CN108692910B - 用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统 - Google Patents

用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108692910B
CN108692910B CN201810200002.3A CN201810200002A CN108692910B CN 108692910 B CN108692910 B CN 108692910B CN 201810200002 A CN201810200002 A CN 201810200002A CN 108692910 B CN108692910 B CN 108692910B
Authority
CN
China
Prior art keywords
jump point
state
point
actuator
wind tunnel
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.)
Active
Application number
CN201810200002.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108692910A (zh
Inventor
F·T·卡尔金斯
D·J·克林曼
R·格里菲思
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN108692910A publication Critical patent/CN108692910A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108692910B publication Critical patent/CN108692910B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow
    • G01M9/067—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow visualisation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02N—ELECTRIC MACHINES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H02N2/00—Electric machines in general using piezoelectric effect, electrostriction or magnetostriction
    • H02N2/02—Electric machines in general using piezoelectric effect, electrostriction or magnetostriction producing linear motion, e.g. actuators; Linear positioners ; Linear motors

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统。一种用于再现在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转换条件的系统。该系统包括设置在限定外表面的测试环境中的测试部件。跳转点被安装在测试部件上并且具有第一状态和第二状态，在第一状态中，跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第一高度，在第二状态中，跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第二高度。致动器被可操作地联接到跳转点并被配置成在第一状态和第二状态之间转换跳转点。控制器远程使致动器在第一状态和第二状态之间转换跳转点。

Description

用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和 系统
技术领域
本公开大体涉及用于远程控制和远程致动在从低至飞行雷诺数条件的加压低温风洞测试环境中的部件以再现边界层转换条件的方法和系统。
背景技术
风洞模型通常使用可移动的控制表面来高效地模拟正在建模的交通工具的各种控制方面。非机动化表面由于其简单性和在极端温度下操作的能力而经常被使用。然而，这些表面必须被用手定位，从而需要中断测试以将表面定位在期望的控制角度。因此，现有解决方案需要从风洞环境去除和/或隔离模型以进行配置改变。
模型通常具有缩小的尺寸，并且因此，将在实际交通工具中采用的全尺寸致动器不能容易地适用。各种致动系统已经在包括机电致动器的风洞模型中采用。然而，由于功率密度低以及需要复杂的电动机/齿轮组件，所以机电致动相对庞大。因此，在支撑结构中(例如，在飞机的垂直尾翼中)所需的空间量会限制能够被安装在模型中的仪器(诸如压力传感器)的量，并且可能降低结构强度，这趋向于将它们的使用限制在具有较低负载的较低压力隧道。在较低压力风洞中的小尺度模型(Subscale models)也不匹配全尺寸飞机的空气动力学特性，这限制了它们作为用于测试飞机构造的设计工具的保真度。
因此，期望提供一种用于在恶劣的风洞环境或其他受温度或负载限制的应用中测试的模型中使用的致动系统，其通过减少风洞开启次数来完成模型变化，同时为致动器提供针对低温或高压风洞的足够的力能力，以提高风洞试验效率。
发明内容
本公开总体上涉及用于远程控制和远程致动在从低至飞行雷诺数条件的加压低温风洞测试环境中的部件以再现边界层转换条件的方法和系统。
根据本公开的一个方面，提供了一种用于再现在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转变条件的系统。该系统包括设置在风洞测试环境中并限定外表面的测试部件。至少一个跳转点(trip dot)被安装在测试部件上并且具有第一状态和第二状态，在第一状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第一高度，在第二状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第二高度。致动器被可操作地联接到所述至少一个跳转点并且被配置在第一状态和第二状态之间转换所述至少一个跳转点，与致动器通信的控制器被配置为远程致使致动器在第一状态和第二状态之间转换至少一个跳转点。
根据本公开的另一方面，提供了一种用于远程再现被设置在环境至低温条件下的风洞测试环境中的测试部件上的空气动力学边界层转换条件的方法。该方法包括使致动器将安装在测试部件上的至少一个跳转点置于第一状态，在第一状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第一高度处。在所述至少一个跳转点处于第一状态的情况下对测试部件执行第一风洞测试，并收集第一组风洞测试数据。方法进一步包括经由致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态，在第二状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第二高度处。在所述至少一个跳转点处于第二状态的情况下对测试部件执行第二风洞测试，并收集第二组风洞数据。
根据本公开的另一方面，提供了一种非暂时性计算机可读介质，其上存储有指令，所述指令在由计算装置执行时，使所述计算装置执行以下功能，包括：使致动器将安装在测试部件上的至少一个跳转点置于第一状态，在第一状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第一高度处；在所述至少一个跳转点处于所述第一状态中的情况下对所述测试部件执行第一风洞测试，并收集第一组风洞数据；经由致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态，在第二状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第二高度；以及在所述至少一个跳转点处于所述第二状态下的情况下对所述测试部件执行第二风洞测试，并且收集第二组风洞数据。
本发明的实施例涉及一种用于重现在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转换条件的系统，所述系统可以包括：被设置在风洞测试环境中并限定外表面的测试部件；被安装在测试部件上并且具有第一状态和第二状态的至少一个跳转点，在所述第一状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第一高度，在所述的第二状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第二高度处；可操作地联接到所述至少一个跳转点并且被配置成在所述第一状态和第二状态之间转换所述至少一个跳转点的致动器；与致动器通信并被配置成远程地使所述致动器在所述第一状态和第二状态之间转换所述至少一个跳转点的控制器。致动器可以包括机械联接到所述至少一个跳转点的形状记忆合金线以及热联接到形状记忆合金线的热源。所述至少一个跳转点可以由形状记忆合金形成，并且其中所述致动器包括被热联接到所述至少一个跳转点的热源。致动器可以包括机械地联接到所述至少一个跳转点的压电致动器。该系统还可以包括位置传感器，该位置传感器可操作地联接到控制器并且被配置为确定所述至少一个跳转点的位置。当所述至少一个跳转点处于第一状态时，所述至少一个跳转点的远侧表面可以与测试部件的外表面齐平，并且其中当所述至少一个跳转点处于所述第二状态时，所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的外表面上方一定高度处。当所述至少一个跳转点处于第一状态时，至少一个跳转点的远侧表面可以在测试部件的外表面上方的第一高度处；并且其中当所述至少一个跳转点处于所述第二状态时，所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的所述外表面上方的第二高度处。所述至少一个跳转点可以具有第三状态，其中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第三高度。所述至少一个跳转点可以包括沿测试部件的弦向对齐的一系列跳转点。所述至少一个跳转点可以包括位于测试部件的不同弦向和翼展位置处的阵列跳转点。控制器可以与致动器无线通信。该系统还可以包括数据传感器以感测致动器的致动量，并且其中控制器接收数据传感器的输出并且管理提供给致动器的功率以使所述至少一个跳转点在第一状态和第二状态之间转换。
本发明的另一实施例涉及一种用于远程再现被设置在室温至低温温度条件的风洞测试环境中的测试部件上的空气动力学边界层转换条件的方法，所述方法包括：使致动器将安装在测试部件上的至少一个跳转点置于第一状态，在所述第一状态中至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第一高度；在所述至少一个跳转点处于所述第一状态的情况下对所述测试部件执行第一风洞测试，并且收集第一组风洞数据；经由所述致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态，在所述第二状态中，所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第二高度；以及在所述至少一个跳转点处于所述第二状态的情况下对所述测试部件执行第二风洞测试，并且收集第二组风洞数据。根据权利要求13所述的方法，其中所述至少一个跳转点由形状记忆合金形成，并且所述致动器包括热联接到所述至少一个跳转点的热源，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态包括改变热源的温度。致动器可以包括机械联接到所述至少一个跳转点的形状记忆合金线和热联接到形状记忆合金线的热源，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到所述第二状态包括改变所述热源的温度。当所述至少一个跳转点处于第一状态时，至少一个跳转点的远侧表面可以在测试部件的外表面上方的第一高度处；并且其中当所述至少一个跳转点处于所述第二状态时，所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的所述外表面上方的第二高度处。该方法还可以包括通过致动器将至少一个跳转点远程转换到第三状态，其中至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第三高度；以及在所述至少一个跳转点处于所述第三状态的情况下对所述测试部件执行第三风洞测试，并且收集第三组风洞数据。为了提高性能，热敏致动器可以联接到所述至少一个跳转点，并且数据传感器被配置为感测致动器的致动量，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到所述第二状态包括基于所述数据传感器的输出管理提供给所述致动器的功率。
本发明的另一实施例涉及一种具有存储在其上的指令的非暂时性计算机可读介质，在由计算装置执行所述指令时，使所述计算装置执行以下功能，包括：使得致动器将安装在测试部件上的至少一个跳转点放置于第一状态，在所述第一状态中，所述至少一个跳转点的远侧表面相对于测试部件的外表面处于第一高度；在所述至少一个跳转点处于所述第一状态的情况下对所述测试部件执行第一风洞测试，并且收集第一组风洞数据；经由所述致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态，在所述第二状态中，所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第二高度；以及在所述至少一个跳转点处于所述第二状态的情况下对所述测试部件执行第二风洞测试，并且收集第二组风洞数据。这些指令还可以使计算装置：经由所述致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第三状态，在所述第三状态中，所述至少一个跳转点的所述远侧表面相对于所述测试部件的外表面处于第三高度；并在所述至少一个跳转点处于所述第三状态的情况下对所述测试部件进行第三风洞测试，并收集第三组风洞数据。
已经讨论的特征、功能和优点能够在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合地实现，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来得到。
附图说明
图1是根据示例性实施例的用于远程控制和远程致动在低压环境温度到高加压低温温度条件(低至飞行雷诺数)的风洞测试环境中的部件以再现空气动力学边界层转变条件的系统的示意图。
图2A是在图1的系统中使用的跳转点的横截面侧视图，其中跳转点处于第一状态。
图2B是图2A的处于第二状态的跳转点的横截面侧视图。
图2C是图2A和图2B的处于第三状态的跳转点的横截面侧视图。
图3A是具有形状记忆合金线致动器的跳转点的示意图。
图3B是由形状记忆合金形成的跳转点的示意图。
图3C是用于跳转点的压电致动器的示意图。
图4A是沿弦向方向对齐的一系列跳转点的示意图。
图4B是沿翼展方向对齐的一系列跳转点的示意图。
图4C是包括跳转点的多个弦向和翼展方向系列的跳转点阵列的示意图。
图5是示出用于远程再现在低压环境温度到高加压低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转变条件的示例性方法的流程图。
图6是示出用于激活和管理用于在状态间致动跳转点的热源的示例性方法的流程图。
图7是根据示例性实施例的计算装置的示意图。
应该理解的是，附图不一定按比例绘制，并且所公开的实施例有时被示意性地示出。应进一步理解的是，下面的详细描述在本质上仅仅是示例性的，并不意图限制本发明或其应用和使用。因此，尽管为了便于解释，本公开被描绘和描述为某些说明性实施例，但是将理解，其可以以各种其他类型的实施例以及各种其他系统和环境来实现。
具体实施方式
以下具体实施方式是实施本发明的目前最佳考虑的模式。该描述不应被认为是限制性的，而仅仅是为了说明本发明的一般原理的目的，因为本发明的范围由随附权利要求最好地限定。
任何给定的飞机程序的风洞测试通常是昂贵的，这在很大程度上是因为测试停止以改变配置。可以提供用于小尺度商用运输模型的高达25％-30％的飞行雷诺数的传统的高压风洞被用于测试，并且一般需要大约30分钟来完成飞机的单次简单配置改变。其他更复杂的改变会需要更长的时间，例如几个小时。
由于这样的测试环境需要在高压(例如，高达9个大气压)下将大量的液氮(LN2)转化成气态氮(N2)以产生具有温度在大约-250°F至约100°F之间的环境的事实，低温风洞增加了进一步的复杂性。低温风洞的好处是它们通过用小尺度风洞模型再现空气动力学飞行条件来获得高达并包括飞行雷诺数条件的能力。在飞行器测试期间获取高达飞行雷诺数的空气动力学数据能够在开发最终的外部(风扫)几何结构或飞行测试之前降低风险。在低于飞行雷诺数的情况下进行测试需要使用针对特定的雷诺数被定尺寸的人造边界层转换装置或“跳转”(trips)。一种边界层跳转的传统形式是粘到模型表面的小点，或“跳转点”。然而，使用低温高压风洞会增加任何配置更改(包括单个跳转点的施加)所需的时间量。此外，由于其专业性质，大型低温加压风洞的数量非常少。
当飞机(或其他低温被测试装置)处于环境(ambient)至低温环境中时，快速和远程移动被提供在部件(例如飞机部件)上的一个或更多个跳转点的能力在下面描述。开发了一种能够依赖跳转点高度调节雷诺数的系统，其可以用于在简单至极端的环境中的任何装置中，以再现适当的空气动力学边界层转换条件。
描述用于在飞机模型测试期间使用的在经受极端环境的部件上的跳转点高度的可控和远程致动的示例性系统和方法。在室温至低温变压条件(如用于飞行雷诺数飞机模型测试的高压环境)下的远程致动将有助于由于减少了模型更换时间并降低了飞机性能风险，而提高飞机部件的风洞测试效率并且提供总体的成本节约。
在一些示例性实施例中，可使用形状记忆合金(SMA)或类似合金来促进跳转点的致动。在使用这种SMA的示例中，不需要去除或清除风洞环境来重新定位跳转点。这降低了进入风洞环境的湿气的威胁，并且在大约1-2ppm范围内的湿度测量值能够导致测试数据结果不可靠。此外，通过动态地重新配置跳转点高度和/或选择性地部署跳转点阵列的子集能够测试更多个跳转点高度和配置，以便使用实时数据结果对不同的边界层转换条件进行测试，而不是去除模型并冒着在风洞环境中污染的风险。
现在参考附图，图1是根据示例性实施例的用于远程控制和远程致动在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的一个或更多个跳转点以再现空气动力学边界层转变条件的系统100。系统100包括远程控制风洞环境104中的部件的操作的控制器102。控制器包括处理器106，处理器106可以执行存储在数据存储器110中的逻辑108以控制操作，并且控制器102与用户接口111通信，用户接口111可以包括用于输入命令的用户输入装置113和用于显示表示操作和测试结果的输出的显示器112。
控制器102可以代表任何种类的计算装置或控制器，或者也可以是另一设备(诸如完全包括在服务器内的设备)的一部分，并且控制器102的部分可以在别处或位于其他计算装置内。控制器102可以被包括在控制室内，该控制室与风洞环境104分离或者通过密封风洞环境104的外壳与风洞环境104隔离。
风洞环境104是具有受控的温度和压力的测试环境。测试部件116可以被放置在风洞环境104内部用于进行测试。在示例中，测试部件116包括至少一个外表面118、联接到外表面118并且相对于外表面118可移动的至少一个跳转点114以及被配置成致动所述至少一个跳转点114的致动器120。
测试部件116可以是飞机的部件，例如飞机的机翼。测试部件116可以是诸如副翼、缝翼、扰流板、襟副翼、小翼、方向舵、升降机、螺旋桨、稳定器、起落架机构、入口和喷嘴移动部、配平片等的飞机或其他飞行控制表面的许多其他部件。测试部件116还可以是在极端温度条件下运行的其他交通工具或非交通工具的其他许多部件，并且这些部件的测试能够发生在风洞环境中。
另外，在风洞环境104内提供传感器122以检测和输出与测试部件116的测试有关的信息。例如，传感器122可以包括压力或温度传感器，以提供表示风洞环境104中的压力或温度的信息。此外，可以在测试部件116内提供(一个或更多个)附加的传感器124，例如附加的温度或压力传感器，以便提供测试部件116的内部的温度和压力。
在一些实施例中，致动器120可操作地联接到处理器106，从而控制致动器120和/或跳转点114的致动。控制器102的处理器106与致动器120以及传感器122和124通信，并被配置为远程致使致动器120移动所述至少一个跳转点114，从而测试风洞环境104中的测试部件116。
如图1所示，风洞环境104可通过使用在高压(例如，高达9个大气压)下被转化为气态氮(N2)以产生具有在大约-250°F到大约100°F的范围内的温度的环境的液态氮(LN2)来提供室温至低温温度条件。例如，这种高压和低温模拟了飞机的实际飞行条件。因此，由风洞环境104勾画的图1中所示的区域可以是风洞的高压和低温温度区域，在其中风在测试部件116上吹过以模拟飞行条件。
围绕风洞环境104，第二区域包括压力下降(例如，诸如降到大气压力)并且温度升高到非低温温度(例如，诸如升到0°F或更高)。图1中围绕着风洞环境104标记的区域仍然可以位于风洞的封闭区域内，但是说明高压/低温温度区域可以集中在正在进行测试的部件上。此外，在该第二区域之外，压力进一步下降到室内压力(例如1个大气压)，并且温度升高到室温(例如60°F到80°F)。
具有静态高度的跳转点需要手动定位或手动更换，这需要中断测试来定位具有期望高度的跳转点。图1中的系统100能够通过远程致动实现对实际的飞行雷诺数和低温条件下的部件的测试。致动器120能够远程控制在低温环境中的跳转点119。远程控制和致动进一步能够在很短的时间测试许多不同的跳转点高度以及跳转点系列和阵列的不同配置。
图1中的系统100示出了传感器122和124，并且还可以包括更多传感器，诸如用于提供指示风洞环境104中的一个或更多个条件的数据的多个数据传感器，包括附加温度传感器或压力传感器。控制器102也可以与附加传感器通信。
作为示例，附加传感器可以包括位于风洞环境104的不同区域内的风洞校准传感器134和136，从而与传感器122组合，能够确定风洞环境104的所有区域的特性。传感器122、134、136中的每一个与处理器106联接，并且能够向处理器106输出温度、压力、风流速等，用于在测试之前确定风洞环境104的基线特性。由于风洞环境104是具有受控的温度和压力的测试环境，因此这种校准传感器134和136有助于在操作测试之前提供系统100的基线以表征系统100的热质量流率。要确定的示例基线特征包括测试之前和之后的测试部件116上的温度和压力以及测试之前和之后的风洞环境104的所有区域中的温度和压力。
此外，尽管在图1中示出为直接通信线路或有线通信，但是控制器102可以与包括系统100的致动器120和传感器122和124的任何部件进行有线和/或无线通信。如在图2A和图2B中最好地示出，所述至少一个跳转点114可在至少第一和第二状态之间配置，从而在测试风洞环境104中的测试部件116时模拟不同的边界层条件。在图2A中，跳转点114显示为处于第一状态，其中跳转点114的远侧表面130相对于测试部件116的外表面118处于第一高度。如图2A所示，处于第一高度的远侧表面130可以与测试部件116的外表面118齐平。或者，如图2A中虚线所示，在第一高度处的远侧表面130可以是在外表面118上方的第一高度132。当跳转点114被构造成第二状态时，远侧表面130相对于测试部件116的外表面118处于不同于第一高度的第二高度。如图2B中最好地示出，在第二高度处的远侧表面130处于大于第一高度132的第二高度133处。可以选择跳转点114的每个高度以确保在特定一组风洞条件处的边界层分离。因此，通过提供可在不同状态间进行配置的跳转点114，系统100可改变外表面118上方的边界层空气流模式，从而模拟不同的飞行条件。
应意识到的是，在一些实施例中，跳转点114可以配置成多于两种状态。例如，如图2C最好地示出，跳转点114可以具有第三状态，其中远侧表面130相对于测试部件116的外表面118置于在第三高度处，在该示例中是在外表面118上方的第三高度135处。另外，虽然本文没有具体示出，但是跳转点114可以具有超过三个的具有远侧表面130的对应高度的另外的状态。
致动器120可操作地联接到所述至少一个跳转点114并且被配置为使所述至少一个跳转点114在第一和第二状态之间转换。在一些实施例中，致动器被提供为机械地联接到跳转点114的分离的部件。例如，图3A所示的致动器120'是形状记忆合金(SMA)形成的线，其根据温度改变长度。致动器120'具有联接到跳转点114的第一端和联接到热源140的第二端。热源可以是加热器、电线或能够传递足够的热量以改变形状记忆合金致动器120'的长度的任何其他部件。控制器102可操作地联接到热源140，以控制传递到致动器120'的热量，从而在第一和第二状态之间远程地转换所述至少一个跳转点114。热控制方案可以是开环的，或者可以是基于来自一个或更多个传感器122、124的反馈的闭环。可以为每个跳转点114提供专用致动器120'，或者致动器120'可以机械地接合多个跳转点114。
在替代实施例中，所述至少一个跳转点114本身由SMA材料形成。在该实施例中，如图3B所示，致动器120”被提供为热联接到跳转点114的热源。类似于上面描述的图3A的实施例，控制器102可以可操作地联接到致动器120”以控制跳转点114的温度以及由此控制其长度。
上面提到的SMA形成一组具有有用的热性能和机械性能的金属。例如，诸如镍钛诺的SMA材料可以在马氏体状态(低屈服强度条件)下变形，并且然后被加热到其转变温度以达到奥氏体状态，使得SMA材料将恢复其奥氏体形状。返回到奥氏体形状的速率取决于施加到SMA的热能的量和速率。SMA致动器可用于包括飞机相关背景的各种背景，以致动特定装置。
本文描述的SMA部件可以由任何合适的材料形成和/或可以包括任何合适的结构材料(或材料)。作为说明性的非排他性示例，(一个或更多个)SMA部件可以包括铪、钯、铂、铜、铝、镍、钛、锌、金和/或铁。作为更具体但仍是说明性的非排他性示例，(一个或更多个)SMA部件包括在(相对)较低温度下以马氏体相且(相对)较高温度下以奥氏体相存在的镍钛合金。在一个特定的示例中，SMA能够是按重量计55％的镍和按重量计45％的钛。在另一个示例中，SMA能够具有等原子组成，具有50％的镍分子和50％的钛分子。用于SMA的其它合适的材料包括具有附加成分(例如钯和/或铂)的镍/钛合金以提高转变温度和/或获得其他材料性能。
在另一个实施例中，如图3C最佳所示，可以使用压电致动器120”'在状态之间配置所述至少一个跳转点114。压电致动器120”'包括基座180、双晶片组件182、连接器184和销186。双晶片组件182包括联接到基座180的第一双晶片梁188和联接到连接器184的第二双晶片梁190。第一双晶片梁188和第二双晶片梁190由施加电场时产生应力的压电材料形成。因此，第一双晶片梁188和第二双晶片梁190响应于施加的电压而弯曲，从而改变基座180和连接器184之间的距离。销186连接在连接器184和跳转点114之间，使得第一双晶片梁188和第二双晶片梁190的弯曲将使跳转点114在状态之间转换。
在一些实施例中，传感器124可以被配置为提供跳转点位置信息，由此促进跳转点高度的闭环控制。例如，传感器124可以被提供为位置传感器，该位置传感器被配置为检测远侧表面130相对于测试部件116的外表面118的位置并且将反馈发送到控制器102。在一些实施例中，控制器102被配置为管理提供给致动器120的功率，由此使所述至少一个跳转点在第一状态和第二状态之间转换。
针对具有多个跳转点114的实施例，跳转点114可以被布置成多种不同图案中的任何一种。例如，如图4A所示，一系列150跳转点114可以与由测试部件116限定的弦向方向152对齐。或者，如图4B所示，一系列160跳转点114可以与由测试部件116所限定的翼展方向162对齐。另外，如图4C所示，可以提供跳转点114的阵列170，阵列170包括在测试部件116的不同翼展和弦向位置处的多个系列的跳转点114。在具有多个跳转点114的实施例中，控制器102可以被配置为选择性地致动各个跳转点114或跳转点114的子集以在状态之间移动。
图5示出根据示例性实施例的用于远侧再现在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转换条件的示例方法200的流程图。图5中所示的方法200表示例如可以与例如图1所示的系统一起使用的方法的实施例，并且可以由诸如客户端装置或服务器的计算装置(或计算装置的部件)执行，或者可以由客户端装置和服务器两者的部件来执行。示例装置或系统可以被使用或被配置以执行图5中呈现的逻辑功能。在一些情况下，装置和/或系统的部件可以被配置为执行功能，使得部件(以硬件和/或软件)被实际配置和结构化以实现这样的性能。在其他示例中，可以将装置和/或系统的部件配置以适于、能够或适合用于例如以特定方式操作时执行功能。方法200可以包括如框20X-20Y中的一个或更多个所示的一个或更多个操作、功能或动作。虽然这些框按相继次序示出，但这些框也可以并行执行，和/或以不同于本文所描述的顺序执行。而且，基于期望的实施方式，多个框可以被组合成更少的框，被分成附加的框，和/或被移除。
应该理解的是，对于本文公开的这个和其他过程和方法，流程图示出了本实施例的一个可能实现的功能和操作。就这一点而言，每个框可以表示程序代码的模块、段或部分，其包括可由用于实现程序中的特定逻辑功能或步骤的处理器执行的一个或更多个指令。程序代码可以被存储在任何类型的计算机可读介质或数据存储器上，例如，诸如包括磁盘或硬盘驱动器的存储设备。计算机可读介质可以包括非临时性计算机可读介质或存储器，例如，诸如存储用于像寄存器存储器，处理器高速缓存和随机存取存储器(RAM)的短时间数据的计算机可读介质。计算机可读介质还可以包括诸如二次或持续的长期存储器的非暂时性介质，例如，像只读存储器(ROM)、光盘或磁盘、光盘只读存储器(CD-ROM)。计算机可读介质还可以是任何其他易失性或非易失性存储系统。例如，计算机可读介质可以被认为是有形的计算机可读存储介质。
另外，图5中的每个框可以表示被连线以执行程序中的特定逻辑功能的电路。可选的实施方式被包括在本公开的示例实施例的范围内，其中如本领域的技术人员将理解的，功能可以与所显示或讨论的顺序无关地执行，包括基本同时或相反的顺序，这取决于所涉及的功能。
在框202处，方法200包括通过诸如从热、电、磁、化学、气动或液压-机械致动的能量转换使得致动器120将被安装在测试部件116上的至少一个跳转点114置于第一状态。当处于第一状态时，所述至少一个跳转点114的远侧表面130相对于测试部件116的外表面118被定位在第一高度处。致动器120可操作地联接到所述至少一个跳转点114。在一些实施例中，致动器120包括热致动以引起所述至少一个跳转点114的移动的形状记忆合金(SMA)线。
在框204处，方法200包括在所述至少一个跳转点114处于第一状态的情况下对测试部件116执行第一风洞测试，并且收集第一组风洞数据。第一组风洞数据可以由传感器122、124、134、136中的一个或更多个收集并且被传递给控制器102，在控制器102处可以将其存储在数据存储器110中。
在框206处，方法200包括经由致动器120将所述至少一个跳转点114远程转换到第二状态。当处于第二状态时，每个跳转点114的远侧表面130相对于测试部件116的外表面118被定位在第二高度处。第二高度不同于第一高度。例如，第一高度是测试部件116的外表面118上方的第一高度132(图2A)，而第二高度是外表面118上方的第二高度133(图2B)。
在框208处，方法200包括在所述至少一个跳转点114处于第二状态的情况下对测试部件116执行第二风洞测试，并且收集第二组风洞数据。第二组风洞数据可以由传感器122、124、134、136中的一个或更多个收集并且被传递到控制器102，在控制器102处其可以被存储在数据存储器110中。因为在第一状态和第二状态下跳转点114相对于外表面118具有不同的高度，所以第二组风洞数据将不同于第一组风洞数据。因此，该方法允许远程改变边界层分离条件、避免停机、吹扫、更换跳转点或在第一和第二测试之间传统地要求的其它步骤。
在框210处，方法200可以可选地包括经由致动器将所述至少一个跳转点114远程转换到第三状态。当处于第三状态时，每个跳转点114的远侧表面130相对于测试部件116的外表面118被定位在第三高度处。第三高度可以是在外表面118上方的不同于第一高度132和第二高度133的第三高度135(图2C)。
在框212处，方法200可以可选地包括在所述至少一个跳转点114处于第三状态的情况下对测试部件116执行第三风洞测试，并且收集第三组风洞数据。第三组风洞数据可以由传感器122、124、134、136中的一个或更多个收集并且被传递到控制器102，在控制器102处将其存储在数据存储器110中。
在进一步的示例中，可以结合方法200执行额外的方法。例如，图6示出根据示例性实施例的用于激活和管理热源140的示例性方法300的流程图。在框302处，方法300包括激活测试系统100中的热源140以热致动致动器120。在方框304处，方法300包括感测致动器120的致动量(例如，诸如偏转量)。致动器120的致动量能够通过应变计来感测(例如，确定SMA的扭曲)。在框306处，基于致动器120的致动量，方法300包括管理提供给热源140的功率，以使所述至少一个跳转点114在第一状态和第二状态之间移动。
本文的示例关于在风洞环境中测试飞行器部件被描述。其他测试使用也可以是有益的，例如用于深水下交通工具系统的测试，或可能暴露于低温条件的其他交通工具和/或表面相互作用的测试。
如所提到的，本文描述的任何方法的部分(例如，方法200)可以由计算装置(或者计算装置的部件)或通过图1中所示的元件的部件来执行。图7示出根据示例实施例的示例计算装置400的示意图。图7中的计算装置400可以表示图1中所示的装置，包括处理器或控制器或概念上说明计算部件的任何框，或者计算装置400一般可以表示用于执行图1中的系统的功能的装置。在一些示例中，在图7中示出的一些部件可以分布在多个计算装置上。然而，为了示例的目的，这些部件被示出并描述为一个示例装置400的一部分。计算装置400可以是或者可以包括移动设备、台式计算机、电子邮件/消息传递装置、平板电脑或者可以被配置为执行本文描述的功能的类似装置。
计算装置400可以包括接口402、无线通信部件404、(一个或更多个)传感器406、数据存储器408和处理器410。图7中所示的部件可以通过通信链路412链接在一起。计算装置400还可以包括使得能够在计算装置400内以及在计算装置400与另一计算装置(未示出)(诸如服务器实体)之间的通信的硬件。硬件可以包括例如发射机、接收机和天线。
接口402可以被配置成允许计算装置400与另一个计算装置(未示出)(诸如服务器)进行通信。因此，接口402可以被配置为从一个或更多个计算装置接收输入数据，并且还可以被配置为向一个或更多个计算装置发送输出数据。在一些示例中，接口402还可以维持和管理由计算装置400接收和发送的数据的记录。接口402还可以包括用于接收和发送数据的接收器和发送器。在其他示例中，接口402还可以包括用于接收输入的用户界面，诸如键盘、麦克风、触摸屏等。
无线通信部件404可以是被配置为根据一个或更多个无线通信标准促进用于计算装置400的无线数据通信的通信接口。例如，无线通信部件404可以包括被配置为根据一个或更多个IEEE 802.11标准促进无线数据通信的Wi-Fi通信部件。作为另一示例，无线通信部件404可以包括被配置为根据一个或更多个蓝牙标准促进无线数据通信的蓝牙通信部件。其他示例也是可能的。
传感器406可以包括一个或更多个传感器，或者可以表示被包括在计算装置400内的一个或更多个传感器。示例传感器包括加速度计、陀螺仪、计步器、光传感器、麦克风、照相机、温度、压力或其它位置和/或情境感知传感器。
数据存储器408可以存储能够由处理器410访问和执行的程序逻辑414。数据存储器408还可以存储收集的传感器数据或测试结果数据416。
为说明和描述的目的，已经呈现不同有利配置的描述，并且不旨在穷举或限制于所公开形式的实施例。对于本领域的普通技术人员来说，许多修改和变化将是显而易见的。此外，与其他有利实施例相比，不同的有利实施例可以描述不同的优点。所选择的一个或更多个实施例被选定和描述，以便解释实施例的原理、实际应用，并且使本领域的其他普通技术人员能够理解本公开。预期适合于特定用途的各种修改。

Claims (13)

1.一种用于再现在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的空气动力学边界层转换条件的系统，所述系统包括：
设置在风洞测试环境中并限定外表面的测试部件；
安装在所述测试部件上的至少一个跳转点，所述至少一个跳转点具有第一状态和第二状态，在所述第一状态中所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第一高度，在所述第二状态中所述至少一个跳转点的所述远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第二高度；
可操作地联接到所述至少一个跳转点并且被配置为使所述至少一个跳转点在所述第一状态和所述第二状态之间转换的致动器，其中所述致动器包括机械联接到所述至少一个跳转点的形状记忆合金线以及热联接到所述形状记忆合金线的热源；
与所述致动器通信并且被配置成远程地使所述致动器在所述第一状态和所述第二状态之间转换所述至少一个跳转点的控制器。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述至少一个跳转点由形状记忆合金形成，并且其中所述致动器包括热联接到所述至少一个跳转点的热源。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，其中所述致动器包括机械联接到所述至少一个跳转点的压电致动器。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，还包括可操作地联接到所述控制器并且被配置为确定所述至少一个跳转点的位置的位置传感器。
5.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，其中当所述至少一个跳转点处于所述第一状态时所述至少一个跳转点的所述远侧表面与所述测试部件的所述外表面齐平，并且其中当所述至少一个跳转点处于所述第二状态时所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的所述外表面上方的一定高度处。
6.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，其中所述至少一个跳转点具有第三状态，在所述第三状态中，所述至少一个跳转点的所述远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第三高度。
7.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，其中所述至少一个跳转点包括沿所述测试部件的弦向方向对齐的一系列跳转点。
8.根据权利要求1或权利要求2所述的系统，其中所述至少一个跳转点包括位于所述测试部件的不同弦向和翼展位置处的阵列跳转点。
9.一种用于远程再现被设置在室温至低温温度条件下的风洞测试环境中的测试部件上的空气动力学边界层转换条件的方法，所述方法包括：
使致动器将被安装在所述测试部件上的至少一个跳转点置于第一状态，在所述第一状态中，所述至少一个跳转点的远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第一高度；
在所述至少一个跳转点处于所述第一状态的情况下对所述测试部件执行第一风洞测试，并且收集第一组风洞数据；
经由所述致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第二状态，在所述第二状态中，所述至少一个跳转点的所述远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第二高度；以及
在所述至少一个跳转点处于所述第二状态的情况下对所述测试部件执行第二风洞测试，并且收集第二组风洞数据，
其中所述至少一个跳转点由形状记忆合金形成，并且所述致动器包括被热联接到所述至少一个跳转点的热源，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到所述第二状态包括改变所述热源的温度。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述致动器包括机械地联接到所述至少一个跳转点的形状记忆合金线以及热联接到所述形状记忆合金线的热源，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到所述第二状态包括改变所述热源的温度。
11.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，其中当所述至少一个跳转点处于所述第一状态时，所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的所述外表面上方的第一高度处；并且其中当所述至少一个跳转点处于所述第二状态时，所述至少一个跳转点的所述远侧表面处于所述测试部件的所述外表面上方的第二高度处。
12.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，还包括：
经由所述致动器将所述至少一个跳转点远程转换到第三状态，在所述第三状态中，所述至少一个跳转点的所述远侧表面相对于所述测试部件的所述外表面处于第三高度处；和
在所述至少一个跳转点处于所述第三状态的情况下对所述测试部件执行第三风洞测试，并且收集第三组风洞数据。
13.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，其中热敏致动器被联接到所述至少一个跳转点，并且数据传感器被配置为感测所述致动器的致动量，并且其中将所述至少一个跳转点远程转换到所述第二状态包括基于所述数据传感器的输出管理提供给所述致动器的功率。
CN201810200002.3A 2017-03-30 2018-03-12 用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统 Active CN108692910B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/474,714 2017-03-30
US15/474,714 US10656048B2 (en) 2017-03-30 2017-03-30 Remotely controlled methods and systems for actuating boundary layer transition devices in a wind tunnel model

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108692910A CN108692910A (zh) 2018-10-23
CN108692910B true CN108692910B (zh) 2021-09-24

Family

ID=61731603

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810200002.3A Active CN108692910B (zh) 2017-03-30 2018-03-12 用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10656048B2 (zh)
EP (1) EP3382363B1 (zh)
CN (1) CN108692910B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109668710B (zh) 2018-12-18 2020-04-07 大连理工大学 支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法
CN111125910B (zh) * 2019-12-24 2023-07-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风洞试验气动配平损失评估方法
CN113687626B (zh) * 2021-10-26 2022-01-18 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速风洞危险介质的紧急截止控制装置及控制方法

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61230040A (ja) * 1985-04-04 1986-10-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガス拡散試験方法
US6065934A (en) 1997-02-28 2000-05-23 The Boeing Company Shape memory rotary actuator
US6499952B1 (en) 1997-02-28 2002-12-31 The Boeing Company Shape memory alloy device and control method
US6322324B1 (en) 2000-03-03 2001-11-27 The Boeing Company Helicopter in-flight rotor tracking system, method, and smart actuator therefor
US7410133B2 (en) 2005-05-31 2008-08-12 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Miniature trailing edge effector for aerodynamic control
US7753316B2 (en) 2007-04-27 2010-07-13 The Boeing Company Deployable flap edge fence
US7878459B2 (en) 2007-06-29 2011-02-01 The Boeing Company Aircraft systems with shape memory alloy (SMA) actuators, and associated methods
DE102008003543B4 (de) 2008-01-08 2013-01-10 Airbus Operations Gmbh System und Verfahren zum Verstellen von Steuerflächen für Windkanalmodelle
CN101718616B (zh) * 2008-04-03 2011-09-14 华中科技大学 基于序列图像校正的气动光学传输效应测评装置
DE102008022504B4 (de) 2008-05-07 2012-11-29 Airbus Operations Gmbh Schaltbarer Vortexgenerator und damit gebildetes Array sowie Verwendungen derselben
US8726652B1 (en) 2010-09-10 2014-05-20 The Boeing Company Torque controlled antagonistic shape memory alloy actuator
US8876046B2 (en) 2010-09-10 2014-11-04 The Boeing Company Remotely actuated wind tunnel model rudder using shape memory alloy
CN102175417B (zh) * 2010-11-30 2013-04-10 哈尔滨工业大学 风洞洞体空间定位测试架
US8662443B2 (en) 2011-02-02 2014-03-04 The Boeing Company Shape memory alloy actuated torsion lock
US8499913B2 (en) 2011-05-20 2013-08-06 The Boeing Company Shape memory alloy actuator system and method
US9429071B2 (en) 2011-06-23 2016-08-30 Continuum Dynamics, Inc. Supersonic engine inlet diffuser with deployable vortex generators
US8783098B2 (en) * 2012-05-14 2014-07-22 The Boeing Company Wind tunnel model measuring system and method
DE102013213675A1 (de) 2013-07-12 2015-01-15 Airbus Operations Gmbh Windkanalwaage und System mit Flügelmodell und Windkanalwaage
US9868516B2 (en) * 2014-12-12 2018-01-16 Lockheed Martin Corporation Adhesive panels of microvane arrays for reducing effects of wingtip vortices
US9677968B2 (en) 2015-06-30 2017-06-13 The Boeing Company Remotely controlled and thermally managed system for actuation of components in a wind tunnel model

Also Published As

Publication number Publication date
US10656048B2 (en) 2020-05-19
CN108692910A (zh) 2018-10-23
EP3382363A1 (en) 2018-10-03
US20180283983A1 (en) 2018-10-04
EP3382363B1 (en) 2022-05-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108692910B (zh) 用于致动风洞模型中的边界层转换装置的远程控制方法和系统
US9677968B2 (en) Remotely controlled and thermally managed system for actuation of components in a wind tunnel model
CN103542997B (zh) 一种基于高焓风洞力/热环境的舵系统动态试验方法
Zhang et al. Compliant bistable gripper for aerial perching and grasping
EP2954334B1 (en) Method and system for estimating and predicting airflow around air vehicles
CN107101927B (zh) 一种用于浮空器囊体材料渗透性测试的实验装置及方法
Hajarian et al. Design, analysis and testing of a smart morphing airfoil actuated by SMA wires
Grigorie et al. How the airfoil shape of a morphing wing is actuated and controlled in a smart way
US4768391A (en) Actuator load simulator
Guan et al. An experimental investigation on time response characteristics of SMA wire actuators under electric heating for engineering design
Hannequart et al. The potential of shape memory alloys in deployable systems—a design and experimental approach
Piriyanont et al. Design and control of a MEMS micro-gripper with integrated electro-thermal force sensor
Leal et al. Experimental and computational assessment of a shape memory alloy based morphing wing incorporating linear and non-linear control
Saggin et al. Design of a smart bidirectional actuator for space operation
Kang et al. Development of bi-stable and millimeter-scale displacement actuator using snap-through effect for reciprocating control fins
Ansari et al. Designing a control system for an airplane wing flutter employing gas actuators
Schummer et al. IRESA‐Intelligent Redundant Spacecraft Actuator
Suzumori et al. Novel actuator driven with phase transition of working fluid for uses in wide temperature range
Jodin et al. On the multidisciplinary control and sensing of a smart hybrid morphing wing
Pausley et al. Electro-mechanical behavior of a shape memory alloy actuator
Guglieri et al. Experimental characterization of actuators for micro air vehicles
CN216208907U (zh) 一种湿度传感器的测试装置
Riva et al. Carbon fiber-reinforced smart laminates with embedded SMA actuators—part II: numerical models and empirical correlations
Yan et al. Development of a small reusable space release device using SMA
Andoga et al. Design of the variable exhaust nozzle control system for a small turbojet engine MPM-20

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