CN101535125A - 空气动力元件以及具有空气动力元件的机翼，伺服驱动－控制模块，计算机，计算机程序和用于影响尾迹涡流的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于安装到机翼上的空气动力元件(4)，在所述空气动力元件上布置有至少两个沿空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板(5a、5b)；涉及一种机翼，其具有主机翼(2)和所述至少一个附加空气动力元件；以及涉及一种具有伺服驱动－控制模块的计算机，该伺服驱动－控制模块产生用于伺服驱动的，随时间变化的命令信号，其中该伺服驱动－控制模块具有这样的函数，该函数在起动时在每个伺服驱动器上产生至少两个振荡的命令信号，这两个信号为反相的。本发明还涉及一种在一个具有伺服驱动－控制模块的计算机中被执行的计算机程序，一种影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，以及由具有伺服驱动－控制模块的这种计算机、机翼和至少一个伺服驱动器组成的组合。

Description

空气动力元件以及具有空气动力元件的机翼，伺服驱动-控制模块，计算机，计算机程序和用于影响尾迹涡流的方法
技术领域
本发明涉及一种用于安装到机翼上的空气动力元件，一种具有主机翼和至少一个这样的附加空气动力元件的机翼，一种具有伺服驱动-控制模块的计算机，一种用于在具有伺服驱动-控制模块的计算机中执行的计算机程序，一种影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，以及由具有伺服驱动-控制模块的这种计算机、机翼和至少一个伺服驱动器组成的组合，以便尤其借助于多部件构成的气流活板使尾迹涡流系统失稳。
背景技术
由于低压力水平的机翼的上侧和高压力水平的机翼的下侧之间的压力差，飞机产生尾迹涡流系统，即所谓的涡流尾迹。因此，在机翼的末端，空气从机翼的下侧流向机翼的上侧，此时产生了涡流(翼梢涡流或翼缘涡流)。此外，机翼后缘的来自上侧和下侧的流体层以不同的方向流过彼此，从而产生了自由剪切层，该层在翼展方向上与各个翼缘涡流连接。由于自身诱导，该自由剪切层自身和各个翼缘涡流一起展开为两个沿相反方向旋转的单个涡流，根据飞机的状况或飞机的大小，该涡流的中心的速度最大可达360km/h。
在尾迹涡流系统由于失稳机构和/或通过大气的作用而消散之前，尾迹涡流系统在飞机后面直到数百个翼展之后都是可发觉的。因此，在大飞机中，涡流拖曳例如可以具有几分钟的寿命和高达30km的长度。在飞机通过伸出的前翼活板和后边缘活板而位于大升力配置时，也就是说尤其是在启动和着陆时，出现额外的高能量的涡流。特别地，外部的侧附翼缘上产生了额外的涡流，该涡流的强度会超过翼梢涡流的强度。
根据在涡流场中的位置，飞入涡流尾迹的后来的飞机经受了上升气流场、下降气流场(升力损耗)或引起的横向转矩的加载，伴随着或多或少强烈的速度波动。特别对于一个与前面飞过的飞机相比较小的飞机来说，可能因此产生严重的后果。例如，如果规定的横向转矩不足以抵消由涡流尾迹引起的横向转矩，后果表现为结构动力的负荷增加，直到导致丧失稳定的飞行状态。
由于展开过程之后保留的两个单个涡流的强度与整个环流成比例并因此和与飞机的重力互为反作用力的升力成比例，根据两个连续的飞机的最大的起飞重量(起飞质量)来调整它们之间的安全距离。
为了减小对连续的飞机的潜在的威胁，从公知的现有技术中已知的是，影响尾迹中涡流强度的空间分布并因此减小产生的横向转矩或利用和触发固有的失稳机构，从而引起涡流尾迹的加速衰减。
例如，US 6,082,679 B1中公开了一种方法，用于通过例如副翼和扰流板的机翼控制表面的运动来选择用于及早损坏涡流尾迹的主动控制系统的控制参数。根据该方案，测得机翼的近场涡流分布，并选出用于改变涡流尾迹的放大机构。随后，确定应用的涡流干扰的幅度和波长，并模拟涡流尾迹的发展以及确定涡流位置为机翼控制表面位移的函数。根据模拟以及涡流位置为机翼控制表面的函数，确定用于运动机翼控制面的控制参数。
这种系统的缺点是，由于它使用了飞机上已经存在的控制表面，例如副翼和扰流板，所以导致了原本的功能性，例如滚转控制的叠加。鉴于气动弹性分析和飞行控制系统，这种多功能性导致了费用显著增加。
发明内容
本发明的目的在于提供空气动力元件以及具有空气动力元件的机翼，伺服驱动-控制模块，计算机，计算机程序和用于影响尾迹涡流的方法，它们实现了以最少的工艺流程上的花费加速涡流尾迹的消失。
该目的借助于独立权利要求的特征来实现。在从属于这些独立权利要求的从属权利要求中给出其它的实施例。
一种根据本发明的用于安装到机翼上的空气动力元件，该空气动力元件在其纵向方向上与主机翼的翼展方向成角度地延伸，其中在空气动力元件的下游末端上布置有至少两个沿空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板。
特别地，偶数或奇数个并排布置的气流活板可以沿空气动力元件的纵向方向布置在空气动力元件上。
至少两个空气动力元件的大小可以这样地选择，使得在至少两个气流活板的有相位差的振荡中，由运动产生的空气动力在任何时间点都小于可由气流活板的其中一个产生的最大空气动力的10％。至少两个空气动力元件的大小可以这样地选择，使得在至少两个气流活板的反相振荡中，由该空气动力元件运动产生的空气动力在振荡周期的任何时间点都正好被抵消。
特别地，两个气流活板可沿纵向方向并排布置在空气动力元件上。
通常，布置在空气动力元件上的气流活板能够直接彼此相邻布置。
总共至少一个伺服驱动器分配给空气动力元件的气流活板，该伺服驱动器能够从起始位置移动多个或每个气流活板。在此，在一个特殊实施例中，空气动力元件的至少两个气流活板可以互相机械地耦联并且用于驱动气流活板的伺服驱动器与这些气流活板耦联，使得伺服驱动器的驱动运动同时引起了气流活板的有相位差的运动或反相运动。可选地，分别给空气动力元件的每个气流活板分配一个伺服驱动器，该伺服驱动器可以把每个气流活板从基准位置出发向两个互相相反的方向移动。
该基准位置可以是空气动力元件上的各个气流活板的中性位置或也可以是空气动力元件上的各个气流活板的如下位置，在该位置上空气动力元件的阻力最大达到最小阻力值的10％。
特别地，根据本发明提出，布置在空气动力元件上的气流活板从基准位置出发向两个方向的活板摆幅在10度和40度之间，并优选地在15度和25度之间。
空气动力元件可以是一个布置在主机翼的梢部的小翼或布置在主机翼的翼根和翼梢之间的区域中。特别地，在空气动力元件的纵向方向和主机翼的翼展方向之间的角度可以为90度或在45度到90度之间。
此外，根据本发明设置了具有主机翼和至少一个附加空气动力元件的机翼，该机翼根据前述的特性来构造。特别地，为了操作空气动力元件中的至少两个气流活板，布置一个伺服驱动器或为每个气流活板分别布置一个伺服驱动器。额外地，在空气动力元件中布置一个计算机，用于控制至少一个伺服驱动器。
此外，根据本发明，提供具有伺服驱动-控制模块的计算机，该伺服驱动-控制模块产生用于伺服驱动器的、随时间变化的命令信号，其中该伺服驱动-控制模块具有这样的函数，该函数在起动时产生至少两个振荡的命令信号，其中每个信号分别命令一个伺服驱动器，其中该振荡的命令信号互相反相。根据本发明，还提供具有伺服驱动-控制模块的计算机，该伺服驱动-控制模块产生用于传输到至少一个伺服驱动器的、随时间变化的命令信号，其中该伺服驱动-控制模块具有这样的函数，该函数在起动时产生至少三个振荡的命令信号到分别一个伺服驱动器，其中振荡的命令信号互相有相位差的。
在此，伺服驱动-控制模块可以具有用于改变振荡的命令信号的频率和/或幅度的函数。该用于改变振荡的命令信号的频率和/或幅度的函数可以具有斜坡函数，该函数在给定的时间段内连续地提高或降低频率和/或幅度。
可选地或附加地，该用于改变振荡的命令信号的频率和/或幅度的函数可以具有随机发生器，该随机发生器在给定的时间段内确定一个或多个频率和/或幅度。
通常，该用于改变振荡的命令信号的频率的函数可以产生白噪声并把它加入振荡的命令信号。
在所述的情况下，也可以在规定的时间段内基于正态分布产生规定带宽内的频率。
根据本发明，还提供一种在一个具有伺服驱动-控制模块的计算机中执行的计算机程序，该程序具有前述的函数。
根据本发明，还提供：由具有伺服驱动-控制模块的计算机和至少一个用于控制活板对的伺服驱动器组成的组合，其中该计算机根据前述的可选方案形成；由具有伺服驱动-控制模块的计算机、空气动力元件和至少一个用于控制活板对的伺服驱动器组成的组合，其中该空气动力元件根据前述的可选方案形成；由具有伺服驱动-控制模块的计算机、机翼和至少一个伺服驱动器组成的组合，其中该机翼根据前述的可选方案形成。
此外，根据本发明还提供一种影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，具有下列步骤：
产生用于伺服驱动器的控制信号，
改变控制信号，以便产生分别用于一个伺服驱动器的至少两个互相反相的振荡的命令信号。
在根据本发明的方法中，可以为分别一个伺服驱动器产生至少两个互相有相位差的的振荡的命令信号。
在根据本发明的方法中，可以在产生振荡的命令信号之后或之前，改变每个振荡的命令信号的频率和/或幅度。在此，可以通过斜坡函数进行对每个振荡的命令信号的频率和/或幅度的改变，该函数在给定的时间段内连续地提高或降低频率和/或幅度。
在根据本发明的用于影响命令信号的方法中，可以通过随机发生器进行对每个振荡的命令信号的频率和/或幅度的改变，该随机发生器在给定的时间段内确定单数个或复数个频率和/或幅度。在此，附加地，该随机发生器可以确定时间段的长短。
在前述的可选方案中，在根据本发明的方法中，用于改变振荡的命令信号的频率的函数可以产生白噪声并把它加入振荡的命令信号。
作为备选或除此之外，在规定的时间段内基于正态分布可以产生规定带宽内的频率和/或幅度。
在根据本发明的方案中，产生干扰速度，相对于没有被影响的情况，干扰速度导致提前导入了大型运输机的主涡流的失稳并因此导致了涡流尾迹的消失的加速。通过由频率产生的干扰达到了加速的消失，因为产生的频率特定的速度波动由于展开过程被导入主涡流，并且在那里加强了已存在的初始干扰的水平，该初始干扰导致了固有的失稳形式的成形，并最终导致了这个涡流系统的消失。
根据本发明，为了使从飞机外形的尾迹涡流系统的展开过程中产生的主涡流失稳，控制表面或活板，优选地至少两个活板布置在相对于机翼表面倾斜的空气动力元件上和特别是布置在例如为小翼形式的空气动力元件的后缘上。
在本发明的一个特别优选的实施例中，它具有两个小翼活板或者多于两个小翼活板的奇数布置，这两个小翼活板分别进行反相运动。活板的反相振荡阻止了整个的气动反应在时间上的变化，从而基本上抵消了产生的空气动力。
在本发明的一个优选的实施例中，以最大的激励率使谐波活板振荡的频率与尾迹涡流系统中固有的失稳形式相一致。
根据本发明，借助于干扰活板能够影响尾迹涡流系统，而不干预已存在的控制表面，例如副翼或襟翼的功能性。把活板设计为组合式，也就是说在空气动力元件上布置若干气流活板保证了整个气动修正值的稳定性，这鉴于飞行特性为实际的实施提供了重要的前提条件。
附图说明
下面根据附图描述本发明，其中示出了：
图1示意性地示出飞机的俯视图，该飞机由具有速度v1的周围空气流环绕，以至产生了涡流或涡流尾迹W；
图2是飞机的立体图，该飞机由具有速度v1的周围空气流环绕，以至产生了涡流或涡流尾迹W；
图3示出了从外部向飞机机身方向观察根据本发明的具有两个气流活板的小翼，每个气流活板分配了一个伺服驱动器，以及具有一个可选的可使用的结构部件，其中可以安装一个或多个伺服驱动器；
图4示出了从前面看，例如从来流方向观察根据图3的小翼，具有可选的可使用的结构部件和主机翼的一个部件；
图5是根据图3的小翼的立体图；
图6是在大型飞机和特别是具有电驱动的活板控制(其相应地配备有测量工具)运输机中用于研究涡流强度分布的小翼的模型的照片；
图7示出了图6的小翼和在布置有小翼的机翼模型；
图8到图10示出了在下游位置x/b＝5.6时，不具有和具有被抵消的小翼活板的振荡的大型飞机的无量纲的轴向涡流强度分布，其中图8示出了不具有被抵消的小翼活板的振荡的轴向涡流强度分布，图9和10示出了具有被抵消的小翼活板的振荡的轴向涡流强度分布以及在此图9示出了在具有kA＝0.2(4Hz)的谐波振动的小翼活板中的主涡流区域，和图10示出了在具有kA＝0.6(12Hz)的谐波振动的小翼活板中的主涡流区域；
图11到图13示出了在主涡流区域内占主导地位的侧风波动的频谱功率密度分布的结果，其对于一个选出的测量点来说是典型的，其形式为在不具有和具有被抵消的小翼活板的振荡的大型飞机的主涡流地点上侧风波动的频谱功率密度分布，其中图11示出了x＊＝5.60，τ＊＝0.164；kA＝0时基准外形的功率密度分布，图12示出了在同相摆幅时频谱的功率密度分布以及图13示出了在具有180度的有相位差的的摆幅时频谱的功率密度分布；
图14和15示出了基准情况(没有振荡)和具有用于在大型运输飞机外形的主涡流地点上确定的侧风波动的功率密度频谱的情况之间相对幅度差异AS(k；kA)的分布，从而说明幅度的提高，其中图14示出了具有0度有相位差的的活板的振荡时，即在同方向的摆幅时，相关的幅度差异的分布，以及图15示出了具有180度有相位差的的活板的振荡时，即在反方向的摆幅时，相关的幅度差异的分布。
具体实施方式
本发明影响飞机的尾迹涡流系统，特别是较大型飞机，如大型喷气式客机和运输机的尾迹涡流系统。由此，特别减小了由涡流尾迹引起的分隔距离，从而飞机能够以较短的时间间隔起飞和降落。图1示意性地示出了飞机1，其被具有速度v1的周围空气环流，从而产生了涡流或涡流尾迹W。相对于由主机翼形成的涡流，一个扩展的近场或近区域F2在近场或近区域F1之后延伸，其中近场或近区域F1在飞机1的主机翼2后延伸一个相对短的区域，在近场或近区域F2中开始形成涡流和涡流展开过程。在相对于飞行方向来看位于近场或近区域F2后方的近场或近区域F3中由叠加的干扰，例如通过大气湍流形成了不稳定性。在区域F4中，涡流W的消失：产生的涡流管接触、破碎并形成最终消失的涡流环。
为了使由飞机或飞机外形1的尾迹涡流系统W的展开过程产生的主涡流W1失稳，其中飞机或飞机外形1至少由两个包括一个翼展的主机翼2和一个机身3形成。
根据本发明的一个方面，提供一种用于安装到机翼的空气动力元件，该空气动力元件在其纵向方向上与主机翼的翼展方向成一个角度地延伸。根据图2，可以设置一个形式为具有两个小翼活板5的小翼4。两个小翼活板5形成了一个活板对。根据本发明在空气动力元件的下游末端上布置有至少两个沿空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板。所述气流活板分别铰接以便能够相对于空气动力元件的基准平面或机翼平面移动。
作为本发明的一个例子，图3到图5示出了布置在机翼2上的小翼，该小翼具有主元件或空气动力元件4和外部的气流活板5a和内部的气流活板5b。机翼连接件21设置有可选的结构部件20。特别地，在该结构部件中安装有至少一个伺服驱动器，其操纵了一个或两个活板。特别地，在此可设置一个伺服驱动器，其通过耦联装置同时反相地操纵两个活板。
根据本发明，还特别提供多部件构成的小翼活板。小翼活板与至少一个伺服驱动器或伺服驱动系统连接并通过所述伺服驱动器或伺服驱动系统的操纵而进行谐波的或振荡的振动。特别地，空气动力元件4可以是一个布置在主机翼1的梢部的小翼。空气动力元件4也可以是布置在主机翼的翼根和翼梢之间的流体元件，其中该流体元件可以布置在机翼的上侧和下侧。通常还设置一个相对于机翼平面倾斜的空气动力元件或流体元件。
特别地，根据本发明的、进行谐波的或振荡的振动的气流活板在飞行中产生了频率特定的速度波动7，该速度波动由于展开过程也被导入主涡流(附图标记8所示区域)，并且在那里加强了初始干扰的水平(附图标记9所示区域)。由此形成了固有的失稳形式，该失稳形式最终导致了整个涡流系统的消失。通过由频率产生的干扰达到了涡流系统的加速消失。
在空气动力元件上能够布置有奇数或偶数个沿空气动力元件纵向方向并排布置的气流活板。特别地，这样地选择至少两个空气动力元件的大小，使得在至少两个气流活板的有相位差的振荡中，由运动产生的空气动力在任何时间点都小于可由气流活板的其中一个产生的最大空气动力的10％。在具有两个振荡的活板的优选实施例中，这两个活板反相运动，从而进一步在振荡周期的任何时间点都抵消已产生的空气动力。由此使整体的空气动力反应的时间变化极小或者甚至防止了该时间变化。在活板为奇数时，这些活板如此运动，使得这些活板在每个时间点均对翼结构施加尽可能小或相对小的力。
布置在空气动力元件上的气流活板可以设计为不同构造的并例如直接并排布置，也就是说，没有在气流活板之间放置结构部件。可选地，也可以在气流活板中间放置结构部件。
至少一个伺服驱动器可以分配给空气动力元件的气流活板，该伺服驱动器能够从起始位置起移动多个或每个气流活板。也就是说，空气动力元件的多个或至少两个气流活板互相机械地耦联，并且例如通过耦联装置和/或变速箱将用于驱动气流活板的伺服驱动器这样地与这些气流活板耦联，使得伺服驱动器的驱动运动同时引起了气流活板的有相位差的运动或反相运动。特别地，分别给空气动力元件的每个气流活板分配一个伺服驱动器，该伺服驱动器可以把每个气流活板从基准位置出发向两个互相相反的方向移动。
通常可以将空气动力元件上的各个气流活板的中性位置或者空气动力元件上的各个气流活板的、使空气动力元件的阻力最大为最小阻力值的10％的位置作为基准位置。该度量值适用于如下情况，即其他的气流活板没有被驱动，也就是说保持不变。对布置在空气动力元件上的气流活板来说，从基准位置出发，向两个方向的活板摆幅在10度和40度之间，并优选地在15度和25度之间。
空气动力元件也可以是一个布置在主机翼的梢部的小翼或布置在主机翼的翼根和翼梢之间的区域中，并且在空气动力元件的纵向方向和主机翼的翼展方向之间的角度为90度或在45度到90度之间。
在空气动力元件中可以布置至少一个伺服驱动器以用于操纵至少两个气流活板，或者在空气动力元件中为每个气流活板分别布置一个伺服驱动器以用于操纵至少两个气流活板。可选地或附加地，可在空气动力元件中布置一个计算机以用于控制至少一个伺服驱动器。
此外，本发明还能够提供一种具有伺服驱动-控制模块的计算机，该伺服驱动-控制模块产生用于伺服驱动器的随时间变化的命令信号，其中该伺服驱动-控制模块具有这样的函数，该函数在起动时产生用于相应伺服驱动器的至少两个振荡的命令信号，其中所述振荡的命令信号互相反相。还可以具有这样的函数，该函数在起动时产生至少三个振荡的命令信号，其中每个命令信号能被传输到一个伺服驱动器，其中振荡的命令信号互相有相位差。
在这样的情况下，可以在计算机中执行用于改变振荡的命令信号的频率和/或幅度的函数。累加地或可替代地，该函数可以具有：
斜坡函数，该函数在给定的时间段内连续提高或降低频率和/或幅度；
随机发生器，该随机发生器在给定的时间段内确定一个或多个频率和/或幅度，其中附加地，该随机发生器可以确定时间段的长短；
用于产生白噪声发生器。
特别地，这些函数能并入到振荡的命令信号中。
在该计算机中，可以在规定的时间段内根据正态分布产生规定带宽内的频率。
所述的函数也可以设计为计算机程序，其能够在一个具有伺服驱动-控制模块的计算机中被执行。
此外，提供一种影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，具有下列步骤：
产生用于伺服驱动器的控制信号；
这样地改变控制信号，以便产生分别用于一个伺服驱动器的至少两个互相反相的振荡的命令信号。
在此，能够产生分别用于一个伺服驱动器的至少两个互相有相位差的的振荡的命令信号。也可以在产生振荡的命令信号之后或之前，改变每个振荡的命令信号的频率和/或幅度。特别地，可以通过斜坡函数进行对振荡的命令信号的频率和/或幅度的改变，该函数在给定的时间段内连续地提高或降低频率和/或幅度。
在根据本发明的方法中，可以采用在对根据本发明的计算机的描述中提到的函数。
优选地，根据实验来确定根据本发明的振荡的振动的频率，从而可以根据本发明使用本发明中应用的频率和/或幅度。下面描述对频率和/或幅度的确定：
谐波或振荡的活板振动频率被调节到与尾迹涡流系统固有的具有最大激励率的失稳形式一致。可以通过实验确定该频率，从而以相应的频率来驱动或操纵分配给气流活板的伺服驱动器。
为了进行对典型的大型运输机配置、流体元件或小翼或流体元件和主机翼的组合的模型的研究，可以应用一个这样的具有电驱动的活板控制和相应的设备的流体元件。图6和图7示出了具有小翼的机翼模型或小翼的模型。例如具有两个活板的流体元件的活板尺寸可以这样地选择，即在反相振荡中，由运动产生的空气动力在振荡周期的任何时间点都正好被抵消。在一个这样的模型中，出于位置原因，优选地，驱动器位于翼梢的外部的外壳中。特别地，可以通过水平测量来检验气动修正值的恒定性。例如，对于模型实验来说，内部和外部的活板的最大可能活板摆幅分别为±20°。振动频率可以设定在0至100Hz的范围内。当流体环绕流体元件或具有流体元件的机翼时，对涡流的影响针对在此产生的高能量的翼梢涡流，该涡流由于活板的运动而经受频率特定的波动，从而在与另一个占优势的单个涡流(活板涡流和驱动箱涡流)的互相作用和融合的过程中，从下游引入不稳定性形式的提高的刺激。图8到图15示出了：在5.6翼展时，在最远的下游观察的尾迹平面中，在时间上平均的、无量纲的、轴向涡流强度分布。图8到10示出了：在下游位置x/b＝5.6时，对不具有和具有小翼活板的被抵消的振荡的大型飞机的外形来说，无量纲的、轴向涡流强度分布。图8示出了具有X1轴和X2轴的图解，在X1轴上标示了轴向的涡流强度，以及在X2轴上标示了功率强度的分布。图8示出了基准情况，也就是说没有活板运动而引起的主动影响。图11到图13示出了具有附图标记的、在图8中示出的测量点的功率频谱。图9示出了用于具有kA＝0.2(4Hz)的谐波振动的小翼活板的测量区域MB9的主涡流区域W9，和图10示出了用于具有kA＝0.6(12Hz)的谐波振动的小翼活板的测量区域MB10的主涡流区域W10以及翼梢涡流W10a。根据时间上的平均值，包括振荡的活板的所述情况展示了与基准情况类似的分配结构和可比较的峰值。但是，更精确的观察已经揭示了主涡流的相关翼展位置的3％至4％的变化以及拓扑的差异。
图11到图13示出了在主涡流区域内占主导地位的侧风波动的频谱功率密度分布的结果，其对于一个选出的测量点来说是典型的。在基准情况中，对所谓的Crow-不稳定性CI1和所谓的Crouch-不稳定性CI2来说(图11具有基准外形；x＊＝5.60，τ＊＝0.164；kA＝0)在减小的频率的区域中呈现了幅度的增加。振荡的小翼活板的接通体现为显著的频率特定的能量引入，如在激励频率kA改变时，在图12和13的功率密度频谱的柱状图中所示的那样。图12示出了在同相摆幅时的功率频谱，以及图13示出了活板的具有180度的有相位差的时的功率频谱。这表明，由于感应现象，在小翼尾迹中强制的谐波的速度改变在主涡流区域中也经受了速度波动。在此，沿着对角线的功率值k＝kA标明了在各个激励频率中的能量。总之，振荡的尾迹在频率范围内也导致了显著的幅度增加，该幅度增加分配给不稳定形式。
为了说明幅度增加，评估了具有振荡的情况和不具有活板振动的基准情况之间频谱的功率密度分布的相关的差异。图14和15示出了这种评估。用于同相摆幅的结果示出了沿着对角线(方向D)的具有峰值k＝kA(直到20)的幅度差异，其根据不稳定性的激励被划分为局部准则的特征组。反方向的摆幅以减弱的幅度再次体现了这个趋势。然而，对于在AS1位置的特定的波段k＝恒量来说，在激励的宽的频率范围上，发生了明显的幅度增长AS＝2至4。
局部准则提供了关于具有特别强大的幅度增长的减小的频率值的消息，并因此证实了固有的不稳定性的主动的激励的潜在可能。

Claims (41)

1.一种用于安装到机翼上的空气动力元件，所述空气动力元件在其纵向方向上与主机翼的翼展方向成角度地延伸，其特征在于，在所述空气动力元件的下游末端上布置有至少两个沿所述空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板。
2.根据权利要求1所述的空气动力元件，其特征在于，在所述空气动力元件上布置有偶数个沿所述空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板。
3.根据权利要求1所述的空气动力元件，其特征在于，在所述空气动力元件上布置有奇数个沿所述空气动力元件的纵向方向并排布置的气流活板。
4.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，至少两个所述空气动力元件的大小选择为使得在至少两个所述气流活板的有相位差的振荡中，由该运动产生的空气动力在任何时间点都小于可由所述气流活板的其中一个产生的最大空气动力的10％。
5.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，在至少两个所述气流活板的反相振荡中，由所述空气动力元件的运动产生的空气动力在振荡周期的任何时间点都正好被抵消。
6.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，在所述空气动力元件上布置有两个沿所述空气动力元件的纵向方向并排的气流活板。
7.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，布置在所述空气动力元件上的所述气流活板直接彼此相邻布置。
8.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，至少一个伺服驱动器分配给所述空气动力元件的所述气流活板，所述伺服驱动器能够从起始位置移动多个或每个气流活板。
9.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，所述空气动力元件的至少两个所述气流活板互相机械地耦联并且用于驱动所述气流活板的伺服驱动器与这些气流活板耦联，使得所述伺服驱动器的驱动运动同时引起了所述气流活板的有相位差的运动或反相运动。
10.根据前述权利要求1至8中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，分别给所述空气动力元件的每个所述气流活板分配一个伺服驱动器，所述伺服驱动器可以把每个所述气流活板从基准位置出发向两个互相相反的方向移动。
11.根据权利要求10所述的空气动力元件，其特征在于，所述基准位置是所述空气动力元件上的各个气流活板的所述中性位置。
12.根据权利要求10所述的空气动力元件，其特征在于，所述基准位置是所述空气动力元件上的各个气流活板的如下位置，在所述位置上所述空气动力元件的阻力最大达到最小阻力值的10％。
13.根据前述权利要求10至12中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，布置在所述空气动力元件上的所述气流活板从所述基准位置出发向两个方向的活板摆幅在10度和40度之间，并优选地在15度和25度之间。
14.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，所述空气动力元件是布置在所述主机翼的梢部的小翼。
15.根据前述权利要求1至13中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，所述空气动力元件布置在所述主机翼的翼根和所述翼梢之间的区域中。
16.根据前述权利要求中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，在所述空气动力元件的纵向方向和所述主机翼的翼展方向之间的角度为90度。
17.根据前述权利要求1至15中任一项所述的空气动力元件，其特征在于，在所述空气动力元件的纵向方向和所述主机翼的翼展方向之间的角度在45度到90度之间。
18.一种机翼，具有主机翼和至少一个附加的空气动力元件，所述空气动力元件根据前述权利要求1至17中任一项来构造。
19.根据权利要求18所述的机翼，其特征在于，在所述空气动力元件中布置至少一个伺服驱动器以用于操纵至少两个所述气流活板。
20.根据权利要求18或19所述的机翼，其特征在于，在所述空气动力元件中为每个气流活板分别布置一个伺服驱动器以用于操纵至少两个所述气流活板。
21.根据权利要求20所述的机翼，其特征在于，在所述空气动力元件中布置有用于控制至少一个伺服驱动器的计算机。
22.一种具有伺服驱动-控制模块的计算机，所述伺服驱动-控制模块产生用于伺服驱动器的随时间变化的命令信号，其中所述伺服驱动-控制模块具有这样的函数，所述函数在起动时在分别一个伺服驱动器上产生至少两个振荡的命令信号，所述振荡的命令信号互相反相。
23.一种具有伺服驱动-控制模块的计算机，所述伺服驱动-控制模块产生用于传输到至少一个伺服驱动器的随时间变化的命令信号，其中所述伺服驱动-控制模块具有这样的函数，所述函数在起动时产生至少三个振荡的命令信号，其中每个振荡的命令信号传输到分别一个伺服驱动器，其中所述振荡的命令信号互相有相位差的。
24.根据权利要求22或23所述的具有伺服驱动-控制模块的计算机，其特征在于，所述伺服驱动-控制模块具有用于改变所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的函数。
25.根据权利要求24所述的计算机，其特征在于，用于改变所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的所述函数具有斜坡函数，所述斜坡函数在给定的时间段内连续地提高或降低所述频率和/或幅度。
26.根据前述权利要求24到25中任一项所述的计算机，其特征在于，用于改变所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的所述函数具有随机发生器，所述随机发生器在给定的时间段内确定一个或多个频率和/或幅度。
27.根据权利要求26所述的计算机，其特征在于，所述随机发生器附加地确定所述时间段的长短。
28.根据前述权利要求24到27中任一项所述的计算机，其特征在于，用于改变所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的所述函数产生白噪声并把它加入所述振荡的命令信号。
29.根据前述权利要求22到28中任一项所述的计算机，其特征在于，在规定的时间段内基于正态分布产生规定带宽内的频率。
30.一种用于在具有伺服驱动-控制模块的计算机中执行的计算机程序，所述计算机程序具有根据权利要求22到29的函数。
31.一种由具有伺服驱动-控制模块的计算机和至少一个用于控制活板对的伺服驱动器组成的组合，其中所述计算机根据权利要求22到29中任一项形成。
32.一种由具有伺服驱动-控制模块的计算机、空气动力元件和至少一个用于控制活板对的伺服驱动器组成的组合，其中所述空气动力元件根据权利要求1到17中任一项形成。
33.一种由具有伺服驱动-控制模块的计算机、机翼和至少一个伺服驱动器组成的组合，其中所述机翼根据前述权利要求18到21中任一项构造。
34.一种影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，具有下列步骤：
产生用于伺服驱动器的控制信号；
改变所述控制信号，以便产生分别用于一个伺服驱动器的至少两个互相反相的振荡的命令信号。
35.根据权利要求34所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，为分别一个伺服驱动器产生至少两个互相有相位差的的振荡的命令信号。
36.根据权利要求34或35所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，在产生所述振荡的命令信号之后或之前，改变每个振荡的命令信号的频率和/或幅度。
37.根据权利要求36所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，通过斜坡函数进行对所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的改变，所述斜坡函数在给定的时间段内连续地提高或降低所述频率和/或幅度。
38.根据权利要求34至37中任一项所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，通过随机发生器进行对所述振荡的命令信号的频率和/或幅度的改变，所述随机发生器在给定的时间段内确定一个或多个频率和/或幅度。
39.根据权利要求38所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，附加地，所述随机发生器确定所述时间段的长短。
40.根据权利要求34至39中任一项所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，用于改变所述振荡的命令信号的所述频率和/或幅度的所述函数产生白噪声并把它加入所述振荡的命令信号。
41.根据权利要求34至37中任一项所述的影响用于伺服驱动系统的命令信号的方法，其特征在于，在规定的时间段内基于正态分布产生规定带宽内的所述频率和/或幅度。
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