《一種飛機模型顫振抑制裝置》是中國商用飛機有限責任公司、中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院於2010年5月6日申請的發明專利，該專利申請號為2010101683638，公布號為CN102235937A，公布日為2011年11月9日，發明人是范石磊、竇忠謙、梁技、孫亞軍、周錚、李效法。
《一種飛機模型顫振抑制裝置》用於在飛機顫振模型風洞試驗中抑制飛機模型的顫振，該顫振抑制裝置包括：空心殼體；滑塊，該滑塊可移動地設定在所述殼體中；驅動組件，該組件設定在所述殼體中，其驅動所述滑塊在所述殼體中移動；控制組件，其控制所述驅動組件的工作。該發明的飛機模型顫振抑制裝置通過改變飛機顫振模型機翼或尾翼的重心來抑制所述模型的顫振。由於該裝置直接安裝在飛機顫振模型的機翼和尾翼，所以無需在風洞中再設定滑輪和防護繩，這樣就不會影響試驗風洞的流場品質。並且，由於該顫振抑制裝置是直接裝在飛機顫振模型中，因此其不受飛機顫振模型尺寸和風洞尺寸的影響。
2021年6月24日，《一種飛機模型顫振抑制裝置》獲得第二十二屆中國專利優秀獎。
（概述圖為《一種飛機模型顫振抑制裝置》摘要附圖）
基本介紹
- 中文名：一種飛機模型顫振抑制裝置
- 申請人：中國商用飛機有限責任公司、中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院
- 發明人：范石磊、竇忠謙、梁技、孫亞軍、周錚、李效法
- 申請號：2010101683638
- 申請日：2010年5月6日
- 公布號：CN102235937A
- 公布日：2011年11月9日
- 地址：上海市浦東新區張楊路25號
- 代理機構：北京市金杜律師事務所
- 代理人：樓仙英
- Int. Cl.：G01M9/08
- 類別：發明專利
專利背景,發明內容,專利目的,技術方案,改善效果,附圖說明,技術領域,權利要求,實施方式,專利榮譽,
專利背景
飛機的顫振是在氣動力、彈性力和慣性力作用下的自激振動，它從空氣中吸取能量，一旦飛行速壓超過臨界值，振幅就迅速增大，導致飛機結構的破壞。
顫振是破壞性的振動，所以在飛機的飛行包線內不允許出現顫振現象。為了確保飛行中不出現顫振，需要研究和校核所設計的飛機結構的顫振性能，而飛機模型的顫振風洞試驗是研究顫振的重要手段。
2010年5月前的技術中，顫振模型風洞試驗具有很大的危險性，需要可靠的顫振抑制防護方法。在風洞試驗時，多採用防護繩或簡單機械結構來抑制模型顫振，實現模型保護。
圖1所示為相關的飛機模型顫振風洞試驗的示意圖，其圖示了在顫振風洞試驗時，所述飛機模型在風洞中的安裝情況。根據圖1可以看到，該飛機模型001採用防護繩002防護，所述防護繩002一端分別連線到飛機模型的機翼和尾翼，另一端通過滑輪003固定在所述風洞中。在試驗時，當飛機模型001即將發生顫振時，拉緊所述防護繩002，從而給所述模型傳遞附加剛度以抑制所述飛機模型001發生顫振。
然而，採用上述抑制顫振的方式需要在風洞中安裝防護繩，並且為了安裝滑輪等機構需要對試驗風洞打洞，這會對流場品質產生一定的影響。另外，對於大尺寸風洞顫振試驗，很難找到匹配的防護繩，並且滑輪的安裝也很困難，所以難以使用防護繩和簡單機械裝置防護。
發明內容
專利目的
《一種飛機模型顫振抑制裝置》目的在於提供一種飛機模型顫振抑制裝置，其能克服上述顫振風洞試驗中的模型防護裝置的缺點和不足，減少對流場品質的影響。
技術方案
《一種飛機模型顫振抑制裝置》提供一種飛機模型顫振抑制裝置，其用於在飛機顫振模型風洞試驗中抑制飛機模型的顫振，該顫振抑制裝置包括：空心殼體；滑塊，該滑塊可移動地設定在所述殼體中；驅動組件，該組件設定在所述殼體中，其驅動所述滑塊在所述殼體中移動；控制組件，其控制所述驅動組件的工作。
優選地，所述驅動組件包括滾珠絲桿和步進電機，所述滾珠絲桿穿過所述殼體和所述滑塊，並與所述步進電機相連。
更優選地，所述滾珠絲桿的一端不從所述殼體中露出，另一端從所述殼體中露出，該露出的一端與所述步進電機相連。
更優選地，在所述殼體的兩端部分別安裝軸承座以支承所述滾珠絲桿。
優選地，所述驅動組件包括彈簧和擊發機構，所述彈簧安裝在所述殼體的一端，所述擊發機構與所述彈簧安裝於同一端，所述滑塊壓縮所述彈簧後與所述擊發機構相連。
更優選地，所述滑塊上安裝有吊鉤，所述滑塊壓縮彈簧後通過所述吊鉤與所述擊發機構相連。更優選地，所述擊發機構使用舵機控制。
優選地，所述驅動組件包括氣動裝置，所述滑塊設定在所述氣動裝置中。
更優選地，所述殼體是氣密結構，所述滑塊與所述殼體之間也是氣密結構，所述殼體兩端分別連線氣密軟管，所述氣密軟管與壓力閥連線，所述壓力閥連線有空氣壓縮機。
優選地，所述滑塊的材料為鉛，所述殼體的材料為鋁。
優選地，所述控制組件包括指令模組、傳輸模組和和執行模組，所述傳輸模組接受所述指令模組發出的指令，並將該指令轉換成數據信號傳送給所述執行模組，以控制所述驅動組件的操作。
更優選地，所述指令模組包括電腦控制端和上位機控制板。其中，所述電腦控制端包括顯示界面和後台程式，所述上位機控制板包括單片機、顯示模組、按鍵區域。
更優選地，所述電腦控制端顯示界面顯示所述驅動組件的工作狀態和電源狀態，並提供操作界面。所述電腦控制端後台程式提供控制指令。
優選地，所述上位機控制板中的單片機實現信號生成計算功能。所述上位機控制板的顯示區域顯示所述驅動組件的工作狀態和電源狀態。所述上位機控制板主要按鍵區設定為驅動組件的各種操作開關。
優選地，所述傳輸模組使用無線傳輸方式。
在飛機顫振模型風洞試驗中，可以將《一種飛機模型顫振抑制裝置》的飛機顫振模型抑制裝置裝在飛機顫振模型的機翼或尾翼的兩端。當飛機顫振模型即將發生顫振時，通過移動滑塊的位置改變飛機機翼或尾翼的重心從而抑制所述模型的顫振。
改善效果
《一種飛機模型顫振抑制裝置》的飛機模型顫振抑制裝置是通過改變飛機顫振模型機翼或尾翼的重心來抑制所述模型的顫振。由於該裝置直接安裝在飛機顫振模型的機翼和尾翼，所以無需再設定滑輪和防護繩，這樣就不會影響試驗風洞的流場品質。並且，由於該顫振抑制裝置是直接裝在飛機顫振模型中，因此其不受飛機顫振模型尺寸和風洞尺寸的影響，可以適用於大尺寸風洞顫振模型。
附圖說明
圖1是有關技術中飛機顫振模型風洞試驗的示意圖；
圖1
圖2是《一種飛機模型顫振抑制裝置》一個實施例的飛機顫振模型抑制裝置的示意圖；
圖2
圖3是《一種飛機模型顫振抑制裝置》一個實施例的飛機顫振模型抑制裝置的主視圖；
圖3
圖4是《一種飛機模型顫振抑制裝置》另一個實施例的飛機顫振模型抑制裝置的主視圖；
圖4
圖5是《一種飛機模型顫振抑制裝置》另一個實施例的飛機顫振模型抑制裝置的主視圖；
圖5
圖6是《一種飛機模型顫振抑制裝置》的飛機顫振模型抑制裝置的控制組件的工作流程圖；
圖7是《一種飛機模型顫振抑制裝置》的飛機顫振模型抑制裝置的控制組件的示意圖。
技術領域
《一種飛機模型顫振抑制裝置》涉及一種用於顫振風洞試驗的模型防護裝置，特別地，《一種飛機模型顫振抑制裝置》涉及一種飛機模型顫振抑制裝置。
權利要求
1.《一種飛機模型顫振抑制裝置》用於在飛機顫振模型風洞試驗中抑制飛機模型的顫振，該顫振抑制裝置包括：空心殼體（101）；滑塊（102），該滑塊可移動地設定在所述殼體中；驅動組件，該組件設定在所述殼體中，其驅動所述滑塊在所述殼體中移動；控制組件，其控制所述驅動組件的工作，其特徵在於，所述飛機模型顫振抑制裝置安裝在所述飛機模型的機翼或尾翼，當飛機模型即將發生顫振時，通過移動所述滑塊的位置改變所述飛機模型的機翼或尾翼的重心，從而抑制所述飛機模型的顫振。
2.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述驅動組件包括滾珠絲桿（103）和步進電機，所述滾珠絲桿（103）穿過所述殼體（101）和所述滑塊（102），並與所述步進電機相連。
3.如權利要求2所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述滾珠絲桿（103）的一端不從所述殼體中露出，另一端從所述殼體中露出，該露出的一端與所述步進電機相連。
4.如權利要求2或3所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，在所述殼體（101）的兩端部分別安裝軸承座（107）以支承所述滾珠絲桿（103）。
5.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述驅動組件包括彈簧（1091）和擊發機構（1092），所述彈簧（1091）安裝在所述殼體（101）的一端，所述擊發機構（1092）與所述彈簧（1091）安裝於同一端，所述滑塊（102）壓縮所述彈簧（1091）後與所述擊發機構（1092）相連。
6.如權利要求5所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特性在於，所述滑塊（102）上安裝有吊鉤（1093），所述滑塊（102）壓縮彈簧（1091）後通過所述吊鉤（1093）與所述擊發機構（1092）相連。
7.如權利要求5或6所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特性在於，所述擊發機構（1092）使用舵機控制。
8.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述驅動組件包括氣動裝置（108），所述滑塊（102）設定在所述氣動裝置（108）中。
9.如權利要求8所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特性在於，所述殼體（101）是氣密結構，所述滑塊（102）與所述殼體（101）之間也是氣密結構，所述殼體（101）兩端分別連線氣密軟管（1081），所述氣密軟管（1081）與壓力閥連線，所述壓力閥連線有空氣壓縮機。
10.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述滑塊（102）的材料為鉛。
11.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述殼體（101）的材料為鋁。
12.如權利要求1所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述控制組件包括指令模組（110）、傳輸模組（111）和執行模組（112），所述傳輸模組（111）接受所述指令模組（110）發出的指令，並將該指令轉換成數據信號傳送給所述執行模組（112），以控制所述驅動組件的操作。
13.如權利要求12所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述指令模組（110）包括電腦控制端和上位機控制板。
14.如權利要求13所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述電腦控制端包括顯示界面和後台程式，所述上位機控制板包括單片機、顯示模組、按鍵區域。
15.如權利要求14所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述電腦控制端顯示界面顯示所述驅動組件的工作狀態和電源狀態，並提供操作界面。
16.如權利要求14所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述電腦控制端後台程式提供控制指令。
17.如權利要求14所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述上位機控制板中的單片機實現信號生成計算功能。
18.如權利要求14所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述上位機控制板的顯示區域顯示所述驅動組件的工作狀態和電源狀態。
19.如權利要求14所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述上位機控制板主要按鍵區設定為驅動組件的各種操作開關。
20.如權利要求12所述的飛機模型顫振抑制裝置，其特徵在於，所述傳輸模組（111）使用無線傳輸方式。
實施方式
如圖2-5所示，風洞模型顫振抑制裝置空心殼體101、滑塊102、驅動組件和控制組件。該滑塊102可移動地設定在所述殼體101中。所述驅動組件也設定在所述殼體101中，其驅動所述滑塊在所述殼體101中移動。所述控制組件控制所述驅動組件的工作。
如圖2-3所示，在《一種飛機模型顫振抑制裝置》的一個實施例中，所述驅動組件由滾珠絲桿103、滑塊102、步進電機（未示出）組成，所述步進電機按要求以一定的速度正轉或者反轉一定步數，帶動滑塊102配重按指定的速度移動到指定的部位，實現模型重心的變化，從而改變顫振臨界速度，抑制顫振。
如圖2所示，在該實施例中，所述飛機模型顫振抑制裝置為金屬結構件，包括左右側面板105，106、中空矩形殼體101、滑塊102、滾珠絲桿103和軸承座107。其中除滑塊使用鉛塊外，其餘是有部件都使用鋁。側面板105，106與殼體101的聯接採用螺釘聯接加膠接的方法，直接在所述殼體101相應的位置鑽孔攻絲，然後在接縫處塗膠後使用螺釘固定。軸承座107與側面板105，106的聯接方法與側面板105，106與殼體101的聯接方法相同，打孔時所述軸承座107與側面板105，106要進行配打，以達到同心的要求。所述滾珠絲桿103的一端不從所述殼體101中露出，另一端從所述殼體101中露出，該露出的一端與所述步進電機相連。
如圖6-7所示，所述控制組件包括指令模組110、傳輸模組111和和執行模組112，所述傳輸模組111接受所述指令模組110發出的指令，並將該指令轉換成數據信號傳送給所述執行模組112，以控制所述驅動組件的操作。在該實施例中，所述控制組件可遙控實現對步進電機的指定控制（包括轉向，速度，步數）。
所述傳輸模組111由兩個模組組成，分別為第一傳輸模組111a和第二傳輸模組111b，如圖7所示。其中，模組111a為單片機傳輸模組，留有電源接口a和步進電機接頭b。模組111b為無線通訊客戶端，包含顯示區域c、主要按鍵區域d、數字按鍵區e。
如圖6所示，模組111a主要功能為接受模組111b傳送的指令，驅動步進電機作出相應的動作（如：速度500轉每分，正轉500步；速度300轉每分，反轉400步），並且實時反饋步進電機的累積步數到模組111b的顯示界面c中。
所述模組111a由步進電機控制電路、單片機與外圍電路、遙控裝置組成。單片機使用晶片不限，程式語言不限，性能要求穩定可靠。所述模組111a供電電源為3.7伏特或者7.2伏特鋰離子電池。該模組111a的接頭a、b使用標準接頭，便於連線電源和步進電機。電路版要求使用貼片元件製作，可以製作成單面的或雙面的。電路版提供單片機晶片插槽，便於更換晶片。另外，模組111a要求在滿足功能的基礎上儘可能體積小、重量輕，其尺寸不得大於30毫米×30毫米。
所述模組111b為無線通訊客戶端，用於給所述模組111a傳送指令，顯示模組111a的反饋信號。其包含顯示區域c、主要按鍵區域d、數字按鍵區e。顯示區域主要顯示步進電機的工作狀態、電源狀態等；主要按鍵區域d初步擬定三個開關，分別為正轉、反轉、急停；數字按鍵區e主要提供步進電機步數控制輸入等功能。使用貼片元件製作，電源可選用常規鋰電池或者乾電池。遙控控制可靠，信號可穿透風洞壁，具有一定的抗干擾能力，遙控距離至少10米。
所述模組111b對重量與尺寸沒有具體要求，要求成品安裝牢固，便於攜帶。
所述指令模組110包括電腦控制端和上位機控制板。在該實施例中，計算機端控制軟體包括USB驅動程式和應用程式。USB驅動程式採用WDM驅動模型，開發軟體採用DriverStudio3.1和XPDDK。USB驅動程式主要負責與上位機應用程式和上位機控制板進行通訊。上位機應用程式用VC6.0採用MFC編寫。應用程式可以實現電機的狀態顯示，參數設定，電機控制和與上位機控制板通信。
上位機控制板處理器採用Atmel公司的8位單片機ATmega16。控制板功能包括鍵盤輸入，LCD顯示，USB數據通訊，串口無線通訊和電源電壓檢測。其中鍵盤輸入為避免占用太多IO口採用AD輸入的鍵盤方式，初步設計為20個按鍵，包括數字鍵。LCD顯示採用128×64的TG12864D模組，主控晶片為ks0108。USB數據通信採用飛利浦的PDIUSBD12USB晶片。無線通信採用Maxstream生產的Xbee Pro模組。上位機控制板主要負責電機的狀態顯示，參數設定，電機控制和與上位機應用程式通信。
在該實施例中，電機控制板採用Atmel公司的8位單片機ATmega16。控制板功能包括步進電機控制及與上位機控制板進行無線通信。步進電機控制晶片擬採用A3979步進電機控制晶片，該晶片可以實現步進電機高精度細分，最高可達16細分。無線通信採用Maxstream生產的Xbee Pro模組。
AVR單片機開發環境採用AVRstudio4.13和開源編譯器WinAvr。C語言編寫。電路板的原理圖和PCB印製板圖採用ProtelDXP2004。
該裝置在實際實施時，先根據具體的顫振模型，選擇合適的位置確定合適的配重，經過相應的理論計算，表明在此安裝位置上改變模型的重量分布可提高模型的顫振速度。在風洞試驗時，在亞臨界顫振狀態是可以操作實現模型重量的變換來實現顫振的抑制，保護模型。
在《一種飛機模型顫振抑制裝置》的另一個實施例中，如圖4所示，所述驅動組件包括彈簧1091和擊發機構1092，所述彈簧安裝在所述殼體101的一端，所述擊發機構1092與所述彈簧1091安裝於同一端，所述滑塊上安裝有吊鉤1093，所述滑塊102壓縮彈簧後通過所述吊鉤1093與所述擊發機構1092相連。所述擊發機構1092使用舵機（未示出）控制。所述控制裝置控制所述舵機的操作。
在《一種飛機模型顫振抑制裝置》的另一個實施例中，如圖4所示，所述驅動組件包括氣動裝置108，所述滑塊102設定在所述氣動裝置108中。所述殼體101是氣密結構，所述滑塊102與所述殼體101之間也是氣密結構，所述殼體101兩端分別連線氣密軟管1081，所述氣密軟管與壓力閥（未示出）連線，所述壓力閥連線有空氣壓縮機。所述控制組件控制所述空氣壓縮機和壓力閥的操作。
專利榮譽
2021年6月24日，《一種飛機模型顫振抑制裝置》獲得第二十二屆中國專利優秀獎。
