CN113120219A - 柔性机翼的控制装置、飞行器和控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种柔性机翼的控制装置、飞行器和控制方法，涉及主动流动控制技术领域。控制装置包括：机翼骨架、柔性薄膜蒙皮、控制器以及至少一个压电陶瓷致动装置；机翼骨架具有安装槽，柔性薄膜蒙皮覆盖在安装槽的槽口处；压电陶瓷致动装置设置在柔性薄膜蒙皮的靠近安装槽一侧的表面上，至少一个压电陶瓷致动装置位于安装槽内，控制器与压电陶瓷致动装置连接。其中，控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压；压电陶瓷致动装置在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。这样实现了对柔性机翼的主动流动控制，从而提高了机翼的气动性能。

Description

柔性机翼的控制装置、飞行器和控制方法

技术领域

本申请涉及主动流动控制技术领域，尤其涉及一种柔性机翼的控制装置、飞行器和控制方法。

背景技术

柔性机翼可根据飞行状态改变气动外形，使飞行器在不同的飞行条件下保持较高的气动效率，适用于多样化的飞行任务、复杂的飞行环境、和更大范围的飞行包线。其中，采用薄膜蒙皮的柔性机翼可以避免复杂的变形结构，同时可使飞行器在不同的飞行状态下保持较高的气动效率，在先进飞行器设计领域具有重要的应用价值和广阔的前景。

目前，主动变形柔性薄膜机翼主要是通过机械结构控制翼面变形。其中，具有代表性的是将柔性翼面与变后掠角技术相结合，即在可变后掠机翼骨架上覆盖柔性薄膜，通过机械结构主动控制机翼后掠角变化，从而控制翼面变形。但是，通过机械结构进行主动控制，会大幅度增加机体结构重量，甚至改变全机构型，严重影响飞行器的经济型、操纵性和稳定性。传统的机械结构还具有反应时间长、传动效率较低等问题，在面对高频流动结构时，无法对柔性机翼进行实时调控。

发明内容

本申请实施例提供了一种柔性机翼的控制装置、飞行器和控制方法，实现了对柔性机翼的主动流动控制，从而提高了机翼的气动性能。

第一方面，本申请实施例提供了一种柔性机翼的控制装置，该柔性机翼的控制装置可以包括：

机翼骨架、柔性薄膜蒙皮、控制器以及至少一个压电陶瓷致动装置；所述机翼骨架具有安装槽，所述柔性薄膜蒙皮覆盖在所述安装槽的槽口处；所述压电陶瓷致动装置设置在所述柔性薄膜蒙皮的靠近所述安装槽一侧的表面上，至少一个所述压电陶瓷致动装置位于所述安装槽内，所述控制器与所述压电陶瓷致动装置连接。

其中，所述控制器，用于向所述压电陶瓷致动装置输入控制电压。

所述压电陶瓷致动装置，用于在所述控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动所述柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

在一种可能的实现方式中，所述压电陶瓷致动装置包括弹性薄板基底和至少一个压电陶瓷片；所述压电陶瓷片设置在所述柔性薄膜蒙皮和所述弹性薄板基底之间；或者，所述弹性薄板基底设置在所述柔性薄膜蒙皮和所述压电陶瓷片之间。

其中，所述控制器，用于向所述压电陶瓷片输入所述控制电压，所述控制电压小于所述压电陶瓷片可承受的最大电压阈值。

所述压电陶瓷片，用于在所述控制电压作用下伸长或者收缩，并带动所述弹性薄板基底产生弯曲变形。

在一种可能的实现方式中，所述压电陶瓷片和所述弹性薄板基底粘合设置。

在一种可能的实现方式中，所述压电陶瓷致动装置粘合设置在所述柔性薄膜蒙皮的靠近所述安装槽一侧的表面上。

在一种可能的实现方式中，所述压电陶瓷致动装置设置在所述机翼骨架的形心位置。

在一种可能的实现方式中，所述弹性薄板基底为碳纤维基底，且所述碳纤维的厚度小于预设阈值。

在一种可能的实现方式中，所述压电陶瓷片为由条棒状压电纤维管所组成的陶瓷片。

在一种可能的实现方式中，所述柔性薄膜蒙皮粘贴覆盖在所述安装槽的槽口处。

第二方面，本申请实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括上述第一方面任一种可能的实现方式所述的柔性机翼的控制装置。

第三方面，本申请实施例提供了一种柔性机翼的控制方法，应用至上述第一方面任一种可能的实现方式所述的柔性机翼的控制装置，该柔性机翼的控制方法可以包括：

控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压。

所述压电陶瓷致动装置在所述控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

本申请实施例提供的柔性机翼的控制装置、飞行器和方法，该控制装置可以包括：机翼骨架、柔性薄膜蒙皮、控制器以及至少一个压电陶瓷致动装置；机翼骨架具有安装槽，柔性薄膜蒙皮覆盖在安装槽的槽口处；压电陶瓷致动装置设置在柔性薄膜蒙皮的靠近安装槽一侧的表面上，至少一个压电陶瓷致动装置位于安装槽内，控制器与压电陶瓷致动装置连接。其中，控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压；压电陶瓷致动装置在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。这样通过设置压电陶瓷致动装置，使其在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动，实现了对柔性机翼的主动流动控制，从而提高了机翼的气动性能。

附图说明

图1为本申请实施例提供一种柔性机翼的控制装置100的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种控制器103的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的另一种柔性机翼的控制装置300的结构示意图；

图4a为压电陶瓷片1041伸长变形示意图；

图4b为压电陶瓷片1041收缩变形示意图；

图5a为本申请实施例提供的一种压电陶瓷致动装置104上凸变形示意图；

图5b为本申请实施例提供的一种压电陶瓷致动装置104下凸变形示意图；

图6为多个压电陶瓷片1041并排安装示意图；

图7为本申请实施例提供一种具有柔性机翼的控制装置飞行器700的结构示意图；

图8为风洞测力试验的升力系数曲线示意图；

图9a为刚性机翼飞行器风洞试验的时均流线图；

图9b为具有柔性机翼的控制装置飞行器风洞试验的时均流线图；

图10为本申请实施例提供的一种柔性机翼的控制方法的流程示意图。

附图标记说明：

101-机翼刚性骨架，102-柔性薄膜蒙皮，103-控制器，1031-信号发生模块，1032-电压放大模块，104-压电陶瓷致动装置，1041-压电陶瓷片，1042-弹性薄板基底，1043-粘合剂，105、106-粘接剂，107-安装槽。

通过上述附图，已示出本申请明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本申请构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本申请的概念。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本申请相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本申请的一些方面相一致的装置和方法的例子。

在本申请的实施例中，“至少一个”是指一个或者多个，“多个”是指两个或两个以上。“和/或”，描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况，其中A，B可以是单数或者复数。在本申请的文字描述中，字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

柔性机翼可根据飞行状态改变气动外形，适用于多样化的飞行任务、复杂的飞行环境、和更大范围的飞行包线，能大幅提升飞行器整体的气动特性，使飞行器在不同的飞行状态下保持较高的气动效率。所以，在先进飞行器设计领域，柔性机翼具有重要的应用价值和广阔的前景。

目前，柔性蒙皮机翼的研究可分为被动变形柔性机翼和主动变形柔性机翼两个方面。被动变形柔性机翼是在碳纤维或金属骨架上覆盖柔性薄膜材料，薄膜翼面产生柔性变形，与流场相互作用，进而改善机翼的气动特性。但是，被动变形柔性机翼剖面形状受薄膜特性和气动载荷的共同作用，在设计完成后，无法根据实际飞行条件施加控制，仅可在有限的飞行包线内产生较优的气动特性，性能无法进一步提升。在特定条件中，例如高雷诺数、低柔性蒙皮等，被动变形柔性机翼甚至会产生升力下降等不利影响。为了解决上述问题，可以采用主动变形柔性机翼。现行技术中，主动变形柔性机翼是在机翼骨架上增加机械结构，通过机械结构来控制翼骨架变形，从而实现柔性翼面的变形控制。但是机械结构控制柔性机翼需要复杂的传动机构，机构的附加重量不仅影响飞行器的机动性能，更制约了飞行器的经济效益。同时，机械结构传动频率较低，无法针对高频流动结构(10²Hz到10³Hz)施加耦合控制。此外，对于机械控制的可变后掠柔性机翼而言，后掠角增大直接导致气动中心后移，严重影响飞行器稳定性和操纵性。

本申请实施例中考虑到上述目前机械控制机翼所存在的问题，提出了一种柔性机翼的控制装置，即通过利用压电陶瓷的变形特性，实现对柔性薄膜机翼的主动变形控制。由于压电陶瓷片是一种能够将电能和机械能互相转换的新型智能材料，且质量轻巧、使用方便，该装置可有效避免现有技术中机械结构增加机体结构重量、影响全机构型的问题。进一步的，由于压电陶瓷片可以接收动态电压信号，实现快速的动态变化，通过压电陶瓷片控制的柔性机翼可以实现连续、高频的可控变形。

下面，将通过具体的实施例对本申请提供的柔性机翼的控制装置进行详细地说明。可以理解的是，下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本申请实施例提供一种柔性机翼的控制装置100的结构示意图，示例的，请参见图1所示，该柔性机翼的控制装置可以包括：

机翼骨架101、柔性薄膜蒙皮102、控制器103以及至少一个压电陶瓷致动装置104；机翼骨架101具有安装槽107，柔性薄膜蒙皮102覆盖在安装槽107的槽口处；压电陶瓷致动装置104设置在柔性薄膜蒙皮102的靠近安装槽107一侧的表面上，至少一个压电陶瓷致动装置104位于安装槽107内，控制器103与压电陶瓷致动装置104连接。其中，控制器103，用于向所述压电陶瓷致动装置输入控制电压；压电陶瓷致动装置104，用于在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

其中，机翼骨架101采用的是铝合金材质的骨架，也可选用其它满足强度要求和刚度要求的金属骨架，亦可采用满足飞行器机翼骨架设计要求的复合材料。

柔性薄膜蒙皮102是包围在机翼骨架101外的维形构件，用于保持机翼气动外形的平滑，起到承受和传递气动载荷的作用。

示例的，柔性薄膜蒙皮102粘贴覆盖在安装槽107的槽口处。由于至少一个压电陶瓷致动装置104位于安装槽107内，将柔性薄膜蒙皮102粘贴覆盖在安装槽107的槽口处，在至少一个压电陶瓷致动装置104产生弯曲变形后，会带动柔性薄膜蒙皮102产生变形和振动。

其中，柔性薄膜蒙皮可以为热塑性聚氨酯弹性体橡胶(Thermoplasticpolyurethanes，TPU)材料的薄膜，也可以为其它材质，例如树脂胶材料的薄膜、高密度聚乙烯薄膜等，具体可以根据实际需要进行设置。柔性薄膜蒙皮102的厚度可以为0.05mm，也可以根据实际需要进行设置。在不大幅度增加结构重量的前提下，为保证柔性薄膜蒙皮102具有足够的强度承受气动载荷，柔性薄膜蒙皮102的厚度值应在0.02mm至0.2mm区间内。在此，本申请只是以柔性薄膜蒙皮的厚度可以为0.05mm为例进行说明，但并不代表本申请实施例仅局限于此。其中，如图1所示，在机翼骨架101和柔性薄膜蒙皮102的搭接处，可通过粘接剂106进行粘接。粘接剂106可以选用具有良好的尺寸稳定性、初粘性和持粘性的粘结剂，例如涤纶树脂(Polyethylene terephthalate，PET)基材的丙烯酸胶类双面胶、复合材料共胶接双马树脂结构胶膜等粘结剂。柔性薄膜蒙皮102亦可通过铆接、热缩紧固等多种方式固定安装在与机翼骨架101的交界处。

由于采用了柔性薄膜蒙皮，机翼可适用于多样化的飞行任务、复杂的飞行环境、和更大范围的飞行包线，能大幅提升具有柔性薄膜蒙皮机翼的飞行器整体的气动特性。

示例性的，控制器103，用于向压电陶瓷致动装置104输入控制电压。图2为本申请实施例提供的一种控制器103的结构示意图。如图2所示，控制器103由信号发生模块1031和电压放大模块1032构成。信号发生模块1031接在收到飞行器中控制模块发出的控制指令后，会产生低压信号，并将该低压信号发送至电压放大模块1032。电压放大模块1032将该低压信号放大至压电陶瓷致动装置104所需的电压范围，以得到高压信号。该高压信号为输入压电陶瓷致动装置104的控制电压。

示例的，压电陶瓷致动装置104，用于在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮102产生变形和振动。

压电陶瓷致动装置104粘合设置在柔性薄膜蒙皮102的靠近安装槽107一侧的表面上。

如图1所示，压电陶瓷致动装置104经由粘接剂105平整的粘接至柔性薄膜蒙皮102的靠近安装槽107一侧的表面上。通过此方法设置，可以保证柔性薄膜蒙皮102外形的连续性。

为了保障压电陶瓷致动装置104能够均匀控制柔性薄膜蒙皮102的变形，压电陶瓷致动装置104需设置在所述机翼骨架101的形心位置。

压电陶瓷致动装置104接收到控制器103所发出的控制电压，会产生弯曲变形。由于压电陶瓷致动装置104和柔性薄膜蒙皮102的粘黏效应，所以压电陶瓷致动装置104的弯曲变形会带动柔性薄膜蒙皮102产生变形和振动，从而实现了压电陶瓷致动装置对柔性机翼的主动控制。

由于压电陶瓷致动装置104具有质量轻、响应快的特点，通过压电陶瓷致动装置104来控制柔性薄膜蒙皮102的变形，可以在不大幅度增加飞行器重量的前提下，迅速且连续地实现对柔性薄膜蒙皮102的变形控制。

可以看出，本申请实施例提供的柔性机翼的控制装置，包括机翼骨架、柔性薄膜蒙皮、控制器以及至少一个压电陶瓷致动装置；其中，控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压；压电陶瓷致动装置在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。这样通过设置压电陶瓷致动装置，使其在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动，实现了对柔性机翼的主动流控制，从而提高了机翼的气动性能。

本申请提供的柔性机翼控制装置具有重量轻、响应快、结构简单的特点。相比于机械控制方式，所述的柔性机翼控制装置无需机械传动机构，可大幅减轻结构重量，提高经济性能。柔性机翼控制装置响应频率可达10²量级，可针对高频流动结构实现对柔性机翼的变形和流场的耦合控制。同时，该柔性机翼控制装置在提升力的同时，不会改变飞行器的全机构型，极大程度减弱了对飞行器操纵性和稳定性的影响。

由于本申请的柔性机翼控制装置的结构简单，不仅适用于实施例中的模型，亦可适用于微小型飞行器和无人飞行器等各类具有柔性机翼的飞行器，所述柔性机翼控制装置的实用范围广泛。

基于上述图1所示的实施例，为了便于理解压电陶瓷致动装置104的变形控制原理，采用下述图3所示的实施例，通过所述的压电陶瓷致动装置104的构成和运行原理，对压电陶瓷致动装置104的控制原理进行详细的描述。图3为本申请实施例提供的另一种柔性机翼的控制装置300的结构示意图，示例的，请参见图3所示，该柔性机翼的控制装置300可以包括：

机翼骨架101、柔性薄膜蒙皮102、控制器103、至少一个压电陶瓷致动装置104。其中压电陶瓷致动装置104主要包括至少一个压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042。

机翼骨架101、柔性薄膜蒙皮102、控制器103以及至少一个压电陶瓷致动装置104这四部分之间的关联、搭接关系与图1所示实施例类似，在此不再进行详细的赘述。压电陶瓷致动装置104主要包括至少一个压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042。

示例的，压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042粘合设置。

如图3所示，其中至少一个压电陶瓷片1041与弹性薄板基底1042之间通过粘合剂1043进行粘合设置，粘合剂1043选用具有较强粘结强度的材料，例如环氧树脂胶、高强度氰基丙烯酸酯粘结剂等。为了保证变形在压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042之间的传递效率，粘合剂1043不宜过厚。

由于压电陶瓷片1041接收到控制电压信号后，会发生伸缩变形。图4a为压电陶瓷片1041伸长变形示意图，图4b为压电陶瓷片1041收缩变形示意图。如图4a所示，当压电陶瓷片1041接收到正向电压后，会发生伸长变形。如图4b所示，当压电陶瓷片1041接收到反向电压后，会产生收缩变形。由于弹性薄板基底1042不具有延展性，在受到压电陶瓷片1041拉伸或压缩作用时，弹性薄板基底1042上下表面产生不对称应变，将压电陶瓷片1041的伸缩变形转换为了弯曲变形，进一步实现了压电陶瓷致动装置104的弯曲变形。

图5a为本申请实施例提供的一种压电陶瓷致动装置104上凸变形示意图，图5b为本申请实施例提供的一种压电陶瓷致动装置104下凸变形示意图。如图5a所示，当压电陶瓷片1041接收到正向电压信号后，会导致压电陶瓷致动装置104产生上凸变形。如图5b所示，当压电陶瓷片1041接收到反向电压信号后，会导致压电陶瓷致动装置104产生下凸变形。

示例的，在本申请实施例中，压电陶瓷片1041为由条棒状压电纤维管所组成的陶瓷片。这是由于条棒状压电纤维管具有重量轻、强度高等特点。其中，重量轻可以保证压电陶瓷致动装置104的设置不会为飞行器增加过量的负载，强度高可保障压电陶瓷片1041的正常工作。

示例的，弹性薄板基底1042为碳纤维基底，且碳纤维的厚度小于预设阈值。通过这样设置，可以保障由压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042组成的压电陶瓷致动装置104的厚度薄、重量轻。

示例的，压电陶瓷片1041设置在所述柔性薄膜蒙皮102和所述弹性薄板基底1042之间；或者，弹性薄板基底1042设置在所述柔性薄膜蒙皮102和所述压电陶瓷片1041之间。通过上述方法的设置，可保障压电陶瓷片1041所引起的压电陶瓷致动装置104的弯曲变形，能够有效的带动柔性薄膜蒙皮102的弯曲变形。

示例的，压电陶瓷致动装置104的弯曲变形是由压电陶瓷片1041接收由控制器103发出的控制电压所引起的。因此为保障压电陶瓷片1041能够长效的正常工作，信号电控制器103发出控制电压应小于电陶瓷片1041可承受的最大电压阈值。

可以看出，本申请实施例提供的柔性机翼的控制装置，包括机翼骨架101、柔性薄膜蒙皮102、控制器103以及至少一个压电陶瓷致动装置104；其中，压电陶瓷致动装置104主要包括压电陶瓷片1041、弹性薄板基底1042。压电陶瓷片1041接收到控制器103发出的信号电压后，压电陶瓷片1041发生了伸缩变形。再由于压电陶瓷片1041和所述弹性薄板基底1042粘合设置的缘故，压电陶瓷片1041的伸缩变形转换为了压电陶瓷致动装置104的弯曲变形，进而实现了柔性薄膜蒙皮102的弯曲变形。由于压电陶瓷片1041和弹性薄板基底1042都是采用的轻材质、薄厚度的材料，所以压电陶瓷致动装置104具有结构轻巧的特点。并且电陶瓷片1041的变形对电压信号的反应较为迅捷，因此压电陶瓷致动装置104可以快速、连续的实现对柔性薄膜蒙皮102的主动变形控制。

示例的，当柔性薄膜蒙皮102的面积较大时，可根据需求增大控制面积，即在薄膜机翼中安装多个压电陶瓷致动装置104，或在弹性薄板基底1042中并排安装多个压电陶瓷片1041。图6为多个压电陶瓷片1041并排安装示意图。如图6所示，多个压电陶瓷片1041之间并联控制，每个压电陶瓷片1041与弹性薄板基底1042之间仍通过粘合剂1043粘接。

本申请的实施例的柔性机翼控制装置具有重量轻、响应快、结构简单的特点。相比于机械控制方式，所述的柔性机翼控制装置无需机械传动机构，可大幅减轻结构重量，降低制造成本。

图7为本申请实施例提供一种具有柔性机翼的控制装置飞行器700的结构示意图。请参见图7所示，该飞行器包括柔性机翼的控制装置100和机身701。柔性机翼的控制装置100的组成结构与实施例一类似，在此不再赘述。但柔性机翼中的控制器103位于机身701内部。

示例的，压电陶瓷致动装置104位于机翼骨架101的形心位置。其中压电陶瓷致动装置104中的压电陶瓷片1041选用MFC M2814-P1型压电陶瓷片，亦可选用其它型号的条棒状压电纤维管所组成的陶瓷片；弹性薄板基底为碳纤维基底，该碳纤维基底的厚度设置为0.2mm，也可为0.5mm，具体可以根据实际需要进行设置，但为减小压电陶瓷致动装置104的厚度和重量，碳纤维基底的厚度区间宜为0.2mm至1mm。柔性薄膜蒙皮102选用TPU材料薄膜，也可以为其它材质，具体可以根据实际需要进行设置。柔性薄膜蒙皮102的厚度可以为0.05mm，具体可以根据实际需要在0.02mm至0.2mm区间内进行设置，在此，本申请只是以柔性薄膜蒙皮的厚度可以为0.05mm为例进行说明，但并不代表本申请实施例仅局限于此。

示例的，控制器103中的信号发生模块1031选用波形信号发生器，电压放大模块1032选用高压放大器。根据所选压电陶瓷片1041特性，电压放大模块1032输出的控制电压选用为-500V至1500V正弦信号，控制频率为220Hz。

本申请实施例飞行器模型的机翼中间位置截面图如图1所示，机翼骨架采用铝合金，也可选用其它满足强度要求和刚度要求的金属骨架，亦可采用满足飞行器机翼骨架设计要求的复合材料。机翼骨架101、柔性薄膜蒙皮102、控制器103以及至少一个压电陶瓷致动装置104的搭接方式及其余装置的安装均如前实施例所述。

按本实施例所述的材质、结构制造的飞行器模型机在低速风洞进行了全机模型的气动力测量和流场测量。图8为风洞测力试验的升力系数曲线示意图，相比于传统的刚性机翼，所述的飞行器失速迎角由8°推迟至10°，对的应升力系数增加32.5％。图9a为刚性机翼飞行器风洞试验的时均流线图，图9b为具有柔性机翼的控制装置飞行器风洞试验的时均流线图。如图9a所示，对于传统的刚性机翼，机翼的上表面产生了明显的前缘分离，上翼面由分离流动主导，降低了传统刚性机翼飞行器的飞行效率，减弱了续航能力。而对具有柔性机翼控制装置的飞行器，机翼上翼面流动在分离后再附，前缘分离显著减小，上翼面流动以附着流动为主，使具有柔性机翼控制装置的飞行器的气动特性得到改善、飞行效率得到提高、续航能力也得到了提升。且当控制器103的电压为动态输出时，可以实现压电陶瓷致动装置104对柔性薄膜蒙皮102的动态主动控制，实验表明当控制器103控制频率等于翼面共振频率时控制效果最佳。

综上，本申请提供的在柔性机翼控制装置作用下的飞行器，比传统的刚性机翼飞行器的机翼升力系数更高，翼面流动分离被明显减小，飞行器失速迎角被延缓。从而使得所述的飞行器具有了以下优点：

(a)在起降阶段，高升力系数可有效增加飞行器最大起飞重量，减小起降速度，降低滑跑距离；

(b)飞行器巡航阶段，减小翼面流动分离可以提高飞行效率，提升飞行器续航性能。

(c)在高机动飞行阶段，推迟失速可以扩大机动迎角范围，预防飞行器进入尾旋。

图10为本申请实施例提供的一种柔性机翼的控制方法的流程示意图，可以应用于上述任一实施例所述的柔性机翼的控制装置，示例的，请参见图10所示，该柔性机翼的控制方法可以包括：

S1001、控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压。

其中，控制器包括信号发生模块和电压放大模块。信号发生模块在接收到飞行器中控制模块发出的控制指令后，会产生低压信号，并将该低压信号发送至电压放大模块。电压放大模块将该低压信号放大至压电陶瓷致动装置所需的电压范围，以得到控制电压，并将控制电压输入至压电陶瓷致动装置。

S1002、压电陶瓷致动装置在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

其中，压电陶瓷致动装置接收到控制器所发出的控制电压，会产生弯曲变形。由于压电陶瓷致动装置和柔性薄膜蒙皮的粘黏作用，所以压电陶瓷致动装置的弯曲变形会带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动，从而实现了压电陶瓷致动装置对柔性机翼的主动控制。

可以看出，本申请实施例提供的柔性机翼的控制方法，控制器通过向压电陶瓷致动装置输入控制电压，压电陶瓷致动装置在控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。这样实现了对柔性机翼的主动流控制，从而提高了机翼的气动性能。且该柔性机翼控制装置具有重量轻、响应快、结构简单的特点。相比于机械控制方式，所述的柔性机翼控制装置无需机械传动机构，可大幅减轻结构重量，降低制造成本。而且柔性机翼控制装置响应频率可达10²量级，可针对高频流动结构实现对柔性机翼的变形和流场的耦合控制。

上述具体实施方式，并不构成对本申请保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和替代。任何在本申请的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请保护范围之内。

Claims (10)

1.一种柔性机翼的控制装置，其特征在于，包括：

机翼骨架、柔性薄膜蒙皮、控制器以及至少一个压电陶瓷致动装置；所述机翼骨架具有安装槽，所述柔性薄膜蒙皮覆盖在所述安装槽的槽口处；所述压电陶瓷致动装置设置在所述柔性薄膜蒙皮的靠近所述安装槽一侧的表面上，至少一个所述压电陶瓷致动装置位于所述安装槽内，所述控制器与所述压电陶瓷致动装置连接；

其中，所述控制器，用于向所述压电陶瓷致动装置输入控制电压；

所述压电陶瓷致动装置，用于在所述控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动所述柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述压电陶瓷致动装置包括弹性薄板基底和至少一个压电陶瓷片；所述压电陶瓷片设置在所述柔性薄膜蒙皮和所述弹性薄板基底之间；或者，所述弹性薄板基底设置在所述柔性薄膜蒙皮和所述压电陶瓷片之间；

其中，所述控制器，用于向所述压电陶瓷片输入所述控制电压，所述控制电压小于所述压电陶瓷片可承受的最大电压阈值；

所述压电陶瓷片，用于在所述控制电压作用下伸长或者收缩，并带动所述弹性薄板基底产生弯曲变形。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，

所述压电陶瓷片和所述弹性薄板基底粘合设置。

4.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，

所述压电陶瓷致动装置粘合设置在所述柔性薄膜蒙皮的靠近所述安装槽一侧的表面上。

5.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，

所述压电陶瓷致动装置设置在所述机翼骨架的形心位置。

6.根据权利要求2-5任一项所述的装置，其特征在于，

所述弹性薄板基底为碳纤维基底，且所述碳纤维的厚度小于预设阈值。

7.根据权利要求1-5任一项所述的装置，其特征在于，

所述压电陶瓷片为由条棒状压电纤维管所组成的陶瓷片。

8.根据权利要求1-5任一项所述的装置，其特征在于，

所述柔性薄膜蒙皮粘贴覆盖在所述安装槽的槽口处。

9.一种飞行器，其特征在于，包括上述权利要求1-8任一项所述的柔性机翼的控制装置。

10.一种柔性机翼的控制方法，其特征在于，应用至上述权利要求1-7任一项所述的柔性机翼的控制装置，所述方法包括：

控制器向压电陶瓷致动装置输入控制电压；

所述压电陶瓷致动装置在所述控制电压的作用下产生弯曲变形，并带动柔性薄膜蒙皮产生变形和振动。

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