一种机翼前缘下垂动态失速控制装置和方法

技术领域

本发明涉及动力控制技术领域，具体涉及一种机翼前缘下垂动态失速控制装置和方法。

背景技术

直升机前飞时后行侧桨叶容易发生动态失速，从而限制了直升机飞行速度，同时失速后桨叶上表面的涡生成和脱落过程会引发升力突降等问题，严重危害飞行安全，使用前缘下垂技术能够抑制分离涡产生，提升旋翼的升力系数，降低扭矩系数。另外，现代大型民用飞机在起降过程中需要使用机翼增升装置，现有的增升装置包括前缘缝翼、后缘襟翼及前缘下垂襟翼等，其中前缘下垂襟翼的失效概率相对较低，已经成为当前国际先进民用飞机增升装置的主要研究方向，如图1所示。现有的前缘下垂结构通过机械结构进行驱动，机械作动耗时较长，响应较慢，机械作动还会引起桨叶振动等不利影响，同时由于机械部件重量大结构复杂，会对飞行器设计造成约束，另外还存在维护检查困难等一系列问题。

发明内容

为了解决现有前缘下垂结构驱动技术存在耗时长、响应慢，且会引起桨叶振动等不利影响等问题，本发明提供了一种机翼前缘下垂动态失速控制装置。本发明利用等离子体激励器不断诱导出涡结构，其与主流流动相互作用在机翼前缘生成虚拟前缘下垂结构，满足动态失速控制需求，且该等离子激励器结构简单，对机翼载荷分布均匀、重量轻，能够降低机翼结构强度要求，易于控制、响应速度更快。

本发明通过下述技术方案实现：

一种机翼前缘下垂动态失速控制装置，包括主控模块、等离子体激励器、电源和信号发生器；

其中，所述主控模块用于根据机翼表面分离状态，控制所述信号发生器的输出；

所述信号发生器通过输出不同波形信号对所述电源输出波形进行调制，从而控制所述等离子体激励器的放电状态；

所述电源为所述等离子体激励器提供驱动电压；

所述等离子体激励器沿机翼翼根到翼尖方向安装在靠近机翼前缘位置，能够产生非定常诱导涡结构，非定常诱导涡结构与机翼前缘的主流涡相互作用，从而形成虚拟前缘下垂结构。

本发明利用等离子体激励器诱导产生启动涡，启动涡与主流涡相互作用，从而形成虚拟前缘下垂结构，相较于传统的机械式前缘下垂结构，本发明的结构简单，在机翼前缘载荷分布均匀，且对机翼结构外形影响较小，同时结合电驱动方式，响应速度快，且作动过程中不会对高速运动中的旋翼产生不利影响。

作为优选实施方式，本发明的等离子体激励器包括高压电极、绝缘介质层和低压电极；

所述高压电极和低压电极分别位于所述绝缘介质层两侧，且所述高压电极设置在机翼的外部，所述低压电极和绝缘介质层均埋入机翼内部。

作为优选实施方式，本发明的高压电极和低压电极间无间隙，对接位置靠近机翼前缘。

作为优选实施方式，本发明的高压电极和低压电极采用导电性能符合要求的金属材料；

所述绝缘介质层采用绝缘材料。

作为优选实施方式，本发明的高压电极和低压电极采用铜箔；

所述绝缘介质层采用聚酰亚胺。

作为优选实施方式，本发明的电源采用交流放电电源；

所述电源高压输出端与所述高压电极相连，所述电源低压端与所述低压电极相连并接地。

作为优选实施方式，本发明的信号发生器通过输出不同波形信号对电源输出波形进行调制，从而控制等离子体激励器的开关状态，输出电压的幅值、频率、占空比和相位参数。

作为优选实施方式，本发明的机翼为直升机旋翼、固定翼机翼或二维翼型。

另一方面，本发明提出了基于上述一种机翼前缘下垂动态失速控制装置的控制方法，包括：

根据机翼表面分离情况，选取最优的机翼前缘下垂形状参数；

根据最优的机翼前缘下垂形状参数，设置信号发生器波形参数，控制等离子体激励器的输出电压参数，从而控制前缘下垂参数；

开启等离子体激励器，通过非定常放电在机翼前缘诱导出启动涡，从而生成虚拟前缘下垂结构。

作为优选实施方式，本发明的方法还包括：

通过在直升机旋翼的表面安装等离子体激励器，在桨叶运动至后行侧时开启等离子体激励器从而在桨叶表面形成虚拟前缘下垂结构，以抑制直升机的桨叶运动至后行侧时表面分离涡的生成和发展；

在桨叶运动至前行侧时关闭等离子体激励器保持原始翼型外形，无虚拟前缘下垂结构。

本发明具有如下的优点和有益效果：

本发明通过使用等离子体非定常激励在机翼前缘形成虚拟下垂结构，无需复杂的机械作动机构，降低了前缘下垂构型机翼的重量；由于采用电驱动的方式，易于控制，响应速度快且作动过程中不会对高速运动中的旋翼产生影响。

本发明将等离子体激励器布置于机翼表面，便于维护。

本发明产生的虚拟前缘下垂结构，应用于直升机时，能够抑制直升机的桨叶运动至后行侧时表面分离涡的生成和发展，提升升力系数和法向力系数，降低扭矩系数，从而提升旋翼的等效升阻比；应用于固定翼飞机时，能够提升起降性能。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：

图1为本发明实施例的动态失速控制装置原理框图。

图2为本发明实施例的控制装置工作示意图。

图3为本发明实施例的等离子体激励器结构示意图。

图4为本发明实施例的虚拟前缘下垂涡流结构产生示意图。

图5为本发明实施例的直升机旋翼前缘下垂结构示意图。

附图中标记及对应的零部件名称：

1-机翼，2-等离子体激励器，21-高压电极，22-绝缘介质层，23-低压电极，3-虚拟前缘下垂结构，4-主流涡，5-非定常诱导涡，6-后行侧A，7-虚拟前缘下垂结构A，8-后行侧B，9-虚拟前缘下垂结构B，10-前行侧。

具体实施方式

在下文中，可在本发明的各种实施例中使用的术语“包括”或“可包括”指示所发明的功能、操作或元件的存在，并且不限制一个或更多个功能、操作或元件的增加。此外，如在本发明的各种实施例中所使用，术语“包括”、“具有”及其同源词仅意在表示特定特征、数字、步骤、操作、元件、组件或前述项的组合，并且不应被理解为首先排除一个或更多个其它特征、数字、步骤、操作、元件、组件或前述项的组合的存在或增加一个或更多个特征、数字、步骤、操作、元件、组件或前述项的组合的可能性。

在本发明的各种实施例中，表述“或”或“A或/和B中的至少一个”包括同时列出的文字的任何组合或所有组合。例如，表述“A或B”或“A或/和B中的至少一个”可包括A、可包括B或可包括A和B二者。

在本发明的各种实施例中使用的表述(诸如“第一”、“第二”等)可修饰在各种实施例中的各种组成元件，不过可不限制相应组成元件。例如，以上表述并不限制所述元件的顺序和/或重要性。以上表述仅用于将一个元件与其它元件区别开的目的。例如，第一用户装置和第二用户装置指示不同用户装置，尽管二者都是用户装置。例如，在不脱离本发明的各种实施例的范围的情况下，第一元件可被称为第二元件，同样地，第二元件也可被称为第一元件。

应注意到：如果描述将一个组成元件“连接”到另一组成元件，则可将第一组成元件直接连接到第二组成元件，并且可在第一组成元件和第二组成元件之间“连接”第三组成元件。相反地，当将一个组成元件“直接连接”到另一组成元件时，可理解为在第一组成元件和第二组成元件之间不存在第三组成元件。

在本发明的各种实施例中使用的术语仅用于描述特定实施例的目的并且并非意在限制本发明的各种实施例。如在此所使用，单数形式意在也包括复数形式，除非上下文清楚地另有指示。除非另有限定，否则在这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明的各种实施例所属领域普通技术人员通常理解的含义相同的含义。所述术语(诸如在一般使用的词典中限定的术语)将被解释为具有与在相关技术领域中的语境含义相同的含义并且将不被解释为具有理想化的含义或过于正式的含义，除非在本发明的各种实施例中被清楚地限定。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。

实施例

传统的机械式前缘下垂结构，由于机械部件重量大结构复杂，会对飞行器设计造成约束，还存在维护检查困难等问题，同时机械作动耗时长，响应较慢，机械作动还会引起桨叶振动等不利影响。基于此，本发明实施例提供了一种机翼前缘下垂动态失速控制装置，本发明实施例采用等离子体非定常激励方式，在机翼前缘不断诱导出涡结构，其与主流流动相互作用在机翼前缘生成虚拟前缘下垂结构，从而满足动态失速控制需求。

具体如图1所示，本发明实施例的控制装置包括主控模块、设置在机翼1前缘附近的等离子体激励器2、电源和信号发生器等。主控模块与信号发生器通信连接，信号发生器与电源的控制模块通信连接，电源为等离子体激励器提供驱动电压，等离子体激励器2用于在机翼前缘产生诱导涡结构，其与主流涡结构相互作用，从而在机翼前缘产生虚拟前缘下垂结构3，如图2所示。

其中，主控模块用于根据机翼的检测设备，判断机翼表面分离情况，从而获得最优前缘下垂形状参数，例如下垂角度和长度等参数。主控模块可以是集成于飞行器的控制器中的功能模块单元，也可以是独立的控制器模块单元。

主控模块根据最优前缘下垂形状参数，将其对应的波形参数发送给信号发生器，信号发生器通过电源的控制模块控制等离子体激励器的输出电压幅值、频率、占空比和相位等参数，从而控制前缘下垂角度、下垂出现的相位等参数。

本发明实施例中，主控模块根据机翼压力传感器，判断机翼表面分离情况，从而可获得最优的前缘下垂形状参数。

如图3所示，等离子体激励器2展向（展向即为机翼翼根到翼尖的方向；弦向为从机翼前缘到后缘的方向）安装在机翼1前缘附近，主要由高压电极21、绝缘介质层22和低压电极23构成。其中高压电极21和低压电极23分别位于绝缘介质层22两侧，高压电极21暴露在空气中，即设置在机翼1的外部，低压电极23和绝缘介质层22均埋入机翼1内部，从而降低激励器对机翼外形的影响。

需要说明的是，本发明实施例的机翼可以是但不限于直升机旋翼、固定翼机翼或二维翼型等。

高压电极21和低压电极23间无间隙，高压电极21和低压电极23的对接位置24靠近机翼前缘。对接位置24垂直于翼面，当高压电极21和低压电极23一端均落在对接位置上时，表示两者无间隙。

高压电极21和低压电极23可选用任意导电性能优良的金属材料，优选使用铜箔；介质绝缘层22采用绝缘材料，可根据介电常数和重量角度优选使用聚酰亚胺。

电源可采用但不限于交流放电电源，电源高压输出端与高压电极21相连，电源低压端与低压电极23相连并接地。

信号发生器与电源的控制模块连接，通过输出不同波形的信号对电源输出波形进行调制，从而控制等离子体激励器的放电状态，包括开关状态，输出电压的幅值、频率、占空比和相位等参数。

本发明实施例提出的控制装置的工作原理为：

通过在等离子体激励器2的高压电极21和低压电极23之间施加高压电场，从而击穿空气产生等离子体，等离子体在电场作用下裹挟空气产生从高压电极21指向低压电极23的定向运动。等离子体激励器2在开启瞬间会产生启动涡，通过使用非定常激励方式，能够形成稳定的涡结构。通过在机翼前缘附近沿展向布置激励器，从而在工作时产生沿展向分布的涡流，涡流（非定常诱导涡5）与主流流动（主流涡4，包括分离涡和脱落涡）相互作用，从而形成虚拟前缘下垂结构3，如图4所示。

本发明实施例提出的控制装置的工作过程具体包括：

步骤1，根据机翼压力传感器测量数据，判断机翼表面分离情况，选取最优的前缘下垂形状参数，如下垂角度和长度等参数。

步骤2，根据前缘下垂形状参数设置信号发生器波形参数，控制激励器的输出电压幅值、频率、占空比和相位等参数，从而控制前缘下垂角度、下垂出现的相位等参数。

步骤3，开启等离子体激励器2，通过非定常放电在机翼前缘诱导出启动涡，从而生成虚拟前缘下垂结构3。

本发明实施例通过在机翼（旋翼）前缘附近展向布置的等离子体激励器2，利用其非定常激励诱导涡结构的特性产生虚拟前缘下垂结构3；通过控制信号发生器的输出，能够形成不同角度和长度的前缘下垂结构，从而针对不同飞行条件下的动态失速进行控制。

针对直升机旋翼，通过控制虚拟前缘的生成相位，仅在桨叶运动至后行侧A6时形成虚拟前缘下垂结构A7，桨叶运动至后行侧B8时形成虚拟前缘下垂结构B9，而桨叶运动至前行侧10时无虚拟前缘下垂结构，如图5所示，使得桨叶运动至后行侧开启激励器从而在桨叶表面形成虚拟前缘下垂结构，以能够抑制直升机的桨叶运动至后行侧时表面分离涡的生成和发展，提升升力系数和法向力系数，降低扭矩系数，从而提升旋翼的等效升阻比。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。