1.本发明涉及机翼领域,尤其涉及一种振动小翼装置、控制方法及系统。
背景技术:2.飞机飞行时由于机翼上下表面的压力差会产生翼尖涡,这种大尺度的涡结构会带来诱导阻力和尾迹遭遇等问题,影响飞机的飞行安全和机场的起降频率。为了削弱这种影响,飞机上通常会假装翼梢小翼来削弱翼尖涡的强度,比如b737max的双叉弯刀小翼等等,随着技术的发展,从削弱翼尖涡的强度进行减阻的翼梢小翼已经达到一种极限,因此人们进一步开始研究在削弱翼尖涡强度的基础上可以进一步促进翼尖涡耗散的振动小翼装置。振动小翼通过振动使得翼尖涡发生一定幅值的摇摆促进翼尖涡不稳定性增长从而促进翼尖涡的快速耗散,而能使翼尖涡耗散的翼尖涡摇摆的主导频率往往处于一个极窄的带宽内,由于机理性研究的缺失,现有的振动小翼的尝试往往很难准确找到合适的振动频率。
3.因此,本领域的技术人员致力于开发一种振动小翼装置。
技术实现要素:4.有鉴于现有技术的上述缺陷,本发明所要解决的技术问题是弥补传统的振动小翼难以找到准确的振动频率。
5.为实现上述目的,本发明提供了一种振动小翼装置、控制方法及系统。
6.在本发明的第一方面中,提供了一种振动小翼装置,包括主机翼、振动小翼、舵机,主机翼适于固定振动小翼装置的各部分结构,主机翼上方固定有振动小翼,振动小翼适于围绕转轴自由转动,通过舵机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动。
7.在本发明的第二方面中,提供了一种振动小翼控制方法,包括:将翼尖涡的扰动对应的幅值和频率输入到同步器,同步器控制舵机按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。
8.第一方面的一些实施方式中,主机翼部分采用化的带小翼的平板翼。
9.第一方面的一些实施方式中,主机翼选为naca0020采用abs塑料和铝合金两种材料来加工,弦长为25cm,展弦比为2,振动小翼部分采用舵机来控制运动翼尖运动。
10.第一方面的一些实施方式中,通过电机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动,带动运动翼尖的运动采用adrino控制板驱动控制舵机,选取的驱动舵机的驱动电压为4.8v/7.4v,对应的转速为0.22/60度或0.18/60度。
11.第二方面的一些实施方式中,获得翼尖涡的扰动的方法包括:通过对batchelor涡模型进行稳定性分析获得翼尖涡的扰动。
12.第二方面的一些实施方式中,获得batchelor涡模型的方法包括:将流场信息上传到计算机,通过计算机针对流场信息进行batchelor涡拟合获得batchelor涡模型。
13.第二方面的一些实施方式中,获得流场信息的方法包括:通过ni控制器采集和记录获得流场信息。
14.第二方面的一些实施方式中,所述通过对batchelor涡模型进行稳定性分析根据公式:其中,a是扰动的幅值,ω是扰动的频率,qr(y,z)是扰动的形函数,表示扰动的具体形式,g(x)表示扰动的能量,是扰动的相位。
15.在本发明的第三方面中,提供了一种振动小翼的控制系统,包括ni控制器、计算机、同步器,ni控制器适于采集和记录流场信息并将流场信息上传到计算机,计算机适于对流场信息进行batchelor涡拟合以获得batchelor涡模型,同步器适于根据翼尖涡的扰动控制舵机按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。
16.本发明提供的震动小翼装置至少具有如下有益效果:
17.1、由于本发明采用了基于稳定性分析的结果去指导振动小翼的运动的思路,这使得振动小翼既能够削弱翼尖涡的强度,又能加快翼尖涡的耗散,达到比传统小翼更好的减阻效果。
18.2、由于本发明中采用了变体的翼尖小翼,活动的翼尖装置改变了翼尖处的翼尖涡结构,引起了流动的变化,从而改变了相应的气动性能,减小了阻力。不仅可以降低阻力,同时还可以减小飞机的发动机噪音,延长发动机使用寿命。
19.3、本发明的发明背景立足于宽体客机等大尺寸的固定翼飞机,事实上,这种振动小翼亦可运用于无人机,目前已有的研究已经证明振动小翼可以有效地提高无人机的载荷,增加飞行航程,提升飞行性能,带来较高的飞行收益。
20.以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明,以充分地了解本发明的目的、特征和效果。
附图说明
21.图1是本发明实施例中振动小翼的结构示意图;
22.图2是本发明实施例中不同风速下根据稳定性分析得到的振动小翼的最优振动频率曲线图。
23.附图标记说明:
24.1、主机翼;2、振动小翼;3、舵机;4、ni控制器;5、计算机。
具体实施方式
25.以下参考说明书附图介绍本发明的多个优选实施例,使其技术内容更加清楚和便于理解。本发明可以通过许多不同形式的实施例来得以体现,本发明的保护范围并非仅限于文中提到的实施例。
26.在附图中,结构相同的部件以相同数字标号表示,各处结构或功能相似的组件以相似数字标号表示。附图所示的每一组件的尺寸和厚度是任意示出的,本发明并没有限定每个组件的尺寸和厚度。为了使图示更清晰,附图中有些地方适当夸大了部件的厚度。
27.如图1所示,在本发明的实施例1中,提供了一种促进机翼尾迹涡快速耗散的振动小翼装置,包括主机翼1、振动小翼2、舵机3,主机翼1适于固定振动小翼装置的各部分结构,主机翼1上方固定有振动小翼2,振动小翼2适于围绕转轴自由转动,通过舵机3驱动连接安装有运动翼尖的轴转动。
28.在实施例1的一些实施方式中,主机翼部分采用化的带小翼的平板翼。
29.在实施例1的一些实施方式中,主机翼选为naca0020采用abs塑料和铝合金两种材料来加工,弦长为25cm,展弦比为2,振动小翼部分采用舵机来控制运动翼尖运动。
30.在实施例1的一些实施方式中,通过电机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动,带动运动翼尖的运动采用adrino控制板驱动控制舵机,选取的驱动舵机的驱动电压为4.8v/7.4v,对应的转速为0.22/60度或0.18/60度。
31.在本发明的实施例2中,提供了一种振动小翼控制方法,包括:将翼尖涡的扰动对应的幅值和频率输入到同步器6,同步器6控制舵机3按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动2。
32.如图1和图2所示,在实施例2中的一些实施方式中,获得翼尖涡的扰动的方法包括:通过对batchelor涡模型进行稳定性分析获得翼尖涡的扰动。
33.在实施例2中的一些实施方式中,获得batchelor涡模型的方法包括:将流场信息上传到计算机5,通过计算机5针对流场信息进行batchelor涡拟合获得batchelor涡模型。
34.在实施例2中的一些实施方式中,获得流场信息的方法包括:通过ni控制器4采集和记录获得流场信息。
35.在实施例2中的一些实施方式中,所述通过对batchelor涡模型进行稳定性分析根据公式:其中,a是扰动的幅值,ω是扰动的频率,qr(y,z)是扰动的形函数,表示扰动的具体形式,g(x)表示扰动的能量,是扰动的相位。
36.在本发明的实施例3中,提供了一种振动小翼的控制系统,包括ni控制器4、计算机5、同步器6,ni控制器4适于采集和记录流场信息并将流场信息上传到计算机5,计算机5适于对流场信息进行batchelor涡拟合以获得batchelor涡模型,同步器6适于根据翼尖涡的扰动控制舵机3按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。
37.本发明的振动小翼装置的有益效果如下:
38.1、由于本发明采用了基于稳定性分析的结果去指导振动小翼2的运动的思路,这使得振动小翼2既能够削弱翼尖涡的强度,又能加快翼尖涡的耗散,达到比传统小翼更好的减阻效果。
39.2、由于本发明中采用了变体的翼尖小翼2,活动的翼尖装置改变了翼尖处的翼尖涡结构,引起了流动的变化,从而改变了相应的气动性能,减小了阻力。不仅可以降低阻力,同时还可以减小飞机的发动机噪音,延长发动机使用寿命。
40.3、本发明的发明背景立足于宽体客机等大尺寸的固定翼飞机,事实上,这种振动小翼亦还可运用于无人机,目前已有的研究已经证明振动小翼2可以有效地提高无人机的载荷,增加飞行航程,提升飞行性能,带来较高的飞行收益。
41.如图1所示,在本发明的实施例4中,提供了一种促进尾迹涡快速耗散的振动小翼装置,并结合稳定性分析结果指导振动小翼振动的方法,其中包括振动小翼装置和控制系统。所述的振动小翼装置包括:主机翼1、振动小翼2、舵机3。其中,主机翼1用于固定振动小翼的各部分结构,主机翼1上方固定有振动小翼2,振动小翼2可围绕转轴自由转动,通过舵机3驱动连接安装有运动翼尖的轴转动。
42.所述的控制系统本体包括:ni控制器4,计算机5,同步器6。在实施例前,需要通过
流速测量数据传输到ni控制器4中,ni控制器4采集和记录流场数据并上传到计算机5,计算机5先针对流场信息进行batchelor涡拟合,batchelor涡模型如下:
[0043][0044]
通过对batchelor涡模型进行稳定性分析,可以得到此时翼尖涡的最优扰动,扰动公式如下:
[0045]fq
(x,y,z,t)=aωqr(y,z)g(x)sin(ωt+φ)
[0046]
其中a是扰动的幅值,ω是扰动的频率,qr(y,z)是扰动的形函数,表示扰动的具体形式,g(x)表示扰动的能量,φ是扰动的相位,这些数据都可以通过稳定性分析方法求得,而影响振动小翼工作的主要是公式中对应的a和ω,前者决定了小翼振动的幅度,后者决定了小翼振动的频率。将扰动对应a和ω输入到同步器6,同步器控制舵机3按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。
[0047]
考虑到现有的飞机测量技术很难直接得到涡模型,通过地面实验获得振动频率和来流速度的经验曲线,如图2所示,在实际使用时,可通过来流速度和经验曲线直接确定对应的振动频率。
[0048]
本发明的一些实施方式中,所述的振动小翼装置本体包括主机翼部分与振动小翼部分。其中,主机翼部分采用化的带小翼的平板翼,主机翼选为naca0020采用abs塑料和铝合金两种材料来加工,弦长为25cm,展弦比为2。振动小翼部分采用舵机来控制运动翼尖运动。通过电机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动,带动运动翼尖的运动采用adrino控制板驱动控制舵机,选取的驱动舵机的驱动电压为4.8v/7.4v,对应的转速为0.22/60度或0.18/60度。
[0049]
确定振动小翼的最优振动频率需要基于流场信息拟合成batchelor涡模型,具体可以通过:(1)多个五孔探针得到尾迹涡不同方向的速度。(2)piv实验观测得到尾迹涡不同方向的速度等流场观测技术得到。
[0050]
所述的控制系统包括:计算机、ni控制器以及同步器。其中,由ni控制器采集和记录流场数据并上传到计算机,计算机通过对流速的测量提取出batchelor涡模型进行稳定性分析给出振动小翼对应的振动频率,触发同步器动作,同步器可控制振动小翼按照指定频率振动。
[0051]
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解,本领域的普通技术无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此,凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案,皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。
技术特征:1.一种振动小翼装置,其特征在于,包括主机翼、振动小翼、舵机,主机翼适于固定振动小翼装置的各部分结构,主机翼上方固定有振动小翼,振动小翼适于围绕转轴自由转动,通过舵机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动。2.根据权利要求1所述的振动小翼装置,其特征在于,主机翼部分采用化的带小翼的平板翼。3.根据权利要求2所述的振动小翼装置,其特征在于,主机翼选为naca0020采用abs塑料和铝合金两种材料来加工,弦长为25cm,展弦比为2,振动小翼部分采用舵机来控制运动翼尖运动。4.根据权利要求3所述的振动小翼装置,其特征在于,通过电机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动,带动运动翼尖的运动采用adrino控制板驱动控制舵机,选取的驱动舵机的驱动电压为4.8v/7.4v,对应的转速为0.22/60度或0.18/60度。5.一种振动小翼控制方法,其特征在于,包括:将翼尖涡的扰动对应的幅值和频率输入到同步器,同步器控制舵机按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。6.根据权利要求5所述的振动小翼控制方法,其特征在于,获得翼尖涡的扰动的方法包括:通过对batchelor涡模型进行稳定性分析获得翼尖涡的扰动。7.根据权利要求6所述的振动小翼控制方法,其特征在于,获得batchelor涡模型的方法包括:将流场信息上传到计算机,通过计算机针对流场信息进行batchelor涡拟合获得batchelor涡模型。8.根据权利要求7所述的振动小翼控制方法,其特征在于,获得流场信息的方法包括:通过ni控制器采集和记录获得流场信息。9.根据权利要求5至8任一项所述的振动小翼控制方法,其特征在于,所述通过对batchelor涡模型进行稳定性分析根据公式:其中,a是扰动的幅值,ω是扰动的频率,qr(y,z)是扰动的形函数,表示扰动的具体形式,g(x)表示扰动的能量,是扰动的相位。10.一种振动小翼的控制系统,其特征在于,包括ni控制器、计算机、同步器,ni控制器适于采集和记录流场信息并将流场信息上传到计算机,计算机适于对流场信息进行batchelor涡拟合以获得batchelor涡模型,同步器适于根据翼尖涡的扰动控制舵机按照对应的幅值和频率驱动振动小翼振动。
技术总结本发明公开了一种振动小翼装置、控制方法及系统,涉及机翼领域,振动小翼装置,其特征在于,包括主机翼、振动小翼、舵机,主机翼适于固定振动小翼装置的各部分结构,主机翼上方固定有振动小翼,振动小翼适于围绕转轴自由转动,通过舵机驱动连接安装有运动翼尖的轴转动。由于本发明采用了基于稳定性分析的结果去指导振动小翼的运动的思路,这使得振动小翼既能够削弱翼尖涡的强度,又能加快翼尖涡的耗散,达到比传统小翼更好的减阻效果。由于采用了变体的翼尖小翼,活动的翼尖装置改变了翼尖处的翼尖涡结构,引起了流动的变化,从而改变了相应的气动性能,减小了阻力。不仅可以降低阻力,同时还可以减小飞机的发动机噪音,延长发动机使用寿命。用寿命。用寿命。
技术研发人员:刘洪 向阳 秦苏洋 叶森
受保护的技术使用者:上海交通大学
技术研发日:2022.04.11
技术公布日:2022/7/5