一种襟翼的控制方法及系统与流程

专利2022-05-09  2


本发明涉及襟翼控制领域,特别是涉及一种襟翼的控制方法及系统。



背景技术:

直升机上有诸多旋转部件,例如旋翼、尾桨、发动机以及传动系统等,它们在运转时会产生交变的载荷,这些交变的载荷会成为直升机的振源。这些振源的激振力作用在机体结构上引起机体振动。机体振动会影响驾驶员以及乘员的舒适性,同时对机体结构的疲劳寿命以及仪表设备的正常运行都有影响。而在各个旋转部件中,旋翼产生的激振力是最大的,因此,如何降低旋翼振动是直升机设计中很重要的一环。

目前应用在直升机上降低旋翼振动的技术主要分为被动控制和主动控制两类,最早研究者主要把目光集中在被动控制上,被动控制主要是通过添加吸振器或改变旋翼桨叶结构参数来抑制旋翼振动,然而,给旋翼添加吸振器带来的附加质量较大;改变旋翼桨叶结构参数的方法,例如研究新的桨叶翼型,探讨桨叶的厚度延展向的最佳分布规律以及新的桨叶外形等,这些技术的发展陷入了瓶颈。因此,由于被动控制的局限性,主动控制方法应运而生。其中,通过后缘襟翼进行直升机旋翼振动主动控制是目前研究的一大热点。

通过后缘襟翼进行振动控制需要后缘襟翼相对于桨叶进行偏转,在直升机部分飞行状态下为了达到规定的振动水平,后缘襟翼的偏转幅度较大,这样导致直升机旋翼消耗功率较大;桨叶是弹性体,同时处于高速运动状态,后缘襟翼偏转后不可避免会引起桨叶本身的扭转以及弯曲变形,后缘襟翼仅间接影响前缘气动环境,对于在翼型前缘产生的动态失速所引发的振动问题,仅仅通过后缘襟翼很难减缓。

综上所述,仅仅通过后缘襟翼进行振动控制会导致直升机旋翼消耗功率较大、引起桨叶本身的扭转以及弯曲变形以及引发旋翼振动。



技术实现要素:

本发明的目的是提供一种襟翼的控制方法及系统,能够缓解仅通过后缘襟翼进行振动控制带来的不利结果。

为实现上述目的,本发明提供了如下方案:

一种襟翼的控制方法,包括:

获取直升机的飞行速度;

根据所述飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值和前缘襟翼的控制参数值,所述控制参数值包括偏转幅值和偏转方向;

根据所述后缘襟翼的控制参数值控制所述后缘襟翼偏转;

根据所述前缘襟翼的控制参数值控制所述前缘襟翼偏转。

可选的,根据所述飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值,具体包括:

若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针;;

若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m偏转方向为顺时针;

若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。

可选的,根据所述飞行速度确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0,若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为偏转方向为逆时针;

若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为偏转方向为顺时针,若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为偏转方向为逆时针;

若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值偏转方向为顺时针,若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为偏转方向为逆时针,其中,s为第一设定偏转幅值。

可选的,根据所述飞行速度确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括;

根据所述飞行速度确定目标问题的等级,所述目标问题包括动态失速问题、功率消耗问题和弯扭变形问题中的至少一个;

根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值。

可选的,所述根据飞行速度确定目标问题的等级,具体包括:

若所述飞行速度在第一设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第一等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第一等级;

若所述飞行速度在第二设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第二等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第一等级;

若所述飞行速度在第三设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第三等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第三等级。

可选的,所述根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值,s<m<g。

可选的,所述根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针,当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为顺时针;当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针;当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。

可选的,所述根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针;

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为顺时针;

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值,s<m<g。

一种襟翼的控制系统,包括:

获取模块,用于获取直升机的飞行速度;

控制参数确定模块,用于根据所述飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值和前缘襟翼的控制参数值,所述控制参数值包括偏转幅值和偏转方向;

后缘襟翼控制模块,用于根据所述后缘襟翼的控制参数值控制所述后缘襟翼偏转;

前缘襟翼控制模块,用于根据所述前缘襟翼的控制参数值控制所述前缘襟翼偏转。

可选的,所述控制参数确定模块包括:

第一后缘参数确定单元,用于若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针;

第二后缘参数确定单元,用于若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m偏转方向为顺时针;

第三后缘参数确定单元,用于若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。

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:本发明通过直升机的飞行速度控制后缘襟翼和前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向,同时控制前缘襟翼和后缘襟翼,缓解了仅通过后缘襟翼进行振动控制带来的不利结果。

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为本发明实施例提供的带有前缘襟翼和后缘襟翼的桨叶轴的示意图;

图2为本发明实施例提供的襟翼的控制方法的流程图;

图3为本发明实施例提供的不同飞行状态下后缘襟翼的操纵策略的示意图;

图4为本发明实施例提供的飞行速度在第一设定范围内前缘襟翼和后缘襟翼的操作策略的示意图;

图5为本发明实施例提供的飞行速度在第二设定范围内前缘襟翼和后缘襟翼的操作策略的示意图;

图6为本发明实施例提供的飞行速度在第三设定范围内前缘襟翼和后缘襟翼的操作策略的示意图;

图7为本发明实施例提供的襟翼的控制系统的框图。

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。

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1中a为桨叶,b为前缘襟翼,c为后缘襟翼,左侧虚线框为带有前缘襟翼以及后缘襟翼的桨叶部位的剖面图,其中前缘襟翼以及后缘襟翼分别绕某固定轴线进行偏转。本实施例针对于现有技术中仅通过后缘襟翼进行振动控制所固有的不足,考虑到前缘襟翼主动控制的优势,在采用后缘襟翼进行控制的基础上,提出了一种通过前后缘襟翼协调控制抑制旋翼振动的方法,不仅能够有效减缓旋翼的振动问题,还能弥补仅通过后缘襟翼进行振动控制所固有的不足,如图2所示,所述方法包括:

步骤101:获取直升机的飞行速度。使用空速管测量直升机的飞行速度。

步骤102:根据所述飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值和前缘襟翼的控制参数值。所述控制参数值包括偏转幅值和偏转方向。

步骤103:根据所述后缘襟翼的控制参数值控制所述后缘襟翼偏转。

步骤104:根据所述前缘襟翼的控制参数值控制所述前缘襟翼偏转。

图3简单介绍了不同飞行状态下后缘襟翼的简单操纵策略,箭头指向的是后缘襟翼在偏转时的形状状态,原理为:在旋翼前行侧由于挥舞运动会对翼型剖面产生低头力矩,此时后缘襟翼逆时针偏转使得翼型后缘襟翼部位下表面到翼型后缘的流程相对上表面增加,因此下表面流速增大,压强减小,相对于原构型在后缘襟翼部位产生向下的力以提供抬头力矩;在旋翼后行侧由于气动环境,翼型剖面的气动迎角较大,后缘襟翼顺时针偏转增大了有效弯度,以减小气动迎角的需求;同时由于直升机旋翼振动会随着前飞速度的增加而不断增大,因此后缘襟翼的偏转幅度也会随着前飞速度的增加而不断增大:当直升机处于小速度前飞状态时,后缘襟翼偏转幅值为s,当直升机处于中等速度前飞状态时,后缘襟翼偏转幅值为m,当直升机处于大速度前飞状态时,后缘襟翼偏转幅值为g。在实际应用中,基于减振的目的以及上述原理得到根据飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值的具体过程为:

如图4所示,若所述飞行速度在第一设定范围内(小速度前飞),在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针;在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针。

如图5所示,若所述飞行速度在第二设定范围内(中等速度前飞),在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针;在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m偏转方向为顺时针。

如图6所示,若所述飞行速度在第三设定范围内(大速度前飞),在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针;在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,指的是桨叶的方位角,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。以图1中虚线框内的桨叶剖面图为基准:前缘襟翼逆时针偏转为负,顺时针偏转为正;后缘襟翼逆时针偏转为正,顺时针偏转为负;同时,m为s的两倍,g为s的三倍。以直升机巡航速度v为基准,定义直升机前飞的三种状态。0.9v以下为第一设定范围、0.9v~1.1v为第二设定范围、1.1v以上为第三设定范围。

在实际应用中,根据所述飞行速度确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

如图4所示,若所述飞行速度在第一设定范围内,在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0,在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针。

如图5所示,若所述飞行速度在第二设定范围内,在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为顺时针,在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针。

如图6所示,若所述飞行速度在第三设定范围内,在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为顺时针,在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针,其中,s为第一设定偏转幅值。

在相同的后缘襟翼偏转幅值下,三个目标问题所造成的影响大小有所不同;即使同一个目标问题,在不同的后缘襟翼偏转幅值下造成的影响也有差异,所以在实际应用中,根据所述飞行速度确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

根据所述飞行速度确定目标问题的等级,所述目标问题包括动态失速问题、功率消耗问题和弯扭变形问题中的至少一个。

根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值。

在实际应用中,根据飞行速度确定目标问题的等级,具体包括:

若所述飞行速度在第一设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第一等级,弯扭变形问题为第一等级、动态失速问题为第一等级。

若所述飞行速度在第二设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第二等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第一等级。

若所述飞行速度在第三设定范围内,目标问题中功率消耗问题为第三等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第三等级。

在实际应用中,根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当目标问题中功率消耗问题为第一等级,弯扭变形问题为第一等级、动态失速问题为第一等级时,在旋翼前行侧时(方位角0°-180°),前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0,在旋翼后行侧时(方位角180°-360°),前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针。

当目标问题中功率消耗问题为第二等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第一等级时,在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为顺时针,在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针。

当目标问题中功率消耗问题为第三等级,弯扭变形问题为第一等级,动态失速问题为第三等级时,在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为顺时针,在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为(以规律为的正弦波进行偏转),偏转方向为逆时针,其中,s为第一设定偏转幅值。

在实际应用中,根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针。

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针。

当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值和偏转方向均为0;当所述目标问题为动态失速问题、所述动态失速问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值,s<m<g。

在实际应用中,根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针,当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针。

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为顺时针;当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针。

当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针;当所述目标问题为功率消耗问题、所述功率消耗问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。

在实际应用中,根据所述目标问题的等级确定前缘襟翼的控制参数值,具体包括:

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第一等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第一等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针。

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第二等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第二等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为顺时针。

当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第三等级且在旋翼前行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;当所述目标问题为弯扭变形问题、所述弯扭变形问题的等级为第三等级且在旋翼后行侧时,前缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值,s<m<g。

本实施例提供的方法原理如下:

解决功率消耗问题的前缘襟翼偏转机理如下:在旋翼前行侧由于后缘襟翼逆时针偏转以提供抬头力矩,此时前缘襟翼顺时针偏转,前缘襟翼部位气动迎角增大,相对于原构型在前缘产生一个附加的向上的升力,此升力提供了抬头力矩,因此能够减小后缘襟翼需求的偏转角度;在旋翼后行侧由于后缘襟翼顺时针偏转以增大桨叶弯度,此时前缘襟翼逆时针偏转,相当于再次增大了翼型的弯度,因此能够减小后缘襟翼需求的偏转角度。同时基于theodorsen理论,翼型剖面的气动铰链力矩与后缘襟翼偏转角度成正比,而操纵后缘襟翼消耗的功率与气动铰链力矩成正比。所以随着后缘襟翼偏转角度的减小,操纵后缘襟翼消耗的功率呈二次方下降,即使存在前缘襟翼的偏转,但是总的操纵功率还是会降低。

解决弯扭变形问题的前缘襟翼偏转机理如下:由于后缘襟翼偏转会带来附加的气动力以及气动力矩,附加的气动力会额外引起桨叶的弯曲变形,而附加的气动力矩会额外引起桨叶的扭转变形。基于前文所述前缘襟翼偏转的气动理论,无论是在旋翼前行侧还是在后行侧,当前缘襟翼与后缘襟翼的偏转方向相同时,产生的气动力以及气动力矩均与后缘襟翼相反,此时通过对前缘襟翼进行一定的操纵能够做到减小甚至消除由于后缘襟翼引起的弯曲以及扭转。

解决动态失速问题的前缘襟翼偏转机理如下:由于动态失速现象一般发生在旋翼后行侧,因此在旋翼前行侧无需对前缘襟翼进行操纵;在旋翼后行侧,由于动态失速现象是由于气动迎角过大而发生的,若前缘襟翼负向偏转,在一定范围下翼型剖面的弯度增大,随之翼型的升阻比也会增大,在产生同等升力下所需要的气动迎角会减小,因此对直升机大速度飞行情况下的动态失速现象有所缓解。

当所述飞行速度在第一设定范围内,后缘襟翼偏转幅值为s:由于后缘襟翼偏转幅值为s,认为功率消耗问题严重级别为第一等级;由于弯扭变形问题可以通过结构设计、材料选取等被动设计进行有效缓解,因此认为弯扭变形问题严重级别为第一等级;由于动态失速现象大多数发生在大速度前飞状态,因此认为弯扭变形问题严重级别为第一等级。

当所述飞行速度在第二设定范围内,后缘襟翼偏转幅值为m:由于后缘襟翼偏转幅值为m,认为功率消耗问题严重级别为第二等级;弯扭变形问题严重级别为第一等级,理由与前文相同;动态失速问题严重级别为第一等级,理由与前文相同。

当所述飞行速度在第三设定范围内,后缘襟翼偏转幅值为g:由于后缘襟翼偏转幅值为g,认为功率消耗问题严重级别为第三等级;弯扭变形问题严重级别为第一等级,理由与前文相同;由于在大速度前飞状态下动态失速现象会导致非常严重的振动问题,甚至可能会导致直升机倾翻,因此认为动态失速问题严重级别为第三等级。

本实施例还提供了一种与上述方法对应的襟翼的控制系统,如图7所示,所示系统包括:

获取模块a1,用于获取直升机的飞行速度。

控制参数确定模块a2,用于根据所述飞行速度确定后缘襟翼的控制参数值和前缘襟翼的控制参数值,所述控制参数值包括偏转幅值和偏转方向。

后缘襟翼控制模块a3,用于根据所述后缘襟翼的控制参数值控制所述后缘襟翼偏转。

前缘襟翼控制模块a4,用于根据所述前缘襟翼的控制参数值控制所述前缘襟翼偏转。

作为一种可选的实施方式,所述控制参数确定模块包括:

第一参数确定单元,用于若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第一设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为s,偏转方向为顺时针;。

第二参数确定单元,用于若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第二设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为m偏转方向为顺时针。

第三参数确定单元,用于若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼前行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为逆时针;若所述飞行速度在第三设定范围内且在旋翼后行侧时,后缘襟翼的偏转幅值为g,偏转方向为顺时针,s<m<g,其中,s为第一设定偏转幅值,m为第二设定偏转幅值,g为第三设定偏转幅值。

本发明有以下技术效果:

(1)前缘襟翼模块将后缘襟翼的偏转以及直升机前飞速度作为输入量,因此前缘襟翼可以与后缘襟翼共用一套控制系统,无需重新设计。

(2)在保留后缘襟翼降低旋翼振动能力的基础上,使用前缘襟翼缓解了后缘襟翼振动控制带来的不利结果。

(3)在不使用前缘襟翼的情况下,桨叶能够恢复到原有的结构,不会由于某些附加结构影响桨叶原有的气动性能。

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。

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