充氣單元241為密封結構。所述整流單元244也由橡膠薄膜形成，其一端連接在所述第一橡膠薄膜242和第二橡膠薄膜243的連接處，另一端連接在所述下翼面202上，且所述整流單元244與所述下翼面202之間形成的空間通過所述第一槳葉200內(nèi)的管道與外部空間連通。
[0032]所述第一槳葉200、第一槳根210以及旋翼軸100內(nèi)部貫穿設有充氣管(圖未示)，所述充氣管一端與所述充氣單元241內(nèi)部連通，另一端與直升機渦軸發(fā)動機的壓氣機連通，所述槳葉內(nèi)部還設有放氣管，所述放氣管一端與所述充氣單元連通，另一端位于所述第一槳葉200的槳尖處，與大氣連通，所述充氣管和放氣管上分別設有充氣閥門和放氣閥門，所述壓氣機通過所述充氣管和充氣閥門向所述充氣單元241中充入高壓氣體，使所述充氣單元241膨脹變形，以改變所述第一槳葉200的氣動外形，并在所述放氣閥門的控制下通過所述放氣管釋放高壓氣體，使所述充氣單元241回到收緊狀態(tài)，緊貼在所述第一槳葉200上，所述第一槳葉200恢復到原始的氣動外形，如圖4所示。
[0033]在本實施例中，所述第一槳葉200和第二槳葉300的翼型為SC1095，其弦長為
0.61m，旋翼直徑為7.2m。所述第一橡膠薄膜242與所述上翼面201的連接處距離所述第一槳葉200的前緣0.0086m，所述第二橡膠薄膜243與所述下翼面202的連接處距離所述第一槳葉200的前緣0.0370m，所述整流單元244與所述下翼面202的連接處距離所述第一槳葉200的前緣0.1600m。所述第一槳葉200上安裝有七個所述控制機構240，七個所述控制機構240沿所述第一槳葉200的展向依次排列。每個所述控制機構240的展向長度為0.5m，且每個所述控制機構240的充氣單元241均通過一個所述充氣管與所述壓氣機連通，同時每個所述控制機構的充氣單元也通過一個所述放氣管與大氣連通。所述充氣閥門和放氣閥門連接至直升機內(nèi)的計算機，通過所述計算機控制所述充氣閥門和放氣閥門的開合，以控制所述充氣單元241的充放氣狀態(tài)。
[0034]基于同一發(fā)明構思，本發(fā)明實施例提供了一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制方法，如圖5所示，該方法包括:
[0035]步驟400，在直升機前飛過程中，當所述第一槳葉200到達第一位置，由前行槳葉變?yōu)楹笮袠~，打開所述充氣閥門，開始將高壓氣體通過所述充氣管充入所述充氣單元241;其中，定義槳葉的槳尖移動方向與直升機飛行方向相同一側的槳葉為前行槳葉；而槳尖移動方向與直升機飛行方向相反一側的槳葉為后行槳葉。即當圖1中直升機飛行方向為向上，且旋翼的轉動方向為逆時針時，所述第一槳葉200為前行槳葉，所述第二槳葉300為后行槳葉。
[0036]當所述第一槳葉200旋轉90度至所述第一位置220時，開始向所述充氣單元241中充入高壓氣體。
[0037]步驟410，當所述第一槳葉200繼續(xù)旋轉90度，到達第二位置，即所述第二槳葉300的位置時，關閉所述充氣閥門，停止向所述充氣單元241內(nèi)充氣，此時所述充氣單元241達到最大膨脹程度；
[0038]步驟420，當所述第一槳葉200繼續(xù)旋轉并離開所述第二位置后，打開所述放氣閥門開始放氣，此時在所述充氣單元241的自身張力、流場壓強及高壓氣體的共同作用下高壓氣體通過所述放氣管迅速排入到大氣中；
[0039]步驟430，當所述第一槳葉200繼續(xù)旋轉90度，到達所述第三位置230后，所述充氣單元241中的氣體完全放出，關閉放氣閥門，所述充氣單元241和整流單元244在自身張力的作用下緊貼在所述第一槳葉200上。
[0040]所述第一槳葉200繼續(xù)旋轉變?yōu)榍靶袠~后，所述充氣單元241和整流單元244始終緊貼在所述第一槳葉200上，直到旋轉至成為后行槳葉后再重新充放氣，重復以上步驟400?430。
[0041]參照圖6-10，下面結合具體計算數(shù)據(jù)對本發(fā)明進行詳細說明。本發(fā)明中對來流馬赫數(shù)1& = 0.30，翼型俯仰振蕩參數(shù)為(1(1:)=€[()+€[111*8；[11( ω t)，其中a(t)為翼型迎角，α0 =9.78°，am=9.90°，ω = 20.82524/s情況下，SC1095旋翼翼型和安裝有本發(fā)明所述的控制機構240的SC1095-1LE旋翼翼型的動態(tài)失速進行了數(shù)值模擬，研究分析了控制機構240抑制動態(tài)失速的流動機理。由計算結果和圖6顯示出，迎角為9.607°時，兩種翼型的流動均是附著狀態(tài)，上翼面的逆壓梯度很小。上仰至10.842°時，流動依然是附著狀態(tài)，但是SC1095翼型的Cp峰值卻顯著增加，翼型上翼面處的逆壓梯度增大，同時SC1095-1LE翼型由于控制機構240的存在，其Cp峰值只是略有增加。翼型持續(xù)上仰到迎角為13.243°時，SC1095翼型的流動雖然還是附著狀態(tài)，但Cp峰值已經(jīng)增加到近-10，逆壓梯度非常大;此時SC1095-1LE翼型的流動也是附著狀態(tài)，并且由于控制機構240的作用使得其Cp峰值未超過-6，逆壓梯度小。SC1095翼型上仰至迎角為14.372°時，由于在上翼面延流向的逆壓梯度過大導致在靠近前緣處出現(xiàn)分離氣泡，Cp峰值超過-11 AC1095翼型繼續(xù)上仰到15.99°的過程中，Cp峰值不斷增長，并超過-12;由于逆壓梯度過大導致前緣分離氣泡開始不斷變大并開始向后緣移動。當SC1095翼型上仰到迎角為16.398°時前緣分離氣泡已經(jīng)向后緣移動一段距離，并且變成了一個很大的分離渦，在分離渦向后緣移動的過程中Cp峰值不斷下降，在分離渦的作用下翼型的升力系數(shù)不斷增長，但由于分離渦不斷向后緣移動導致翼型的阻力系數(shù)和力矩系數(shù)不斷增大。翼型繼續(xù)上仰至18.014°的過程中，分離渦不斷變大并向后緣移動，翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)迅速增長，當達到18.014°時SC1095翼型的升力系數(shù)達到最大值。而在此過程中，由于控制機構240不斷變大，持續(xù)地改變著SC1095-1LE翼型的前緣變徑，降低Cp峰值，減小了流動的逆壓梯度，進而有效地抑制流動的分離，阻止了動態(tài)失速的發(fā)生，大大降低了翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。由迎角18.014°持續(xù)上仰至最大迎角19.680°的過程中，SC1095翼型已經(jīng)完全失速，翼型升力系數(shù)驟降，并在上翼面區(qū)域產(chǎn)生兩個很大的分離渦。由于SC1095-1LE翼型的前緣充氣氣囊在之前的翼型上仰運動中抑制了分離渦的產(chǎn)生，因此在由迎角18.014°持續(xù)上仰至最大迎角19.680°的過程中，SC1095-1LE翼型均保持了很好的附著流動，只是在翼型后緣處出現(xiàn)小范圍的分離流動，翼型沒有發(fā)生失速。達到最大迎角19.680°后，翼型開始下俯。SC1095翼型在下俯過程中發(fā)生渦的移動和脫落，Cp峰值不斷下降，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)不斷減小。而SC1095-1LE翼型在下俯過程中后緣處出現(xiàn)很大分離，并伴隨有渦的脫落過程，其Cp峰值不斷下降，升力系數(shù)不斷減小。下俯到迎角為8.894°時，3(:1095翼型和3(:1095-11^翼型的流動重新恢復到附著狀態(tài)。
[0042]盡管已描述了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，但本領域內(nèi)的技術人員一旦得知了基本創(chuàng)造性概念，則可對這些實施例作出另外的變更和修改。所以，所附權利要求意欲解釋為包括優(yōu)選實施例以及落入本發(fā)明范圍的所有變更和修改。
[0043]顯然，本領域的技術人員可以對本發(fā)明進行各種改動和變型而不脫離本發(fā)明的精神和范圍。這樣，倘若本發(fā)明的這些修改和變型屬于本發(fā)明權利要求及其等同技術的范圍之內(nèi)，則本發(fā)明也意圖包含這些改動和變型在內(nèi)。
【主權項】
1.一種直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置，其特征在于，包括旋翼，所述旋翼包括多片槳葉，每片所述槳葉上均安裝多個控制機構，所述控制機構位于所述槳葉的前緣處，所述控制機構包括充氣單元和整流單元，所述充氣單元包括連接在一起的第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜，所述第一橡膠薄膜一端連接在所述槳葉的上翼面，另一端與所述第二橡膠薄膜的一端連接，所述第二橡膠薄膜的另一端連接在所述槳葉的下翼面上，且所述充氣單元為密封結構;所述整流單元由橡膠薄膜形成，其一端連接在所述第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜的連接處，另一端連接在所述槳葉的下翼面上，且所述整流單元與所述下翼面之間形成的空間通過所述槳葉內(nèi)的管道與外部空間連通;所述槳葉通過槳根固定在旋翼軸上，所述槳葉和旋翼軸內(nèi)部貫穿設有充氣管，所述充氣管一端與所述充氣單元連通，另一端與直升機渦軸發(fā)動機的壓氣機連通，所述槳葉內(nèi)部還設有放氣管，所述放氣管一端與所述充氣單元連通，另一端位于所述槳葉的槳尖處，與大氣連通，所述充氣管和放氣管上分別設有充氣閥門和放氣閥門。2.如權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述槳葉的翼型為SC1095，其弦長為0.61m,旋翼直徑為7.2m，所述第一橡膠薄膜與所述槳葉的上翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.0086m，所述第二橡膠薄膜與所述槳葉的下翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.0370m，所述整流單元與所述槳葉的下翼面的連接處距離所述槳葉的前緣0.1600m。3.如權利要求2所述的裝置，其特征在于，所述旋翼的每片槳葉上都安裝有七個所述控制機構，七個所述控制機構沿所述槳葉的展向依次排列，每個所述控制機構的展向長度為0.5m，且每個所述控制機構的充氣單元均通過一個所述充氣管與所述壓氣機連通，同時每個所述控制機構的充氣單元也通過一個所述放氣管與大氣連通。4.如權利要求3所述的裝置，其特征在于，所述充氣閥門和放氣閥門連接至直升機內(nèi)的計算機，通過所述計算機控制所述充氣閥門和放氣閥門的開合，以控制所述充氣單元的充放氣狀態(tài)。5.—種使用如權利要求1所述的直升機旋翼動態(tài)失速主動流動控制裝置的控制方法，其特征在于，該方法包括: 在直升機前飛過程中，當槳葉到達第一位置，由前行槳葉變?yōu)楹笮袠~，打開充氣閥門，開始將高壓氣體通過充氣管充入充氣單元； 當所述槳葉繼續(xù)旋轉90度，到達第二位置時，關閉所述充氣閥門，停止向所述充氣單元內(nèi)充氣； 當所述槳葉繼續(xù)旋轉并離開所述第二位置時，打開放氣閥門開始放氣； 當所述槳葉繼續(xù)旋轉90度，到達第三位置后，所述充氣單元中的氣體完全放出，關閉所述放氣閥門。
【文檔編號】B64C27/473GK105966615SQ201610363864
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2016年5月27日
【發(fā)明人】許和勇, 邢世龍, 葉正寅
【申請人】西北工業(yè)大學