1.一种直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，在桨叶上的0.7r～0.9r范围内和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器，合成射流激振器的间距约为2.6％r，所述0.7r～0.9r范围是以桨毂中心为相对起点，其中，r为桨叶的展长，c为弦长，包括：
获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7r～0.9r处后缘小翼向上偏转0～5度；
若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7r～0.9r处的后缘小翼向下偏转0～5度。
2.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，所述判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果，之后还包括：
获取控制后的旋翼转速；
判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
3.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
4.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型失速控制方法，其特征在于，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度um控制在60～80m/s；射流激振频率为800hz～1200hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。
5.一种直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，在桨叶上的0.7r～0.9r范围内和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器，合成射流激振器的间距约为2.6％r，所述0.7r～0.9r范围是以桨毂中心为相对起点，其中，r为桨叶的展长，c为弦长，包括：
参数获取模块，用于获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；所述驾驶员当前操作参数包括对直升机操纵的总距以及周期变距角；所述飞机当前飞行状态参数包括直升机旋翼的转速，直升机的爬升速度或前飞速度；
瞬时迎角确定模块，用于根据所述驾驶员当前操作参数以及所述飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；
失速迎角确定模块，用于根据所述飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；
第一判断模块，用于判断所述瞬时迎角是否大于失速迎角，得到第一判断结果；
第一控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角大于失速迎角，开启合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7r～0.9r处后缘小翼向上偏转0～5度；
第二控制模块，用于若所述第一判断结果表示为所述瞬时迎角不大于失速迎角，关闭所述合成射流激振器，并同时控制所述桨叶上0.7r～0.9r处的后缘小翼向下偏转0～5度。
6.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，还包括：
旋翼转速获取模块，用于获取控制后的旋翼转速；
第二判断模块，用于判断所述旋翼转速是否大于0，得到第二判断结果；
返回模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速大于0，返回步骤“获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数”；
控制结束模块，用于若所述第二判断结果表示为所述旋翼转速不大于0，结束控制。
7.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，所述后缘小翼的旋转中心距离桨叶后缘为0.2c。
8.根据权利要求5所述的直升机旋翼翼型失速控制系统，其特征在于，当开启所述合成射流激振器时，所述合成射流激振器的出口最大速度um控制在60～80m/s；射流激振频率为800hz～1200hz；偏角为20°；射流出口宽度约为2mm。