CN102066196A - 主动地使空气动力学轮廓变形的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于通过反馈控制来主动使包括应用到空气动力学轮廓(1)的一部分表面上的弹性材料(3)的所述空气动力学轮廓(1)变形的方法，所述弹性材料与流体流(7)接触；所述弹性材料能够被放置成与所述弹性材料接触的一个或多个形状记忆致动器(4、22、23、24、25)变形，所述致动器被连接到传感器(8)上的计算机(5)所控制。该方法特别适用于(特别是亚音速)飞行中的飞机的机翼的翼剖面的变形。

Description

主动地使空气动力学轮廓变形的方法

技术领域

本发明涉及一种用于主动地使空气动力学轮廓变形的方法。该方法例如被应用到(特别是亚音速)飞行中的飞机的机翼的翼剖面的变形中。

背景技术

技术问题

在航空设计领域中，正在关心的是改善飞机的空气动力学和飞机的飞行范围的程度。改善飞机的空气动力，并且特别是飞机的机翼的空气动力，使得可以改善飞机的升力，从而限制其能量消耗。飞机的飞行范围特别是由飞机的飞行力学所限定的。飞行力学可以是通过飞机的飞行质量(特别是，根据轨迹和姿态)的研究来确定的。飞行力学特别地考虑飞机的几何结构、其空气动力、其重量、其重心及其发动机的位置，和例如飞机的反馈控制系统与飞行控制的动态数据。空气动力学和飞行力学的研究也被称为航空力学。

通常，由于机翼的一部分上表面上的空气紊流的发生，机翼的升力是递降的。转换点可以被限定在机翼上的空气细流的层流和这些空气细流的紊流之间。因此，转换点是空气细流与机翼的分离点。分离点的位置特别是与机翼的轮廓有关并且与机翼相对于空气细流的倾角有关。机翼的大部分上表面上的紊流效应特别地引起了升力的损失并且增大了机翼的阻力，这导致飞机过多消耗燃料。

飞机设计师并且特别是飞机翼剖面的设计师探求的目标是对于飞机的大部分飞行范围使机翼上的紊流效应最小。可以通过使从机翼前边缘来的空气细流的不连续性的间隔最大化从而实现紊流效应的减小。

现有技术的说明

通常，在被构造之前，每个机翼轮廓是模拟实验和风洞试验的主体以检查其空气动力学特性是否如期望的那样。按这样的方式来限定所述机翼的轮廓，即，确保对于不同的飞行阶段有最小阻力的机翼的升力最大，不同的飞行阶段是：

·巡航飞行；

·低速飞行；

·起飞；

·降落。

还根据机型和其预期用途来确定机翼轮廓。

适当确定的机翼轮廓代表特别对于每个飞行阶段的不同应力之间的折衷方案。因此，取决于所选择的折衷方案，在一些飞行阶段该轮廓展现出层流效应。一旦已经确定了机翼轮廓，则不能再修正它们。

一种解决方案可以是修正机翼上表面的曲率以在不同的飞行阶段吸收紊流：

·通过将机翼上的空气细流的层流和机翼上的空气细流的紊流之间的转换点与前边缘隔开；

·通过将空气细流保持成平坦地靠着机翼的上表面。

可以通过来自致动器的应力使机翼上表面的外部结构变形来实现机翼的上表面曲率的修正。现有技术的一种解决方案包括：

·使用基于光纤的传感器来测量转换点的位置，然后

·借助于压电致动器来修正上表面的外部结构。

该方案具有许多缺点。其缺点包括压电致动器的性能在低温度下，特别是在零度以下极大地降低的事实。然而，在飞行期间，飞机的机翼经受可能降至负五十度的温度。因此，这样的方案不能在温度低于零度的海拔高度处飞行的飞机上实施。压电致动器还对响应时间比有很差的工作密度(working density)。工作密度表示根据致动器的延伸以及表面的特性使表面变形的致动器的能力。因此，需要大量的致动器来使机翼表面变形。一方面，压电致动器是昂贵的，而另一方面，增多机翼上的致动器的数量增加了所述机翼的重量，从而增大了飞机的能量消耗。

还可以通过Joule效应来实现使外部结构的变形。这样的外部结构可以由称为形状记忆材料的复合材料制造，该复合材料能够在有电流的情况下变形，并且在已经停止电刺激之后恢复其初始形状。例如，可以使用在两个镍钛诺层之间插入一层玻璃加强纤维。然后，可以使用镍铬合金的电缆网来在该复合材料内输送电流。该技术具有实施起来昂贵的缺点，并且其需要很高的电功率，以便使复合材料变形。此外，该材料需要大数量的循环以返回其初始形状。

为了保持空气细流平坦地靠着机翼的上表面，另一种现有的解决方案提出了使用产生能够与机翼上表面上的气流相互作用的空气压力的孔口。实际上，该方法对机翼的航空动力学提供了很小的修正。实践中，所使用的孔口具有毫米级的小截面，这意味着它们会轻易地被灰尘阻塞。清理它们也是很难的。此外，执行该解决方案需要机翼内部的毛细管系的复杂系统，另外增加了其重量从而使使用变得复杂。

发明内容

本发明的一个目的特别是减轻上述缺点。为此，本发明的主题是一种用于通过反馈控制主动地使空气动力学轮廓变形的方法。所述空气动力学轮廓特别地包括弹性材料。所述弹性材料可以被应用到空气动力学轮廓的表面的一部分。所述弹性材料特别地与流体流接触。通过放置成与弹性材料接触的一个或多个形状记忆致动器来使所述弹性材料变形。可以通过连接到传感器上的计算机来控制所述致动器。

所述变形方法可以至少包括以下步骤：

·通过传感器对物理流体流动状态变量的测量；

·所测量的物理流动状态变量至计算机的传输；

·根据所测量的物理流动状态变量对弹性材料上的层流和紊流之间的可能转换点的探测；

·根据所探测到的转换点的位置对要被施加到弹性材料上的变形的计算；

·对要由一个或多个致动器来作用的设定点的计算，以获得要被施加到弹性材料上的变形；

·所计算出的设定点至致动器的传输；

·通过致动器的弹性材料的变形；

·弹性材料的实际变形的测量；

·根据弹性材料的实际变形对要由一个或多个致动器来作用的新设定点的计算。

转换点的探测可以特别地包括：

·对流体的粘性系数的第一计算；

·对表示弹性材料上的流体流动的特征的雷诺数的第二计算；

·对可能的转换点的位置的第三计算，特别地包括雷诺数、流体的粘性系数、流体中轮廓相对于水平面的倾角、流体流动的速度、来源于数据库的流体动力学计算数据。

转换点位置的第三计算可以考虑基于放置在弹性材料表面上的光纤的传感器的压力系数。

转换点位置的第三计算可以考虑基于放置在弹性材料中的光纤的传感器的压力系数。

所述压力系数特别是与参考压力和温度系数有关的系数，例如由放置在弹性材料下面的参考光纤所测得的。

要被施加的变形的计算可以考虑轮廓的形状、弹性材料的物理性质。

设定点的计算可以考虑致动器的机械特性、弹性材料的物理性质。

所述变形方法可以被应用于弹性材料的变形，该弹性材料能够在变形之后恢复其初始形状。

所述变形方法可以使用由形状记忆合金制造的致动器。

所述变形方法可以使用分布成一行或多行致动器的致动器，所述行致动器可以被分布在弹性材料的下面。

所述变形方法可以被应用于与空气接触的空气动力学轮廓。

所述变形方法可以被应用于飞机的机翼轮廓。

所述变形方法可以运用分布成致动器的行的致动器，该致动器的行实质上平行于机翼轮廓的前边缘。

雷诺数的计算特别地考虑了流体的流动速度、飞机的海拔高度、流体的粘性系数。

流体的流动速度可以来源于位于飞机上的风速计。

海拔高度可以来源于位于飞机上的高度计。

温度可以来源于位于飞机上的温度探测器。

倾角可以来源于位于飞机上的倾角探测器。

所述变形方法可以被应用于风力涡轮机的叶片。

所述变形方法可以被应用于浸于水中的空气动力学轮廓。

所述变形方法可以被应用于涡轮机的叶片。

所述变形方法可以被应用于船的空气动力表面。

所述变形方法可以被应用于潜水艇的空气动力表面。

所述变形方法可以被应用于包括Kevlar碳的柔性蒙皮的变形，Kevlar为杜邦公司(company Dupont de Nemours)的注册商标。

本发明的其他优点

本发明的显著主要优点是其允许飞机的燃料消耗减少并且其提高了飞行安全。

附图说明

根据以下作为非限制性图解所给出的描述并且考虑到附图，本发明的其他特征和优点将变得显而易见，所述附图表示：

·图1：本发明的实施例的简图；

·图2：用于实施本发明的可变形机翼的简图；

·图3：根据本发明的变形方法的总图；

·图4：根据本发明的变形方法的各个步骤的简图。

具体实施方式

图1示意性地描绘了根据本发明的用于使空气动力学轮廓变形的示例性实施例。

空气动力学轮廓可以例如是放置在冲击机翼1的前边缘的气流中的飞机的机翼1。气流在图1中由空气细流7来表示。在下文中描述的本发明的实施例被用于飞机机翼，但是其可以被用于像机身的飞机的其他部分，或者甚至被用于例如船或者潜水艇的船体的一部分。其他的空气动力学轮廓同样可以使用使空气动力学轮廓(例如，风力涡轮机叶片)变形的方法。

为了能使机翼1的上表面2变形，将柔性蒙皮3平坦地压靠着机翼1的上表面2的结构的一部分。柔性蒙皮3是具有弹性性质的表面，其可以被变形并且恢复其初始形状。可以使用形状记忆材料来生产柔性蒙皮。例如，可以使用具有高度减小的迟滞作用的Kevlar碳型的复合材料来生产柔性蒙皮3，Kevlar是杜邦公司的注册商标。

在具有形状记忆的柔性蒙皮3下面，可以放置非常小的致动器4，使得能够变形柔性蒙皮3。所述形状记忆小型致动器4可以是形状记忆合金型的。致动器4可以由计算机5来控制。计算机5特别是计算被应用于各致动器4以使柔性蒙皮3变形的指令6，以便修正空气细流7在柔性蒙皮3的表面上的流动。计算机5计算修正空气细流7的流动所需的蒙皮的变形。因此，根据所要求的变形来计算待应用的指令6。待施加给柔性蒙皮3的变形的计算考虑到了很多参数。这些参数包括机翼1的上表面2上的层流以及紊流之间的转换点的位置。根据由分布在柔性蒙皮3上或者分布在柔性蒙皮3中的传感器8所测得的一个或多个测量值来计算转换点的位置。传感器8可以例如被胶粘到柔性蒙皮上。在另一实施例中，传感器8可以被结合到柔性蒙皮3的结构中。柔性蒙皮3本身可以被结合到机翼1的结构中。传感器8可以通过光纤8实现。光纤8可以例如是单模光纤。可以通过干涉测量方法来测量由转换点的存在所引起的光纤的变形。在另一个实施例中，光纤8可以是布喇格(Bragg)阵列的光纤。还可以使用多模式的放大光纤。因此，光纤8的变形使得能够计算转换点的位置。然后，特别是根据机翼1的轮廓，计算被施加到柔性蒙皮3上的变形。光纤8实际上能够探测柔性蒙皮3上的低噪声，并且因此能够探测柔性蒙皮3上的空气细流的流动中的紊流。

图2显示了致动器4(在图1中描绘出)在飞机的机翼1上的示例性布局。柔性蒙皮3覆盖了机翼1的上表面2的外表面的一部分。柔性蒙皮3位于机翼1的前边缘20和后边缘21之间。柔性蒙皮3可以例如从前边缘20开始在机翼1的弦(cord)的1％到65％之间延伸。可以通过多个致动器22、23、24、25使柔性蒙皮3在多个点处变形。在柔性蒙皮3下面，致动器22、23、24、25可以被分布成一个或者多个致动器行26、27。在图2中，例如，显示了致动器的两行26、27。致动器的行26、27实质上平行于机翼1的前边缘20。致动器的行26、27例如在图2中分别位于离机翼1的弦上的前边缘20大约20％到40％的位置处。在图2中，作为一个例子，致动器22、23、24、25成对地分布在致动器的行26、27上。致动器22、23、24、25通过从机翼1的内部至机翼1的外部实质上竖直地施加的压力来使柔性蒙皮3变形。在致动器的各行26、27上，可以在控制点20、21上放置检测柔性蒙皮3的变形的传感器。需要检测柔性蒙皮3的变形的传感器来测量柔性蒙皮3随由致动器22、23、24、25施加在柔性蒙皮3上的应力的实际变形。柔性蒙皮3的实际变形特别依赖于所施加的力，但是也依赖于柔性蒙皮3的抵抗力。

图3示意性地描绘了根据本发明的用于使空气动力学轮廓变形的方法，其用于飞机的机翼。

图1中描绘的空气细流7的流动状态特别是可以由光学传感器8来测量，以便确定空气细流7的层流和紊流之间的转换点的位置。在根据本发明的方法中，流动状态变量的测量31可能是第一步31。然后，在第二步32期间，特别地由光学传感器8所获得的测得结果被传输到计算机33。通过34连接到数据库35上的计算机33特别地计算出由致动器4、22、23、24、25来作用的设定点36。因此，致动器4在柔性蒙皮3上施加一个或多个压力37。在压力37下使柔性蒙皮3变形。柔性蒙皮3的变形导致转换点39的位置的修正38。转换点39的位置的修正38导致流动状态30的修正390。流动状态30的改变390由光学传感器8来探测并且被传输到计算机33，如果必要的话，计算机33可以校正由致动器4所施加的压力37。因此，对于空气细流7的流动的任何修正可以导致由不同的致动器4施加在柔性蒙皮3上的压力37的修正，以便将转换点39尽可能远地与机翼1的前边缘隔开。

图4示意性地描绘了在图1和3中所描绘的计算机5、33所执行的各种处理操作。计算机33考虑了各种物理参数，包括特别地来源于位于飞机上的传感器40的数值。在飞机的传感器40之中：

·风速计41提供风速值；

·高度计42提供海拔高度值，使计算机33能够计算空气的密度；

·温度探测器43提供环境温度值；

·例如设置在机翼1上的倾角探测器44提供机翼1相对于水平面的倾角值。

由计算机33来执行空气的粘性系数的第一计算45。第一计算45特别地考虑了由温度探测器43所测量的温度。

第二计算46用来确定空气的流动的雷诺数特征并且涉及流体动力学方程。特别地根据由风速计41所测得的空气速度、由高度计42所测得的海拔高度和在第一计算45期间所计算出的粘性系数来计算雷诺数。

由计算机33执行的第三计算47是对由致动器4作用的变形设定点的计算。所述变形的计算特别地考虑了以下物理参数：

·由风速计41所测得的空气的速度；

·由第二计算46得出的雷诺数；

·由倾角探测器44所测得的倾角；

·从位于柔性蒙皮3上或位于其中的光学传感器8获得的压力系数；

·来自不同数据库35的数据。

从光学传感器8获得的压力系数是与参考压力和温度系数有关的系数，所述参考压力系数是在参考光纤上测得的。需要在柔性蒙皮下面设置参考光纤以考虑光纤对温差的灵敏度，并且因此减小由光学传感器8所测得的压力系数上的误差。因此，在参考光纤上所测得的压力系数取决于静态温度。所述静态温度是在相对气流隐蔽处所测得的环境温度。

各个数据库35可以被连接到计算机33上。第一数据库49可以包括机翼1的形状的集合。机翼形状的集合通过机翼1的表面的网格化限定出了机翼的轮廓。第二数据库(图4中未显示)可以包括在机翼1上的致动器4、22、23、24的物理及机械特性和位置。第三数据库(图4中未显示)可以还包括柔性蒙皮3的物理和机械特性。

第四数据库49可以是流体动力学计算的数据库。第四数据库49可以包括用于计算流体动力学的程序库以使计算机33能够求解流体流动方程，以便特别地确定任何转换点39的位置。

第三计算47特别地包括以下步骤：

第一计算步骤50可以是确定转换点的存在，接着是计算机翼1上的可能转换点的位置。如果通过第一计算步骤50确定没有转换点，则无设定点36被发送给致动器。可以循环地进行转换点的探测，以便确定机翼1的上表面上的紊流的形成。转换点的探测和它们位置的确定特别地考虑了从光学传感器8获得的压力系数、和雷诺数及空气的粘性系数。第一计算步骤50特别地使用来自流体动力学计算数据库49的数据。

第二计算步骤51可以是确定将被施加到柔性蒙皮3上的变形以修正转换点39的位置，以便将它们与机翼1的前边缘20隔开。要被施加以修正转换点的位置的变形的确定特别地考虑了柔性蒙皮3的物理及机械特性、机翼1的形状、雷诺数46、粘性系数45和来自流体动力学计算数据库49的数据。

然后，第三计算步骤52旨在确定致动器4、22、23、24、25，该致动器4、22、23、24、25可以被使用以执行在第二计算步骤51期间所计算出的变形。可以通过考虑各个致动器4、22、23、24、25在机翼上的位置、致动器4的物理特性和柔性蒙皮3的物理及机械特性来确定要被使用的致动器4、22、23、24、25。这还使得能够确定由所选择的各个致动器4在柔性蒙皮3上所施加的压力37。一旦已经确定了致动器以及待施加的压力，则可以将压力设定点53发送给各个选择的致动器4。接收压力设定点53的各个致动器4施加压力，从而产生外部蒙皮3的变形。接着，如果所期望的柔性蒙皮3的变形没有发生，则响应于计算机33，已经接收压力设定点53的致动器可以发送已经产生的位移值54，以使例如计算机33能够对压力设定点53进行校正。如果所获得的变形结果不是预期的结果，则检测柔性蒙皮3的变形的传感器还可以向计算机传送关于柔性蒙皮的实际变形的信息，以便修正压力设定点53。因此，根据本发明的方法包括提高其性能的反馈控制。

有利地，各个传感器41、42、43、44的响应时间，结合计算时间、致动器4的反应时间和柔性蒙皮3的响应时间使得对紊流能够具有足够低(至5毫秒数量级)的反应时间，以能够在飞行期间使用，以便使机翼1的轮廓变形。

优点

根据本发明的方法能够有利地修正飞行中的机翼1的轮廓。因此，这能够减小飞机的失速速度，从而能够提高低飞行速度的安全程度。此外，这能够扩大飞机的飞行范围，所述飞行范围可以改变为比传统的具有更大的倾角。

根据本发明的方法还允许通过提高飞机的空气动力来减小飞机的阻力。减小飞机的阻力能够减少其能量消耗。

变型实施例

根据本发明的方法通常可以有利地适用于相对于流体的相对运动中的任何种类的空气动力表面。特别地，所述方法可以被用于运动的交通工具，例如车辆或者船，或者甚至潜水艇。根据本发明的方法实际上能够改善在相对于流体的相对运动中空气动力学轮廓的阻力。

根据本发明的方法例如可以有利地被用于风力涡轮机的叶片轮廓甚至液压设备的涡轮叶片或者飞机的桨叶。

当叶片运转以便产生最高的能量效率时，根据本发明的方法能够有利地增大叶片的阻力。可以通过修正叶片的轮廓来增大所述阻力。通过修正转换点的位置，按与前面描述的相同方法来获得紊流的改变。本方法还可以使得当叶片处于静止(即，未使用)时减小叶片的阻力，以便避免可能损坏它们的不希望有的转动。如前面所述，可以通过修正叶片上的紊流和层流之间的转换点的位置来获得叶片阻力的减小。

Claims (21)

1.一种用于通过反馈控制主动地使空气动力学轮廓(1)变形的方法，该空气动力学轮廓(1)包括弹性材料(3)，该弹性材料(3)被应用到该空气动力学轮廓的表面的一部分，所述弹性材料与流体流(7)接触；通过放置成与该弹性材料接触的一个或多个形状记忆致动器(4)来使所述弹性材料能够变形，通过连接到传感器(8)上的计算机(5)来控制所述致动器，

其特征在于，其至少包括以下步骤：

·通过该传感器(8)对物理流体流动状态变量的测量；

·所测量的物理流动状态变量至该计算机(5)的传输；

·根据所测量的物理流动状态变量对该弹性材料上的该流体的层流和紊流之间的可能转换点(39)的探测；

·根据所探测到的转换点的位置对要被施加到该弹性材料上的变形的计算；

·对要由一个或多个致动器来作用的一个或多个设定点的计算，以获得要被施加到该弹性材料上的该变形；

·所计算出的设定点至该致动器的传输；

·通过该致动器的该弹性材料的变形；

·该弹性材料的实际变形的测量；

·根据该弹性材料的该实际变形对要由一个或多个致动器来作用的新设定点的计算。

2.如权利要求1所述的变形方法，其特征在于，该转换点(39)的探测包括：

·对该流体的粘性系数的第一计算(45)；

·对表示该弹性材料上的该流体流动的特征的雷诺数的第二计算(46)；

·对该可能转换点的位置的第三计算(47)，包括雷诺数、该流体的粘性系数、该流体中的轮廓相对于水平面的倾角、该流体的流动速度、来源于数据库的流体动力学计算数据。

3.如权利要求2所述的变形方法，其特征在于，该转换点(39)的位置的该第三计算考虑了基于放置在该弹性材料(3)的表面上的光纤的传感器(8)的压力系数。

4.如权利要求2所述的变形方法，其特征在于，该转换点的位置的该第三计算考虑了基于放置在该弹性材料中的光纤的传感器的压力系数。

5.如权利要求3和4中任一项所述的变形方法，其特征在于，该压力系数是与参考压力和温度系数有关的系数，其由放置在该弹性材料下面的参考光纤所测得。

6.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，要被施加的变形的计算考虑了该轮廓的形状、该弹性材料的物理性质。

7.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该设定点的计算考虑了该致动器的机械特性、该弹性材料的物理性质。

8.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于弹性材料的变形，该弹性材料能够在变形之后恢复其初始形状。

9.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法使用由形状记忆合金制造的致动器。

10.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法使用分布成一行或多行致动器的致动器(4、22、23、24、25)，所述行致动器被分布在该弹性材料下面。

11.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于与空气接触的空气动力学轮廓。

12.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于飞机(1)的机翼轮廓。

13.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法使用分布成致动器的行的致动器(4、22、23、24、25)，该致动器的行实质上平行于该机翼轮廓的前边缘。

14.如权利要求12和13中任一项所述的变形方法，其特征在于，该雷诺数的计算考虑了该流体的流动速度、该飞机的海拔高度、该流体的粘性系数。

15.如权利要求12到14中任一项所述的变形方法，其特征在于：

·该流体的流动速度来源于位于该飞机上的风速计(41)；

·该海拔高度来源于位于该飞机上的高度计；

·该温度来源于位于该飞机上的温度探测器；

·倾角来源于位于该飞机上的倾角探测器(44)。

16.如权利要求1到11中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于风力涡轮机的叶片。

17.如权利要求1到10中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于浸于水中的空气动力学轮廓。

18.如权利要求1到11、17中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于涡轮机的叶片。

19.如权利要求1到11、17中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于船的空气动力学轮廓。

20.如权利要求1到10中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于潜水艇的空气动力学轮廓。

21.如前述权利要求中任一项所述的变形方法，其特征在于，该变形方法被应用于包括Kevlar碳的柔性蒙皮的变形，Kevlar为杜邦公司的注册商标。

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