用于機翼減阻的主動控制方法及裝置制造方法
【專利摘要】一種航空航天【技術(shù)領(lǐng)域】的用于機翼減阻的主動控制方法及裝置，通過在機翼的后緣位置預先均勻布置若干壓電裝置，當飛機起飛或者低速飛行時，控制壓電裝置凹進使得對應的機翼位置形成凹坑，從而推遲邊界層的分離，減小壓差阻力；當飛機高速飛行時，控制壓電裝置凸起使得對應位置形成鼓包，從而減小阻力；或者，控制壓電裝置使之處于周期震蕩工作模態(tài)，使得機翼的尾流區(qū)形成周期性的漩渦結(jié)構(gòu)以控制流動分離。本發(fā)明使得飛機在不同飛行狀態(tài)下主動切換相應的減阻模式，提高飛行效率。
【專利說明】用于機翼減阻的主動控制方法及裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及的是一種航空航天【技術(shù)領(lǐng)域】的方法及裝置，具體是一種用于機翼減阻的主動控制方法及裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]減阻是飛行器設計永恒的主題，近些年減阻技術(shù)發(fā)展迅速，減阻方法多種多樣，然而在飛機的起飛、降落和巡航等各種不同階段，各種減阻方法的減阻效果卻有所不同。比如凹坑減阻在低速階段效果比較好，而鼓包在跨音速階段的減阻效果比較明顯，在低速條件下反而會增加阻力。這些減阻方式都是被動的，事先設定好，無法更改，沒有反饋，不能實現(xiàn)自動控制。
[0003]經(jīng)過對現(xiàn)有技術(shù)的檢索發(fā)現(xiàn)，中國專利文獻號CN102595758A，
【公開日】2012-07-18，記載了一種介質(zhì)阻擋放電等離子體尾緣射流裝置及方法，涉及流動控制技術(shù)，該裝置由多組等離子體激勵器、絕緣介質(zhì)和高壓電源組成，用于改善圓柱繞流尾跡區(qū)流動，在圓柱背風面適當位置施加一定強度的等離子體激勵，通過加速附面層內(nèi)低速流體的運動，在圓柱尾緣死水區(qū)形成射流，可以添平尾跡低速區(qū)，進而達到改善尾跡區(qū)流場、減小尾跡損失和氣動噪聲的效果，可用于飛機起落架的減阻和降噪。但該現(xiàn)有技術(shù)與本發(fā)明相比的缺陷及不足在于:首先，該技術(shù)只有一種工作模態(tài)，僅在下降時用于起落架減阻降噪，而本發(fā)明可作用于飛機的各種飛行狀態(tài)，用于機翼的減阻；其次，雖然該技術(shù)所能達到的效果與本發(fā)明周期震蕩工作模態(tài)相同，都能達到減阻降噪的效果，但是他們的形成機理卻是不同的，該技術(shù)的本質(zhì)是所用的等離子體激勵器通入高壓高頻電后在裸露電極下游產(chǎn)生了誘導速度，該誘導速度加速了附面層流體的運動，而本發(fā)明的本質(zhì)是由于壓電裝置的周期震蕩在尾流區(qū)形成周期性的旋渦結(jié)構(gòu)從而控制了流動分離，技術(shù)路線不同。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)存在的上述不足，提供一種用于機翼減阻的主動控制方法及裝置，使得飛機在不同飛行狀態(tài)下主動切換相應的減阻模式，提高飛行效率。
[0005]本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的:
[0006]本發(fā)明提供一種用于機翼減阻的主動控制方法，通過在機翼的后緣位置預先均勻布置若干壓電裝置，當飛機起飛或者低速飛行時，控制壓電裝置凹進使得對應的機翼位置形成凹坑，從而推遲邊界層的分離，減小壓差阻力；當飛機高速飛行時，控制壓電裝置凸起使得對應位置形成鼓包，從而減小阻力；或者，控制壓電裝置使之處于周期震蕩工作模態(tài)，使得機翼的尾流區(qū)形成周期性的漩渦結(jié)構(gòu)以控制流動分離。
[0007]所述的飛機起飛的判斷條件是:從起飛線開始滑跑到離開地面，爬升至安全高度為止，低速飛行的判斷條件是:飛行速度在500公里/小時以下。
[0008]所述的控制壓電裝置凹進的具體方法是:壓電裝置內(nèi)部設置由電機控制的偏心輪，產(chǎn)生壓電效應的壓電材料位于偏心輪的上方，當偏心輪向下轉(zhuǎn)，壓電材料隨之下降，機翼表面即形成凹坑。
[0009]所述的壓電裝置凹進具體是指:凹進l_3mm。
[0010]所述的飛機高速飛行的判斷條件是:飛行速度達到900公里/小時以上。
[0011]所述的控制壓電裝置凸起的具體方法是:壓電裝置內(nèi)部設置由電機控制的偏心輪，產(chǎn)生壓電效應的壓電材料位于偏心輪的上方，當偏心輪向上轉(zhuǎn)，壓電材料隨之上升，機翼表面即形成凸起。
[0012]所述的壓電裝置凸起具體是指:凸起l_3mm。
[0013]所述的周期震蕩工作模態(tài)具體是指:壓電裝置處于反復的凸起和凹進狀態(tài)。
[0014]周期震蕩工作模態(tài)反復的凸起和凹進的頻率為500Hz。
[0015]本發(fā)明提供一種用于機翼減阻的壓電裝置，其內(nèi)置于機翼上，包括:產(chǎn)生壓電效應的壓電材料、基體、偏心輪和拉力彈簧，其中:壓電材料位于基體的上方且與基體相固定，拉力彈簧的一端與基體的底部相連，另一端固定于機翼，偏心輪由電機控制轉(zhuǎn)動且位于基體的下方，偏心輪相上轉(zhuǎn)動時，壓電材料凸起，偏心輪向下轉(zhuǎn)動時，壓電材料凹進機翼表面。
[0016]所述的壓電裝置的邊緣距離機翼邊緣5_20mm。
[0017]本發(fā)明能充分利用平面、凹坑、鼓包等各種幾何形狀的優(yōu)點以及周期震蕩這種新型工作模式來提高機翼的流動品質(zhì)，同時避開他們的缺點，從而達到減阻的目的。當飛機在起飛或者低速飛行時，壓電材料凹進，形成凹坑，飛行時凹坑附近產(chǎn)生了小漩渦，小漩渦產(chǎn)生的吸力對機翼表面的流動氣體有吸附作用，從而推遲了邊界層的分離，減小了壓差阻力；在高速飛行階段，壓電材料凸起，形成鼓包來減阻，在特殊情況下也可以增阻來達到剎車減速等特殊目的。另外，切換到周期震蕩工作模態(tài)，可以在裝置的尾流區(qū)形成周期性的漩渦結(jié)構(gòu)，達到更好的控制流動分離的效果。如此，原來的被動流動控制方式變成主動控制，這樣就能應對各種不同的飛行狀態(tài)從而達到主動控制的目的。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0018]圖1為實施例1的布置圖；
[0019]圖2為實施例2的布置圖；
[0020]圖3為實施例3的布置圖；
[0021]圖4為實施例4的結(jié)構(gòu)圖。
【具體實施方式】
[0022]下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明，本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護范圍不限于下述的實施例。
實施例1
[0023]如圖1所示，本實施例是用于機翼減阻的主動控制方法，通過在機翼I的后緣位置預先均勻布置若干壓電裝置2 ;然后，當飛機起飛或者低速飛行時，控制壓電裝置2凹進使得對應的機翼I位置形成凹坑，從而推遲邊界層的分離，減小壓差阻力。
[0024]壓電裝置2均勻分布在機翼的后緣部位，排成一列，如有需要也可分布兩列甚至更多，如果機翼帶有襟翼或者副翼，也可分布其上；壓電裝置2邊緣距離機翼邊緣5-20mm。[0025]所述的飛機起飛的判斷條件是:從起飛線開始滑跑到離開地面，爬升至安全高度為止，在我國為25M，低速飛行的判斷條件是:飛行速度在500公里/小時以下。
[0026]所述的控制壓電裝置2凹進的具體方法是:電機控制壓電裝置2內(nèi)部的偏心輪3轉(zhuǎn)到位置1，壓電材料4隨其下方的基體5被拉回，于是在機翼表面形成一個凹坑。
[0027]所述的壓電裝置2凹進具體是指:凹進l_3mm，該參數(shù)根據(jù)需要由壓電材料4屬性決定。
實施例2
[0028]如圖2所示，當飛機高速飛行時，控制壓電裝置2凸起使得對應位置形成鼓包，從而減小阻力。
[0029]所述的飛機高速飛行的判斷條件是:飛行速度達到900公里/小時以上。
[0030]所述的控制壓電裝置2凸起的具體方法是:電機控制壓電裝置2內(nèi)部的偏心輪3轉(zhuǎn)到位置2，壓電材料4隨基體5被偏心輪3頂起凸出。
[0031]所述的壓電裝置2凸起具體是指:凸起l_3mm，該參數(shù)根據(jù)需要由壓電材料4屬性決定。
實施例3
[0032]如圖3所示，控制壓電裝置2使之處于周期震蕩工作模態(tài)，使得機翼I的尾流區(qū)形成周期性的漩渦結(jié)構(gòu)以控制流動分離。
[0033]所述的周期震蕩工作模態(tài)具體是指:壓電裝置2上的壓電材料4處于反復的凸起和凹進狀態(tài)，頻率500Hz。
實施例4
[0034]如圖4所示，本實施例為用于前述實施例的壓電裝置2，包括:壓電材料4、基體5、連接到電機上的偏心輪3、拉力彈黃6。壓電材料4貼附在基體5上，隨基體5被拉力彈簧拉住，四周被機翼包裹，下面被偏心輪3頂住，偏心輪3的位置由電機來控制。平時偏心輪3停留在位置3，需要凹進時，電機控制偏心輪3轉(zhuǎn)到位置1，壓電材料4隨基體5被拉回，于是在機翼表面形成一個凹坑；需要凸起時，偏心輪3轉(zhuǎn)到位置2，壓電材料4隨基體5被偏心輪3頂起凸出，在周期振蕩時，偏心輪3仍回到位置I，此時壓電材料4隨基體5歸位，機翼表面平整，壓電材料4通電壓，由于壓電效應，電能轉(zhuǎn)化為機械能，壓電材料4會反復凸起凹進，進入周期震蕩狀態(tài)。
[0035]所述的各個壓電裝置2的邊緣距離機翼邊緣5_20mm。
[0036]本實施例的壓電裝置2為圓柱體，直徑5_50mm，其具體尺寸根據(jù)機翼的尺寸不同而有所不同。
【權(quán)利要求】
1.一種用于機翼減阻的主動控制方法，其特征在于，通過在機翼的后緣位置預先均勻布置若干壓電裝置，當飛機起飛或者低速飛行時，控制壓電裝置凹進使得對應的機翼位置形成凹坑，從而推遲邊界層的分離，減小壓差阻力；當飛機高速飛行時，控制壓電裝置凸起使得對應位置形成鼓包，從而減小阻力；或者，控制壓電裝置使之處于周期震蕩工作模態(tài)，使得機翼的尾流區(qū)形成周期性的漩渦結(jié)構(gòu)以控制流動分離。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征是，所述的飛機起飛的判斷條件為:從起飛線開始滑跑到離開地面，爬升至安全高度為止，低速飛行的判斷條件為:飛行速度在500公里/小時以下。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的方法，其特征是，所述的控制壓電裝置凹進的方法為:壓電裝置內(nèi)部設置由電機控制的偏心輪，產(chǎn)生壓電效應的壓電材料位于偏心輪的上方，當偏心輪向下轉(zhuǎn)，壓電材料隨之下降，機翼表面即形成凹坑。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征是，所述的壓電裝置凹進是指:凹進l_3mm。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征是，所述的飛機高速飛行的判斷條件為:飛行速度達到900公里/小時以上。
6.根據(jù)權(quán)利要求1、2或5所述的方法，其特征是，所述的控制壓電裝置凸起的方法為:壓電裝置內(nèi)部設置由電機控制的偏心輪，產(chǎn)生壓電效應的壓電材料位于偏心輪的上方，當偏心輪向上轉(zhuǎn)，壓電材料隨之上升，機翼表面即形成凸起。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征是，所述的壓電裝置凸起是指:凸起1-3_。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征是，所述的周期震蕩工作模態(tài)是指:壓電裝置處于反復的凸起和凹進狀態(tài)。
9.一種用于上述任一項權(quán)利要求所述的減阻方法的壓電裝置，其特征在于，其內(nèi)置于機翼上，包括:產(chǎn)生壓電效應的壓電材料、基體、偏心輪和拉力彈簧，其中:壓電材料位于基體的上方且與基體相固定，拉力彈簧的一端與基體的底部相連，另一端固定于機翼，偏心輪由電機控制轉(zhuǎn)動且位于基體的下方，偏心輪相上轉(zhuǎn)動時，壓電材料凸起，偏心輪向下轉(zhuǎn)動時，壓電材料凹進機翼表面。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的裝置，其特征是，所述的壓電裝置的邊緣距離機翼邊緣5-20mmo
【文檔編號】B64C23/06GK103482055SQ201310428966
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年9月18日 優(yōu)先權(quán)日:2013年9月18日
【發(fā)明者】李偉鵬, 張屹, 李斌, 王建航, 趙彬彬 申請人:上海交通大學