一种用于高速前飞的实时变转速旋翼的制作方法

本实用新型涉及直升机技术领域，特别是涉及一种用于高速前飞的实时变转速旋翼。

背景技术：

1939年西科斯基公司推出第一架实用的直升机vs-300以来，随着直升机技术在设计、制造、控制和动力等方面取得长足的进步，直升机的整体性能得到了很大的提升。相对于一般的固定翼飞机，直升机具有其不可替代性。直升机能够轻易的实现垂直起降，空中悬停，低空低速作业，对着陆的场地限制较小。另外其优秀的机动性和自转下滑能力带来的安全性，也使得其在军用和民用领域都发挥着巨大的作用。

但是随着现代直升机任务的复杂多变化，直升机的最大飞行速度已经不能完全满足人们的需求了。直升机的前飞速度主要受到前行桨叶的激波和后行桨叶的气流分离限制，如图1所示，图1为直升机平飞速度包线示意图，引用自直升机空气动力学。

如图2所示，图2为直升机在前飞时桨盘平面速度分布示意图，引用自直升机空气动力学，在0°～90°～180°时桨叶逆风旋转，前行桨叶会叠加前飞速度，前飞速度增加，容易在前行桨叶产生激波。而在180°～270°～360°则恰恰相反，桨叶处于顺风旋转，由于前飞速度的影响，在后行桨叶的桨根处会存在反流区，气流自桨叶前缘向后缘流动，因此该区域桨叶容易产生不正常的空气特性。由于这两个主要的原因，常规单旋翼带尾桨直升机最大巡航速度一般在300km/h以内。

针对直升机速度的短板，各国纷纷致力于探寻新的技术路径，并且对使用新技术进行提速的直升机进行了试飞验证。目前主流的高速直升机研发思想主要有两种：一种是转换式高速直升机，在飞行过程中能够实现直升机模式和固定翼模式的转换，从而更好地适应任务需求，但过渡状态控制复杂，其主要代表有由美国贝尔直升机公司和波音公司共同研制的v-22倾转旋翼机。但是倾转旋翼机不能实现转速变化，为了提升直升机前飞速度，目前仅有两者构型直升机：倾转旋翼机和共轴直升机。另一种是通过在常规构型直升机上增加辅助升力装置或者辅助推力装置，从而获得较高的速度，但是需求功率高，这种直升机也被称为复合式直升机。

综上，本领域亟需一种用于高速前飞的实时变转速旋翼，以通过实时的转速变化，改善桨盘平面内不同方位角的叶素来流环境，达到提高直升机的最大前飞速度的目的。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种用于高速前飞的实时变转速旋翼，以提高直升机的最大前飞速度。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：

一种用于高速前飞的实时变转速旋翼，所述旋翼包括第一传动链路、第二传动链路和控制器；

所述第一传动链路上依次设置有第一桨叶、第一旋翼轴、第一齿轮、第二齿轮、第一圆锥齿轮、第二圆锥齿轮和第一电机；

所述第二传动链路上依次设置有第二桨叶、第二旋翼轴、第三齿轮、第四齿轮、第三圆锥齿轮、第四圆锥齿轮和第二电机；

所述第一桨叶垂直固定于所述第一旋翼轴的一端；所述第一齿轮垂直固定于所述第一旋翼轴的另一端；所述第二齿轮与所述第一齿轮啮合；所述第一圆锥齿轮与所述第二齿轮固结在一起；所述第二圆锥齿轮与所述第一圆锥齿轮啮合；所述第一电机与所述第二圆锥齿轮连接；所述第一电机带动所述第二圆锥齿轮转动，所述第二圆锥齿轮与所述第一圆锥齿轮配合实现转向和一级减速，所述第二齿轮与所述第一圆锥齿轮具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第二齿轮带动所述第一齿轮实现二级减速；所述第一齿轮带动所述第一旋翼轴转动；所述第一旋翼轴带动所述第一桨叶转动；

所述第二旋翼轴为中空轴，所述第二旋翼轴套设于所述第一旋翼轴的中部；所述第二桨叶垂直固定于所述第二旋翼轴的一端；所述第三齿轮垂直固定于所述第二旋翼轴的另一端；所述第四齿轮与所述第三齿轮啮合；所述第三圆锥齿轮与所述第四齿轮固结在一起；所述第四圆锥齿轮与所述第三圆锥齿轮啮合；所述第二电机与所述第四圆锥齿轮连接；所述第二电机带动所述第四圆锥齿轮转动，所述第四圆锥齿轮与所述第三圆锥齿轮配合实现转向和一级减速，所述第四齿轮与所述第三圆锥齿轮具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第四齿轮带动所述第三齿轮实现二级减速；所述第三齿轮带动所述第二旋翼轴转动；所述第二旋翼轴带动所述第二桨叶转动；

所述第一旋翼轴上设置有第一角度传感器；所述第一角度传感器用于获取第一桨叶旋转的总角度和圈数，并将所述第一桨叶旋转的总角度和圈数发送给所述控制器；所述第二旋翼轴上设置有第二角度传感器；所述第二角度传感器用于获取第二桨叶旋转的总角度和圈数，并将所述第二桨叶旋转的总角度和圈数发送给所述控制器；所述控制器根据所述第一桨叶旋转的总角度和圈数确定第一桨叶的转速，并根据所述第二桨叶旋转的总角度和圈数确定第二桨叶的转速；所述控制器分别与所述第一电机和所述第二电机连接；所述第一电机根据所述第一桨叶的转速带动所述第一桨叶转动；所述第二电机根据所述第二桨叶的转速带动所述第二桨叶转动。

可选地，所述第二圆锥齿轮与所述第一圆锥齿轮具有不同的齿数比；所述第四圆锥齿轮与所述第三圆锥齿轮具有不同的齿数比。

可选地，所述第二齿轮与所述第一齿轮具有不同的齿数比；所述第四齿轮与所述第三齿轮具有不同的齿数比。

可选地，所述旋翼还包括第一质量块和第二质量块；

所述第一质量块与所述第一旋翼轴连接；所述第一质量块与所述第一桨叶的质量相等；所述第一质量块用于平衡所述第一桨叶旋转时对所述第一旋翼轴的离心力；

所述第二质量块与所述第二旋翼轴连接；所述第二质量块与所述第二桨叶的质量相等；所述第二质量块用于平衡所述第二桨叶旋转时对所述第二旋翼轴的离心力。

可选地，所述旋翼还包括第一止推轴承和第二止推轴承；

所述第一止推轴承和所述第二止推轴承均设置于所述第一旋翼轴和所述第二旋翼轴之间，所述第一止推轴承和所述第二止推轴承用于使所述第一旋翼轴和所述第二旋翼轴同轴。

可选地，所述控制器根据公式φ＝αz-360°×n计算第一桨叶所处的方位角或第二桨叶所处的方位角；式中，φ表示第一桨叶所处的方位角或第二桨叶所处的方位角，αz表示所述第一桨叶旋转的总角度或所述第二桨叶旋转的总角度，n表示所述第一桨叶旋转的圈数或所述第二桨叶旋转的圈数。

可选地，所述控制器根据公式ω'＝ω-asin(φ)计算所述第一桨叶的转速和所述第二桨叶的转速；式中，ω'表示第一桨叶或第二桨叶的转速，ω表示旋翼的设计转速，ω为常数值，a表示旋翼转速变化的幅值，a＝(0.5-0.8)μωr，μ表示前进比，r表示旋翼半径，φ表示第一桨叶所处的方位角或第二桨叶所处的方位角。

根据本实用新型提供的具体实施例，本实用新型公开了以下技术效果：

本实用新型公开的用于高速前飞的实时变转速旋翼，通过设置第一传动链路和第二传动链路，使两片桨叶各自独立旋转，由于两片桨叶在旋转过程中的任一时刻所处的方位角均不相同，因此根据每片桨叶所处方位角分别计算每片桨叶的转速，并通过第一传动链路和第二传动链路分别实现两片桨叶的转速不同，通过实时的转速变化，改善桨盘平面内不同方位角的叶素来流环境，达到提高直升机的最大前飞速度的目的。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为直升机平飞速度包线示意图；

图2为直升机在前飞时桨盘平面速度分布示意图；

图3为本实用新型用于高速前飞的实时变转速旋翼实施例的结构图；

图4为本实用新型用于高速前飞的实时变转速旋翼实施例中旋翼轴内部结构示意图；

图5为无转速变化情况下半径0.7r处的叶素来流速度随迎角的变化示意图；

图6为有转速变化情况下半径0.7r处的叶素来流速度随迎角的变化示意图；

图7为无转速变化情况下桨盘各个方位角来流速度分布示意图；

图8为有转速变化情况下桨盘各个方位角来流速度分布示意图；

图9为旋翼转速变化规律示意图；

图10为不同半径处来流速度随方位角变化曲线示意图；

图11为实际中旋翼转速随方位角的变化示意图；

图12为实际中旋翼转速随时间的变化示意图；

图13为采用旋翼转速变化前桨盘平面内的气动迎角的分布示意图；

图14为采用旋翼转速变化后桨盘平面内的气动迎角的分布示意图；

图15为来流速度266.4245m/s时大的压强云图；

图16为来流速度322.5833m/s时大的压强云图；

图17为另一种旋翼转速变化规律示意图；

图18为采用转速变化前桨盘典型不同相对半径位置处叶素来流速度随方位角变化曲线图；

图19为采用转速变化后桨盘典型不同相对半径位置处叶素来流速度随方位角变化曲线图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

本实用新型的目的是提供一种用于高速前飞的实时变转速旋翼，以提高直升机的最大前飞速度。

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

图3为本实用新型用于高速前飞的实时变转速旋翼实施例的结构图。图4为本实用新型用于高速前飞的实时变转速旋翼实施例中旋翼轴内部结构示意图。参见图3和图4，该用于高速前飞的实时变转速旋翼包括第一传动链路、第二传动链路和控制器(图中未示出)。

所述第一传动链路上依次设置有第一桨叶1、第一旋翼轴3、第一齿轮14、第二齿轮13、第一圆锥齿轮12、第二圆锥齿轮11和第一电机10。

所述第二传动链路上依次设置有第二桨叶2、第二旋翼轴4、第三齿轮9、第四齿轮8、第三圆锥齿轮7、第四圆锥齿轮6和第二电机5。

所述第一桨叶1垂直固定于所述第一旋翼轴3的一端；所述第一齿轮14垂直固定于所述第一旋翼轴3的另一端；所述第二齿轮13与所述第一齿轮14啮合；所述第一圆锥齿轮12与所述第二齿轮13固结在一起，具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第二圆锥齿轮11与所述第一圆锥齿轮12啮合；所述第一电机10与所述第二圆锥齿轮11连接；所述第一电机10带动所述第二圆锥齿轮11转动，所述第二圆锥齿轮11与所述第一圆锥齿轮12配合实现转向和一级减速，所述第二齿轮13与所述第一圆锥齿轮12具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第二齿轮13带动所述第一齿轮14实现二级减速；所述第一齿轮14带动所述第一旋翼轴3转动；所述第一旋翼轴3带动所述第一桨叶1转动。

所述第二旋翼轴4为中空轴，所述第二旋翼轴4套设于所述第一旋翼轴3的中部；所述第二桨叶2垂直固定于所述第二旋翼轴4的一端；所述第三齿轮9垂直固定于所述第二旋翼轴4的另一端；所述第四齿轮8与所述第三齿轮9啮合；所述第三圆锥齿轮7与所述第四齿轮8固结在一起，具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第四圆锥齿轮6与所述第三圆锥齿轮7啮合；所述第二电机5与所述第四圆锥齿轮6连接；所述第二电机5带动所述第四圆锥齿轮6转动，所述第四圆锥齿轮6与所述第三圆锥齿轮7配合实现转向和一级减速，所述第四齿轮8与所述第三圆锥齿轮7具有相同的旋转轴和旋转速度；所述第四齿轮8带动所述第三齿轮9实现二级减速；所述第三齿轮9带动所述第二旋翼轴4转动；所述第二旋翼轴4带动所述第二桨叶2转动。

所述第一旋翼轴3上设置有第一角度传感器20；所述第一角度传感器20用于获取第一桨叶1旋转的总角度和圈数，并将所述第一桨叶1旋转的总角度和圈数发送给所述控制器；所述第二旋翼轴4上设置有第二角度传感器17；所述第二角度传感器17用于获取第二桨叶2旋转的总角度和圈数，并将所述第二桨叶2旋转的总角度和圈数发送给所述控制器；所述控制器根据所述第一桨叶1旋转的总角度和圈数确定第一桨叶1的转速，并根据所述第二桨叶2旋转的总角度和圈数确定第二桨叶2的转速；所述控制器分别与所述第一电机10和所述第二电机5连接；所述第一电机10根据所述第一桨叶1的转速带动所述第一桨叶1转动；所述第二电机5根据所述第二桨叶2的转速带动所述第二桨叶2转动。所述第一桨叶1和所述第二桨叶2分别独立转动，两片桨叶分别具有独立的动力源，即所述第一电机10和所述第二电机5。

其中，所述第二圆锥齿轮11与所述第一圆锥齿轮12相匹配，且具有不同的齿数比；所述第四圆锥齿轮6与所述第三圆锥齿轮7相匹配，且具有不同的齿数比；所述第二齿轮13与所述第一齿轮14相匹配，且具有不同的齿数比；所述第四齿轮8与所述第三齿轮9相匹配，且具有不同的齿数比。所述第二圆锥齿轮11与所述第一圆锥齿轮12配合实现的一级减速，所述第二齿轮13带动所述第一齿轮14实现的二级减速中一级减速、二级减速的程度分别和所述第四圆锥齿轮6与所述第三圆锥齿轮7配合实现的一级减速，所述第四齿轮8带动所述第三齿轮9实现的二级减速中一级减速、二级减速的程度相同。所述第一桨叶1和所述第二桨叶2的转速不同是基于所述电机10和所述电机5的输出转速不同。

所述控制器根据所述第一桨叶1旋转的总角度和圈数确定第一桨叶1的转速，并根据所述第二桨叶2旋转的总角度和圈数确定第二桨叶2的转速，具体为：

所述控制器根据现有的公知公式φ＝αz-360°×n计算第一桨叶1所处的方位角或第二桨叶2所处的方位角；式中，φ表示第一桨叶1所处的方位角或第二桨叶2所处的方位角，αz表示所述第一桨叶1旋转的总角度或所述第二桨叶2旋转的总角度，n表示所述第一桨叶1旋转的圈数或所述第二桨叶2旋转的圈数。

所述控制器根据本领域技术人员公知的公式ω'＝ω-asin(φ)计算所述第一桨叶1的转速和所述第二桨叶2的转速；式中，ω'表示第一桨叶1或第二桨叶2的转速，ω表示旋翼的设计转速，ω为常数值，a表示旋翼转速变化的幅值，a＝(0.5-0.8)μωr，μ表示前进比，r表示旋翼半径，φ表示第一桨叶1所处的方位角或第二桨叶2所处的方位角。

所述控制器还可以根据本领域技术人员公知的公式计算所述第一桨叶1的转速和所述第二桨叶2的转速；式中，ω'表示第一桨叶1或第二桨叶2的转速，ω表示旋翼的设计转速，ω为常数值，a表示旋翼转速变化的幅值，a＝(0.5-0.8)μωr，μ表示前进比，r表示旋翼半径，φ表示第一桨叶1所处的方位角或第二桨叶2所处的方位角。

该用于高速前飞的实时变转速旋翼还包括第一质量块18和第二质量块19。所述第一质量块18与所述第一旋翼轴3连接；所述第一质量块18与所述第一桨叶1的质量相等；所述第一质量块18用于平衡所述第一桨叶1旋转时对所述第一旋翼轴3的离心力。所述第二质量块19与所述第二旋翼轴4连接；所述第二质量块19与所述第二桨叶2的质量相等；所述第二质量块19用于平衡所述第二桨叶2旋转时对所述第二旋翼轴4的离心力。

该用于高速前飞的实时变转速旋翼还包括第一止推轴承15和第二止推轴承16。所述第一止推轴承15和所述第二止推轴承16均设置于所述第一旋翼轴3和所述第二旋翼轴4之间，所述第一止推轴承15和所述第二止推轴承16用于使所述第一旋翼轴3和所述第二旋翼轴4同轴，保证所述第一旋翼轴3和所述第二旋翼轴4的同轴度，同时起到固定支撑的作用。

在该用于高速前飞的实时变转速旋翼的工作过程中，通过所述第一角度传感器20和所述第二角度传感器17可以分别得到所述第一桨叶1和所述第二桨叶2旋转的总角度和圈数，得到旋转的总角度和圈数的作用是为了在控制器中计算所述第一桨叶1所处的方位角和所述第二桨叶2所处的方位角，所述方位角作为输入量反馈到控制器中，通过事先设计好的转速变化方案计算得到旋翼的转速，再通过电信号改变所述第一电机10和所述第二电机5的实时输出转速，从而最终实现旋翼按照事先设计的转速变化方案运动的效果。

具体的转速变化方案设计如下所示：

表1给出了基准旋翼(未考虑变转速)的主要参数：

表1基准旋翼参数表

在本领域中，旋翼的前飞速度公式和各个叶素在不同的方位角的来流速度计算公式是公知的，根据公知的公式以及常规实验得到的曲线图即可得到计算实时转速的公式ω'＝ω-asin(φ)，a＝(0.5-0.8)μωr，具体为：

未考虑旋翼下洗流和转速变化时，vqf为旋翼的前飞速度是一个常数，当ω为常数时，vqf＝μωr，所以各个叶素在不同的方位角的来流速度为：

v(r,φ)＝ωr vqfsin(φ)＝ωr μωrsin(φ)

其中，v为未添加转速变化时各个叶素在不同的方位角的来流速度，ω为旋翼的设计转速，该设计转速是指旋翼没有变转速时的转速，是旋翼的一个设计参数，为常值，μ为前进比，φ为叶素所处的方位角，r表示旋翼半径，r表示当前叶素所在的径向位置。

来流速度是对桨叶上的沿着展向的任意一小段桨叶，即叶素来说的，以悬停为例，当桨叶转速确定时，桨叶上不同位置处的来流速度不一样，每个叶素的来流速度为：rω/r；r表示叶素所在的位置，r表示旋翼半径，为常值，ω为此刻的转速也为常值，任意时刻也是确定的常值。

以μ＝0.5，r＝2.5m,ω＝88.4rad/s＝800rpm，在半径为0.7r处的叶素为例，此时r＝0.7r＝1.75m，所以有v(1.75,φ)＝88.4·1.75 0.5·88.4·2.5sin(φ)，此时叶素来流速度随迎角的变化如图5所示。由图5可以看出，当桨叶转到90°方位角时，即前行侧，对于0.7r处的叶素来流速度最大，达到了250m/s，因为来流速度太大时，会导致该处叶素的阻力急剧增加，因此需要使得该叶素在前行侧的来流速度不能太大，根据来流速度计算公式v(r,φ)＝ωr vqfsin(φ)可知，要想降低来流速度只能是降低旋翼转速ω，因为前飞速度vqf是固定值，无法变化，显然，只能考虑通过改变转速，使得ω不再是一个常数，而是一个可随方位角变化而实时改变的变量，各方位角所对应的转速共同构成一条转速随方位角变化的曲线，该曲线的走向与来流速度曲线走向正好相反即可抵消掉来流速度曲线上的高峰和低谷，从而控制来流速度过大或过小。由于来流速度是针对各叶素来说的，而同一桨叶上的所有叶素的转速和所处的方位角均相同，显然转速计算无需考虑当前叶素所在的径向位置r，从公式形式上可以显而易见地获知在v(r,φ)＝ωr vqfsin(φ)的基础上减去vqfsin(φ)即可，对应转速ω的变化即可获知在转速ω的基础上减去vqfsin(φ)即可，然而本领域技术人员公知，转速变化时必然会引起各叶素的来流速度变化，因此必须对前飞速度vqf乘以一个折中值，以平衡各叶素的来流速度变化幅度，基于公式vqf＝μωr可知，旋翼转速变化的幅值＝折中值×vqf＝折中值×μωr。根据本领域技术人员的常规实验经验可知，折中值取值范围应为0.5-0.8。显然，实时转速计算公式应为ω'＝ω-asin(φ)，a＝(0.5-0.8)μωr。其中，ω为转速不变时的转速，即88.4rad/s，此时转速ω'是随方位角变化的，考虑旋翼转速变化后，将ω'替换v(r,φ)＝ωr vqfsin(φ)中的ω，可以得到新的各个叶素在不同的方位角的来流速度v'：

v'(r,φ)＝ω'r vqfsin(φ)＝(ω-asin(φ))r vqfsin(φ)

＝ωr-arsin(φ) μωrsin(φ)

其中，a为旋翼转速变化的幅值，未加变转速之前旋翼的转速为常值ω，a的取值不能太大，否则会导致后行侧旋转速度过小，桨叶处于后行侧时间太长，a的取值也不能太小，否则减小前行侧叶素的来流速度效果不明显，一般取经验值a＝(0.5-0.8)μωr，其中，0.5-0.8是经验值，ω是常值，ω'是变转速后的旋翼转速，此时旋翼转速不是常值ω，ω'与方位角有关。

以μ＝0.5，r＝2.5m，ω＝88.4rad/s相同状态下，在半径为0.7r处的叶素进行对比，此时a＝0.5μωr＝0.5·0.5·88.4·2.5＝55.25，所以：v'(1.75,φ)＝88.4·1.75-55.25·1.75sin(φ) 0.5·88.4·2.5sin(φ)，此时叶素来流速度随迎角的变化如图6所示，可以看出在方位角为90°时，在半径为0.7r处的叶素的来流速度减小到180m/s，同时在方位角为270°，即后行侧的来流速度由50m/s增加到110m/s左右。通过对前进比为0.5，转速变化幅值为0.5μωr的情况进行分析，图7和图8分别给出了无转速变化和有转速变化情况下，桨盘各个方位角来流速度分布，可以看出旋翼反流区面积减小，在旋翼前行侧，即0°-180°任意一处位置叶素的来流速度均小于未加转速变化的情况，尤其是靠近桨尖处来流速度减小的更加明显。

下面给出了旋翼转速变化规律，该控制规律为：

ω'＝ω-asin(φ)

取a＝0.5μωr，通过公式v'可得旋翼转速变化规律，如图9所示。

图10为不同半径处来流速度随方位角变化曲线示意图，图10给出了是否考虑了旋翼转速变化的叶素来流速度随方位角的曲线对比图，其中相对半径0.1表示位置在0.1r处的叶素，其比较靠近桨根，相对半径1.0表示位置在1r处的叶素，其比较靠近桨尖。同时方位角为90°时对应桨叶处于前行侧，方位角为270°时对应桨叶处于后行侧。而当桨叶处于前行侧时，其来流速度为旋翼旋转速度叠加上前飞速度，往往来流速度较大，容易导致桨叶上的叶素产生激波；当桨叶处于后行侧时，其来流速度为旋翼旋转速度减去前飞速度，在靠近桨根的区域往往会由于旋转速度小于前飞速度形成反流区，导致桨根处的叶素发生失速。

对比有无旋翼转速变化的相对半径为0.1的叶素的来流速度，即图10中下方两条曲线，可以看出两者差别较小，添加转速变化后，仅略微提高了叶素在靠近后行侧区域的来流速度，这意味着反流区面积减小，即负来流速度减少，对旋翼性能有所改善。对比有无旋翼转速变化的相对半径为1的叶素的来流速度，即图10中上方两条曲线，可以看出，添加转速变化后带来的气流环境改善极为明显，当桨叶在前行侧时，叶素来流速度比未添加转速变化的情况大幅减小，使得来流速度小于临界马赫数，从而减弱了激波的作用，提高了气动性能。当来流速度小于某个值时，叶素的气动性能随速度的增大而增大，当大于这个值，叶素则会产生激波，并且随速度增大，激波强度增强，从而导致叶素气动性能急剧变差，这个值称为临界马赫数。此外，当桨叶在后行侧时，叶素来流速度比未添加转速变化的情况大幅增加，但未超过临界马赫数，因此由于来流速度的增加，后行侧的速度也得到大幅改善。

在旋翼实际工作中，升力往往就是由0.6r-1r处的桨叶承担的，对该处的叶素的来流环境进行改善对提高旋翼性能极为重要。

转速离散变化：在实际过程中，为了简化旋翼的转速控制律设计，采用将转速对方位角进行离散的方法，具体为：

当旋翼位于0°-30°时采用当桨叶位于方位角15°时的设计转速，以此类推，方位角30°-60°时采用当桨叶位于方位角45°时的设计转速等。图11和图12分别给出了实际中，旋翼转速随方位角和时间的变化(离散变化)，由于旋翼转速不同，因此转过相同角度的时间也不同。在工程应用中，往往通过事先布置的角度传感器测量桨叶旋转的角度和圈数，进而得到桨叶所处的方位角，然后通过飞控系统(控制器)以图11和图12中旋翼转速随方位角变化曲线的规律得到旋翼转速，接着换算成电机的转速比，最终对电机的输出转速进行控制，实现旋翼转速变化。

图13和图14分别给出了采用旋翼转速变化前后桨盘平面内的气动迎角的分布，诱导速度采用均匀诱导速度模型，可以看出采用旋翼转速变化后，桨叶在后行侧的负气动迎角区域面积明显减小，这有利于改善后行侧的气动性能。

此外，旋翼变转速对桨叶位于前行侧时的气动性能改善的更加明显，通过桨盘各个方位角来流速度分布可知，旋翼不变转速时桨叶前行侧的最大来流速度为322.5833m/s，而当旋翼采用转速变化后，桨叶前行侧的最大来流速度为266.4245m/s，对同样来流迎角为8°下的naca0012翼型的气动特性进行计算，计算结果如表2所示：

表2翼型气动特性计算结果

可以看出，来流速度为266.4245m/s时翼型的气动特性远远优越于来流速度为322.5833m/s时翼型的气动特性，不仅体现在更大的升力系数，还具有更小的阻力系数，其中，力系数定义均为除以远场动压。

图15和图16分别给出了来流速度为266.4245m/s和322.5833m/s时大的压强云图，可以看到来流速度为322.5833m/s时，压强变化剧烈，这也是导致阻力激增的原因。而叶素的气动特性往往决定了旋翼的性能，通过模拟表明，该实施例所建立的旋翼变转速策略对于改善大速度前方时的旋翼性能有极大的好处。

其他速度变化策略：

图17给出了另一种旋翼转速变化规律，该控制规律设计时参考ω'＝ω-asin(φ)，采用三段直线拟合即可得到，即将图9所示旋翼转速变化规律曲线分三段，包括0-90°、90-270°和270-360°，分别对这三段曲线进行拟合，得到三段直线，如图17所示，直接以公式表示这三段直线便可得到：

以表1所述基准旋翼为例，取a＝0.5μωr可得旋翼转速变化规律如图17所示。

图18和图19分别为采用转速变化前后，桨盘典型不同相对半径位置处叶素来流速度随方位角变化曲线。对比采用转速变化前后叶素的来流速度可以看出，当桨叶位于前行侧，即方位角90°时，靠近桨根处的叶素，即相对半径0.1处，来流速度变化不大，但是随着叶素位置越来越靠近桨尖，当相对半径越大，表明叶素越靠近桨尖，来流速度减小的越明显，表明采用这种旋翼转速变化可以减小桨叶靠近尖部区域的叶素在前行侧的来流速度，减小激波强度，提高桨叶在前行侧的气动性能；桨叶位于后行侧，即方位角270°时，靠近桨根处的叶素，即相对半径0.1处来流速度略微增加，表明旋翼在后行侧形成的反流区面积有一定减小，且随着叶素位置越来越靠近桨尖，来流速度逐渐增加，由于当桨叶运动到后行侧时，靠近桨尖区域的叶素的来流速度未达到临界马赫数，所以该处叶素的气动性能随来流速度的提高而提高，最终改善旋翼在后行侧的气动性能。

本发明结合电动旋翼技术，即采用电机作为动力源驱动旋翼，提出了一种基于实时变转速的设计思路，实现在直升机大速度飞行时，减小前行桨叶来流马赫数，延缓后行桨叶气流分离的旋翼。当桨叶运动到前行侧时，由于叠加上前飞速度，桨叶上各个叶素的来流速度较大，此时减小旋翼的转速，减小桨叶的来流马赫数，减缓甚至避免激波的产生；当桨叶运动到后行侧时，由于减去前飞速度，桨叶上各个叶素的来流速度减小，甚至在靠近桨根的区域出现反流区，此时适当增加旋翼转速，可以在一定程度减小反流区面积，提高旋翼气动性能；结合这两方面，最终改善在高速前飞下直升机的旋翼工作环境，提高直升机最大前方速度。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。