本发明专利技术公开一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法、系统及装置，涉及旋翼桨叶领域；方法包括：获取第一、二桨叶的方位角；判断第一、二桨叶的方位角是否均不在预设范围内，得第一判断结果；第一判断结果为是，返回上一步骤；第一判断结果为否，设在预设范围内的方位角对应的桨叶的后掠器为待调整后掠器，获取待调整后掠器的阻力值；判断阻力值是否大于预设阻力阈值，得第二判断结果；第二判断结果为是，获取待调整后掠器的旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算后掠控制角度；根据后掠控制角度对待调整后掠器进行后掠控制；返回“获取所述待调整后掠器的阻力值”，直到方位角不在预设范围内，本发明专利技术对局部高速区进行后掠，实现高速脉冲噪声的降噪。的降噪。的降噪。
【技术实现步骤摘要】
一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法、系统及装置
[0001]本专利技术涉及旋翼桨叶领域，特别是涉及一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法、系统及装置。
技术介绍
[0002]旋翼的气动噪声中，主要包括厚度噪声和载荷噪声，分别为旋翼排开空气、旋翼所产生的气动力变化引起的气动噪声，由于旋翼旋转频率相对较低，所产生的噪声具有频率低、强度大的特点，导致其在远距离传播时，产生严重的声污染。
[0003]直升机具有独特的垂直起降的方式及空中悬停能力，因此在城市交通运输、救援救灾任务以及战场侦察作战等领域发挥着不可或缺的能力；然而直升机旋翼独特的工作方式即以旋转提供所需的升力，导致其在前飞中受到前飞速度的影响，其合速度在前行侧桨叶增大，在后行侧减小，导致在大速度前飞时前行侧桨叶速度接近声速，出现激波，随即产生由强度大，频率低，具有明显周期性的高速脉冲噪声(HSI)，前行侧桨叶出现激波，产生高强度的HSI噪声，这种噪声属于载荷噪声的一种。
[0004]解决该问题的方法一般有两种，一是对于变转速的方法。二是采用后掠的方式，减少激波的产生以降低HSI噪声，田应仲，姜汉斌等实现了对固定翼的可变后掠机构。传统通过桨叶后掠的方法进行降噪的手段，只能应用于旋翼的桨尖位置，同时该方法会改变桨叶的重心位置，会引起动力学问题，噪声的降低效果较小。变转速方法在改变前行侧桨叶转速的同时，会同时导致旋翼上剩余桨叶速度的变化。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的是提供一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法、系统及装置，可对局部高速区进行后掠，实现高速脉冲噪声的降噪。
[0006]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
[0007]一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，具体包括：
[0008]获取第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角；所述第一桨叶和所述第二桨叶之间夹角为180度；
[0009]判断所述第一桨叶的方位角和所述第二桨叶的方位角是否均不在预设范围内，获得第一判断结果；所述预设范围为大于60度小于120度的范围；
[0010]若所述第一判断结果表示是，则返回步骤“获取第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角”；
[0011]若所述第一判断结果表示否，则将在预设范围内的方位角所对应的桨叶的后掠器设为待调整后掠器，并执行如下操作：
[0012]获取所述待调整后掠器的阻力值；
[0013]判断所述阻力值是否大于预设阻力阈值，得到第二判断结果；
[0014]若第二判断结果为是，则获取所述待调整后掠器的旋转产生的桨尖速度和前飞速度；
[0015]根据旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算得到所述待调整后掠器的实际桨尖速度；
[0016]根据所述实际桨尖速度计算待调整后掠器的后掠控制角度；
[0017]根据后掠控制角度进行所述待调整后掠器进行后掠控制；
[0018]返回步骤“获取所述待调整后掠器的阻力值”，直到所述待调整后掠器所对应的桨叶的方位角不在所述预设范围内。
[0019]可选的，根据旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算得到所述待调整后掠器的实际桨尖速度的公式为：
[0020]V
tip＝
V
rotation
+V
forward
；
[0021]其中，V
tip
表示实际桨尖速，V
rotation
表示旋转产生的桨尖速度，V
forward
表示前行速度。
[0022]可选的，根据所述实际桨尖速度计算待调整后掠器的后掠控制角度，具体包括：
[0023]根据所述实际桨尖速度计算得到后掠系数为：
[0024]A＝(V
tip
‑
0.7*C)/(3*r)；
[0025]其中，A表示后掠系数，C表示声速，r表示待调整后掠器对应的桨叶的长度；
[0026]根据所述后掠系数计算得到后掠控制角度为：
[0027]Ω
ψ
＝Ω
‑
sin(3ψ)
·
A；
[0028]其中，Ω
ψ
表示后掠控制角度，Ψ表示待调整后掠器对应桨叶的方位角，Ω表示初始状态的后掠角，Ω＝0
°
。
[0029]一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制系统，可变后掠翼的旋翼桨叶的控制系统应用于上述任意一项的方法，控制系统包括：
[0030]第一采集模块，用于采集第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角；所述第一桨叶和所述第二桨叶之间夹角为180度；
[0031]第一判断模块，用于判断所述第一桨叶的方位角和所述第二桨叶的方位角是否均不在预设范围内，获得第一判断结果；所述预设范围为大于60度小于120度的范围；
[0032]若所述第一判断结果表示是，则返回“采集第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角”；
[0033]若所述第一判断结果表示否，则将在预设范围内的方位角所对应的桨叶的后掠器设为待调整后掠器；
[0034]第二采集模块，用于采集所述待调整后掠器的阻力值；
[0035]第二判断模块，用于判断所述阻力值是否大于预设阻力阈值，得到第二判断结果；
[0036]第三采集模块，用于当第二判断结果为是时，获取所述待调整后掠器的旋转产生的桨尖速度和前飞速度；
[0037]第一计算模块，用于根据旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算得到所述待调整后掠器的实际桨尖速度；根据所述实际桨尖速度计算待调整后掠器的后掠控制角度；
[0038]第一控制模块，用于根据后掠控制角度对所述待调整后掠器进行后掠控制；
[0039]返回“采集所述待调整后掠器的阻力值”，直到所述待调整后掠器所对应的桨叶的
方位角不在所述预设范围内。
[0040]一种电子设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上述任意一项所述的方法。
[0041]一种计算机可读存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被执行时实现如上述任意一项所述的方法。
[0042]一种可变后掠翼的旋翼桨叶的装置，可变后掠翼的旋翼桨叶的装置包括：
[0043]第一桨叶、第二桨叶、第一后掠器、第二后掠器、第一角度传感器、第二角度传感器、第一阻力传感器、第二阻力传感器和控制器；
[0044]所述第一桨叶的一端和所述第二桨叶的一端连接，所述第一桨叶和所述第二桨叶之间夹角为180度，所述第一后掠器位于所述第一桨叶的另一端，所述第二后掠器位于所述第二桨叶的另一端，所述第一角度传感器和所述第一阻力传感器设置在所述第一后掠器上，所述第二角度传感器和所述第二阻力传感器设置在所述第二后掠器上，所述控制器分别与所述第一后掠器、所述第二后掠器、所述第一角度传感器、所述第二角度传感器、所述第一阻力传感器和所述第二本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，其特征在于，所述可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，具体包括：获取第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角；所述第一桨叶和所述第二桨叶之间夹角为180度；判断所述第一桨叶的方位角和所述第二桨叶的方位角是否均不在预设范围内，获得第一判断结果；所述预设范围为大于60度小于120度的范围；若所述第一判断结果表示是，则返回步骤“获取第一桨叶的方位角和第二桨叶的方位角”；若所述第一判断结果表示否，则将在预设范围内的方位角所对应的桨叶的后掠器设为待调整后掠器，并执行如下操作：获取所述待调整后掠器的阻力值；判断所述阻力值是否大于预设阻力阈值，得到第二判断结果；若第二判断结果为是，则获取所述待调整后掠器的旋转产生的桨尖速度和前飞速度；根据旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算得到所述待调整后掠器的实际桨尖速度；根据所述实际桨尖速度计算待调整后掠器的后掠控制角度；根据所述后掠控制角度对所述待调整后掠器进行后掠控制；返回步骤“获取所述待调整后掠器的阻力值”，直到所述待调整后掠器所对应的桨叶的方位角不在所述预设范围内。2.根据权利要求1所述的可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，其特征在于，根据旋转产生的桨尖速度和前飞速度，计算得到所述待调整后掠器的实际桨尖速度的公式为：V
tip＝
V
rotation
+V
forward
；其中，V
tip
表示实际桨尖速，V
rotation
表示旋转产生的桨尖速度，V
forward
表示前行速度。3.根据权利要求2所述的可变后掠翼的旋翼桨叶的控制方法，其特征在于，根据所述实际桨尖速度计算待调整后掠器的后掠控制角度，具体包括：根据所述实际桨尖速度计算得到后掠系数为：A＝(V
tip
‑
0.7*C)/(3*r)；其中，A表示后掠系数，C表示声速，r表示待调整后掠器对应的桨叶的长度；根据所述后掠系数计算得到后掠控制角度为：Ω
ψ
＝Ω
‑
sin(3ψ)
·
A；其中，Ω
ψ
表示后掠控制角度，Ψ表示待调整后掠器对应桨叶的方位角，Ω表示初始状态的后掠角，Ω＝0
°
。4.一种可变后掠翼的旋翼桨叶的控制系统，其特征在于，所述可变后掠翼的旋翼桨...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈希，施乃瑞，招启军，鲍为成，赵国庆，陈喆，林沐阳，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。