旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置和方法与流程

本发明涉及等离子体气动激励的新概念主动流动控制技术，具体涉及在脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励下，一种旋翼飞行器桨叶动态失速流动控制装置及控制方法。

背景技术：

作为直升机升力、操纵力和推力的主要提供单元，旋翼系统的技术先进性是衡量直升机性能的重要标志。现实情况是，直升机后退桨叶的动态失速最终限制了直升机的载重和最大飞行速度，而未来新一代直升机对有效载重、航程、最大平飞速度、噪声水平等具有更高的要求，而这些问题都与动态失速的控制有关，动态失速限制了直升机的机动性、敏捷性、速度和载重。

对于静态翼型，吸力面逆压梯度过大导致流体动量难以克服，流动不再随气动表面流动，这一现象被称为分离，进一步增加迎角导致分离加剧，升力降低，阻力和力矩增大。对于俯仰运动的翼型，伴随前缘集中涡结构的形成与脱落，即是动态失速涡。动态失速涡的形成和脱落，推迟了机翼分离的形成，使机翼达到比静态失速迎角更高的迎角下才分离。非定常涡诱导升力有益于旋翼性能，但是伴随而来的是运动到机翼后部的动态失速涡会产生有害的低头力矩。在一定条件下，动态失速涡会导致主流能量交换到机翼，产生不可避免的摆动。因此，理想的流动控制器一方面要保持动态失速涡的增升效果，另一方面避免动态失速涡对桨叶俯仰力矩的严重影响和流场能量向桨叶大量转移。在固定翼上常用的升力控制装置，用在直升机上会更为复杂，它们必须配置在快速旋转的周期运动中。比如前缘缝槽技术可推迟直升机桨叶失速，但是在小迎角会引起前行桨叶的高阻力。另外，直升机旋翼加固合成的结构，可以抵抗高离心力的载荷，而在旋翼上部署任何运动单元都会遭受相应的高载荷。同样，对于旋翼上定常或非定常吹气等流动控制方式，额外的槽和内置腔是会带来旋翼桨叶结构整体性的极大妥协。综上，适合旋翼桨叶的良好的流动控制手段要求新的技术，要求鲁棒性、高效、便于感应失速和控制失速。

目前，在等离子体激励推迟固定翼流动分离上已经开展较多的研究。这种方式结构简单，频带宽，质量轻，适合直升机桨叶大过载下的工作环境。便于实现闭环控制。

技术实现要素：

鉴于高压脉冲dbd等离子体激励在静态翼型分离控制上的突出能力，本发明采取表面脉冲dbd等离子体激励方式改善旋翼桨叶动态失速，提供一种旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置，其特征在于，包括：直升机24；在直升机桨叶(19，20)前缘设置的激励器1；桨毂处接线盒内插头：第一插头7，第二插头8，第三插头12；直升机主轴5；接线盒6；集流环9；固定集流环的支架10；接地线11；电源13；控制器14；c连引线15；b连引线16；d连引线17；a连引线18；第一引线21；第二引线22；其中

激励器1为表面介质阻挡放电形式的激励器，激励器1布置在直升机桨叶的翼面前缘0～2％弦长范围内，0％对应桨叶的前缘顶点；激励器1与桨毂处接线盒内插头电连接；激励器包括裸露的上表面电极3、绝缘介质层2和覆盖在绝缘介质下的下表面电极4，激励器的下表面电极4和上表面电极3通过导线引至桨毂处接线盒6，与接线盒6内的第一插头7电连接，接线盒6内的转接插头，即第一插头7和第三插头12，与第二插头8相配合且电连接；每片桨叶上均安装有至少一组表面介质阻挡放电激励器1；

集流环9的外罩固定在集流环支架10上，集流环支架10通过螺栓固定于直升机机身隔框；集流环9内随直升机主轴5高速旋转的转子与集流环静子可靠导电，构成集流环9的三个导电通道a、b、c；集流环通道a、b、c的静子端通过引线与电源13相接，a、b通道分别与第一、第二高压输出端26、27电连接，c通道与接地端23相连；同时，集流环三个通道a、b、c又分别与主轴内的4根引线，即a、b、c、d连引线电连接，继而，主轴内的这4根连引线接插头8；通过集流环9的通道a实现电源13的输出端26、第一引线21、a连引线18的电连接；通过集流环9的通道b实现电源输出端27、第二引线22、b连引线16的电连接；通过集流环9的通道c实现电源接地端23、接地线11、c连引线15和d连引线17的电连接；

与b连引线(16)相连的第一桨叶(19)的激励器(1)的上表面电极是裸露在空气中的，布置在第一桨叶(19)的下翼面；与c连引线(15)相连的第一桨叶(19)的激励器(1)的下表面电极是被绝缘介质层覆盖的，布置在第一桨叶(19)的上翼面；

第一桨叶(19)上的激励器(1)通过c连引线(15)和b连引线(16)与接线盒(6)内的第一插头(7)电连接；第二桨叶(20)上的激励器(1)通过d连引线(17)和a连引线(18)与接线盒(6)内的第三插头(12)电连接，第一插头(7)和第三插头(12)与第二插头(8)相配合且电连接；c连引线(15)、b连引线(16)通过中空的桨距转轴(25)连接第一插头(7)；d连引线(17)、a连引线(18)通过中空的桨距转轴(25)连接第三插头(12)；第二插头(8)与集流环(9)电连接，第二插头(8)与集流环(9)电连接的a、b、c、d连引线(15、16、17、18)导线通过中空的直升机主轴(5)；

高压脉冲信号通过第二引线22和第一引线21输送住集流环9的静子端口，通过集流环9实现第一高压输出端26、第一引线21、桨叶20上的a连引线18的电连接；通过集流环9实现第二高压输出端27、第二引线22、桨叶19上的b连引线16的电连接；通过集流环9实现接地端23、接地线11、桨叶19上的c连引线15和桨叶20上的d连引线17的电连接；

电源13的通道数目与激励器1数目对等，电源13固定安装在飞机的设备舱内；

控制器14用于采集和分析桨叶的运动姿态，包括桨距α、转速ω、桨叶的方位角β、直升机前进速度v0，以产生电源13相应通道的触发信号。

在本发明的一个具体实施例中，电连接导线为耐高压同轴电缆；第一插头7，第二插头8，第三插头12采用防错航空插头。

在本发明的一个实施例中，电源13的电压脉宽范围为0.5μs～500μs，电压峰值范围为6kv～20kv，高压脉冲频率范围为500～5000hz，电源13的输出功率大于500瓦。

在本发明的一个实施例中，，控制器14由飞控计算机或类似功能的单片机等微机系统代替。

还提供一种旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制方法，该方法采用高压短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，激励器1设有绝缘介质层2，绝缘介质层2上装有上表面电极3和下表面电极4，上表面电极3和下表面电极4错开平行布置，在长度方向上可有部分重叠，上表面电极3裸露在空气中，下表面电极4被覆盖在绝缘介质层以下；上表面电极3和下表面电极4与多通道高压短脉冲等离子体电源13电连接，多通道高压短脉冲等离子体电源13的正端接上表面电极3，多通道高压短脉冲等离子体电源13的地线端接下表面电极4；

当电源13输出周期性短脉冲高压电时，直升机各个桨叶前缘的激励器1电离空气，形成等离子体，一方面，等离子体在电场的作用下运动，从而诱导气流的流动，形成速度扰动；另一方面，激励器瞬间放电向流场注入热能，使局部空气瞬间被加热，瞬间热效应形成周期性的压力扰动，局部诱导周期性冲击波；利用等离子体激励诱导的速度扰动和压力扰动，通过频率耦合的作用机制，促进附面层内外流动掺混，从而抑制流动分离，达到改变翼面气动力的目的；具体包括以下步骤：

步骤1：直升机飞行过程中，控制器14采集和分析桨叶的运动姿态：桨距α、转速ω、桨叶的方位角β、直升机前进速度v0；

步骤2：控制器根据桨叶的运动姿态，设定电源13的工作输出参数：输出电压u/kv和脉冲频率f/hz；

激励器1工作时产生的等离子体气动激励是一种非定常的流场扰动，这种扰动与流场有一个最佳的耦合频率，激励频率为f，定义一个无量纲的激励频率f＝1～2，f无需为整数；

f＝f×c/(v0×sin(β)+ω×r)＝1～2

因此，

激励频率f＝f×(v0×sin(β)+ω×r)/c

其中，桨叶方位角为β，旋翼转速为ω，单位rad/s，r为激励器的平均旋转半径，v0为直升机前行速度；0°方位角为桨叶在机身尾梁上方时；c是布置激励器那一段桨叶的平均气动弦长；v0×sin(β)是相对直升机的来流v0在桨叶前缘的法向分量；ω×r是桨叶旋转引起的相对桨叶的来流速度；v0×sin(β)+ω×r为相对桨叶前缘法向气流速度；

步骤3：控制器根据桨叶的桨距，判断是否开启电源13，当桨距接近临界桨距时，给出触发信号，使电源13工作；当桨距小于临界桨距时，则不触发电源13。

此外，还提供上述旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置在直升机24向前飞行时的工作过程：

当桨叶19或20运动到相对来流后退的大迎角状态时，机载控制器14发出触发信号，触发多通道高压等脉冲离子体电源13的相应通道；根据桨叶旋转转速和直升机24前飞速度，控制器14一方面形成触发信号发送给等离子体电源13，另一方面控制器14根据飞行状态和预先设置的控制律形成控制信号，控制等离子体电源13输出参数：高压脉冲频率和电压值，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作；

等离子体电源13工作时，第一桨叶19和第二桨叶20上的激励器1放电产生等离子体激励，通过等离子体流动控制延迟桨叶分离，增大桨叶升力，提升直升机拉力，从而增大载重；

当第一桨叶19运动到相对来流后退的大迎角状态时，电源13的第二高压输出端27被控制器14触发，高压脉冲信号通过集流环9实现第二高压输出端27、第二引线22、b连引线16使第一桨叶19上布置的激励器1放电，产生等离子体气动激励，激励的电压和频率根据第一桨叶19的旋转速度而定；当第二桨叶20运动到相对来流后退的大迎角状态时，电源13的第一高压输出端26被控制器14触发，高压脉冲信号通过集流环9实现电源第一高压输出端26、第一引线21、a连引线18使桨叶20上布置的激励器1放电，产生等离子体气动激励，激励的电压和频率根据第二桨叶20的旋转速度而定；

当第一桨叶19或第二桨叶20运动到前行小迎角状态，控制器14不再触发电源13的相应通道，对应激励器1不工作。

另外，还提供上述旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置在直升机24悬停状态时的工作过程：

对于悬停状态的直升机24，当需要增大载重或者提高升限时，当通过变距杆使第一桨叶19和第二桨叶20处于大迎角工作时，控制器14发出触发信号和控制信号，使电源13的第二高压输出端27和第一高压输出端26输出一定的激励频率和激励电压；根据桨叶旋转转速，控制器14一方面形成触发信号发送给电源13，另一方面控制器14根据飞行状态和预先设置的控制律形成控制信号，控制电源13输出参数：高压脉冲频率和电压值，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作；

激励器1工作时产生的激励频率f满足，f＝f×c/(v0×sin(β)+ω×r)＝1～2；悬停时直升机前行速度v0＝0m/s，因此，激励频率f＝f×ω×r/c；

电源13工作时，第一桨叶19和第二桨叶20上的激励器1放电产生等离子体激励，通过等离子体流动控制延迟桨叶分离，增大桨叶升力，提升直升机拉力，从而增大载重；

根据桨叶旋转转速，设定相应的最佳电源输出参数：高压脉冲频率和电压值，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作；反之，当桨叶处于小迎角状态，控制器14不再触发电源13的相应通道，激励器1不工作。

本发明的旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置还适用于旋转叶片的风力机、涡桨桨叶这样旋转叶片的分离控制；可在桨叶的不同旋转半径处分多段布置激励器1，采用与激励器1数量相适应的电源13和集流环9，以适应激励参数的调整。

本发明采用表面介质阻挡放电等离子体激励，旋翼飞行器桨叶动态失速控制问题，一方面可提高旋翼飞行器的升力或载重，一方面可提高旋翼飞行器的最大前进速度。本发明的旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置具有响应迅速、频带宽、结构简单等优点，在分离流和旋涡控制方面具有广泛的应用前景。

本发明的优点还存在于：在直升机载重较大或前飞速度较大时，桨距较大，桨叶绕流易分离，限制了直升机的最大前飞速度和载重。此时，通过直升机各个桨叶前缘的等离子体激励器选择性的开启和关闭，从而抑制流动分离，提高直升机的最大前飞速度和载重。

附图说明

图1为本发明旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置系统整体示意图；

图2为本发明旋翼桨叶上翼面激励器安装位置和引线示意图；

图3为本发明旋翼桨叶下翼面激励器安装位置和引线示意图；

图4为图2中机翼取的翼型截面时，等离子体激励器安装位置和连接图；

图5为本发明中桨叶19上激励器引线示意图；

图6为本发明中桨叶19上激励器引线与主轴内的电线连接示意图；

图7为本发明中桨毂处接线盒内部连接方式；

图8为本发明中桨毂处导线与主轴处导线的连接方式；

图9为本发明中集流环与旋翼主轴配合示意图；

图10为本发明中集流环与多通道高压脉冲等离子体电源的连接示意图；

图11为本发明中集流环与多通道高压脉冲等离子体电源的连接示意图；

图12为本发明中参数示意图。

附图标记说明：1-等离子体激励器(以下简称“激励器”)；2-等离子体激励器绝缘介质层；3-等离子体激励器上表面电极(以下简称“上表面电极”)；4-等离子体激励器下表面电极(以下简称“下表面电极”)；5-直升机旋翼主轴；6-接线盒；7-第一插头；8-第二插头；9-集流环；10-集流环支架；11-接地端引线；12-第三插头；13-多通道高压短脉冲等离子体电源(以下简称“电源”)；14-控制器；15-桨叶19上的激励器下表面电极引线(以下简称“c连引线”)；16-桨叶19上的激励器上表面电极引线(以下简称“b连引线”)；17-桨叶20上的激励器下表面电极引线(以下简称“d连引线”)；18-桨叶20上的激励器上表面电极引线(以下简称“a连引线”)；19-直升机第一桨叶；20-直升机第二桨叶；21-多通道高压短脉冲等离子体电源脉冲高压信号输出端第一引线(以下简称“第一引线”)；22-多通道高压短脉冲等离子体电源脉冲高压信号输出端第二引线(以下简称“第二引线”)；23-多通道高压短脉冲等离子体电源接地端口(以下简称“接地端”)；24-直升机；25-桨距转轴；26-多通道高压短脉冲等离子体电源输出端(以下简称“第一高压输出端”)；27-多通道高压短脉冲等离子体电源输出端(以下简称“第二高压输出端”)。

附注：图6中的“连接集流环9”可通过图8理解；11、21、22是引线，23、26、27是接线端口。

具体实施方式

为了使本发明的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1-5所示，旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置，包括：直升机24；在直升机第一和第二桨叶(19，20)前缘设置的激励器1；桨毂处接线盒内插头(第一插头7，第二插头8，第三插头12)；直升机主轴5；接线盒6；集流环9；固定集流环的支架10；接地线11；电源13；控制器14；c连引线15；b连引线16；d连引线17；a连引线18；第一引线21；第二引线22。其中直升机主轴5，第一、第二桨叶19、20为直升机本身含有的部件。

激励器1为表面介质阻挡放电形式的激励器(结构见图4，具体可参考专利申请“一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法”，申请人“中国人民解放军空军工程大学”，申请号：201811655379.4)。激励器1布置在直升机桨叶的翼面前缘0～2％弦长范围内，0％对应桨叶的前缘顶点。激励器1与桨毂处接线盒内插头(第一插头7，第二插头8，第三插头12)电连接。

集流环9可参考文献(吴文涛，王俊，郭元军.直升机旋翼防除冰集流环设计[j].直升机技术，2014(3)：37-40)或者参考专利(供电装置、及模型直升机，授权号cn202724687u)的样式。如图10所示，集流环9的外罩固定在集流环支架10上，集流环支架10通过螺栓固定于直升机机身隔框，集流环9固定于集流环支架10的固定方式、及流环支架10的样式可参考专利(供电装置、及模型直升机，授权号cn202724687u)的样式。集流环9内随直升机主轴5高速旋转的转子(导电环或电刷)与集流环静子(导电环或电刷)可靠导电，构成集流环9的三个导电通道a、b、c(吴文涛，王俊，郭元军.直升机旋翼防除冰集流环设计[j].直升机技术；供电装置、及模型直升机，授权号cn202724687u)。集流环通道a、b、c的静子端通过引线与电源13相接，a、b通道分别与第一、第二高压输出端26、27电连接，c通道与接地端23相连；同时，集流环三个通道a，b，c又分别与主轴内的4根引线(a连引线18，b连引线16，c连引线15和d连引线17)电连接，继而，主轴内的这4根引线接插头8，如图6所示。通过集流环9的通道a实现电源13的输出端26、第一引线21、a连引线18的电连接；通过集流环9的通道b实现电源输出端27、第二引线22、b连引线16的电连接；通过集流环9的通道c实现电源接地端23、接地线11、c连引线15和d连引线17的电连接，如图10-11所示。上述电连接导线通常为耐高压的同轴电缆。第一插头7，第二插头8，第三插头12可采用防错航空插头，起到可靠电连接。

激励器的上表面电极(连接b连引线16、a连引线18)是裸露在空气中的，布置在桨叶的下翼面；激励器的下表面电极(连接c连引线15、d连引线17)是被绝缘介质层覆盖的，布置在桨叶20的上翼面。

电源13的通道数目与激励器1数目对等，也就是与桨叶数目对等，可固定在飞机的设备舱内。在本发明的一个实施例中，电源13的电压脉宽范围为0.5μs～500μs，电压峰值范围为6kv～20kv，高压脉冲频率范围为500～5000hz，要求电源13的输出功率大于500瓦。事实上，只要能产生该信号的多通道高压等脉冲离子体电源均可采用。

桨叶数量和激励器1数目对等，也就是每个桨叶上均含有一个激励器1。上述以第一桨叶19上的激励器1的电连接关系为例进行说明，第二桨叶20上的激励器1的电连接关系是对称相同的。如果桨叶更多，情况类似。

控制器14可由飞控计算机替代，也可由类似功能的单片机等微机系统代替，用于采集和分析桨叶的运动姿态(桨距α、转速ω、桨叶的方位角β、直升机前进速度v0)，如图12所示，以产生电源13相应通道的触发信号。控制器14相关技术为本领域技术人员熟知，不再累述。

本发明还提供一种旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制方法，该方法采用高压短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，激励器1(具体可参考专利申请“一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法”，申请人“中国人民解放军空军工程大学”，申请号：201811655379.4)设有绝缘介质层2，绝缘介质层2上装有上表面电极3和下表面电极4，上表面电极3和下表面电极4错开平行布置，在长度方向上可有部分重叠，上表面电极3裸露在空气中，下表面电极4被覆盖在绝缘介质层以下；上表面电极3和下表面电极4与多通道高压短脉冲等离子体电源13电连接，多通道高压短脉冲等离子体电源13的正端接上表面电极3，多通道高压短脉冲等离子体电源13的地线端接下表面电极4。

当电源13输出周期性短脉冲高压电时，直升机各个桨叶前缘的激励器1电离空气，形成等离子体，一方面，等离子体在电场的作用下运动，从而诱导气流的流动，形成速度扰动；另一方面，激励器瞬间放电向流场注入热能，使局部空气瞬间被加热，瞬间热效应形成周期性的压力扰动，局部诱导周期性冲击波。利用等离子体激励诱导的速度扰动和压力扰动，通过频率耦合的作用机制(该机制的内涵参考文献：李应红，吴云，梁华，等.提高抑制流动分离能力的等离子体冲击流动控制原理[j].科学通报，2010，55(31)：3060-3068)，促进附面层内外流动掺混，从而抑制流动分离，达到改变翼面气动力的目的。

一种旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制方法，包括以下步骤：

步骤1：直升机飞行过程中，控制器14采集和分析桨叶的运动姿态(桨距α、转速ω、桨叶的方位角β、直升机前进速度v0)；

步骤2：控制器根据桨叶的运动姿态，设定电源13的工作输出参数(输出电压u/kv和脉冲频率f/hz)；

激励器1工作时产生的等离子体气动激励是一种非定常的流场扰动，这种扰动与流场有一个最佳的耦合频率，激励频率为f(hz)，定义一个无量纲的激励频率f＝1～2(无需整数)。

f＝f×c/(v0×sin(β)+ω×r)＝1～2

因此，

激励频率f＝f×(v0×sin(β)+ω×r)/c

其中，桨叶方位角为β，旋翼转速为ω，单位rad/s，r为激励器的平均旋转半径，v0为直升机前行速度。0°方位角为桨叶在机身尾梁上方时。见图12，c是布置激励器那一段桨叶的平均气动弦长。v0×sin(β)是相对直升机的来流v0在桨叶前缘的法向分量；ω×r是桨叶旋转引起的相对桨叶的来流速度。v0×sin(β)+ω×r为相对桨叶前缘法向气流速度。

步骤3：控制器根据桨叶的桨距，判断是否开启电源13，当桨距接近临界桨距时，给出触发信号，使电源13工作。当桨距小于临界桨距时，则不触发电源13。

具体实施例

提供一种用于旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置，包括一个直升机模型24，若干翼型截面为naca0012翼型的桨叶(19和20)，这里以两个桨叶为例，如图1所例示。每片桨叶上均安装有至少一组表面介质阻挡放电激励器1，激励器包括裸露的上表面电极3、绝缘介质层2和覆盖在绝缘介质下的下表面电极4，激励器的下表面电极4和上表面电极3通过导线引至桨毂处接线盒6，与接线盒6内的第一插头7电连接，接线盒6内的转接插头(第一插头7和第三插头12)与第二插头8相配合且电连接。

第一桨叶19上的激励器1通过c连引线15和b连引线16与接线盒6内的第一插头7电连接(参考图2、3、4)；第二桨叶20上的激励器1通过d连引线17和a连引线18与接线盒6内的第三插头12电连接，第一插头7和第三插头12与第二插头8相配合且电连接。c连引线15、b连引线16通过中空的桨距转轴25连接插头7；d连引线17、a连引线18通过中空的桨距转轴25连接插头12；插头8与集流环9电连接，插头8与集流环9电连接的15、16、17、18导线通过中空的直升机主轴5，集流环9通过支架10固定在机身上，如图6所示。

本发明的装置还适用于旋转叶片的风力机、涡桨桨叶等旋转的叶片的分离控制。每个桨叶的叶片上可根据需要布置一段或两段或多段激励器。多通道等离子体电源可由机载电源供电。

本发明还提供一种用于旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制方法。具体实施在直升机飞行过程中，包括起降、悬停、前飞等各个状态，通过机载控制器实时检测直升机旋翼参数，机载控制器可由飞控计算机替代，也可由类似功能的单片机等微机系统代替。用于采集和分析桨叶的运动姿态。为使达到良好的飞行性能，根据桨叶的运动姿态判断是否触发多通道高压等脉冲离子体电源的相应通道以及设定相应的电源输出参数。

具体实施例一：对于前飞的直升机24，当桨叶19或20运动到相对来流后退的大迎角状态时，机载控制器14发出触发信号，触发多通道高压等脉冲离子体电源13的相应通道。根据桨叶旋转转速和直升机24前飞速度，控制器14一方面形成触发信号发送给等离子体电源13，另一方面控制器14根据飞行状态和预先设置的控制律形成控制信号，控制等离子体电源13输出参数(主要是高压脉冲频率和电压值)，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作。

等离子体激励器1工作时产生的激励频率f(hz)满足，f＝f×c/(v0×sin(β)+ω×r)＝1～2；因此，激励频率f＝f×(v0×sin(β)+ω×r)/c。其中，桨叶方位角β，ω为旋翼转速，单位rad/s，r为激励器的平均旋转半径，v0为直升机前行速度。0°方位角对应桨叶运动到机身尾梁上方时或机身纵轴线。见图12，c激励器所在处的桨叶的平均气动弦长。v0×sin(β)是相对直升机的来流v0在桨叶前缘的法向分量；ω×r是桨叶旋转引起的相对桨叶的来流速度。v0×sin(β)+ω×r为相对桨叶前缘法向气流速度。

高压脉冲信号通过第二引线22和第一引线21输送住集流环9的静子端口，将脉冲高压电引致集流环9的转子碳刷；同时接地端23通过接地线11与集流环9的转子碳刷相连。集流环9的转子碳刷分别与桨叶19上的c连引线15、桨叶19上的b连引线16、桨叶20上的d连引线17、桨叶20上的a连引线18电连接。通过集流环9实现第一高压输出端26、第一引线21、桨叶20上的a连引线18的电连接；通过集流环9实现第二高压输出端27、第二引线22、桨叶19上的b连引线16的电连接；通过集流环9实现接地端23、接地线11、桨叶19上的c连引线15和桨叶20上的d连引线17的电连接。

等离子体电源13工作时，第一桨叶19和第二桨叶20上的激励器1放电产生等离子体激励，通过等离子体流动控制延迟桨叶分离，增大桨叶升力，提升直升机拉力，从而增大载重。

当第一桨叶19运动到相对来流后退的大迎角状态时，电源13的第二高压输出端27被控制器14触发，高压脉冲信号通过集流环9实现第二高压输出端27、第二引线22、b连引线16使第一桨叶19上布置的激励器1放电，产生等离子体气动激励，激励的电压和频率根据第一桨叶19的旋转速度而定；当第二桨叶20运动到相对来流后退的大迎角状态时，电源13的第一高压输出端26被控制器14触发，高压脉冲信号通过集流环9实现电源第一高压输出端26、第一引线21、a连引线18使桨叶20上布置的激励器1放电，产生等离子体气动激励，激励的电压和频率根据第二桨叶20的旋转速度而定；

当第一桨叶19或第二桨叶20运动到前行小迎角状态，控制器14不再触发电源13的相应通道，对应激励器1不工作。

具体实施例二：对于悬停状态的直升机24，当需要增大载重或者提高升限时，当通过变距杆使第一桨叶19和第二桨叶20处于大迎角工作时，控制器14发出触发信号和控制信号，使电源13的第二高压输出端27和第一高压输出端26输出一定的激励频率和激励电压。根据桨叶旋转转速，控制器14一方面形成触发信号发送给电源13，另一方面控制器14根据飞行状态和预先设置的控制律形成控制信号，控制电源13输出参数(主要是高压脉冲频率和电压值)，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作。

激励器1工作时产生的激励频率f(hz)满足，f＝f×c/(v0×sin(β)+ω×r)＝1～2；悬停时直升机前行速度v0＝0m/s，因此，激励频率f＝f×ω×r/c。

电源13工作时，第一桨叶19和第二桨叶20上的激励器1放电产生等离子体激励，通过等离子体流动控制延迟桨叶分离，增大桨叶升力，提升直升机拉力，从而增大载重。

根据桨叶旋转转速，设定相应的最佳电源输出参数(主要是高压脉冲频率和电压值)，使激励器1在一定的电压和频率下放电工作。反之，当桨叶处于小迎角状态，控制器14不再触发电源13的相应通道，激励器1不工作。

由于旋转部件，桨叶上不同旋转直径处，桨叶相对来流速度不同。实际应用中可以在桨叶的不同旋转半径处分多段布置激励器1，采用通道更多的电源13和集流环9，以适应激励参数的调整。

本发明的装置还适用于旋转叶片的风力机、涡桨桨叶等旋转的叶片的分离控制。每个桨叶的叶片上可根据需要布置一段或两段或多段激励器。多通道等离子体电源可由机载电源供电。

以上实施例只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。