CN103482055B - 用于机翼减阻的主动控制方法的装置 - Google Patents

用于机翼减阻的主动控制方法的装置 Download PDF

Info

Publication number
CN103482055B
CN103482055B CN201310428966.0A CN201310428966A CN103482055B CN 103482055 B CN103482055 B CN 103482055B CN 201310428966 A CN201310428966 A CN 201310428966A CN 103482055 B CN103482055 B CN 103482055B
Authority
CN
China
Prior art keywords
piezo
electric device
piezoelectric
wing
eccentric wheel
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
CN201310428966.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103482055A (zh
Inventor
李伟鹏
张屹
李斌
王建航
赵彬彬
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.)
Shanghai Jiaotong University
Original Assignee
Shanghai Jiaotong University
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 Shanghai Jiaotong University filed Critical Shanghai Jiaotong University
Priority to CN201310428966.0A priority Critical patent/CN103482055B/zh
Publication of CN103482055A publication Critical patent/CN103482055A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103482055B publication Critical patent/CN103482055B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • General Electrical Machinery Utilizing Piezoelectricity, Electrostriction Or Magnetostriction (AREA)

Abstract

一种航空航天技术领域的用于机翼减阻的主动控制方法及装置，通过在机翼的后缘位置预先均匀布置若干压电装置，当飞机起飞或者低速飞行时，控制压电装置凹进使得对应的机翼位置形成凹坑，从而推迟边界层的分离，减小压差阻力；当飞机高速飞行时，控制压电装置凸起使得对应位置形成鼓包，从而减小阻力；或者，控制压电装置使之处于周期震荡工作模态，使得机翼的尾流区形成周期性的漩涡结构以控制流动分离。本发明使得飞机在不同飞行状态下主动切换相应的减阻模式，提高飞行效率。

Description

用于机翼减阻的主动控制方法的装置
技术领域
本发明涉及的是一种航空航天技术领域的方法及装置，具体是一种用于机翼减阻的主动控制方法及装置。
背景技术
减阻是飞行器设计永恒的主题，近些年减阻技术发展迅速，减阻方法多种多样，然而在飞机的起飞、降落和巡航等各种不同阶段，各种减阻方法的减阻效果却有所不同。比如凹坑减阻在低速阶段效果比较好，而鼓包在跨音速阶段的减阻效果比较明显，在低速条件下反而会增加阻力。这些减阻方式都是被动的，事先设定好，无法更改，没有反馈，不能实现自动控制。
经过对现有技术的检索发现，中国专利文献号CN102595758A，公开日2012-07-18，记载了一种介质阻挡放电等离子体尾缘射流装置及方法，涉及流动控制技术，该装置由多组等离子体激励器、绝缘介质和高压电源组成，用于改善圆柱绕流尾迹区流动，在圆柱背风面适当位置施加一定强度的等离子体激励，通过加速附面层内低速流体的运动，在圆柱尾缘死水区形成射流，可以添平尾迹低速区，进而达到改善尾迹区流场、减小尾迹损失和气动噪声的效果，可用于飞机起落架的减阻和降噪。但该现有技术与本发明相比的缺陷及不足在于：首先，该技术只有一种工作模态，仅在下降时用于起落架减阻降噪，而本发明可作用于飞机的各种飞行状态，用于机翼的减阻；其次，虽然该技术所能达到的效果与本发明周期震荡工作模态相同，都能达到减阻降噪的效果，但是他们的形成机理却是不同的，该技术的本质是所用的等离子体激励器通入高压高频电后在裸露电极下游产生了诱导速度，该诱导速度加速了附面层流体的运动，而本发明的本质是由于压电装置的周期震荡在尾流区形成周期性的旋涡结构从而控制了流动分离，技术路线不同。
发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提供一种用于机翼减阻的主动控制方法及装置，使得飞机在不同飞行状态下主动切换相应的减阻模式，提高飞行效率。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明提供一种用于机翼减阻的主动控制方法，通过在机翼的后缘位置预先均匀布置若干压电装置，当飞机起飞或者低速飞行时，控制压电装置凹进使得对应的机翼位置形成凹坑，从而推迟边界层的分离，减小压差阻力；当飞机高速飞行时，控制压电装置凸起使得对应位置 形成鼓包，从而减小阻力；或者，控制压电装置使之处于周期震荡工作模态，使得机翼的尾流区形成周期性的漩涡结构以控制流动分离。
所述的飞机起飞的判断条件是：从起飞线开始滑跑到离开地面，爬升至安全高度为止，低速飞行的判断条件是：飞行速度在500公里/小时以下。
所述的控制压电装置凹进的具体方法是：压电装置内部设置由电机控制的偏心轮，产生压电效应的压电材料位于偏心轮的上方，当偏心轮向下转，压电材料随之下降，机翼表面即形成凹坑。
所述的压电装置凹进具体是指：凹进1-3mm。
所述的飞机高速飞行的判断条件是：飞行速度达到900公里/小时以上。
所述的控制压电装置凸起的具体方法是：压电装置内部设置由电机控制的偏心轮，产生压电效应的压电材料位于偏心轮的上方，当偏心轮向上转，压电材料随之上升，机翼表面即形成凸起。
所述的压电装置凸起具体是指：凸起1-3mm。
所述的周期震荡工作模态具体是指：压电装置处于反复的凸起和凹进状态。
周期震荡工作模态反复的凸起和凹进的频率为500Hz。
本发明提供一种用于机翼减阻的压电装置，其内置于机翼上，包括：产生压电效应的压电材料、基体、偏心轮和拉力弹簧，其中：压电材料位于基体的上方且与基体相固定，拉力弹簧的一端与基体的底部相连，另一端固定于机翼，偏心轮由电机控制转动且位于基体的下方，偏心轮相上转动时，压电材料凸起，偏心轮向下转动时，压电材料凹进机翼表面。
所述的压电装置的边缘距离机翼边缘5-20mm。
本发明能充分利用平面、凹坑、鼓包等各种几何形状的优点以及周期震荡这种新型工作模式来提高机翼的流动品质，同时避开他们的缺点，从而达到减阻的目的。当飞机在起飞或者低速飞行时，压电材料凹进，形成凹坑，飞行时凹坑附近产生了小漩涡，小漩涡产生的吸力对机翼表面的流动气体有吸附作用，从而推迟了边界层的分离，减小了压差阻力；在高速飞行阶段，压电材料凸起，形成鼓包来减阻，在特殊情况下也可以增阻来达到刹车减速等特殊目的。另外，切换到周期震荡工作模态，可以在装置的尾流区形成周期性的漩涡结构，达到更好的控制流动分离的效果。如此，原来的被动流动控制方式变成主动控制，这样就能应对各种不同的飞行状态从而达到主动控制的目的。
附图说明
图1为实施例1的布置图；
图2为实施例2的布置图；
图3为实施例3的布置图；
图4为实施例4的结构图。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
实施例1
如图1所示，本实施例是用于机翼减阻的主动控制方法，通过在机翼1的后缘位置预先均匀布置若干压电装置2；然后，当飞机起飞或者低速飞行时，控制压电装置2凹进使得对应的机翼1位置形成凹坑，从而推迟边界层的分离，减小压差阻力。
压电装置2均匀分布在机翼的后缘部位，排成一列，如有需要也可分布两列甚至更多，如果机翼带有襟翼或者副翼，也可分布其上；压电装置2边缘距离机翼边缘5-20mm。
所述的飞机起飞的判断条件是：从起飞线开始滑跑到离开地面，爬升至安全高度为止，在我国为25M，低速飞行的判断条件是：飞行速度在500公里/小时以下。
所述的控制压电装置2凹进的具体方法是：电机控制压电装置2内部的偏心轮3转到位置1，压电材料4随其下方的基体5被拉回，于是在机翼表面形成一个凹坑。
所述的压电装置2凹进具体是指：凹进1-3mm，该参数根据需要由压电材料4属性决定。
实施例2
如图2所示，当飞机高速飞行时，控制压电装置2凸起使得对应位置形成鼓包，从而减小阻力。
所述的飞机高速飞行的判断条件是：飞行速度达到900公里/小时以上。
所述的控制压电装置2凸起的具体方法是：电机控制压电装置2内部的偏心轮3转到位置2，压电材料4随基体5被偏心轮3顶起凸出。
所述的压电装置2凸起具体是指：凸起1-3mm，该参数根据需要由压电材料4属性决定。
实施例3
如图3所示，控制压电装置2使之处于周期震荡工作模态，使得机翼1的尾流区形成周期性的漩涡结构以控制流动分离。
所述的周期震荡工作模态具体是指：压电装置2上的压电材料4处于反复的凸起和凹进状态，频率500Hz。
实施例4
如图4所示，本实施例为用于前述实施例的压电装置2，包括：压电材料4、基体5、连接到电机上的偏心轮3、拉力弹黄6。压电材料4贴附在基体5上，随基体5被拉力弹簧拉住，四周被机翼包裹，下面被偏心轮3顶住，偏心轮3的位置由电机来控制。平时偏心轮3停留在位置3，需要凹进时，电机控制偏心轮3转到位置1，压电材料4随基体5被拉回，于是在机翼表面形成一个凹坑；需要凸起时，偏心轮3转到位置2，压电材料4随基体5被偏心轮3顶起凸出，在周期振荡时，偏心轮3仍回到位置1，此时压电材料4随基体5归位，机翼表面平整，压电材料4通电压，由于压电效应，电能转化为机械能，压电材料4会反复凸起凹进，进入周期震荡状态。
所述的各个压电装置2的边缘距离机翼边缘5-20mm。
本实施例的压电装置2为圆柱体，直径5-50mm，其具体尺寸根据机翼的尺寸不同而有所不同。

Claims (1)

1.一种用于机翼减阻的主动控制方法的压电装置，其特征在于，其内置于机翼上，包括：产生压电效应的压电材料、基体、偏心轮和拉力弹簧，其中：压电材料位于基体的上方且与基体相固定，拉力弹簧的一端与基体的底部相连，另一端固定于机翼，偏心轮由电机控制转动且位于基体的下方，偏心轮向上转动时，压电材料凸起，偏心轮向下转动时，压电材料凹进机翼表面；
所述的压电装置的边缘距离机翼边缘5-20mm；
所述的控制方法是指：通过在机翼的后缘位置预先均匀布置若干压电装置，当飞机起飞或者低速飞行时，控制压电装置凹进使得对应的机翼位置形成凹坑，从而推迟边界层的分离，减小压差阻力；当飞机高速飞行时，控制压电装置凸起使得对应位置形成鼓包，从而减小阻力；或者，控制压电装置使之处于周期震荡工作模态，使得机翼的尾流区形成周期性的漩涡结构以控制流动分离；
所述的控制压电装置凹进的方法为：压电装置内部设置由电机控制的偏心轮，产生压电效应的压电材料位于偏心轮的上方，当偏心轮向下转，压电材料随之下降，机翼表面即形成凹坑，当偏心轮向上转，压电材料随之上升，机翼表面即形成凸起；
所述的飞机起飞的判断条件为：从起飞线开始滑跑到离开地面，爬升至安全高度为止，低速飞行的判断条件为：飞行速度在500公里/小时以下；
所述的压电装置凹进是指：凹进1-3mm；
所述的飞机高速飞行的判断条件为：飞行速度达到900公里/小时以上；
所述的压电装置凸起是指：凸起1-3mm；
所述的周期震荡工作模态是指：压电装置处于反复的凸起和凹进状态。
CN201310428966.0A 2013-09-18 2013-09-18 用于机翼减阻的主动控制方法的装置 Expired - Fee Related CN103482055B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310428966.0A CN103482055B (zh) 2013-09-18 2013-09-18 用于机翼减阻的主动控制方法的装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310428966.0A CN103482055B (zh) 2013-09-18 2013-09-18 用于机翼减阻的主动控制方法的装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103482055A CN103482055A (zh) 2014-01-01
CN103482055B true CN103482055B (zh) 2017-01-18

Family

ID=49822753

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310428966.0A Expired - Fee Related CN103482055B (zh) 2013-09-18 2013-09-18 用于机翼减阻的主动控制方法的装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN103482055B (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103770933A (zh) * 2014-02-19 2014-05-07 大连理工大学 一种翼面流动分离控制装置
CN103821800B (zh) * 2014-03-18 2016-03-16 上海交通大学 基于电磁激振的主动涡流发生器
CN104097770B (zh) * 2014-08-03 2018-08-03 佛山市神风航空科技有限公司 一种直升机主转翼用翼片
RU2572009C1 (ru) * 2014-11-05 2015-12-27 Владимир Андреевич Керножицкий Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева
CN107972850B (zh) * 2017-11-06 2019-12-20 中国航天空气动力技术研究院 一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法
CN109849956A (zh) * 2019-04-01 2019-06-07 华东交通大学 一种高速列车车头表面微结构减阻设计与实现方法
CN110040235B (zh) * 2019-05-05 2021-06-18 中国人民解放军国防科技大学 主被动组合流动控制方法与装置
CN110282070B (zh) * 2019-06-28 2021-11-16 哈尔滨工业大学 一种可嵌入壁面的集成式压电振动减阻器
CN113135265B (zh) * 2021-04-07 2022-05-13 大连理工大学 一种上下表面不相等的拖曳航行体支撑件
CN114044135A (zh) * 2021-12-17 2022-02-15 厦门大学 抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2124730A (en) * 1982-08-03 1984-02-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of and apparatus for influencing the boundary layer between a body and a fluid flowing thereover
US4522360A (en) * 1983-04-27 1985-06-11 Rensselaer Polytechnic Institute Passive drag control of airfoils at transonic speeds
US5755408A (en) * 1995-04-03 1998-05-26 Schmidt; Robert N. Fluid flow control devices
US5918834A (en) * 1997-02-27 1999-07-06 Mcdonnell Douglas Retractable sensor system for an aircraft
US7070144B1 (en) * 2003-01-03 2006-07-04 Orbital Research Inc. Aircraft and missile afterbody flow control device and method of controlling flow
CN102278288A (zh) * 2010-06-11 2011-12-14 通用电气公司 带有可控的空气动力学涡旋元件的风力涡轮叶片

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2124730A (en) * 1982-08-03 1984-02-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of and apparatus for influencing the boundary layer between a body and a fluid flowing thereover
US4522360A (en) * 1983-04-27 1985-06-11 Rensselaer Polytechnic Institute Passive drag control of airfoils at transonic speeds
US5755408A (en) * 1995-04-03 1998-05-26 Schmidt; Robert N. Fluid flow control devices
US5918834A (en) * 1997-02-27 1999-07-06 Mcdonnell Douglas Retractable sensor system for an aircraft
US7070144B1 (en) * 2003-01-03 2006-07-04 Orbital Research Inc. Aircraft and missile afterbody flow control device and method of controlling flow
CN102278288A (zh) * 2010-06-11 2011-12-14 通用电气公司 带有可控的空气动力学涡旋元件的风力涡轮叶片

Also Published As

Publication number Publication date
CN103482055A (zh) 2014-01-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103482055B (zh) 用于机翼减阻的主动控制方法的装置
CN109665093B (zh) 一种可延缓流动分离的翼型及置于翼型上的激励器
US8226047B2 (en) Reduction of tip vortex and wake interaction effects in energy and propulsion systems
CN206318014U (zh) 一种机翼尾缘及具有其的飞翼式飞机
CN108001669B (zh) 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法
CN104176241B (zh) 一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型
CN102167163A (zh) 一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法
CN107914865B (zh) 用于机翼前缘的等离子体虚拟动态仿生装置和方法
CN101323371A (zh) 襟翼上具有联合射流结构的增升装置
CN103287575B (zh) 基于等离子体激励装置实现的减少表面阻力的方法
CN104118557A (zh) 具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法
CN202071984U (zh) 一种前缘带风轮的动面翼飞机
CN102407938B (zh) 安装变体翼梢小翼的机翼及其工作方式
CN102574577A (zh) 流线型体、飞机的调节襟翼或主翼或背鳍以及具有这种流线型体的结构组件
CN102606502A (zh) 利用等离子体激励控制轴流压气机静叶端壁气体流动的方法
CN103821800B (zh) 基于电磁激振的主动涡流发生器
CN102616371A (zh) 一种实施鸭翼展向活塞式射流间接涡控技术的方法与装置
CN101913426A (zh) 一种翼梢涡抑制装置及其抑制方法
CN107701314A (zh) 一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的流动控制方法
JP6029068B2 (ja) 表面流制御システムおよび表面流制御方法
CN109618481A (zh) 低雷诺数条件的等离子体合成射流激励器
WO2021102171A1 (en) Vortex control on engine nacelle strake and other vortex generators
RU86560U1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
CN202345909U (zh) 安装变体翼梢小翼的机翼
CN107719671A (zh) 一种涵道风扇推进全电动无人机

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20170118

Termination date: 20190918

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee