[发明专利]一种襟翼的控制方法及系统

说明书

本发明涉及一种襟翼的控制方法及系统。所述控制方法，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。本发明能够缓解仅通过后缘襟翼进行振动控制带来的不利结果。

技术领域

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。

发明内容

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：