專利名稱：主動地使空氣動力學(xué)輪廓變形的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于主動地使空氣動力學(xué)輪廓變形的方法。該方法例如被應(yīng)用到 (特別是亞音速)飛行中的飛機(jī)的機(jī)翼的翼剖面的變形中。
背景技術(shù)：
技術(shù)問題在航空設(shè)計領(lǐng)域中，正在關(guān)心的是改善飛機(jī)的空氣動力學(xué)和飛機(jī)的飛行范圍的程 度。改善飛機(jī)的空氣動力，并且特別是飛機(jī)的機(jī)翼的空氣動力，使得可以改善飛機(jī)的升力， 從而限制其能量消耗。飛機(jī)的飛行范圍特別是由飛機(jī)的飛行力學(xué)所限定的。飛行力學(xué)可以 是通過飛機(jī)的飛行質(zhì)量(特別是，根據(jù)軌跡和姿態(tài))的研究來確定的。飛行力學(xué)特別地考 慮飛機(jī)的幾何結(jié)構(gòu)、其空氣動力、其重量、其重心及其發(fā)動機(jī)的位置，和例如飛機(jī)的反饋控 制系統(tǒng)與飛行控制的動態(tài)數(shù)據(jù)。空氣動力學(xué)和飛行力學(xué)的研究也被稱為航空力學(xué)。通常，由于機(jī)翼的一部分上表面上的空氣紊流的發(fā)生，機(jī)翼的升力是遞降的。轉(zhuǎn)換 點可以被限定在機(jī)翼上的空氣細(xì)流的層流和這些空氣細(xì)流的紊流之間。因此，轉(zhuǎn)換點是空 氣細(xì)流與機(jī)翼的分離點。分離點的位置特別是與機(jī)翼的輪廓有關(guān)并且與機(jī)翼相對于空氣細(xì) 流的傾角有關(guān)。機(jī)翼的大部分上表面上的紊流效應(yīng)特別地引起了升力的損失并且增大了機(jī) 翼的阻力，這導(dǎo)致飛機(jī)過多消耗燃料。飛機(jī)設(shè)計師并且特別是飛機(jī)翼剖面的設(shè)計師探求的目標(biāo)是對于飛機(jī)的大部分飛 行范圍使機(jī)翼上的紊流效應(yīng)最小。可以通過使從機(jī)翼前邊緣來的空氣細(xì)流的不連續(xù)性的間 隔最大化從而實現(xiàn)紊流效應(yīng)的減小?，F(xiàn)有技術(shù)的說明通常，在被構(gòu)造之前，每個機(jī)翼輪廓是模擬實驗和風(fēng)洞試驗的主體以檢查其空氣 動力學(xué)特性是否如期望的那樣。按這樣的方式來限定所述機(jī)翼的輪廓，即，確保對于不同的 飛行階段有最小阻力的機(jī)翼的升力最大，不同的飛行階段是·巡航飛行；·低速飛行；·起飛；·降落。還根據(jù)機(jī)型和其預(yù)期用途來確定機(jī)翼輪廓。適當(dāng)確定的機(jī)翼輪廓代表特別對于每個飛行階段的不同應(yīng)力之間的折衷方案。因 此，取決于所選擇的折衷方案，在一些飛行階段該輪廓展現(xiàn)出層流效應(yīng)。一旦已經(jīng)確定了機(jī) 翼輪廓，則不能再修正它們。一種解決方案可以是修正機(jī)翼上表面的曲率以在不同的飛行階段吸收紊流 通過將機(jī)翼上的空氣細(xì)流的層流和機(jī)翼上的空氣細(xì)流的紊流之間的轉(zhuǎn)換點與前 邊緣隔開；·通過將空氣細(xì)流保持成平坦地靠著機(jī)翼的上表面。
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可以通過來自致動器的應(yīng)力使機(jī)翼上表面的外部結(jié)構(gòu)變形來實現(xiàn)機(jī)翼的上表面 曲率的修正?，F(xiàn)有技術(shù)的一種解決方案包括·使用基于光纖的傳感器來測量轉(zhuǎn)換點的位置，然后·借助于壓電致動器來修正上表面的外部結(jié)構(gòu)。該方案具有許多缺點。其缺點包括壓電致動器的性能在低溫度下，特別是在零度 以下極大地降低的事實。然而，在飛行期間，飛機(jī)的機(jī)翼經(jīng)受可能降至負(fù)五十度的溫度。因 此，這樣的方案不能在溫度低于零度的海拔高度處飛行的飛機(jī)上實施。壓電致動器還對響 應(yīng)時間比有很差的工作密度(working density) 0工作密度表示根據(jù)致動器的延伸以及 表面的特性使表面變形的致動器的能力。因此，需要大量的致動器來使機(jī)翼表面變形。一 方面，壓電致動器是昂貴的，而另一方面，增多機(jī)翼上的致動器的數(shù)量增加了所述機(jī)翼的重 量，從而增大了飛機(jī)的能量消耗。還可以通過Joule效應(yīng)來實現(xiàn)使外部結(jié)構(gòu)的變形。這樣的外部結(jié)構(gòu)可以由稱為形 狀記憶材料的復(fù)合材料制造，該復(fù)合材料能夠在有電流的情況下變形，并且在已經(jīng)停止電 刺激之后恢復(fù)其初始形狀。例如，可以使用在兩個鎳鈦諾層之間插入一層玻璃加強(qiáng)纖維。然 后，可以使用鎳鉻合金的電纜網(wǎng)來在該復(fù)合材料內(nèi)輸送電流。該技術(shù)具有實施起來昂貴的 缺點，并且其需要很高的電功率，以便使復(fù)合材料變形。此外，該材料需要大數(shù)量的循環(huán)以 返回其初始形狀。為了保持空氣細(xì)流平坦地靠著機(jī)翼的上表面，另一種現(xiàn)有的解決方案提出了使用 產(chǎn)生能夠與機(jī)翼上表面上的氣流相互作用的空氣壓力的孔口。實際上，該方法對機(jī)翼的航 空動力學(xué)提供了很小的修正。實踐中，所使用的孔口具有毫米級的小截面，這意味著它們會 輕易地被灰塵阻塞。清理它們也是很難的。此外，執(zhí)行該解決方案需要機(jī)翼內(nèi)部的毛細(xì)管 系的復(fù)雜系統(tǒng)，另外增加了其重量從而使使用變得復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個目的特別是減輕上述缺點。為此，本發(fā)明的主題是一種用于通過反 饋控制主動地使空氣動力學(xué)輪廓變形的方法。所述空氣動力學(xué)輪廓特別地包括彈性材料。 所述彈性材料可以被應(yīng)用到空氣動力學(xué)輪廓的表面的一部分。所述彈性材料特別地與流體 流接觸。通過放置成與彈性材料接觸的一個或多個形狀記憶致動器來使所述彈性材料變 形。可以通過連接到傳感器上的計算機(jī)來控制所述致動器。所述變形方法可以至少包括以下步驟·通過傳感器對物理流體流動狀態(tài)變量的測量；·所測量的物理流動狀態(tài)變量至計算機(jī)的傳輸； 根據(jù)所測量的物理流動狀態(tài)變量對彈性材料上的層流和紊流之間的可能轉(zhuǎn)換點 的探測；·根據(jù)所探測到的轉(zhuǎn)換點的位置對要被施加到彈性材料上的變形的計算；·對要由一個或多個致動器來作用的設(shè)定點的計算，以獲得要被施加到彈性材料 上的變形；·所計算出的設(shè)定點至致動器的傳輸；·通過致動器的彈性材料的變形；
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·彈性材料的實際變形的測量； 根據(jù)彈性材料的實際變形對要由一個或多個致動器來作用的新設(shè)定點的計算。轉(zhuǎn)換點的探測可以特別地包括·對流體的粘性系數(shù)的第一計算；·對表示彈性材料上的流體流動的特征的雷諾數(shù)的第二計算；·對可能的轉(zhuǎn)換點的位置的第三計算，特別地包括雷諾數(shù)、流體的粘性系數(shù)、流體 中輪廓相對于水平面的傾角、流體流動的速度、來源于數(shù)據(jù)庫的流體動力學(xué)計算數(shù)據(jù)。轉(zhuǎn)換點位置的第三計算可以考慮基于放置在彈性材料表面上的光纖的傳感器的 壓力系數(shù)。轉(zhuǎn)換點位置的第三計算可以考慮基于放置在彈性材料中的光纖的傳感器的壓力 系數(shù)。所述壓力系數(shù)特別是與參考壓力和溫度系數(shù)有關(guān)的系數(shù)，例如由放置在彈性材料 下面的參考光纖所測得的。要被施加的變形的計算可以考慮輪廓的形狀、彈性材料的物理性質(zhì)。設(shè)定點的計算可以考慮致動器的機(jī)械特性、彈性材料的物理性質(zhì)。所述變形方法可以被應(yīng)用于彈性材料的變形，該彈性材料能夠在變形之后恢復(fù)其 初始形狀。所述變形方法可以使用由形狀記憶合金制造的致動器。所述變形方法可以使用分布成一行或多行致動器的致動器，所述行致動器可以被 分布在彈性材料的下面。所述變形方法可以被應(yīng)用于與空氣接觸的空氣動力學(xué)輪廓。所述變形方法可以被應(yīng)用于飛機(jī)的機(jī)翼輪廓。所述變形方法可以運(yùn)用分布成致動器的行的致動器，該致動器的行實質(zhì)上平行于 機(jī)翼輪廓的前邊緣。雷諾數(shù)的計算特別地考慮了流體的流動速度、飛機(jī)的海拔高度、流體的粘性系數(shù)。流體的流動速度可以來源于位于飛機(jī)上的風(fēng)速計。
海拔高度可以來源于位于飛機(jī)上的高度計。溫度可以來源于位于飛機(jī)上的溫度探測器。傾角可以來源于位于飛機(jī)上的傾角探測器。所述變形方法可以被應(yīng)用于風(fēng)力渦輪機(jī)的葉片。所述變形方法可以被應(yīng)用于浸于水中的空氣動力學(xué)輪廓。所述變形方法可以被應(yīng)用于渦輪機(jī)的葉片。所述變形方法可以被應(yīng)用于船的空氣動力表面。所述變形方法可以被應(yīng)用于潛水艇的空氣動力表面。所述變形方法可以被應(yīng)用于包括Kevlar碳的柔性蒙皮的變形，Kevlar為杜邦公 司(company Dupont de Nemours)的注冊商標(biāo)。本發(fā)明的其他優(yōu)點本發(fā)明的顯著主要優(yōu)點是其允許飛機(jī)的燃料消耗減少并且其提高了飛行安全。


根據(jù)以下作為非限制性圖解所給出的描述并且考慮到附圖，本發(fā)明的其他特征和 優(yōu)點將變得顯而易見，所述附圖表示·圖1 本發(fā)明的實施例的簡圖；·圖2 用于實施本發(fā)明的可變形機(jī)翼的簡圖；·圖3 根據(jù)本發(fā)明的變形方法的總圖；·圖4 根據(jù)本發(fā)明的變形方法的各個步驟的簡圖。
具體實施例方式圖1示意性地描繪了根據(jù)本發(fā)明的用于使空氣動力學(xué)輪廓變形的示例性實施例?？諝鈩恿W(xué)輪廓可以例如是放置在沖擊機(jī)翼1的前邊緣的氣流中的飛機(jī)的機(jī)翼 1。氣流在圖1中由空氣細(xì)流7來表示。在下文中描述的本發(fā)明的實施例被用于飛機(jī)機(jī)翼， 但是其可以被用于像機(jī)身的飛機(jī)的其他部分，或者甚至被用于例如船或者潛水艇的船體的 一部分。其他的空氣動力學(xué)輪廓同樣可以使用使空氣動力學(xué)輪廓(例如，風(fēng)力渦輪機(jī)葉片) 變形的方法。為了能使機(jī)翼1的上表面2變形，將柔性蒙皮3平坦地壓靠著機(jī)翼1的上表面2的 結(jié)構(gòu)的一部分。柔性蒙皮3是具有彈性性質(zhì)的表面，其可以被變形并且恢復(fù)其初始形狀。可 以使用形狀記憶材料來生產(chǎn)柔性蒙皮。例如，可以使用具有高度減小的遲滯作用的Kevlar 碳型的復(fù)合材料來生產(chǎn)柔性蒙皮3，Kevlar是杜邦公司的注冊商標(biāo)。在具有形狀記憶的柔性蒙皮3下面，可以放置非常小的致動器4，使得能夠變形柔 性蒙皮3。所述形狀記憶小型致動器4可以是形狀記憶合金型的。致動器4可以由計算機(jī) 5來控制。計算機(jī)5特別是計算被應(yīng)用于各致動器4以使柔性蒙皮3變形的指令6，以便修 正空氣細(xì)流7在柔性蒙皮3的表面上的流動。計算機(jī)5計算修正空氣細(xì)流7的流動所需的 蒙皮的變形。因此，根據(jù)所要求的變形來計算待應(yīng)用的指令6。待施加給柔性蒙皮3的變形 的計算考慮到了很多參數(shù)。這些參數(shù)包括機(jī)翼1的上表面2上的層流以及紊流之間的轉(zhuǎn)換 點的位置。根據(jù)由分布在柔性蒙皮3上或者分布在柔性蒙皮3中的傳感器8所測得的一個 或多個測量值來計算轉(zhuǎn)換點的位置。傳感器8可以例如被膠粘到柔性蒙皮上。在另一實施 例中，傳感器8可以被結(jié)合到柔性蒙皮3的結(jié)構(gòu)中。柔性蒙皮3本身可以被結(jié)合到機(jī)翼1 的結(jié)構(gòu)中。傳感器8可以通過光纖8實現(xiàn)。光纖8可以例如是單模光纖?？梢酝ㄟ^干涉測 量方法來測量由轉(zhuǎn)換點的存在所引起的光纖的變形。在另一個實施例中，光纖8可以是布 喇格(Bragg)陣列的光纖。還可以使用多模式的放大光纖。因此，光纖8的變形使得能夠 計算轉(zhuǎn)換點的位置。然后，特別是根據(jù)機(jī)翼1的輪廓，計算被施加到柔性蒙皮3上的變形。 光纖8實際上能夠探測柔性蒙皮3上的低噪聲，并且因此能夠探測柔性蒙皮3上的空氣細(xì) 流的流動中的紊流。圖2顯示了致動器4(在圖1中描繪出)在飛機(jī)的機(jī)翼1上的示例性布局。柔性 蒙皮3覆蓋了機(jī)翼1的上表面2的外表面的一部分。柔性蒙皮3位于機(jī)翼1的前邊緣20 和后邊緣21之間。柔性蒙皮3可以例如從前邊緣20開始在機(jī)翼1的弦(cord)的到 65%之間延伸?？梢酝ㄟ^多個致動器22、23、M、25使柔性蒙皮3在多個點處變形。在柔性 蒙皮3下面，致動器22、23、M、25可以被分布成一個或者多個致動器行沈、27。在圖2中，
7例如，顯示了致動器的兩行沈、27。致動器的行沈、27實質(zhì)上平行于機(jī)翼1的前邊緣20。致 動器的行26、27例如在圖2中分別位于離機(jī)翼1的弦上的前邊緣20大約20%到40%的位 置處。在圖2中，作為一個例子，致動器22、23、M、25成對地分布在致動器的行沈、27上。 致動器22、23、M、25通過從機(jī)翼1的內(nèi)部至機(jī)翼1的外部實質(zhì)上豎直地施加的壓力來使柔 性蒙皮3變形。在致動器的各行沈、27上，可以在控制點20、21上放置檢測柔性蒙皮3的 變形的傳感器。需要檢測柔性蒙皮3的變形的傳感器來測量柔性蒙皮3隨由致動器22、23、 24,25施加在柔性蒙皮3上的應(yīng)力的實際變形。柔性蒙皮3的實際變形特別依賴于所施加 的力，但是也依賴于柔性蒙皮3的抵抗力。圖3示意性地描繪了根據(jù)本發(fā)明的用于使空氣動力學(xué)輪廓變形的方法，其用于飛 機(jī)的機(jī)翼。圖1中描繪的空氣細(xì)流7的流動狀態(tài)特別是可以由光學(xué)傳感器8來測量，以便確 定空氣細(xì)流7的層流和紊流之間的轉(zhuǎn)換點的位置。在根據(jù)本發(fā)明的方法中，流動狀態(tài)變量 的測量31可能是第一步31。然后，在第二步32期間，特別地由光學(xué)傳感器8所獲得的測得 結(jié)果被傳輸?shù)接嬎銠C(jī)33。通過34連接到數(shù)據(jù)庫35上的計算機(jī)33特別地計算出由致動器 4、22、23、M、25來作用的設(shè)定點36。因此，致動器4在柔性蒙皮3上施加一個或多個壓力 37。在壓力37下使柔性蒙皮3變形。柔性蒙皮3的變形導(dǎo)致轉(zhuǎn)換點39的位置的修正38。 轉(zhuǎn)換點39的位置的修正38導(dǎo)致流動狀態(tài)30的修正390。流動狀態(tài)30的改變390由光學(xué) 傳感器8來探測并且被傳輸?shù)接嬎銠C(jī)33，如果必要的話，計算機(jī)33可以校正由致動器4所 施加的壓力37。因此，對于空氣細(xì)流7的流動的任何修正可以導(dǎo)致由不同的致動器4施加 在柔性蒙皮3上的壓力37的修正，以便將轉(zhuǎn)換點39盡可能遠(yuǎn)地與機(jī)翼1的前邊緣隔開。圖4示意性地描繪了在圖1和3中所描繪的計算機(jī)5、33所執(zhí)行的各種處理操作。 計算機(jī)33考慮了各種物理參數(shù)，包括特別地來源于位于飛機(jī)上的傳感器40的數(shù)值。在飛 機(jī)的傳感器40之中·風(fēng)速計41提供風(fēng)速值；·高度計42提供海拔高度值，使計算機(jī)33能夠計算空氣的密度；·溫度探測器43提供環(huán)境溫度值；·例如設(shè)置在機(jī)翼1上的傾角探測器44提供機(jī)翼1相對于水平面的傾角值。由計算機(jī)33來執(zhí)行空氣的粘性系數(shù)的第一計算45。第一計算45特別地考慮了由 溫度探測器43所測量的溫度。第二計算46用來確定空氣的流動的雷諾數(shù)特征并且涉及流體動力學(xué)方程。特別 地根據(jù)由風(fēng)速計41所測得的空氣速度、由高度計42所測得的海拔高度和在第一計算45期 間所計算出的粘性系數(shù)來計算雷諾數(shù)。由計算機(jī)33執(zhí)行的第三計算47是對由致動器4作用的變形設(shè)定點的計算。所述 變形的計算特別地考慮了以下物理參數(shù)·由風(fēng)速計41所測得的空氣的速度；·由第二計算46得出的雷諾數(shù)；·由傾角探測器44所測得的傾角；·從位于柔性蒙皮3上或位于其中的光學(xué)傳感器8獲得的壓力系數(shù)； 來自不同數(shù)據(jù)庫35的數(shù)據(jù)。
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從光學(xué)傳感器8獲得的壓力系數(shù)是與參考壓力和溫度系數(shù)有關(guān)的系數(shù)，所述參考 壓力系數(shù)是在參考光纖上測得的。需要在柔性蒙皮下面設(shè)置參考光纖以考慮光纖對溫差的 靈敏度，并且因此減小由光學(xué)傳感器8所測得的壓力系數(shù)上的誤差。因此，在參考光纖上所 測得的壓力系數(shù)取決于靜態(tài)溫度。所述靜態(tài)溫度是在相對氣流隱蔽處所測得的環(huán)境溫度。各個數(shù)據(jù)庫35可以被連接到計算機(jī)33上。第一數(shù)據(jù)庫49可以包括機(jī)翼1的形 狀的集合。機(jī)翼形狀的集合通過機(jī)翼1的表面的網(wǎng)格化限定出了機(jī)翼的輪廓。第二數(shù)據(jù)庫 (圖4中未顯示)可以包括在機(jī)翼1上的致動器4、22、23、M的物理及機(jī)械特性和位置。第 三數(shù)據(jù)庫(圖4中未顯示)可以還包括柔性蒙皮3的物理和機(jī)械特性。第四數(shù)據(jù)庫49可以是流體動力學(xué)計算的數(shù)據(jù)庫。第四數(shù)據(jù)庫49可以包括用于計 算流體動力學(xué)的程序庫以使計算機(jī)33能夠求解流體流動方程，以便特別地確定任何轉(zhuǎn)換 點39的位置。第三計算47特別地包括以下步驟第一計算步驟50可以是確定轉(zhuǎn)換點的存在，接著是計算機(jī)翼1上的可能轉(zhuǎn)換點 的位置。如果通過第一計算步驟50確定沒有轉(zhuǎn)換點，則無設(shè)定點36被發(fā)送給致動器。可 以循環(huán)地進(jìn)行轉(zhuǎn)換點的探測，以便確定機(jī)翼1的上表面上的紊流的形成。轉(zhuǎn)換點的探測和 它們位置的確定特別地考慮了從光學(xué)傳感器8獲得的壓力系數(shù)、和雷諾數(shù)及空氣的粘性系 數(shù)。第一計算步驟50特別地使用來自流體動力學(xué)計算數(shù)據(jù)庫49的數(shù)據(jù)。第二計算步驟51可以是確定將被施加到柔性蒙皮3上的變形以修正轉(zhuǎn)換點39的 位置，以便將它們與機(jī)翼1的前邊緣20隔開。要被施加以修正轉(zhuǎn)換點的位置的變形的確定 特別地考慮了柔性蒙皮3的物理及機(jī)械特性、機(jī)翼1的形狀、雷諾數(shù)46、粘性系數(shù)45和來自 流體動力學(xué)計算數(shù)據(jù)庫49的數(shù)據(jù)。然后，第三計算步驟52旨在確定致動器4、22、23、對、25，該致動器4、22、23、M、25 可以被使用以執(zhí)行在第二計算步驟51期間所計算出的變形。可以通過考慮各個致動器4、 22,23,24,25在機(jī)翼上的位置、致動器4的物理特性和柔性蒙皮3的物理及機(jī)械特性來確 定要被使用的致動器4、22、23、對、25。這還使得能夠確定由所選擇的各個致動器4在柔性 蒙皮3上所施加的壓力37。一旦已經(jīng)確定了致動器以及待施加的壓力，則可以將壓力設(shè)定 點53發(fā)送給各個選擇的致動器4。接收壓力設(shè)定點53的各個致動器4施加壓力，從而產(chǎn)生 外部蒙皮3的變形。接著，如果所期望的柔性蒙皮3的變形沒有發(fā)生，則響應(yīng)于計算機(jī)33， 已經(jīng)接收壓力設(shè)定點53的致動器可以發(fā)送已經(jīng)產(chǎn)生的位移值54，以使例如計算機(jī)33能夠 對壓力設(shè)定點53進(jìn)行校正。如果所獲得的變形結(jié)果不是預(yù)期的結(jié)果，則檢測柔性蒙皮3的 變形的傳感器還可以向計算機(jī)傳送關(guān)于柔性蒙皮的實際變形的信息，以便修正壓力設(shè)定點 53。因此，根據(jù)本發(fā)明的方法包括提高其性能的反饋控制。有利地，各個傳感器41、42、43、44的響應(yīng)時間，結(jié)合計算時間、致動器4的反應(yīng)時 間和柔性蒙皮3的響應(yīng)時間使得對紊流能夠具有足夠低(至5毫秒數(shù)量級)的反應(yīng)時間， 以能夠在飛行期間使用，以便使機(jī)翼1的輪廓變形。優(yōu)點根據(jù)本發(fā)明的方法能夠有利地修正飛行中的機(jī)翼1的輪廓。因此，這能夠減小飛 機(jī)的失速速度，從而能夠提高低飛行速度的安全程度。此外，這能夠擴(kuò)大飛機(jī)的飛行范圍， 所述飛行范圍可以改變?yōu)楸葌鹘y(tǒng)的具有更大的傾角。
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根據(jù)本發(fā)明的方法還允許通過提高飛機(jī)的空氣動力來減小飛機(jī)的阻力。減小飛機(jī) 的阻力能夠減少其能量消耗。變型實施例根據(jù)本發(fā)明的方法通?？梢杂欣剡m用于相對于流體的相對運(yùn)動中的任何種類 的空氣動力表面。特別地，所述方法可以被用于運(yùn)動的交通工具，例如車輛或者船，或者甚 至潛水艇。根據(jù)本發(fā)明的方法實際上能夠改善在相對于流體的相對運(yùn)動中空氣動力學(xué)輪廓 的阻力。根據(jù)本發(fā)明的方法例如可以有利地被用于風(fēng)力渦輪機(jī)的葉片輪廓甚至液壓設(shè)備 的渦輪葉片或者飛機(jī)的槳葉。當(dāng)葉片運(yùn)轉(zhuǎn)以便產(chǎn)生最高的能量效率時，根據(jù)本發(fā)明的方法能夠有利地增大葉片 的阻力。可以通過修正葉片的輪廓來增大所述阻力。通過修正轉(zhuǎn)換點的位置，按與前面描 述的相同方法來獲得紊流的改變。本方法還可以使得當(dāng)葉片處于靜止(即，未使用)時減 小葉片的阻力，以便避免可能損壞它們的不希望有的轉(zhuǎn)動。如前面所述，可以通過修正葉片 上的紊流和層流之間的轉(zhuǎn)換點的位置來獲得葉片阻力的減小。
權(quán)利要求
1.一種用于通過反饋控制主動地使空氣動力學(xué)輪廓(1)變形的方法，該空氣動力學(xué)輪 廓(1)包括彈性材料(3)，該彈性材料C3)被應(yīng)用到該空氣動力學(xué)輪廓的表面的一部分，所 述彈性材料與流體流(7)接觸；通過放置成與該彈性材料接觸的一個或多個形狀記憶致動 器(4)來使所述彈性材料能夠變形，通過連接到傳感器(8)上的計算機(jī)( 來控制所述致 動器，其特征在于，其至少包括以下步驟 通過該傳感器(8)對物理流體流動狀態(tài)變量的測量； 所測量的物理流動狀態(tài)變量至該計算機(jī)(5)的傳輸； 根據(jù)所測量的物理流動狀態(tài)變量對該彈性材料上的該流體的層流和紊流之間的可能 轉(zhuǎn)換點(39)的探測； 根據(jù)所探測到的轉(zhuǎn)換點的位置對要被施加到該彈性材料上的變形的計算； 對要由一個或多個致動器來作用的一個或多個設(shè)定點的計算，以獲得要被施加到該 彈性材料上的該變形； 所計算出的設(shè)定點至該致動器的傳輸； 通過該致動器的該彈性材料的變形； 該彈性材料的實際變形的測量； 根據(jù)該彈性材料的該實際變形對要由一個或多個致動器來作用的新設(shè)定點的計算。
2.如權(quán)利要求1所述的變形方法，其特征在于，該轉(zhuǎn)換點(39)的探測包括 對該流體的粘性系數(shù)的第一計算G5)； 對表示該彈性材料上的該流體流動的特征的雷諾數(shù)的第二計算G6)； 對該可能轉(zhuǎn)換點的位置的第三計算(47)，包括雷諾數(shù)、該流體的粘性系數(shù)、該流體中 的輪廓相對于水平面的傾角、該流體的流動速度、來源于數(shù)據(jù)庫的流體動力學(xué)計算數(shù)據(jù)。
3.如權(quán)利要求2所述的變形方法，其特征在于，該轉(zhuǎn)換點(39)的位置的該第三計算考 慮了基于放置在該彈性材料(3)的表面上的光纖的傳感器(8)的壓力系數(shù)。
4.如權(quán)利要求2所述的變形方法，其特征在于，該轉(zhuǎn)換點的位置的該第三計算考慮了 基于放置在該彈性材料中的光纖的傳感器的壓力系數(shù)。
5.如權(quán)利要求3和4中任一項所述的變形方法，其特征在于，該壓力系數(shù)是與參考壓力 和溫度系數(shù)有關(guān)的系數(shù)，其由放置在該彈性材料下面的參考光纖所測得。
6.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，要被施加的變形的計算考 慮了該輪廓的形狀、該彈性材料的物理性質(zhì)。
7.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該設(shè)定點的計算考慮了該 致動器的機(jī)械特性、該彈性材料的物理性質(zhì)。
8.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于彈性 材料的變形，該彈性材料能夠在變形之后恢復(fù)其初始形狀。
9.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法使用由形狀記 憶合金制造的致動器。
10.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法使用分布成一 行或多行致動器的致動器G、22、23、24、25)，所述行致動器被分布在該彈性材料下面。
11.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于與空氣接觸的空氣動力學(xué)輪廓。
12.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于飛機(jī) (1)的機(jī)翼輪廓。
13.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法使用分布成致 動器的行的致動器G、22、23、24、25)，該致動器的行實質(zhì)上平行于該機(jī)翼輪廓的前邊緣。
14.如權(quán)利要求12和13中任一項所述的變形方法，其特征在于，該雷諾數(shù)的計算考慮 了該流體的流動速度、該飛機(jī)的海拔高度、該流體的粘性系數(shù)。
15.如權(quán)利要求12到14中任一項所述的變形方法，其特征在于 該流體的流動速度來源于位于該飛機(jī)上的風(fēng)速計Gl)； 該海拔高度來源于位于該飛機(jī)上的高度計； 該溫度來源于位于該飛機(jī)上的溫度探測器； 傾角來源于位于該飛機(jī)上的傾角探測器G4)。
16.如權(quán)利要求1到11中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于風(fēng) 力渦輪機(jī)的葉片。
17.如權(quán)利要求1到10中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于浸 于水中的空氣動力學(xué)輪廓。
18.如權(quán)利要求1到11、17中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用 于渦輪機(jī)的葉片。
19.如權(quán)利要求1到11、17中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用 于船的空氣動力學(xué)輪廓。
20.如權(quán)利要求1到10中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于潛 水艇的空氣動力學(xué)輪廓。
21.如前述權(quán)利要求中任一項所述的變形方法，其特征在于，該變形方法被應(yīng)用于包括 Kevlar碳的柔性蒙皮的變形，Kevlar為杜邦公司的注冊商標(biāo)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于通過反饋控制來主動使包括應(yīng)用到空氣動力學(xué)輪廓(1)的一部分表面上的彈性材料(3)的所述空氣動力學(xué)輪廓(1)變形的方法，所述彈性材料與流體流(7)接觸；所述彈性材料能夠被放置成與所述彈性材料接觸的一個或多個形狀記憶致動器(4、22、23、24、25)變形，所述致動器被連接到傳感器(8)上的計算機(jī)(5)所控制。該方法特別適用于(特別是亞音速)飛行中的飛機(jī)的機(jī)翼的翼剖面的變形。
文檔編號B64C21/10GK102066196SQ200980110457
公開日2011年5月18日 申請日期2009年2月2日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月12日
發(fā)明者G-H·西蒙 申請人:塔萊斯公司