專利名稱：空氣動力元件以及具有空氣動力元件的機翼，伺服驅動 -控制模塊，計算機，計算機程序 ...的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種用于安裝到機翼上的空氣動力元件， 一種具有主機翼 和至少一個這樣的附加空氣動力元件的機翼， 一種具有伺服驅動-控制模塊 的計算機， 一種用于在具有伺服驅動-控制模塊的計算機中執行的計算積一呈 序， 一種影響用于伺服驅動系統的命令信號的方法，以及由具有伺服驅動 -控制模塊的這種計算機、機翼和至少一個伺服驅動器組成的組合，以便尤 其借助于多部件構成的氣流活扭/f吏尾跡渦流系統失穩。
背景技術：
由于低壓力水平的機翼的上側和高壓力水平的機翼的下側之間的 壓力差，飛機產生尾跡渦流系統，即所謂的渦流尾跡。因此，在機翼的 末端，空氣從機翼的下側流向機翼的上側，此時產生了渦流(翼梢渦流 或翼緣渦流)。此外，機翼后緣的來自上側和下側的流體層以不同的方 向流過彼此，從而產生了自由剪切層，該層在翼展方向上與各個翼緣渦 流連接。由于自身誘導，該自由剪切層自身和各個翼緣渦流一起展開為 兩個沿相反方向旋轉的單個渦流，根據飛機的狀況或飛機的大小，該渦 流的中心的速度最大可達360km/h。
在尾跡渦流系統由于失穩機構和/或通過大氣的作用而消散之前，尾 跡渦流系統在飛機后面直到數百個翼展之后都是可發覺的。因此，在大 飛機中，渦流拖曳例如可以具有幾分鐘的壽命和高達30km的長度。在 飛機通過伸出的前翼活板和后邊緣活板而位于大升力配置時，也就是說 尤其是在啟動和著陸時，出現額外的高能量的渦流。特別地，外部的側 附翼緣上產生了額外的渦流，該渦流的強度會超過翼梢渦流的強度。
根據在渦流場中的位置，飛入渦流尾跡的后來的飛機經受了上升氣 流場、下降氣流場(升力損耗)或引起的橫向轉矩的加載，伴隨著或多 或少強烈的速度波動。特別對于一個與前面飛過的飛機相比較小的飛機
7來說，可能因此產生嚴重的后果。例如，如果規定的橫向轉矩不足以抵 消由渦流尾跡引起的橫向轉矩，后果表現為結構動力的負荷增加，直到 導致喪失穩定的飛行狀態。
由于展開過程之后保留的兩個單個渦流的強度與整個環流成比例 并因此和與飛機的重力互為反作用力的升力成比例，根據兩個連續的飛 機的最大的起飛重量(起飛質量)來調整它們之間的安全距離。
為了減小對連續的飛機的潛在的威脅，從公知的現有技術中已知的 是，影響尾跡中渦流強度的空間分布并因此減小產生的橫向轉矩或利用 和觸發固有的失穩機構，從而引起渦流尾跡的加速衰減。
例如，US 6,082,679 Bl中7>開了一種方法，用于通過例如副翼和擾 流板的機翼控制表面的運動來選擇用于及早損壞渦流尾跡的主動控制 系統的控制參數。根據該方案，測得機翼的近場渦流分布，并選出用于 改變渦流尾跡的放大機構。隨后，確定應用的渦流干擾的幅度和波長， 并模擬渦流尾跡的發展以及確定渦流位置為機翼控制表面位移的函數。 根據模擬以及渦流位置為機翼控制表面的函數，確定用于運動機翼控制 面的控制參數。
這種系統的缺點是，由于它使用了飛機上已經存在的控制表面，例 如副翼和擾流板，所以導致了原本的功能性，例如滾轉控制的疊加。鑒 于氣動彈性分析和飛行控制系統，這種多功能性導致了費用顯著增加。
發明內容
本發明的目的在于提供空氣動力元件以及具有空氣動力元件的機 翼，伺服驅動-控制模塊，計算機，計算機程序和用于影響尾跡渦流的 方法，它們實現了以最少的工藝流程上的花費加速渦流尾跡的消失。
該目的借助于獨立權利要求的特征來實現。在從屬于這些獨立權利 要求的從屬權利要求中給出其它的實施例。
一種根據本發明的用于安裝到機翼上的空氣動力元件，該空氣動力 元件在其縱向方向上與主機翼的翼展方向成角度地延伸，其中在空氣動 力元件的下游末端上布置有至少兩個沿空氣動力元件的縱向方向并排
8布置的氣流活板。
特別地，偶數或奇數個并排布置的氣流活板可以沿空氣動力元件的 縱向方向布置在空氣動力元件上。
至少兩個空氣動力元件的大小可以這樣地選擇，使得在至少兩個氣 流活板的有相位差的振蕩中，由運動產生的空氣動力在任何時間點都小
于可由氣流活板的其中一個產生的最大空氣動力的10%。至少兩個空氣
動力元件的大小可以這樣地選擇，使得在至少兩個氣流活板的反相振蕩 中，由該空氣動力元件運動產生的空氣動力在振蕩周期的任何時間點都 正好被抵消。
特別地，兩個氣流活板可沿縱向方向并排布置在空氣動力元件上。
通常，布置在空氣動力元件上的氣流活板能夠直接彼此相鄰布置。
總共至少 一個伺服驅動器分配給空氣動力元件的氣流活板，該伺服 驅動器能夠從起始位置移動多個或每個氣流活板。在此，在一個特殊實 施例中，空氣動力元件的至少兩個氣流活板可以互相機械地耦聯并且用 于驅動氣流活板的伺服驅動器與這些氣流活板耦聯，使得伺服驅動器的 驅動運動同時引起了氣流活板的有相位差的運動或反相運動。可選地， 分別給空氣動力元件的每個氣流活板分配一個伺服驅動器，該伺服驅動 器可以把每個氣流活板從基準位置出發向兩個互相相反的方向移動。
該基準位置可以是空氣動力元件上的各個氣流活板的中性位置或 也可以是空氣動力元件上的各個氣流活板的如下位置，在該位置上空氣
動力元件的阻力最大達到最小阻力值的10%。
特別地，根據本發明提出，布置在空氣動力元件上的氣流活板從基
準位置出發向兩個方向的活板擺幅在10度和40度之間，并優選地在15 度和25度之間。
空氣動力元件可以是一個布置在主機翼的梢部的小翼或布置在主 機翼的翼根和翼梢之間的區域中。特別地，在空氣動力元件的縱向方向 和主機翼的翼展方向之間的角度可以為90度或在45度到90度之間。
此外，根據本發明設置了具有主機翼和至少一個附加空氣動力元件的機翼，該機翼根據前述的特性來構造。特別地，為了操作空氣動力元 件中的至少兩個氣流活板，布置一個伺服驅動器或為每個氣流活板分別 布置一個伺服驅動器。額外地，在空氣動力元件中布置一個計算機，用 于控制至少 一個伺服驅動器。
此外，根據本發明，提供具有伺服驅動-控制模塊的計算機，該伺服 驅動-控制模塊產生用于伺服驅動器的、隨時間變化的命令信號，其中 該伺服驅動-控制模塊具有這樣的函數，該函數在起動時產生至少兩個 振蕩的命令信號，其中每個信號分別命令一個伺服驅動器，其中該振蕩 的命令信號互相反相。根據本發明，還提供具有伺服驅動-控制模塊的 計算機，該伺服驅動-控制模塊產生用于傳輸到至少 一個伺服驅動器的、 隨時間變化的命令信號，其中該伺服驅動-控制模塊具有這樣的函數， 該函數在起動時產生至少三個振蕩的命令信號到分別 一個伺服驅動器， 其中振蕩的命令信號互相有相位差的。
在此，伺服驅動-控制模塊可以具有用于改變振蕩的命令信號的頻率 和/或幅度的函數。該用于改變振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的函數 可以具有斜坡函數，該函數在給定的時間段內連續地提高或降低頻率和 /或幅度。
可選地或附加地，該用于改變振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的函 數可以具有隨機發生器，該隨機發生器在給定的時間段內確定一個或多 個頻率和/或幅度。
通常，該用于改變振蕩的命令信號的頻率的函數可以產生白噪聲并 把它加入振蕩的命令信號。
在所述的情況下，也可以在規定的時間段內基于正態分布產生規定 帶寬內的頻率。
根據本發明，還提供一種在一個具有伺服驅動-控制模塊的計算機中 執行的計算機程序，該程序具有前述的函數。
根據本發明，還提供由具有伺服驅動-控制模塊的計算機和至少一 個用于控制活板對的伺服驅動器組成的組合，其中該計算機根據前述的 可選方案形成；由具有伺服驅動-控制模塊的計算機、空氣動力元件和至少一個用于控制活板對的伺服驅動器組成的組合，其中該空氣動力元
件根據前述的可選方案形成；由具有伺服驅動-控制模塊的計算機、機 翼和至少一個伺服驅動器組成的組合，其中該機翼根據前述的可選方案 形成。
此外，根據本發明還提供一種影響用于伺服驅動系統的命令信號的 方法，具有下列步驟
產生用于伺服驅動器的控制信號，
改變控制信號，以便產生分別用于一個伺服驅動器的至少兩個互相 反相的振蕩的命令信號。
在根據本發明的方法中，可以為分別一個伺服驅動器產生至少兩個 互相有相位差的的振蕩的命令信號。
在根據本發明的方法中，可以在產生振蕩的命令信號之后或之前， 改變每個振蕩的命令信號的頻率和/或幅度。在此，可以通過斜坡函數 進行對每個振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的改變，該函數在給定的 時間段內連續地提高或降低頻率和/或幅度。
在根據本發明的用于影響命令信號的方法中，可以通過隨機發生器 進行對每個振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的改變，該隨機發生器在 給定的時間段內確定單數個或復數個頻率和/或幅度。在此，附加地， 該隨機發生器可以確定時間段的長短。
在前述的可選方案中，在根據本發明的方法中，用于改變振蕩的命 令信號的頻率的函數可以產生白噪聲并把它加入振蕩的命令信號。
作為備選或除此之外，在規定的時間段內基于正態分布可以產生規 定帶寬內的頻率和/或幅度。
在根據本發明的方案中，產生干擾速度，相對于沒有被影響的情況， 干擾速度導致提前導入了大型運輸機的主渦流的失穩并因此導致了渦 流尾跡的消失的加速。通過由頻率產生的干擾達到了加速的消失，因為 產生的頻率特定的速度波動由于展開過程被導入主渦流，并且在那里加 強了已存在的初始干擾的水平，該初始干擾導致了固有的失穩形式的成形，并最終導致了這個渦流系統的消失。
根據本發明，為了使從飛機外形的尾跡渦流系統的展開過程中產生 的主渦流失穩，控制表面或活板，優選地至少兩個活板布置在相對于機 翼表面傾斜的空氣動力元件上和特別是布置在例如為小翼形式的空氣 動力元件的后緣上。
在本發明的一個特別優選的實施例中，它具有兩個小翼活板或者多 于兩個小翼活板的奇數布置，這兩個小翼活板分別進行反相運動。活板 的反相振蕩阻止了整個的氣動反應在時間上的變化，從而基本上抵消了 產生的空氣動力。
在本發明的一個優選的實施例中，以最大的激勵率使諧波活板振蕩 的頻率與尾跡渦流系統中固有的失穩形式相一致。
根據本發明，借助于干擾活板能夠影響尾跡渦流系統，而不干預已存 在的控制表面，例如副翼或襟翼的功能性。把活板設計為組合式，也就是 說在空氣動力元件上布置若干氣流活板保證了整個氣動修正值的穩定性， 這鑒于飛行特性為實際的實施提供了重要的前提條件。
下面根據附圖描述本發明，其中示出了
圖1示意性地示出飛機的俯視圖，該飛機由具有速度vl的周圍空 氣流環繞，以至產生了渦流或渦流尾跡W;
圖2是飛機的立體圖，該飛機由具有速度vl的周圍空氣流環繞， 以至產生了渦流或渦流尾跡W;
圖3示出了從外部向飛機機身方向觀察根據本發明的具有兩個氣流 活板的小翼，每個氣流活板分配了一個伺服驅動器，以及具有一個可選 的可使用的結構部件，其中可以安裝一個或多個伺服驅動器；
圖4示出了從前面看，例如從來流方向觀察根據圖3的小翼，具有 可選的可使用的結構部件和主機翼的一個部件；
圖5是根據圖3的小翼的立體12圖6是在大型飛機和特別是具有電驅動的活板控制(其相應地配備
有測量工具)運輸機中用于研究渦流強度分布的小翼的模型的照片； 圖7示出了圖6的小翼和在布置有小翼的機翼模型；
圖8到圖10示出了在下游位置x/b = 5.6時，不具有和具有被抵消 的小翼活板的振蕩的大型飛機的無量綱的軸向渦流強度分布，其中圖8 示出了不具有被抵消的小翼活板的振蕩的軸向渦流強度分布，圖9和10 示出了具有被抵消的小翼活板的振蕩的軸向渦流強度分布以及在此圖9 示出了在具有kA-0.2 (4Hz)的諧波振動的小翼活板中的主渦流區域， 和圖10示出了在具有kA = 0.6 (12Hz)的諧波振動的小翼活板中的主 渦流區域；
圖11到圖13示出了在主渦流區域內占主導地位的側風波動的頻鐠 功率密度分布的結果，其對于一個選出的測量點來說是典型的，其形式 為在不具有和具有被抵消的小翼活板的振蕩的大型飛機的主渦流地點 上側風波動的頻鐠功率密度分布，其中圖11示出了 x* = 5.60， t* = 0.164; kA = 0時基準外形的功率密度分布，圖12示出了在同相擺幅時 頻鐠的功率密度分布以及圖13示出了在具有180度的有相位差的的擺 幅時頻鐠的功率密度分布；
圖14和15示出了基準情況(沒有振蕩)和具有用于在大型運輸飛機 外形的主渦流地點上確定的側風波動的功率密度頻譜的情況之間相對幅 度差異AS (k; kA)的分布，從而說明幅度的提高，其中圖14示出了具 有O度有相位差的的活板的振蕩時，即在同方向的擺幅時，相關的幅度差 異的分布，以及圖15示出了具有180度有相位差的的活板的振蕩時，即在 反方向的擺幅時，相關的幅度差異的分布。
具體實施例方式
本發明影響飛機的尾跡渦流系統，特別是較大型飛機，如大型噴氣式 ^!L和運輸機的尾跡渦流系統。由此，特別減小了由渦流尾跡引起的分隔 距離，從而飛機能夠以較短的時間間隔起飛和降落。圖l示意性地示出了 飛機1 ，其被具有速度vl的周圍空氣環流，從而產生了渦流或渦流尾跡W。 相對于由主機翼形成的渦流， 一個擴展的近場或近區域F2在近場或近區域Fl之后延伸，其中近場或近區域Fl在飛機1的主機翼2后延伸一個相 對短的區域，在近場或近區域F2中開始形成渦流和渦流展開過程。在相 對于飛行方向來看位于近場或近區域F2后方的近場或近區域F3中由疊加 的干擾，例如通過大氣湍流形成了不穩定性。在區域F4中，渦流W的消 失產生的渦流管接觸、>^碎并形成最終消失的渦流環。
為了使由飛機或飛機外形1的尾跡渦流系統W的展開過程產生的主渦 流Wl失穩，其中飛機或飛機外形1至少由兩個包括一個翼展的主機翼2 和一個機身3形成。
根據本發明的一個方面，提供一種用于安裝到機翼的空氣動力元件， 該空氣動力元件在其縱向方向上與主機翼的翼展方向成一個角度地延伸。 根據圖2，可以設置一個形式為具有兩個小翼活板5的小翼4。兩個小翼活 板5形成了一個活板對。根據本發明在空氣動力元件的下游末端上布置有 至少兩個沿空氣動力元件的縱向方向并排布置的氣流活板。所述氣流活板 分別鉸接以便能夠相對于空氣動力元件的基準平面或機翼平面移動。
作為本發明的一個例子，圖3到圖5示出了布置在機翼2上的小翼， 該小翼具有主元件或空氣動力元件4和外部的氣流活板5a和內部的氣流活 板5b。機翼連接件21設置有可選的結構部件20。特別地，在該結構部件 中安裝有至少一個伺服驅動器，其操縱了一個或兩個活板。特別地，在此 可設置一個伺服驅動器，其通it^聯裝置同時反相地操縱兩個活板。
根據本發明，還特別提供多部件構成的小翼活板。小翼活板與至少一 個伺服驅動器或伺服驅動系統連接并通過所述伺服驅動器或伺服驅動系 統的操縱而進行諧波的或振蕩的振動。特別地，空氣動力元件4可以是一 個布置在主機翼1的梢部的小翼。空氣動力元件4也可以是布置在主機翼 的翼根和翼梢之間的流體元件，其中該流體元件可以布置在機翼的上側和 下側。通常還設置一個相對于機翼平面傾斜的空氣動力元件或流體元件。
特別地，才艮據本發明的、進行諧波的或振蕩的振動的氣流活;M^飛行 中產生了頻率特定的速度波動7，該速度波動由于展開過程也被導入主渦 流(附圖標記8所示區域)，并且在那里加強了初始干擾的水平(附圖標記 9所示區域)。由此形成了固有的失穩形式，該失穩形式最終導致了整個渦 流系統的消失。通過由頻率產生的干擾達到了渦流系統的加速消失。在空氣動力元件上能夠布置有奇數或偶數個沿空氣動力元件縱向方向 并排布置的氣流活板。特別地，這樣地選擇至少兩個空氣動力元件的大小， 使得在至少兩個氣流活板的有相位差的振蕩中，由運動產生的空氣動力在
任何時間點都小于可由氣流活板的其中一個產生的最大空氣動力的10%。
在具有兩個振蕩的活板的優選實施例中，這兩個活扭^^相運動，從而進一 步在振蕩周期的任何時間點都抵消已產生的空氣動力。由此使整體的空氣 動力反應的時間變化極小或者甚至防止了該時間變化。在活板為奇數 時，這些活板如此運動，使得這些活板在每個時間點均對翼結構施加盡 可能小或相對小的力。
布置在空氣動力元件上的氣流活板可以設計為不同構造的并例如直接 并排布置，也就是說，沒有在氣流活板之間放置結構部件。可選地，也可 以在氣流活板中間放置結構部件。
至少 一個伺服驅動器可以分配給空氣動力元件的氣流活板，該伺服驅 動器能夠M始位置起移動多個或每個氣流活板。也就是說，空氣動力元
件的多個或至少兩個氣流活板互相;M^地耦聯，并且例如通it^聯裝置和 /或變速箱將用于驅動氣流活板的伺月良驅動器這樣地與這些氣流活板耦聯， 使得伺服驅動器的驅動運動同時引起了氣流活板的有相位差的運動或反 相運動。特別地，分別給空氣動力元件的每個氣流活板分配一個祠服驅動 器，該伺服驅動器可以把每個氣流活板從基準位置出發向兩個互相相反的 方向移動。
通常可以將空氣動力元件上的各個氣流活板的中性位置或者空氣 動力元件上的各個氣流活板的、使空氣動力元件的阻力最大為最小阻力 值的10%的位置作為基準位置。該度量值適用于如下情況，即其他的氣 流活板沒有被驅動，也就是說保持不變。對布置在空氣動力元件上的氣流 活板來說，從基準位置出發，向兩個方向的活板擺幅在10度和40度之間， 并優選地在15度和25度之間。
空氣動力元件也可以是一個布置在主機翼的梢部的小翼或布置在主機 翼的翼根和翼梢之間的區域中，并且在空氣動力元件的縱向方向和主機翼 的翼展方向之間的角度為卯度或在45度到90度之間。
在空氣動力元件中可以布置至少一個伺月艮驅動器以用于操縱至少兩個氣流活板，或者在空氣動力元件中為每個氣流活板分別布置一個伺服驅動 器以用于操縱至少兩個氣流活板。可選地或附加地，可在空氣動力元件中 布置一個計算機以用于控制至少一個伺月艮驅動器。
此外，本發明還能夠提供一種具有伺服驅動-控制模塊的計算機，該伺
服驅動-控制模塊產生用于伺服驅動器的隨時間變化的命4^ft號，其中該伺 月良驅動-控制模塊具有這樣的函數，該函數在起動時產生用于相應伺服驅動 器的至少兩個振蕩的命^HT號，其中所述振蕩的命^HT號互相反相。還可 以具有這樣的函數，該函數在起動時產生至少三個振蕩的命^HT號，其中 每個命令信號能被傳輸到一個伺服驅動器，其中振蕩的命令信號互相有相位差。
在這樣的情況下，可以在計算機中執行用于改變振蕩的命令信號的頻 率和/或幅度的函數。累加地或可替代地，該函數可以具有
斜坡函數，該函數在給定的時間段內連續提高或降低頻率和/或幅度；
隨機發生器，該隨機發生器在給定的時間段內確定一個或多個頻率和/ 或幅度，其中附加地，該隨機發生器可以確定時間段的長短；
用于產生白噪聲發生器。
特別地，這些函數能并入到振蕩的命令信號中。
在該計算機中，可以在規定的時間段內根據正態分布產生規定帶寬內 的頻率。
所述的函數也可以設計為計算機程序，其能夠在一個具有伺服驅動-控制模塊的計算機中被執行。
此外，提供一種影響用于伺服驅動系統的命^Ht號的方法，具有下列 步驟
產生用于伺服驅動器的控制信號；
這樣地改變控制信號，以^更產生分別用于一個伺服驅動器的至少兩個 互相反相的振蕩的命令信號。
16在此，能夠產生分別用于一個伺J3艮驅動器的至少兩個互相有相位差的 的振蕩的命令信號。也可以在產生振蕩的命令信號之后或之前，改變每個 振蕩的命令信號的頻率和/或幅度。特別地，可以通過斜坡函數進行對振蕩 的命令信號的頻率和/或幅度的改變，該函數在給定的時間段內連續地提高
或降低頻率和/或幅度。
在根據本發明的方法中，可以采用在對根據本發明的計算機的描述中 提到的函數。
優選地，根據實驗來確定根據本發明的振蕩的振動的頻率，從而可以 根據本發明使用本發明中應用的頻率和/或幅度。下面描述對頻率和/或幅 度的確定
諧波或振蕩的活板振動頻率被調節到與尾跡渦流系統固有的具有 最大激勵率的失穩形式一致。可以通過實驗確定該頻率，從而以相應的頻 率來驅動或操縱分配給氣流活板的伺服驅動器。
為了進行對典型的大型運輸機配置、流體元件或小翼或流體元件和主 機翼的組合的模型的研究，可以應用一個這樣的具有電驅動的活板控制和 相應的設備的流體元件。圖6和圖7示出了具有小翼的機翼模型或小翼的 模型。例如具有兩個活板的流體元件的活板尺寸可以這樣地選擇，即在反 相振蕩中，由運動產生的空氣動力在振蕩周期的任何時間點都正好被抵 消。在一個這樣的模型中，出于位置原因，優選地，驅動器位于翼梢的外 部的外殼中。特別地，可以通過水平測量來^r驗氣動修正值的恒定性。例 如，對于模型實驗來說，內部和外部的活板的最大可能活板擺幅分別為士 20° 。振動頻率可以設定在0至100Hz的范圍內。當流體環繞流體元件或 具有流體元件的機翼時，對渦流的影響針對在此產生的高能量的翼梢渦 流，該渦流由于活板的運動而經受頻率特定的波動，從而在與另一個占優 勢的單個渦流(活板渦流和驅動箱渦流)的互相作用和融合的過程中，從 下游引入不穩定性形式的提高的刺激。圖8到圖15示出了 在5.6翼展時， 在最遠的下游觀察的尾跡平面中，在時間上平均的、無量綱的、軸向渦流 強度分布。圖8到10示出了 在下游位置x/b = 5.6時，對不具有和具有 小翼活板的被抵消的振蕩的大型飛機的外形來說，無量綱的、軸向渦流強 度分布。圖8示出了具有X1軸和X2軸的圖解，在X1軸上標示了軸向的 渦流強度，以及在X2軸上標示了功率強度的分布。圖8示出了基準情況，
17也就是說沒有活板運動而引起的主動影響。圖11到圖13示出了具有附圖 標記的、在圖8中示出的測量點的功率頻鐠。圖9示出了用于具有kA = 0.2 (4Hz)的諧波振動的小翼活板的測量區域MB9的主渦流區域W9，和 圖10示出了用于具有kA = 0.6 (12Hz)的諧波振動的小翼活板的測量區域 MB10的主渦流區域WIO以及翼梢渦流W10a。祁^據時間上的平均值，包 括振蕩的活板的所述情況展示了與基準情況類似的分配結構和可比較的 峰值。但是，更精確的觀察已經揭示了主渦流的相關翼展位置的3。/。至4 %的變化以及拓樸的差異。
圖11到圖13示出了在主渦流區域內占主導地位的側風波動的頻譜功 率密度分布的結果，其對于一個選出的測量點來說是典型的。在基準情況 中，對所謂的Crow-不穩定性CI1和所謂的Crouch-不穩定性CI2來說(圖 ll具有基準外形；x* = 5.60， t* = 0.164; kA = 0)在減小的頻率的區域中 呈現了幅度的增加。振蕩的小翼活板的接通體現為顯著的頻率特定的能量 引入，如在激勵頻率kA改變時，在圖12和13的功率密度頻鐠的柱狀圖 中所示的那樣。圖12示出了在同相擺幅時的功率頻鐠，以及圖13示出了 活板的具有180度的有相位差的時的功率頻鐠。it^明，由于感應現象， 在小翼尾跡中強制的諧波的速度改變在主渦流區域中也經受了iiJL波動。 在此，沿著對角線的功率值k = kA標明了在各個激勵頻率中的能量。總之， 振蕩的尾跡在頻率范圍內也導致了顯著的幅度增加，該幅度增加分配給不 穩定形式。
為了說明幅度增加，評估了具有振蕩的情況和不具有活板振動的基準 情況之間頻語的功率密度分布的相關的差異。圖14和15示出了這種評估。 用于同相擺幅的結果示出了沿著對角線(方向D)的具有"^值k-kA (直 到20)的幅度差異，其根據不穩定性的激勵被劃分為局部準則的特征組。 反方向的擺幅以減弱的幅度再次體現了這個趨勢。然而，對于在AS1位置 的特定的波段k-恒量來說，在激勵的寬的頻率范圍上，發生了明顯的幅 度增長AS-2至4。
局部準則提供了關于具有特別強大的幅度增長的減小的頻率值的消 息，并因此證實了固有的不穩定性的主動的激勵的潛在可能。
權利要求
1. 一種用于安裝到機翼上的空氣動力元件，所述空氣動力元件在其縱向方向上與主機翼的翼展方向成角度地延伸，其特征在于，在所述空氣動力元件的下游末端上布置有至少兩個沿所述空氣動力元件的縱向方向并排布置的氣流活板。
2. 根據權利要求1所述的空氣動力元件，其特征在于，在所述空 氣動力元件上布置有偶數個沿所述空氣動力元件的縱向方向并排布置 的氣流活板。
3. 根據權利要求1所述的空氣動力元件，其特征在于，在所述空 氣動力元件上布置有奇數個沿所述空氣動力元件的縱向方向并排布置 的氣流活板。
4. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 至少兩個所述空氣動力元件的大小選擇為使得在至少兩個所述氣流活 板的有相位差的振蕩中，由該運動產生的空氣動力在任何時間點都小于 可由所述氣流活板的其中一個產生的最大空氣動力的10%。
5. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 在至少兩個所述氣流活板的反相振蕩中，由所述空氣動力元件的運動產 生的空氣動力在振蕩周期的任何時間點都正好被抵消。
6. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 在所述空氣動力元件上布置有兩個沿所述空氣動力元件的縱向方向并 排的氣流活板。
7. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 布置在所述空氣動力元件上的所述氣流活板直接彼此相鄰布置。
8. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 至少 一個伺服驅動器分配給所述空氣動力元件的所述氣流活板，所述伺服驅動器能夠從起始位置移動多個或每個氣流活板。
9. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在于， 所述空氣動力元件的至少兩個所述氣流活板互相機械地耦聯并且用于 驅動所述氣流活板的伺服驅動器與這些氣流活板耦聯，使得所述伺服驅 動器的驅動運動同時引起了所述氣流活板的有相位差的運動或反相運 動。
10. 根據前述權利要求1至8中任一項所述的空氣動力元件，其特 征在于，分別給所述空氣動力元件的每個所述氣流活板分配一個伺服驅 動器，所述祠服驅動器可以把每個所述氣流活板從基準位置出發向兩個 互相相反的方向移動。
11. 根據權利要求10所述的空氣動力元件，其特征在于，所述基準 位置是所述空氣動力元件上的各個氣流活板的所述中性位置。
12. 根據權利要求IO所述的空氣動力元件，其特征在于，所述基準 位置是所述空氣動力元件上的各個氣流活板的如下位置，在所述位置上 所述空氣動力元件的阻力最大達到最小阻力值的10%。
13. 根據前述權利要求10至12中任一項所述的空氣動力元件，其 特征在于，布置在所述空氣動力元件上的所述氣流活板從所述基準位置 出發向兩個方向的活板擺幅在10度和40度之間，并優選地在15度和 25度之間。
14. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在 于，所述空氣動力元件是布置在所述主機翼的梢部的小翼。
15. 根據前述權利要求1至13中任一項所述的空氣動力元件，其特 征在于，所述空氣動力元件布置在所述主機翼的翼根和所述翼梢之間的 區域中。
16. 根據前述權利要求中任一項所述的空氣動力元件，其特征在 于，在所述空氣動力元件的縱向方向和所述主機翼的翼展方向之間的角 度為90度。
17. 根據前述權利要求1至15中任一項所述的空氣動力元件，其特 征在于，在所述空氣動力元件的縱向方向和所述主機翼的翼展方向之間 的角度在45度到卯度之間。
18. —種機翼，具有主機翼和至少一個附加的空氣動力元件，所述 空氣動力元件根據前述權利要求1至17中任一項來構造。
19. 根據權利要求18所述的機翼，其特征在于，在所述空氣動力元 件中布置至少一個伺服驅動器以用于操縱至少兩個所述氣流活板。
20. 根據權利要求18或19所述的機翼，其特征在于，在所述空氣 動力元件中為每個氣流活板分別布置一個伺服驅動器以用于操縱至少 兩個所述氣流活板。
21. 根據權利要求20所述的機翼，其特征在于，在所述空氣動力元 件中布置有用于控制至少一個伺服驅動器的計算機。
22. —種具有伺服驅動-控制模塊的計算機，所述伺服驅動-控制模 塊產生用于伺服驅動器的隨時間變化的命令信號，其中所述伺服驅動-控制模塊具有這樣的函數，所述函數在起動時在分別一個伺服驅動器上 產生至少兩個振蕩的命令信號，所述振蕩的命令信號互相反相。
23. —種具有伺服驅動-控制模塊的計算機，所述伺服驅動-控制模 塊產生用于傳輸到至少一個伺服驅動器的隨時間變化的命令信號，其中 所述伺服驅動-控制模塊具有這樣的函數，所述函數在起動時產生至少 三個振蕩的命令信號，其中每個振蕩的命令信號傳輸到分別一個伺服驅 動器，其中所述振蕩的命令信號互相有相位差的。
24. 根據權利要求22或23所述的具有伺服驅動-控制模塊的計算 機，其特征在于，所述伺服驅動-控制模塊具有用于改變所述振蕩的命 令信號的頻率和/或幅度的函數。
25. 根據權利要求24所述的計算機，其特征在于，用于改變所述振 蕩的命令信號的頻率和/或幅度的所述函數具有斜坡函數，所述斜坡函數在給定的時間段內連續地提高或降低所述頻率和/或幅度。
26. 根據前述權利要求24到25中任一項所述的計算機，其特征在 于，用于改變所述振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的所述函數具有隨 機發生器，所述隨機發生器在給定的時間段內確定一個或多個頻率和/ 或幅度。
27. 根據權利要求26所述的計算機，其特征在于，所述隨機發生器 附加地確定所述時間段的長短。
28. 根據前述權利要求24到27中任一項所述的計算機，其特征在 于，用于改變所述振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的所述函數產生白 噪聲并把它加入所述振蕩的命令信號。
29. 根據前述權利要求22到28中任一項所述的計算機，其特征在 于，在規定的時間段內基于正態分布產生規定帶寬內的頻率。
30. —種用于在具有伺服驅動-控制模塊的計算機中執行的計算機 程序，所述計算機程序具有根據權利要求22到29的函數。
31. —種由具有伺服驅動-控制模塊的計算機和至少一個用于控制 活板對的伺服驅動器組成的組合，其中所述計算機根據權利要求22到 29中任一項形成。
32. —種由具有伺服驅動-控制模塊的計算機、空氣動力元件和至少 一個用于控制活板對的伺服驅動器組成的組合，其中所述空氣動力元件 根據權利要求1到17中任一項形成。
33. —種由具有伺服驅動-控制模塊的計算機、機翼和至少一個伺服 驅動器組成的組合，其中所述機翼根據前述權利要求18到21中任一項 構造。
34. —種影響用于伺服驅動系統的命令信號的方法，具有下列步遞.產生用于伺服驅動器的控制信號；改變所述控制信號，以便產生分別用于一個祠服驅動器的至少兩個 互相反相的振蕩的命令信號。
35. 根據權利要求34所述的影響用于伺服驅動系統的命令信號的 方法，其特征在于，為分別一個伺服驅動器產生至少兩個互相有相位差 的的振蕩的命令信號。
36. 根據權利要求34或35所述的影響用于伺服驅動系統的命令信 號的方法，其特征在于，在產生所述振蕩的命令信號之后或之前，改變 每個振蕩的命令信號的頻率和/或幅度。
37. 根據權利要求36所述的影響用于伺服驅動系統的命令信號的 方法，其特征在于，通過斜坡函數進行對所述振蕩的命令信號的頻率和 /或幅度的改變，所述斜坡函數在給定的時間段內連續地提高或降低所 述頻率和/或幅度。
38. 根據權利要求34至37中任一項所述的影響用于伺服驅動系統 的命令信號的方法，其特征在于，通過隨機發生器進行對所述振蕩的命令信號的頻率和/或幅度的改變，所述隨機發生器在給定的時間段內確定一個或多個頻率和/或幅度。
39. 根據權利要求38所述的影響用于伺服驅動系統的命令信號的 方法，其特征在于，附加地，所述隨機發生器確定所述時間段的長短。
40. 根據權利要求34至39中任一項所述的影響用于伺服驅動系統 的命令信號的方法，其特征在于，用于改變所述振蕩的命令信號的所述頻率和/或幅度的所述函數產生白噪聲并把它加入所述振蕩的命令信號。
41. 根據權利要求34至37中任一項所述的影響用于伺服驅動系統 的命令信號的方法，其特征在于，在規定的時間段內基于正態分布產生 規定帶寬內的所述頻率和/或幅度。
全文摘要
本發明涉及一種用于安裝到機翼上的空氣動力元件(4)，在所述空氣動力元件上布置有至少兩個沿空氣動力元件的縱向方向并排布置的氣流活板(5a、5b)；涉及一種機翼，其具有主機翼(2)和所述至少一個附加空氣動力元件；以及涉及一種具有伺服驅動-控制模塊的計算機，該伺服驅動-控制模塊產生用于伺服驅動的，隨時間變化的命令信號，其中該伺服驅動-控制模塊具有這樣的函數，該函數在起動時在每個伺服驅動器上產生至少兩個振蕩的命令信號，這兩個信號為反相的。本發明還涉及一種在一個具有伺服驅動-控制模塊的計算機中被執行的計算機程序，一種影響用于伺服驅動系統的命令信號的方法，以及由具有伺服驅動-控制模塊的這種計算機、機翼和至少一個伺服驅動器組成的組合。
文檔編號B64C23/06GK101535125SQ200780042600
公開日2009年9月16日 申請日期2007年9月15日 優先權日2006年9月15日
發明者亞歷山大·阿倫, 克里斯蒂安·布賴特薩姆特 申請人:空中客車德國有限公司;慕尼黑工業大學