[go: up one dir, main page]

CN111572754B - 一种适用于固定翼结构的抗突风装置 - Google Patents

一种适用于固定翼结构的抗突风装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111572754B
CN111572754B CN202010358649.6A CN202010358649A CN111572754B CN 111572754 B CN111572754 B CN 111572754B CN 202010358649 A CN202010358649 A CN 202010358649A CN 111572754 B CN111572754 B CN 111572754B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gust
leading edge
piezoelectric
angle
attack
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN202010358649.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111572754A (zh
Inventor
陈坤
逯麒
董子旭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Science and Technology
Original Assignee
Nanjing University of Science and Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Science and Technology filed Critical Nanjing University of Science and Technology
Priority to CN202010358649.6A priority Critical patent/CN111572754B/zh
Publication of CN111572754A publication Critical patent/CN111572754A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111572754B publication Critical patent/CN111572754B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/36—Structures adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D47/00—Equipment not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本发明公开了一种适用于固定翼结构的抗突风装置，可应用在微型和小型飞行器，提高突风环境下的飞行稳定性和安全性，该装置包括迎角主动控制段、刚性中段和突风被动控制段，主动控制部分位于机翼前缘，可根据实时监测到的突风角度，控制由压电复合材料驱动的前缘低头，降低实际迎角，避免失速发生；被动控制部分位于机翼后缘，由韧性树脂构成，飞行时产生微小振动使得机翼失速前减缓气动力突变，降低俯仰力矩峰值波动引起的抬头动作幅值，降低突然发生失速的可能性。主动与被动控制方式的结合使得该装置既有灵活多变的功能，又有稳定可靠的效果，具有良好的抗突风作用；同时机翼多段结构的采用在满足性能的同时降低了技术门槛和制造价格。

Description

一种适用于固定翼结构的抗突风装置
技术领域
本发明涉及一种抗突风装置，尤其是一种适用于固定翼结构的抗突风装置。
背景技术
微型和小型飞行器常在低空区域工作，该区域流场情况复杂，空气对流强烈；且气流受环境和建筑物影响，风速和风向变化较大。尤其微型和小型飞行器具有重量轻、速度低的特点，突风对其飞行影响更为严重。对于固定翼结构的飞行器，突风不仅可使飞行稳定性降低；更严重的使实际迎角突然增加、机翼表面失速，造成飞机坠落。
传统刚性机翼的操纵面如后缘襟翼、副翼，由于位置在机翼后部，而失速时气流在其前方已经分离，因此在来流突变造成飞机实际迎角过大时操纵性能极差。常规前缘襟翼可在大迎角时放下以减小前缘与气流之间的相对角度，但襟翼与主翼间的缝隙造成了气流的局部恶化，在大迎角飞行时极易导致力矩的不平衡，产生非指令运动。后来发展的无缝前缘襟翼的使用改善了大迎角时的飞行性能，但仍存在前缘翼面的局部改变，实际迎角较大时流场不稳定性增加；且采用机械结构控制，重量较重。
新出现的弹性机翼如X-56A无人机中的机翼，机翼在主动控制系统的作用下可发生整体变形，对突风适应性较好。但机翼多部分的协调变形使得控制复杂、实现难度高；同时全机翼上大量智能变形材料的使用使得价格昂贵，不适用于成本低的微型和小型飞行器；且由于主动控制回路先判断再执行的特点，突风减缓的作用具有延迟性。
被动控制方式如翼梢小翼等各种增稳装置，使得飞行稳定性得到提到一定提升。但其结构形式较为固定，在不同的流动状态下起到的效果差异较大；同时由于被动控制方式缺乏对外界的反馈，使得灵活性差，适应性不强。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于固定翼结构的抗突风装置，避免来流实际迎角过大时的失速现象和非指令性运动，并改善大迎角时的流场特性，提高飞行稳定性和安全性。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种适用于固定翼结构的抗突风装置，其特征在于，包括迎角主动控制段、刚性中段和突风被动控制段,分别位于机翼的前缘、中部、后部。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：(1)通过主动控制机翼的实际迎角，从根本上提高了抗突风能力；(2)前缘采用压电纤维复合材料变形，翼面整体过渡，外形良好,无缝隙、局部凸起和凹陷；(3)通过后缘微振的被动减缓，使得失速前突风带来的气动力波动幅值减小，降低突然失速风险；(4)主动与被动方式相结合的突风效果抑制，前缘主动响应，灵活性高；后缘被动控制，实时性和可靠性高；(5)机翼多段结构的采用在满足性能的同时降低了技术难度和制造价格，适用于使用广泛但价格敏感的微型和小型飞行器。
下面结合附图对本发明提出的一种适用于固定翼结构的抗突风装置进行详细说明。
附图说明
图1是本发明机翼多段结构总体示意图。
图2是本发明的工作原理图。
图3是本发明的迎角主动控制段的压电纤维层工作原理图。
图4是本发明的突风被动控制段的示意图。
图中：1：迎角主动控制段；1-1：突风检测传感器；1-2：主动控制器；1-3：压电机构电源；1-3-1：前缘上表面压电机构电源；1-3-2：前缘下表面压电机构电源；1-4：压电纤维层；1-4-1：前缘上表面压电双晶片；1-4-2：前缘下表面压电双晶片；2：刚性中段；3：突风被动控制段；3-1：舵面；3-2：韧性树脂。
具体实施方式
针对飞行环境突风效应明显的微型和小型飞行器，本发明提出一种经济适用的主动控制与被动控制相结合的多段式固定翼结构的突风减缓装置，避免来流实际迎角过大时的失速现象和非指令性运动，并改善大迎角时的流场特性，提高飞行稳定性和安全性。
如图1、图2所示，本发明适用于固定翼结构的抗突风装置，包括迎角主动控制段1、刚性中段2和突风被动控制段3,分别位于机翼的前缘、中部、后部。
迎角主动控制段1包括突风检测传感器1-1、主动控制器1-2、前缘上表面压电机构电源1-3-1、前缘下表面压电机构电源1-3-2、前缘上表面压电双晶片1-4-1和前缘下表面压电双晶片1-4-2；突风检测传感器1-1获取突风迎角，经主动控制器1-2处理后将控制信号分别传递给前缘上表面压电机构电源1-3-1、前缘下表面压电机构电源1-3-2，前缘上表面压电双晶片1-4-1和前缘下表面压电双晶片1-4-2作为执行机构协调向下运动，光顺变形降低实际迎角。
进一步的，所述突风检测传感器1-1设置在迎角主动控制段1前部，所述主动控制器1-2设置在迎角主动控制段1内部，主动控制器1-2分别与前缘上表面压电机构电源1-3-1、前缘下表面压电机构电源1-3-2连接，前缘上表面压电机构电源1-3-1、前缘下表面压电机构电源1-3-2分别与前缘上表面压电双晶片1-4-1和前缘下表面压电双晶片1-4-2连接。
进一步的，所述迎角主动控制段1表面由采用双晶结构的压电纤维复合材料构成。
进一步的，所述突风被动控制段3后缘延伸出韧性树脂3-2。
当飞行器工作时，突风检测传感器1-1实时检测实际迎角，并将数据传递给主动控制器1-2，由其处理后将信号传递给压电执行机构；当需要进行前缘向下运动时，上下翼面的压电纤维分别加电产生光顺变形，在翼面无缝隙及突兀部分的情况下，降低实际迎角。而机翼后缘的韧性树脂材料在飞行中带来的微小振动使得机翼失速前减缓气动力突变，减小俯仰力矩波动的峰值，降低突然发生失速的可能性。
主动控制部分位于机翼前缘，可根据实时监测到的突风角度，控制由压电复合材料驱动的前缘低头，降低实际迎角，避免失速发生；且机翼表面变形具有整体光顺的特点，避免了大迎角时的翼面局部流动分离现象。
被动控制部分位于机翼后缘，由韧性树脂构成，飞行时产生微小振动使得机翼失速前减缓气动力突变，降低俯仰力矩峰值波动引起的抬头动作幅值，降低突然发生失速的可能性。主动与被动控制方式的结合使得该装置既有灵活多变的功能，又有稳定可靠的效果，具有良好的抗突风作用；同时机翼多段结构的采用在满足性能的同时降低了技术门槛和制造价格。
本发明的抗突风装置可应用在微型和小型飞行器，提高突风环境下的飞行稳定性和安全性。
下面结合实施例对本发明进行详细说明。
实施例
如图1所示，抗突风装置固定机翼由三部分组成，分别为：迎角主动控制段1、刚性中段2和突风被动控制段3，分别位于机翼的前、中、后部分，是一种主动控制与被动控制相结合的多段式突风减缓装置。
其中迎角主动控制段1位于前缘，表面由采用双晶结构的压电纤维复合材料构成，突风检测传感器位于前部，主动控制器位于机翼内部；机翼中段为刚性结构；突风被动控制段3位于后部，机翼后缘延伸出有突风被动减缓效果的韧性树脂。
如图2所示，在机翼的弦向视图中，可看到该突风减缓装置主动控制与被动控制相结合，以减缓突风作用的工作原理。遭遇突风时前方的突风检测传感器1-1实时获取来流的实际迎角，并将数据传递给机翼内部的主动控制器1-2，由其判断处理后将控制信号传递给压电机构电源1-3，使得铺设于上下表面的压电纤维层1-4作为执行机构协调运动，前缘呈现整体性地光顺变形，实际迎角根据来流角度得到降低。同时韧性树脂3-2构成的后缘在飞行中不断产生微小振动，通过被动控制的方式抑制突风影响，可有效降低俯仰力矩突变幅值，减小气动力引起的抬头动作幅值，进而避免突然失速，有利于飞行稳定性和安全性。
所述压电纤维层1-4由前缘上表面压电双晶片1-4-1和前缘下表面压电双晶片1-4-2组成，所述压电双晶片是由一块弹性基板和基板两侧的压电片组成的，弹性基板材质为铜或铝。
如图3(a)所示，所述前缘上下表面压电双晶片的安装方式均类同于悬臂梁。如图3(b)所示，对基板两侧压电片施加反向的电压，可使一侧压电片伸长、另一侧压电片收缩，压电双晶片因此可向下运动。当突风角度较大时，主动控制器传给信号，通过前缘上表面压电机构电源1-3-1和前缘下表面压电机构电源1-3-2分别的电压控制，可使前缘上表面压电双晶片1-4-1和前缘下表面压电双晶片1-4-2协调向下运动，从而降低了有效迎角，避免失速发生。
如图4所示，所述突风被动控制段3由舵面3-1和韧性树脂3-2组成，当遇到突风时，后缘通过韧性树脂3-2微振的被动减缓，使得突风带来的气动力波动幅值减小，降低失速风险。
综上所述，本发明提供一种适用于固定翼结构的微型和小型飞行器的抗突风装置，采用主动控制与被动控制相结合的多段式固定翼结构，避免了来流实际迎角过大时的失速现象和非指令性运动，并能够改善大迎角时的流场特性，提高了飞行稳定性和安全性。

Claims (4)

1.一种适用于固定翼结构的抗突风装置，其特征在于，包括迎角主动控制段(1)、刚性中段(2)和突风被动控制段(3),分别位于机翼的前缘、中部、后部；
迎角主动控制段(1)包括突风检测传感器(1-1)、主动控制器(1-2)、前缘上表面压电机构电源(1-3-1)、前缘下表面压电机构电源(1-3-2)、前缘上表面压电双晶片(1-4-1)和前缘下表面压电双晶片(1-4-2)；突风检测传感器(1-1)获取突风迎角，经主动控制器(1-2)处理后将控制信号分别传递给前缘上表面压电机构电源(1-3-1)、前缘下表面压电机构电源(1-3-2)，前缘上表面压电双晶片(1-4-1)和前缘下表面压电双晶片(1-4-2)作为执行机构协调向下运动。
2.根据权利要求1所述的适用于固定翼结构的抗突风装置，其特征在于，所述突风检测传感器(1-1)设置在迎角主动控制段(1)前部，所述主动控制器(1-2)设置在迎角主动控制段(1)内部，主动控制器(1-2)分别与前缘上表面压电机构电源(1-3-1)、前缘下表面压电机构电源(1-3-2)连接，前缘上表面压电机构电源(1-3-1)、前缘下表面压电机构电源(1-3-2)分别与前缘上表面压电双晶片(1-4-1)和前缘下表面压电双晶片(1-4-2)连接。
3.根据权利要求1或2所述的适用于固定翼结构的抗突风装置，其特征在于，所述迎角主动控制段(1)表面由采用双晶结构的压电纤维复合材料构成。
4.根据权利要求1所述的适用于固定翼结构的抗突风装置，其特征在于，所述突风被动控制段(3)后缘延伸出韧性树脂(3-2)。
CN202010358649.6A 2020-04-30 2020-04-30 一种适用于固定翼结构的抗突风装置 Expired - Fee Related CN111572754B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010358649.6A CN111572754B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种适用于固定翼结构的抗突风装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010358649.6A CN111572754B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种适用于固定翼结构的抗突风装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111572754A CN111572754A (zh) 2020-08-25
CN111572754B true CN111572754B (zh) 2021-09-03

Family

ID=72122716

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010358649.6A Expired - Fee Related CN111572754B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种适用于固定翼结构的抗突风装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111572754B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112550663B (zh) * 2020-12-08 2022-11-11 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 一种基于智能驱动装置的变形机翼

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3241456A1 (de) * 1982-11-10 1984-05-10 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Einrichtung zur verminderung von boeenlasten
CN103158860B (zh) * 2013-03-19 2015-01-07 哈尔滨工业大学 一种由形状记忆合金和压电纤维复合材料组合驱动的可变后缘机翼
CN104139847B (zh) * 2014-07-25 2016-05-18 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘以及机翼前缘
CN104443354B (zh) * 2014-11-21 2016-10-12 南京航空航天大学 一种具有自适应变弯度后缘的机翼
GB2546246A (en) * 2016-01-05 2017-07-19 Airbus Operations Ltd An aircraft wing with a movable wing tip device for load alleviation
US10710702B2 (en) * 2016-08-12 2020-07-14 Aviation Partners, Inc. Shape adaptive airfoil
US10889369B2 (en) * 2018-08-29 2021-01-12 Textron Innovations Inc. Passive gust alleviation systems for aircraft devices

Also Published As

Publication number Publication date
CN111572754A (zh) 2020-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7424988B2 (en) Use of aerodynamic forces to assist in the control and positioning of aircraft control surfaces and variable geometry systems
CA2747689C (en) Aircraft horizontal stabilizer surface
CN105620743B (zh) 一种倾转三旋翼飞行器倾转机构
US6543719B1 (en) Oscillating air jets for implementing blade variable twist, enhancing engine and blade efficiency, and reducing drag, vibration, download and ir signature
US7984880B2 (en) Mechanisms and methods for providing rudder control assist during symmetrical and asymmetrical thrust conditions
US9709026B2 (en) Airfoil for a flying wind turbine
JP2017525621A (ja) 傾斜翼付きマルチロータ
CN111516869A (zh) 一种倾转旋翼-机翼垂直起降飞行器的布局与控制方法
EP2069199A2 (en) Vortex generators on rotor blades to delay an onset of large oscillatory pitching moments and increase maximum lift
CN113830291A (zh) 飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统
CN111572754B (zh) 一种适用于固定翼结构的抗突风装置
CN109592017A (zh) 一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法
CN104859859B (zh) 一种气动优化油电混合多旋翼飞行器
CN109311536A (zh) 动力装置、无人飞行器及飞行控制方法
CN210133283U (zh) 一种复合式飞行器
CN209506073U (zh) 翼梢小翼以及机翼系统
CN105691594A (zh) 一种新的飞翼布局飞行器控制方法及控制装置
CN111204444A (zh) 组合式无人机的翼尖连接结构
CN109178296A (zh) 翼梢小翼以及机翼系统
CN110165936A (zh) 一种微小型机翼的蒙皮颤振激励式压电俘能器
CN113968341A (zh) 一种使用仿生小翼的新型微型无人机
CN115258147B (zh) 基于猫头鹰飞行静音原理的旋翼及降噪方法
WO2006004570A2 (en) Forward pivoted full flying control tail boom
CN204750573U (zh) 一种气动优化油电混合多旋翼飞行器
CN100532197C (zh) 一种离心式风轮飞机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20210903