專利名稱：航空器飛行顫動(dòng)激勵(lì)器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明關(guān)于空氣動(dòng)力翼的研究，尤其指在結(jié)構(gòu)動(dòng)力測(cè)試期間，用以使航空器翼顫動(dòng)的裝置。
航空器的飛行顫動(dòng)及結(jié)構(gòu)動(dòng)力試驗(yàn)，除由駕駛員使用自由擾流或“拍擊”外，常需要一種激勵(lì)結(jié)構(gòu)的方法。若飛行控制作動(dòng)器對(duì)相關(guān)的頻率范圍有足夠的輸出，航空器控制表面就能提供此種激勵(lì)。因飛行控制作動(dòng)器通常并非設(shè)計(jì)成進(jìn)行高頻操作，所以常使用某種型式的外界激勵(lì)器系統(tǒng)，兩種主要類型的激勵(lì)器為慣性式的和空氣動(dòng)力式的。
慣性激勵(lì)器系由一液壓發(fā)動(dòng)機(jī)或電動(dòng)機(jī)來驅(qū)動(dòng)不平衡質(zhì)量，這種激勵(lì)器的主要缺點(diǎn)是尺寸太大，太笨重。因而需使用大電動(dòng)機(jī)來驅(qū)動(dòng)這種慣性激勵(lì)器的大質(zhì)量。
空氣動(dòng)力激勵(lì)器是靠俯仰振動(dòng)來獲得所需激勵(lì)力的外面升力面。翼的小表面上的空氣動(dòng)力輪葉足夠產(chǎn)生飛行顫動(dòng)試驗(yàn)所需要的動(dòng)力。一般說來，因要克服空氣動(dòng)力及慣性載荷所需要的動(dòng)力相對(duì)較大，故需要用液力作動(dòng)。這種液力要求使在裝設(shè)這種系統(tǒng)時(shí)增加相當(dāng)大的復(fù)雜性，因而成本非常昂貴。
1971年1月5日授于Grosser的美國專利第3552192號(hào)是關(guān)于旋轉(zhuǎn)式激勵(lì)裝置。在這種顫動(dòng)激勵(lì)器系統(tǒng)中，旋轉(zhuǎn)空氣動(dòng)力輪葉是安裝在航空器翼或水平穩(wěn)定器外端的表面附近且垂直于飛行方向。格勞塞(Grosser)式激勵(lì)裝置包括以定速沿其中弦軸旋轉(zhuǎn)的輪葉。因旋轉(zhuǎn)輪葉的弦向壓力中心在各旋轉(zhuǎn)周期中隨著輪葉角的位置而變化，驅(qū)動(dòng)系經(jīng)所需要的扭矩及動(dòng)力就成為實(shí)施格勞塞式顫動(dòng)激勵(lì)器系統(tǒng)構(gòu)想的主要障礙。
因此，在先有技術(shù)中仍存在下述問題，即其尚未能提供一種給在航空器現(xiàn)有的液力或電力系統(tǒng)上加上微小動(dòng)力要求的顫動(dòng)激勵(lì)器系統(tǒng)。同時(shí)，先有技術(shù)也未能制造一種完全自給的顫動(dòng)激勵(lì)器設(shè)備，它可簡易地安裝在航空器上任何合適的硬點(diǎn)(hardpoint)。
本發(fā)明可概括為具有極小動(dòng)力要求的電力驅(qū)動(dòng)的比較簡易的空氣動(dòng)力顫動(dòng)激勵(lì)器。在低速風(fēng)洞試驗(yàn)中，本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器的性能特征表明雖然顫動(dòng)激勵(lì)器發(fā)出的力相當(dāng)于同等尺寸振動(dòng)輪葉型顫動(dòng)激勵(lì)器的能力，本發(fā)明的動(dòng)力要求卻小于振動(dòng)輪葉型顫動(dòng)激勵(lì)器的動(dòng)力要求。因此，由于此低輸入動(dòng)力的要求，可使用由航空器上的直流電系統(tǒng)或由可充電電池組供電的小型電動(dòng)機(jī)。
因此，本發(fā)明主要的目的在于提供自給式顫動(dòng)激勵(lì)器，它可安裝在航空器上任何合適的硬點(diǎn)上，而安裝難度和成本均很小。
本發(fā)明的又一目的是提供一種顫動(dòng)激勵(lì)器系經(jīng)來替代現(xiàn)行飛行的試驗(yàn)方法，現(xiàn)行方法采用大氣擾流作激勵(lì)媒介，故可以避免依賴經(jīng)常使昂貴計(jì)劃無端推遲的大自然的不確定性。
本發(fā)明的另一目的是提供一種外掛結(jié)構(gòu)顫動(dòng)激勵(lì)器系統(tǒng)，它可安裝成重復(fù)使用，以試驗(yàn)各類研究用的航空器。
本發(fā)明的又一目的是提供一種航空器模型在風(fēng)洞中作結(jié)構(gòu)動(dòng)力試驗(yàn)期間能誘發(fā)顫動(dòng)的裝置。
與先有技術(shù)相比，本發(fā)明的一個(gè)主要優(yōu)點(diǎn)是所需的低輸入功率可產(chǎn)生較高量級(jí)的動(dòng)態(tài)激勵(lì)力。
本發(fā)明的這一優(yōu)點(diǎn)和其它特征可通過所附的優(yōu)選實(shí)施例的詳細(xì)描述并參照附圖的簡單說明而更清楚。


圖1是本發(fā)明第一實(shí)施例顫動(dòng)激勵(lì)器的透視圖，它具有沿固定輪葉的后緣的旋轉(zhuǎn)有槽圓筒;
圖2是第一實(shí)施例顫動(dòng)激勵(lì)器的頂視圖，其另件剖開以顯示出旋轉(zhuǎn)襟翼驅(qū)動(dòng)設(shè)備及槽開口機(jī)構(gòu);
圖3是沿圖2中線3-3所剖開的第一實(shí)施例顫動(dòng)激勵(lì)器的剖視圖;
圖4A是本發(fā)明第二實(shí)施例顫動(dòng)激勵(lì)器的透視圖，并表示出沿航空器后緣安裝的旋轉(zhuǎn)有槽圓筒;以及圖4B系本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器第三實(shí)施例的透視圖，并表示出安裝在航空器翼或尾表面上的旋轉(zhuǎn)有槽圓筒。
圖1表示可裝在風(fēng)洞中試驗(yàn)的模型或在大氣中試驗(yàn)的真正航空器上的顫動(dòng)激勵(lì)器系統(tǒng)的主要部件?；?0上有一莢囊12，在其上固定輪葉14，以懸臂方式安裝在風(fēng)洞模型或全尺寸航空器的翼頂或尾翼上。
如圖2所示，基本顫動(dòng)激勵(lì)器設(shè)備包括旋轉(zhuǎn)有槽外圓筒16和旋轉(zhuǎn)有槽內(nèi)圓筒20，它們都位于固定輪葉14的后緣。對(duì)稱地與圓筒16和20的相對(duì)象限對(duì)準(zhǔn)的兩個(gè)翼展槽18允許氣流穿過其間，這樣，當(dāng)圓筒16和20一起旋轉(zhuǎn)時(shí)，在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期期間，氣流被二次上下引導(dǎo)。由于圓筒16和20以均勻的或緩慢的變化速率一起旋轉(zhuǎn)，通常伴隨振動(dòng)后緣控制表面而產(chǎn)生的慣性負(fù)荷不致出現(xiàn)。而且，因作用于圓筒16和20相對(duì)扇形部位的空氣動(dòng)力傾向于相互抵銷，所以由于控制表面撓曲所致的旋轉(zhuǎn)襟翼的空氣動(dòng)力鉸接力矩基本上為零。因此，傳統(tǒng)振動(dòng)輪葉系統(tǒng)消耗動(dòng)力的兩個(gè)主要來源，即慣性及空氣動(dòng)力鉸接力矩，在本發(fā)明的顫動(dòng)激勵(lì)器中事實(shí)上已經(jīng)消除。
圖2進(jìn)一步表示用以遙控式改變翼展槽18開口面積的機(jī)構(gòu)。槽18的開口面積用于使氣流穿過，于是動(dòng)態(tài)激勵(lì)則取決于兩個(gè)同心有槽圓筒16和20之間的角度關(guān)系。
如圖3所示，內(nèi)圓筒20可獨(dú)立于外圓筒16而旋轉(zhuǎn)。當(dāng)外圓筒16和內(nèi)圓筒20邊緣間的夾角θ為零時(shí)，固定輪葉14后緣處的槽18完全敞開，而當(dāng)角θ為90°時(shí)，則完全關(guān)閉。換言之，僅在要改變槽18的開口大小調(diào)整由顫動(dòng)激勵(lì)器所引起的振動(dòng)振幅時(shí)，內(nèi)圓筒20才獨(dú)立旋轉(zhuǎn)。
再參見圖2，外圓筒16由變速直流電動(dòng)機(jī)24通過斜齒輪22驅(qū)動(dòng)，內(nèi)圓筒20則連接于并借助于花鍵軸26而與外圓筒16一起旋轉(zhuǎn)。軸26通過銷28由外圓筒16驅(qū)動(dòng)，銷28從花鍵軸26突出，穿入外圓筒16右端軸環(huán)32的槽30中。因此，如果花鍵軸26軸向移動(dòng)，軸26亦將以所謂“揚(yáng)基螺絲起子”(yankeeScrewdriver)方式相對(duì)于軸環(huán)32旋轉(zhuǎn)-θ角，此角取決于槽30的槽柜。在圖2中槽30雖然好象是直線，但事實(shí)上是繞軸環(huán)32的圓柱部分螺旋延伸的。由于內(nèi)圓筒20連接于花鍵軸26，所以也將隨同外圓筒16以相對(duì)于外圓筒相同的角度θ而連續(xù)旋轉(zhuǎn)。花鍵軸26的軸向位置可由齒條34和第二電動(dòng)機(jī)(圖中未示出)所帶動(dòng)的小齒輪36而移動(dòng)。
除控制動(dòng)態(tài)力幅度外，通過使用連接于第一電動(dòng)機(jī)24及第二電動(dòng)機(jī)(圖中未示出)上的傳統(tǒng)電子相位控制電路(圖中未示出)，就可使兩組或更多組本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器相互以同相或180°反向驅(qū)動(dòng)，以強(qiáng)化對(duì)稱或反對(duì)稱振型。
圖4A和4B表示本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器的另外兩個(gè)實(shí)施例。例如，升力面44是航空器或風(fēng)洞模型的翼或尾翼，具有翼展開口槽48的任一旋轉(zhuǎn)圓筒46，它們裝在升力面44的選定位置，如沿圖4A的后緣或在圖4B的上表面上。每個(gè)旋轉(zhuǎn)外圓筒46都含圖2所示的旋轉(zhuǎn)內(nèi)圓筒20。在圖4A和4B所示后緣和上表面的兩個(gè)例子中，動(dòng)態(tài)激勵(lì)力由跨越升力面44本身的壓力變化所誘發(fā)，而不是跨越由圖1至圖3所示的基板10，也不是安裝在升力面44或尾翼頂端獨(dú)立的固定輪葉誘發(fā)的。然而，圖4B的實(shí)施例亦可裝在翼的下表面，在水平尾翼的上或下表面或垂直尾部的側(cè)面。
本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器的操作可簡述如下。激勵(lì)頻率可由電控制即圖2中的第一電動(dòng)機(jī)24的轉(zhuǎn)速而獲得變化。促進(jìn)圖3，激勵(lì)力振幅可由連接于第二電動(dòng)機(jī)(圖中未示出)的電裝置(圖中未示出)予以遙控，亦可單獨(dú)將內(nèi)圓筒20旋轉(zhuǎn)至一選定角θ，以改變外圓筒16中槽18的開口而給予機(jī)械式預(yù)設(shè)控制。在使用圖1.4A及4B所示任一實(shí)施例的風(fēng)洞試驗(yàn)的航空器模型結(jié)構(gòu)中，氣流穿過圓筒16或46的槽18或48，并進(jìn)行再引導(dǎo)，從而使航空器模型結(jié)構(gòu)顫動(dòng)。然后用各種傳統(tǒng)儀器(圖中未示出)來測(cè)量航空器結(jié)構(gòu)所產(chǎn)生的振動(dòng)或顫動(dòng)量。
在使用圖1、4A及4B所示任一實(shí)施例時(shí)，在大氣中進(jìn)行試驗(yàn)的真正航空器的情形下，飛機(jī)首先必須達(dá)到適合于試驗(yàn)的飛行。例如，駕駛員可尋求水平穩(wěn)定飛行，然后，駕駛員或技術(shù)員可由調(diào)整第一電動(dòng)機(jī)24的轉(zhuǎn)速而遙控顫動(dòng)激勵(lì)器的操作以控制兩個(gè)同心圓筒16和20的旋轉(zhuǎn)頻率，并調(diào)整槽18或48的開口大小來控制激勵(lì)力的振幅。然后用航空器上傳統(tǒng)的儀器組(圖中未示出)來記錄下翼44或尾翼上所激起的動(dòng)態(tài)響應(yīng)的測(cè)量值。
本發(fā)明顫動(dòng)激勵(lì)器空氣動(dòng)力性能及動(dòng)力需求已經(jīng)在風(fēng)洞中低速和低雷諾數(shù)的二維空間固定輪葉14模型上證實(shí)，它比先有的顫動(dòng)激勵(lì)器裝置更令人滿意。舉個(gè)例子，在輪葉弦大約為旋轉(zhuǎn)圓筒16的直徑的四倍時(shí)，隨著圓筒16的位置的改變，升力將發(fā)生最大的改變。此情況下最大升力系數(shù)變化為±0.35。因此，在時(shí)速約500哩時(shí)，此升力系數(shù)將可在每平方英尺面積(輪葉加襟翼)上產(chǎn)生約±300磅的動(dòng)態(tài)升力。
上述優(yōu)選實(shí)施例僅作示例用。熟悉航空科學(xué)的人們?cè)陂喿x本說明書后一定可容易地作出各種修改。因而，精確的結(jié)構(gòu)及操作并非限于上面所示和所述的內(nèi)容，而應(yīng)由下述權(quán)利要求所確定。
權(quán)利要求
1.一種用以激勵(lì)在試驗(yàn)期間的航空器產(chǎn)生顫動(dòng)模的裝置包括安裝在該航空器上的可旋轉(zhuǎn)圓筒裝置，用以在該航空器上施加振動(dòng)空氣動(dòng)力力，上述圓筒裝置具有允許空氣穿過的有槽裝置。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述圓筒裝置安裝在位于該航空器翼或尾翼頂端處的固定輪葉上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述圓筒裝置安裝在航空器翼的后緣。
4.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述圓筒裝置安裝在該航空器翼或尾翼的上表面。
5.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述圓筒裝置包括一外圓筒和與該圓筒同心的內(nèi)圓筒。
6.根據(jù)權(quán)利要求5的裝置，其中還包括，與上述圓筒裝置連接的電動(dòng)機(jī)裝置，用以一起旋轉(zhuǎn)外圓筒和內(nèi)圓筒。
7.根據(jù)權(quán)利要求5的裝置，還包括，在上述外圓筒和內(nèi)圓筒之間的連接裝置，用以將上述內(nèi)圓筒相對(duì)于上述外圓筒旋轉(zhuǎn)一角度。
8.根據(jù)權(quán)利要求7的裝置，其中，上述內(nèi)圓筒旋轉(zhuǎn)裝置包括一花鍵軸、一在其內(nèi)有一槽的軸環(huán)，及一從上述花鍵軸突出而穿入軸環(huán)槽中的銷。
9.根據(jù)權(quán)利要求8的裝置，還包括，連接于該花鍵軸的裝置，用以軸向移動(dòng)上述花鍵軸。
10.根據(jù)權(quán)利要求9的裝置，其中，上述移動(dòng)裝置包括一齒條和一小齒輪。
11.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述有槽裝置包括對(duì)稱地對(duì)準(zhǔn)于上述圓筒裝置的相對(duì)象限的兩翼展槽。
12.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其中，上述航空器是裝在風(fēng)洞中的模型。
全文摘要
一種引發(fā)振動(dòng)以進(jìn)行真正航空器飛行測(cè)試或風(fēng)洞模型試驗(yàn)的飛行顫動(dòng)激勵(lì)器，其基本設(shè)備為安裝在固定輪葉或航空器翼或尾表面上的一對(duì)可旋轉(zhuǎn)的同心圓筒，各圓筒均有一槽而允許空氣流過。將圓筒一起旋轉(zhuǎn)，附著于圓筒的固定輪葉或航空器表面上即感應(yīng)而產(chǎn)生振動(dòng)氣壓。該顫動(dòng)激勵(lì)器可做成一完全自給的設(shè)備，故可簡易地裝在試驗(yàn)?zāi)Ｐ突蚝娇諜C(jī)上任何合適的硬點(diǎn)上。旋轉(zhuǎn)有槽的圓筒所需功率很小，因而可使用低壓電動(dòng)機(jī)。
文檔編號(hào)G01M5/00GK1030644SQ8810436
公開日1989年1月25日 申請(qǐng)日期1988年7月15日 優(yōu)先權(quán)日1987年7月16日
發(fā)明者威爾默·H·里德 申請(qǐng)人:動(dòng)力工程公司