一种飞行器颤振抑制装置及其飞行器

摘要

本发明涉及飞行器制造领域，具体而言，涉及一种飞行器颤振抑制装置及其飞行器。一种飞行器颤振抑制装置，其用于抑制飞行器的颤振，包括壳体和滑块，滑块可移动地设置在壳体中；还包括驱动组件，驱动组件设置在壳体中，驱动滑块在壳体中移动；控制组件，控制驱动组件的工作，滑块与壳体设置有多个开孔，滑块开孔与壳体开孔随滑块的运动可选择的实现连通。一种飞行器，包括机身和机翼，在机翼靠近翼梢处设置有控制部，控制部的纵向压心线与机翼的纵向压心线重合，控制部包括飞行器颤振抑制装置。本发明在不破坏机翼原有的气动外形和总体结构，有效的改进飞行过程中机翼的颤振的出现，同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器制造领域，具体而言，涉及一种飞行器颤振抑制装置及其飞行器。

背景技术

颤振是非定常空气动力与飞行器弹性结构耦合所导致的一种自激发散振动，它可以对飞行器结构造成灾难性破坏，对飞行器安全性与气动性能有重大的影响，一直是飞行器型号设计部门重点关注的飞行器动气动弹性问题。绝大部分飞行器需要在高速条件下巡航飞行和战术机动，但由于众所周知的“跨声速颤振边界”问题，飞行器在低空跨声速时存在着“飞行禁区”，极大限制了飞行器在该区域的技战术指标性能。随着先进飞行器气动性能、结构效率以及战术指标等要求不断提高，颤振问题不但没有被弱化，反而愈发凸显，越来越成为困扰飞行器设计的瓶颈问题。

现有技术中，还未有方法能绝对避免飞行器颤振的发生，通常只能通过缩减飞行包线范围，降低战术指标要求等被动方式来尽量避免进入颤振危险边界。

为了解决以上的问题，本发明拟通过一种简洁实用的流动控制措施，在不改变飞行器现有的气动布局和结构总体设计框架的前提下，从截断维持颤振气流输入能量的角度出发，发明一种针对机翼颤振敏感位置的气动载荷释放技术，实现对机翼颤振的瞬时改出控制，同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器颤振抑制装置及其飞行器，可有效的改进飞行过程中机翼的颤振的出现，同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

本发明是这样实现的：

一种飞行器颤振抑制装置，其用于抑制飞行器的颤振，包括壳体和滑块，滑块设置在壳体中进行一定方向的移动；还包括驱动组件，驱动组件设置在壳体中，驱动滑块在壳体中移动；控制组件，控制驱动组件的工作，滑块与壳体分别对应设置有多个开孔，滑块开孔与壳体开孔随滑块的运动可选择的实现连通。

进一步的，驱动组件包括滚珠丝杆和电机，滚珠丝杆两端分别与电机和滑块连接。

进一步的，驱动组件包括弹簧和击发机构，弹簧一端固定设置，击发机构与弹簧安装于同一端，滑块与弹簧另一端连接，滑块压缩弹簧后与击发机构相连。

进一步的，壳体内相隔设置有第一限位块和第二限位块，第一限位块靠近所述弹簧设置；第一限位块和第二限位块分别连接有第一升降机构和第二升降机构，第一限位块和第二限位块通过第一升降机构和第二升降机构在垂直于滑块方向移动，第一升降机构与第二升降机构进行反向运动。

进一步的，第一限位块与第二限位块距离与弹簧的伸缩距离相同。

进一步的，击发机构通过舵机控制。

进一步的，控制组件包括指令模块、传输模块和执行模块，传输模块接受指令模块发出的指令，并将该指令转换成数据信号发送给执行模块，以控制驱动组件的操作。

进一步的，指令模块包括电脑控制端和上位机控制板，上位机控制板中的单片机实现信号生成计算功能，传输模块包括无线传输模块。

一种飞行器，包括机身和机翼，在机翼靠近翼梢处设置有控制部，控制部的纵向压心线与所述机翼的纵向压心线重合，控制部包括以上任一项中的飞行器颤振抑制装置。

进一步的，控制部包括第一翼板和第二翼板，第一翼板和第二翼板形成壳体，滑块开孔与壳体开孔随滑块的运动可选择的实现连通。

上述方案的有益效果：

本发明提供的一种飞行器颤振抑制装置及其飞行器，通过在机翼特定位置处设置有控制部，并且通过在控制部内设置有颤振抑制装置实现了飞行器的颤振抑制。且本发明中的控制部的结构简单可靠，不破坏机翼原有的气动外形和总体结构，容易实现，有效的改进飞行过程中机翼的颤振的出现，同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为发明提供的飞行器整体结构示意图；

图2示出本发明提供的飞行器第一状态结构示意图；

图3示出本发明提供的飞行器第二状态结构示意图；

图4示出本发明提供的一个实施例的飞行器颤振抑制装置结构示意图；

图5示出本发明提供的另一实施例的飞行器颤振抑制装置结构第一状态示意图；

图6示出本发明提供的另一实施例的飞行器颤振抑制装置结构第二状态示意图；

图7示出本发明提供的另一实施例的飞行器颤振抑制装置结构第三状态示意图。

图标：

100-飞行器；

110-机身；

120-机翼；

121-壳体开孔；

130-控制部；

131-滑块；

132-滑块开孔；

133a、133b-驱动组件；

134-第一限位块；

135-第二限位块；

1331-电机；

1332-螺杆；

1333-弹簧；

1334-击发机构。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以下针对本发明实施例的飞行器进行具体说明：

实施例1

参阅图1，本实施例提供一种飞行器100，包括机身110和机翼120，在机翼120靠近翼梢处设置有控制部130，控制部130的纵向压心线与机翼120的纵向压心线重合，控制部130包括飞行器100颤振抑制装置。在本实施例中，机翼120的数量为2，则控制部130也为2，即设置在以机身110为对称轴的机翼120两侧。

本实施例中，控制部130的纵向压心线与机翼120的纵向压心线重合，能够实现当机翼120的平面形状、翼型弯度厚度不变时，减小翼稍部分的气动力，在飞行器100的结构中，翼稍位置为颤振发生的主要位置。通过如此的布局设置，可以避免颤振的发生或提高颤振边界。此外，由于左右机翼120对称地布置一对控制部130，则不会影响飞行器100的横航向稳定性，再加之控制面的纵向压心线与机翼120的纵向压心线彼此重合，因而也不会影响飞行器100的纵向稳定性。

在本实施例中，控制部130还包括第一翼板和第二翼板，第一翼板和第二翼板分别选自机翼120的上下相对两端，第一翼板和第二翼板通过端部连接形成壳体。

飞行器100颤振抑制装置设置在壳体内。

参阅图2，在本实施例中，飞行器100颤振抑制装置用于抑制飞行器100的颤振，包括滑块131，滑块131设置于壳体内进行一定方向的移动。在本实施例中，滑块131的移动方向为延机翼120的纵向进行移动，在其他实施例中还可以进行竖向移动。

在本实施例中，滑块131表面设置有多个开孔为滑块开孔132，本实施例中的滑块开孔132为贯穿孔，即穿设于滑块131的上下表面。在本实施例中，壳体表面对应也设置有多个开孔为壳体开孔121，在本实施例中，壳体开孔121与滑块开孔132相对应设置，即滑块开孔132与壳体开孔121的数量相同且能够实现相互重叠，且相邻滑块开孔132与壳体开孔121之间的距离大于单个滑块开孔132或单个壳体开孔121的直径。

在本实施例中，滑块131通过驱动组件133a实现在壳体内的移动。

参阅图4，在本实施例中，驱动组件133a包括滚珠丝杆和电机1331，滚珠丝杆两端分别于电机1331和滑块131连接。通过电机1331带动螺杆1331从而带动滑块131在特定方向进行运动。在本实施例中，电机1331选用步进电机，电机1331按要求以一定的速度正转或者反转一定步数，带动滑块131按指定的速度移动到指定部位。

请再次参阅图2和图3，在本实施例中，指定部位包括图2所示的初始位置即滑块131处于初始端，即滑块开孔132与壳体开孔未对应设置，且滑块131未设置有开孔部分与壳体开孔位置对应设置，使第一翼板和第二翼板的开孔呈非贯穿结构。

在本实施例中，指定部位还包括末端位置，即滑块开孔132与壳体开孔121首尾相对应设置，使壳体开孔121与滑块开孔132呈贯穿结构，即机翼120上设置有多个贯穿孔。

本实施例通过滑块开孔132与壳体开孔的位置变化实现了机翼120上下两端的开孔的状态改变，即贯穿孔的形成和关闭。

本实施例中的滑块开孔132和壳体开孔为圆形，在其他实施例中，还可以为其它形状，优选圆形。

本实施例提供的飞行器100颤振抑制装置，通过在机翼120上下表面即壳体以及滑块131上设置有贯穿孔，在保证了机翼面整体结构刚度的前提下，在不增加额外附属的质量的前提下，通过滑块开孔132与壳体开孔的配合设置，通过贯穿孔的形成和关闭实现了对于机翼颤振的减少。不会影响机翼120的总体外形，因而对机翼120升阻特性造成的影响较小，设计加工也非常简单，经济性高，便于实现。

实施例2

本实施例与实施例1不同在于驱动组件133a，本实施例提供的驱动组件133b包括弹簧1333和击发机构1334。

在本实施例中，包括弹簧1333和击发机构1334，弹簧1333一端固定设置，击发机构1334与弹簧1333安装于同一端，滑块131与弹簧1333另一端连接，滑块131压缩所述弹簧1333后与击发机构1334相连。在本实施例中，击发机构1334用于实现对于滑块131的状态的改变，即对滑块131进行打击使滑块131按照一定的方向进行运动。

在本实施例中，为了实现对于滑块131固定的位置的限定，设置有第一限位块134和第二限位块135，第一限位块134靠近弹簧1333设置，第二限位块135相对于第一限位块134远离弹簧1333设置。第一限位块134和第二限位块135分别连接有第一升降机构和第二升降机构，第一升降结构和第二升降结构以垂直于滑块131的方向移动，通过第一升降机构和第二升降机构的移动带动第一限位块134和第二限位块135进行特定运动。

在本实施例中，第一升降机构和第二升降机构进行相反的运动。即，当第一升降机构进行升时，第二升降机构实现降。

在本实施例中，第一限位块134和第二限位块135的距离与弹簧1333伸缩的距离相同。

参阅图5、图6和图7，图5为第一限位块134未工作时状态图，即弹簧1333为正常状态，击发机构1334未与滑块131连接，第一限位块134用于限制滑块131的位置。

图6为第一限位块134工作状态，即弹簧1333处于压缩的临界状态，击发机构1334与滑块131连接，第一限位块134与第二限位块135处于静止状态。

图7为第一限位块134工作后静止状态，即弹簧1333经过击发后的工作位，此时第二限位块135处于工作状态，用于限制滑块131的位置。

在本实施例中，图5 和图6中，滑块开孔132与壳体开孔呈非连通状态，即第一翼板和第二翼板通过滑块131实现封闭。图7通过击发机构1334以及第二限位块135，使滑块开孔132与壳体开孔呈连通状态，即第一翼板和第二翼板通过滑块开孔132实现连通。

在本实施例中，第一限位块134和第二限位块135之间的距离为弹簧1333伸缩局长度，同样为单个滑块开孔132的孔径。在其他实施例中，第一限位块134和第二限位块135的距离还可以为多个滑块开孔132的孔径。

本实施例通过弹簧1333、第一限位块134和第二限位块135实现滑块131的位置的改变，通过滑块131位置的改变实现滑块开孔132与壳体开孔闭合或连通状态的改变，从而实现对于机翼颤振的消除。

在本实施例中，击发机构1334为舵机。

飞行器100还包括控制组件，包括指令模块、传输模块和和执行模块，传输模块接受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。

在本实施例中，指令模块包括电脑控制端和上位机控制板。

电脑控制端软件包括USB驱动程序和应用程序。

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，显示模块，USB数据通讯，串口无线通讯和电源电压检测。

本实施例提供的飞行器颤振抑制装置，通过滑块开孔和壳体开孔之间的连通，使得当地机翼上下表面的压力实现平衡，从而减小翼梢部分即颤振开始的位置的气动力，从而截断维持颤振的输入能量，达到颤振抑制的目的。

通过螺杆滑动的方式以及弹簧的运动，具有以下的技术效果：

（1）控制行程小，最少的运动距离为一个单位的滑块开孔或壳体开孔的直径长度，并且通过较短的响应长度从而实现响应非常灵敏，而响应的灵敏度对于颤振控制非常重要，耗费能量少，控制简单，可靠性好，且连续可调。

（2）驱动控制面的控制力只需要抵消控制面与翼面之间的摩擦力即可，而非现有技术中飞行器防颤振位置需要抵抗较大的气动力，因此需要的控制力很小，舵机功率需求也小；且在技术方案中采用通用较小功率的电磁作动器即可，不需要引入复杂的液压伺服作动机构，增加的额外质量也小。

（3）控制部的开或关闭时不影响主翼面的原有结构特性，不会诱发不利的扰动，只会稍微减小机翼的升力，但由于颤振现象多发生于低空跨声速范围，而此时对应的飞行速压较大，飞行器所需的升力足够，因而减小升力所产生的负面效果较少。

本实施例中，以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。本实施例中，以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。