[發(fā)明專利]一種基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法

有效

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• 申請日: 2021-01-27
• 公開（公告）號: CN112849389B
• 公開（公告）日: 2022-11-25
• 發(fā)明（設計）人: 雷娟棉;勇政;牛健平;張定金
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: B64C3/36
• 分類號: B64C3/36
• 代理公司: 北京理工大學專利中心 11120
• 代理人: 廖輝

本發(fā)明公開了一種基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法，屬于飛行器流動控制技術領域。在機翼俯仰振蕩運動過程中，當機翼的攻角增大到設定值時，控制機翼前緣下垂以減小前緣局部的有效攻角；而在機翼的攻角減小過程中，控制機翼前緣從下垂狀態(tài)恢復原狀，從而保持原翼型的氣動特性。本發(fā)明通過合理控制機翼前緣動態(tài)下垂來有效控制機翼俯仰振蕩過程中的動態(tài)失速。

技術領域

本發(fā)明屬于飛行器流動控制技術領域，具體涉及一種基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法。

背景技術

動態(tài)失速指的是氣動部件在動態(tài)運動過程中發(fā)生的非定常流動分離與失速現象，在直升機旋翼、風力發(fā)電機葉片等氣動裝置上都可能發(fā)生。對于處于前飛狀態(tài)的直升機而言，由于旋翼槳葉在周期變距時其攻角會發(fā)生周期性的變化(即俯仰振蕩)，并處于相對較低的來流速度中，容易引起動態(tài)失速的發(fā)生。動態(tài)失速在機翼上表面產生壓力波動和載荷突變，可能會使得法向力顯著增大，并產生很大的低頭力矩，對飛行器的氣動特性造成很大影響。因此需要對流動進行控制，以抑制動態(tài)失速，改善飛行器氣動特性。

目前的動態(tài)失速流動控制技術有很多，根據是否消耗能量，可將這些流動控制技術分為被動和主動兩大類，前者包括渦流發(fā)生器、翼型前緣變形等；后者包括合成射流、縫翼/襟翼動態(tài)偏轉等。

在各種動態(tài)失速流動控制技術中，渦流發(fā)生器的最優(yōu)工況單一，不適用于復雜多變的飛行環(huán)境；而合成射流控制方法產生的射流動量低，控制效果較弱。

發(fā)明內容

有鑒于此，本發(fā)明提供了一種基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法，通過合理控制機翼前緣動態(tài)下垂來有效控制機翼俯仰振蕩過程中的動態(tài)失速。

一種基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法，在機翼俯仰振蕩運動過程中，當機翼的攻角增大到設定值時，控制機翼前緣下垂以減小前緣局部的有效攻角；而在機翼的攻角減小過程中，控制機翼前緣從下垂狀態(tài)恢復原狀，從而保持原翼型的氣動特性。

進一步地，所述機翼攻角大于某預設值α_def時，機翼前1/4弦長部分在隨體坐標系中下垂，在來流坐標系中保持靜止，機翼前部的局部攻角被固定為變形起始時刻的攻角α_def，變形過程中機翼前部的局部攻角保持不變。

進一步地，所述隨體坐標系中，機翼前部的每一點的垂直于機翼弦向的位移量：

式中，α₁為機翼俯仰振蕩運動的振幅，ω為機翼俯仰振蕩的角頻率，為變形起始相位角，t為時間。

進一步地，所述攻角變化規(guī)律為：

其中：α₀為翼型俯仰振蕩的平均攻角。

進一步地，所述機翼前緣下垂的變形量不與機翼攻角變化相抵消。

有益效果：

1、本發(fā)明的基于機翼前緣動態(tài)下垂的動態(tài)失速控制方法通過減小機翼前部的有效攻角，使得機翼的壓力分布更為合理，減小前緣附近的逆壓梯度，不易發(fā)生流動分離，因而能夠有效抑制機翼俯仰振蕩過程中的動態(tài)失速現象。

2、本發(fā)明通過采用不同的前緣下垂形式和控制參數，能夠在不同的飛行條件下對動態(tài)失速進行有效的控制。

附圖說明

圖1為機翼前緣下垂模式及坐標系定義示意圖；

圖2為機翼前緣部分攻角變化規(guī)律示意圖；

圖3為升力系數在有控和無控情況下的曲線圖；

圖4為阻力系數在有控和無控情況下的曲線圖；

圖5為俯仰力矩系數-攻角滯回曲線圖。

具體實施方式