本发明专利技术公开了一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置及其控制方法，该装置包括若干几何外形为NACA0012 CFJ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。本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及主动流动控制
，具体涉及一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置及其控制方法。
技术介绍
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。
技术实现思路
为解决上述问题，本专利技术提供了一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置及其控制方法，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，本专利技术采取的技术方案为：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。其中，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。上述一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置的控制方法，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。其中，所述射流动量系数定义如下： C μ = m · V j 1 / 2 ρ ∞ V ∞ 2 S ]]>其中，Cμ为射流动量系数；为质量流率；Vj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。本专利技术具有以下有益效果：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。本专利技术可控性好，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为本专利技术实施例中的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专利技术的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本专利技术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专利技术，并不用于限定本专利技术。如图2-4所示，本专利技术实施例提供了一本文档来自技高网...
【技术保护点】
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NACA0012 CFJ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。
【技术特征摘要】
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NACA0012 CFJ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。2.如权利要求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。3.如权利要求1所述的一种用于直升机旋翼叶片的联合射流控制装置的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：直升机在飞行过程中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...
【专利技术属性】
技术研发人员：许和勇，杨慧强，乔晨亮，邢世龙，叶正寅，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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