CN102235937B - 一种飞机模型颤振抑制装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机模型颤振抑制装置，其用于在飞机颤振模型风洞试验中抑制飞机模型的颤振，该颤振抑制装置包括：空心壳体；滑块，该滑块可移动地设置在所述壳体中；驱动组件，该组件设置在所述壳体中，其驱动所述滑块在所述壳体中移动；控制组件，其控制所述驱动组件的工作。本发明的飞机模型颤振抑制装置通过改变飞机颤振模型机翼或尾翼的重心来抑制所述模型的颤振。由于该装置直接安装在飞机颤振模型的机翼和尾翼，所以无需在风洞中再设置滑轮和防护绳，这样就不会影响试验风洞的流场品质。并且，由于该颤振抑制装置是直接装在飞机颤振模型中，因此其不受飞机颤振模型尺寸和风洞尺寸的影响。

Description

一种飞机模型颤振抑制装置

技术领域

本发明涉及一种用于颤振风洞试验的模型防护装置，特别地，本发明涉及一种飞机模型颤振抑制装置。

背景技术

飞机的颤振是在气动力、弹性力和惯性力作用下的自激振动，它从空气中吸取能量，一旦飞行速压超过临界值，振幅就迅速增大，导致飞机结构的破坏。

颤振是破坏性的振动，所以在飞机的飞行包线内不允许出现颤振现象。为了确保飞行中不出现颤振，需要研究和校核所设计的飞机结构的颤振性能，而飞机模型的颤振风洞试验是研究颤振的重要手段。

在现有的技术中，颤振模型风洞试验具有很大的危险性，需要可靠的颤振抑制防护方法。目前在风洞试验时，多采用防护绳或简单机械结构来抑制模型颤振，实现模型保护。

图1所示为现有的飞机模型颤振风洞试验的示意图，其图示了在颤振风洞试验时，所述飞机模型在风洞中的安装情况。根据图1可以看到，该飞机模型001采用防护绳002防护，所述防护绳002一端分别连接到飞机模型的机翼和尾翼，另一端通过滑轮003固定在所述风洞中。在试验时，当飞机模型001即将发生颤振时，拉紧所述防护绳002，从而给所述模型传递附加刚度以抑制所述飞机模型001发生颤振。

然而，采用上述抑制颤振的方式需要在风洞中安装防护绳，并且为了安装滑轮等机构需要对试验风洞打洞，这会对流场品质产生一定的影响。另外，对于大尺寸风洞颤振试验，很难找到匹配的防护绳，并且滑轮的安装也很困难，所以难以使用防护绳和简单机械装置防护。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机模型颤振抑制装置，其能克服上述颤振风洞试验中的模型防护装置的缺点和不足，减少对流场品质的影响。

为实现上述目的，本发明提供一种飞机模型颤振抑制装置，其用于在飞机颤振模型风洞试验中抑制飞机模型的颤振，该颤振抑制装置包括：

空心壳体；

滑块，该滑块可移动地设置在所述壳体中；

驱动组件，该组件设置在所述壳体中，其驱动所述滑块在所述壳体中移动；

控制组件，其控制所述驱动组件的工作。

优选地，所述驱动组件包括滚珠丝杆和步进电机，所述滚珠丝杆穿过所述壳体和所述滑块，并与所述步进电机相连。

更优选地，所述滚珠丝杆的一端不从所述壳体中露出，另一端从所述壳体中露出，该露出的一端与所述步进电机相连。

更优选地，在所述壳体的两端部分别安装轴承座以支承所述滚珠丝杆。

优选地，所述驱动组件包括弹簧和击发机构，所述弹簧安装在所述壳体的一端，所述击发机构与所述弹簧安装于同一端，所述滑块压缩所述弹簧后与所述击发机构相连。

更优选地，所述滑块上安装有吊钩，所述滑块压缩弹簧后通过所述吊钩与所述击发机构相连。更优选地，所述击发机构使用舵机控制。

优选地，所述驱动组件包括气动装置，所述滑块设置在所述气动装置中。

更优选地，所述壳体是气密结构，所述滑块与所述壳体之间也是气密结构，所述壳体两端分别连接气密软管，所述气密软管与压力阀连接，所述压力阀连接有空气压缩机。

优选地，所述滑块的材料为铅，所述壳体的材料为铝。

优选地，所述控制组件包括指令模块、传输模块和和执行模块，所述传输模块接受所述指令模块发出的指令，并将该指令转换成数据信号发送给所述执行模块，以控制所述驱动组件的操作。

更优选地，所述指令模块包括电脑控制端和上位机控制板。其中，所述电脑控制端包括显示界面和后台程序，所述上位机控制板包括单片机、显示模块、按键区域。

更优选地，所述电脑控制端显示界面显示所述驱动组件的工作状态和电源状态，并提供操作界面。所述电脑控制端后台程序提供控制指令。

优选地，所述上位机控制板中的单片机实现信号生成计算功能。所述上位机控制板的显示区域显示所述驱动组件的工作状态和电源状态。所述上位机控制板主要按键区设置为驱动组件的各种操作开关。

优选地，所述传输模块使用无线传输方式。

在飞机颤振模型风洞试验中，可以将本发明的飞机颤振模型抑制装置装在飞机颤振模型的机翼或尾翼的两端。当飞机颤振模型即将发生颤振时，通过移动滑块的位置改变飞机机翼或尾翼的重心从而抑制所述模型的颤振。

由此可见，由于本发明的飞机模型颤振抑制装置是通过改变飞机颤振模型机翼或尾翼的重心来抑制所述模型的颤振。由于该装置直接安装在飞机颤振模型的机翼和尾翼，所以无需再设置滑轮和防护绳，这样就不会影响试验风洞的流场品质。并且，由于该颤振抑制装置是直接装在飞机颤振模型中，因此其不受飞机颤振模型尺寸和风洞尺寸的影响，可以适用于大尺寸风洞颤振模型。

附图说明

图1是现有技术中飞机颤振模型风洞试验的示意图；

图2是本发明一个实施例的飞机颤振模型抑制装置的示意图；

图3是本发明一个实施例的飞机颤振模型抑制装置的主视图；

图4是本发明另一个实施例的飞机颤振模型抑制装置的主视图；

图5是本发明另一个实施例的飞机颤振模型抑制装置的主视图；

图6是本发明的飞机颤振模型抑制装置的控制组件的工作流程图；

图7是本发明的飞机颤振模型抑制装置的控制组件的示意图。

具体实施方式

如图2-5所示，风洞模型颤振抑制装置空心壳体101、滑块102、驱动组件和控制组件。该滑块102可移动地设置在所述壳体101中。所述驱动组件也设置在所述壳体101中，其驱动所述滑块在所述壳体101中移动。所述控制组件控制所述驱动组件的工作。

如图2-3所示，在本发明的一个实施例中，所述驱动组件由滚珠丝杆103、滑块102、步进电机(未示出)组成，所述步进电机按要求以一定的速度正转或者反转一定步数，带动滑块102配重按指定的速度移动到指定的部位，实现模型重心的变化，从而改变颤振临界速度，抑制颤振。

如图2所示，在该实施例中，所述飞机模型颤振抑制装置为金属结构件，包括左右侧面板105，106、中空矩形壳体101、滑块102、滚珠丝杆103和轴承座107。其中除滑块使用铅块外，其余是有部件都使用铝。侧面板105，106与壳体101的联接采用螺钉联接加胶接的方法，直接在所述壳体101相应的位置钻孔攻丝，然后在接缝处涂胶后使用螺钉固定。轴承座107与侧面板105，106的联接方法与侧面板105，106与壳体101的联接方法相同，打孔时所述轴承座107与侧面板105，106要进行配打，以达到同心的要求。所述滚珠丝杆103的一端不从所述壳体101中露出，另一端从所述壳体101中露出，该露出的一端与所述步进电机相连。

如图6-7所示，所述控制组件包括指令模块110、传输模块111和和执行模块112，所述传输模块111接受所述指令模块110发出的指令，并将该指令转换成数据信号发送给所述执行模块112，以控制所述驱动组件的操作。在该实施例中，所述控制组件可遥控实现对步进电机的指定控制(包括转向，速度，步数)。

所述传输模块111由两个模块组成，分别为第一传输模块111a和第二传输模块111b，如图7所示。其中，模块111a为单片机传输模块，留有电源接口a和步进电机接头b。模块111b为无线通讯客户端，包含显示区域c、主要按键区域d、数字按键区e。

如图6所示，模块111a主要功能为接受模块111b发送的指令，驱动步进电机作出相应的动作(如：速度500转每分，正转500步；速度300转每分，反转400步)，并且实时反馈步进电机的累积步数到模块111b的显示界面c中。

所述模块111a由步进电机控制电路、单片机与外围电路、遥控装置组成。单片机使用芯片不限，编程语言不限，性能要求稳定可靠。所述模块111a供电电源为3.7V或者7.2V锂离子电池。该模块111a的接头a、b使用标准接头，便于连接电源和步进电机。电路版要求使用贴片元件制作，可以制作成单面的或双面的。电路版提供单片机芯片插槽，便于更换芯片。另外，模块111a要求在满足功能的基础上尽可能体积小、重量轻，其尺寸不得大于30mm×30mm。

所述模块111b为无线通讯客户端，用于给所述模块111a发送指令，显示模块111a的反馈信号。其包含显示区域c、主要按键区域d、数字按键区e。显示区域主要显示步进电机的工作状态、电源状态等；主要按键区域d初步拟定三个开关，分别为正转、反转、急停；数字按键区e主要提供步进电机步数控制输入等功能。使用贴片元件制作，电源可选用常规锂电池或者干电池。遥控控制可靠，信号可穿透风洞壁，具有一定的抗干扰能力，遥控距离至少10m。

所述模块111b对重量与尺寸没有具体要求，要求成品安装牢固，便于携带。

所述指令模块110包括电脑控制端和上位机控制板。在本实施例中，计算机端控制软件包括USB驱动程序和应用程序。USB驱动程序采用WDM驱动模型，开发软件采用DriverStudio3.1和XPDDK。USB驱动程序主要负责与上位机应用程序和上位机控制板进行通讯。上位机应用程序用VC6.0采用MFC编写。应用程序可以实现电机的状态显示，参数设置，电机控制和与上位机控制板通信。

上位机控制板处理器采用Atmel公司的8位单片机ATmega16。控制板功能包括键盘输入，LCD显示，USB数据通讯，串口无线通讯和电源电压检测。其中键盘输入为避免占用太多IO口采用AD输入的键盘方式，初步设计为20个按键，包括数字键。LCD显示采用128×64的TG12864D模块，主控芯片为ks0108。USB数据通信采用飞利浦的PDIUSBD12USB芯片。无线通信采用Maxstream生产的Xbee Pro模块。上位机控制板主要负责电机的状态显示，参数设置，电机控制和与上位机应用程序通信。

在本实施例中，电机控制板采用Atmel公司的8位单片机ATmega16。控制板功能包括步进电机控制及与上位机控制板进行无线通信。步进电机控制芯片拟采用A3979步进电机控制芯片，该芯片可以实现步进电机高精度细分，最高可达16细分。无线通信采用Maxstream生产的Xbee Pro模块。

AVR单片机开发环境采用AVRstudio4.13和开源编译器WinAvr。C语言编写。电路板的原理图和PCB印制板图采用ProtelDXP2004。

该装置在实际实施时，先根据具体的颤振模型，选择合适的位置确定合适的配重，经过相应的理论计算，表明在此安装位置上改变模型的重量分布可提高模型的颤振速度。在风洞试验时，在亚临界颤振状态是可以操作实现模型重量的变换来实现颤振的抑制，保护模型。

在本发明的另一个实施例中，如图4所示，所述驱动组件包括弹簧1091和击发机构1092，所述弹簧安装在所述壳体101的一端，所述击发机构1092与所述弹簧1091安装于同一端，所述滑块上安装有吊钩1093，所述滑块102压缩弹簧后通过所述吊钩1093与所述击发机构1092相连。所述击发机构1092使用舵机(未示出)控制。所述控制装置控制所述舵机的操作。

在本发明的另一个实施例中，如图4所示，所述驱动组件包括气动装置108，所述滑块102设置在所述气动装置108中。所述壳体101是气密结构，所述滑块102与所述壳体101之间也是气密结构，所述壳体101两端分别连接气密软管1081，所述气密软管与压力阀(未示出)连接，所述压力阀连接有空气压缩机。所述控制组件控制所述空气压缩机和压力阀的操作。

本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而可以理解，在实用新型的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构作各种变化和改进，但都属于本发明的保护范围。上述实施例的描述是例示性的而不是限制性的，本发明的保护范围由权利要求所确定。

Claims (20)

1.一种飞机模型颤振抑制装置，其用于在飞机颤振模型风洞试验中抑制飞机模型的颤振，该颤振抑制装置包括：

空心壳体(101)；

滑块(102)，该滑块可移动地设置在所述壳体中；

驱动组件，该组件设置在所述壳体中，其驱动所述滑块在所述壳体中移动；

控制组件，其控制所述驱动组件的工作，

其特征在于，所述飞机模型颤振抑制装置安装在所述飞机模型的机翼或尾翼，当飞机模型即将发生颤振时，通过移动所述滑块的位置改变所述飞机模型的机翼或尾翼的重心，从而抑制所述飞机模型的颤振。

2.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述驱动组件包括滚珠丝杆(103)和步进电机，所述滚珠丝杆(103)穿过所述壳体(101)和所述滑块(102)，并与所述步进电机相连。

3.如权利要求2所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述滚珠丝杆(103)的一端不从所述壳体中露出，另一端从所述壳体中露出，该露出的一端与所述步进电机相连。

4.如权利要求2或3所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，在所述壳体(101)的两端部分别安装轴承座(107)以支承所述滚珠丝杆(103)。

5.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述驱动组件包括弹簧(1091)和击发机构(1092)，所述弹簧(1091)安装在所述壳体(101)的一端，所述击发机构(1092)与所述弹簧(1091)安装于同一端，所述滑块(102)压缩所述弹簧(1091)后与所述击发机构(1092)相连。

6.如权利要求5所述的飞机模型颤振抑制装置，其特性在于，所述滑块(102)上安装有吊钩(1093)，所述滑块(102)压缩弹簧(1091)后通过所述吊钩(1093)与所述击发机构(1092)相连。

7.如权利要求5或6所述的飞机模型颤振抑制装置，其特性在于，所述击发机构(1092)使用舵机控制。

8.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述驱动组件包括气动装置(108)，所述滑块(102)设置在所述气动装置(108)中。

9.如权利要求8所述的飞机模型颤振抑制装置，其特性在于，所述壳体(101)是气密结构，所述滑块(102)与所述壳体(101)之间也是气密结构，所述壳体(101)两端分别连接气密软管(1081)，所述气密软管(1081)与压力阀连接，所述压力阀连接有空气压缩机。

10.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述滑块(102)的材料为铅。

11.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述壳体(101)的材料为铝。

12.如权利要求1所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述控制组件包括指令模块(110)、传输模块(111)和执行模块(112)，所述传输模块(111)接受所述指令模块(110)发出的指令，并将该指令转换成数据信号发送给所述执行模块(112)，以控制所述驱动组件的操作。

13.如权利要求12所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述指令模块(110)包括电脑控制端和上位机控制板。

14.如权利要求13所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述电脑控制端包括显示界面和后台程序，所述上位机控制板包括单片机、显示模块、按键区域。

15.如权利要求14所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述电脑控制端显示界面显示所述驱动组件的工作状态和电源状态，并提供操作界面。

16.如权利要求14所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述电脑控制端后台程序提供控制指令。

17.如权利要求14所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述上位机控制板中的单片机实现信号生成计算功能。

18.如权利要求14所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述上位机控制板的显示区域显示所述驱动组件的工作状态和电源状态。

19.如权利要求14所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述上位机控制板主要按键区设置为驱动组件的各种操作开关。

20.如权利要求12所述的飞机模型颤振抑制装置，其特征在于，所述传输模块(111)使用无线传输方式。

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