一种飞行器及其飞行器控制方法

摘要

本发明涉及飞行器制造领域，具体而言，涉及一种飞行器及其飞行器控制方法。包括机身和对称设置机翼，在任一机翼靠近翼梢处设置有控制部，控制部用于控制机翼的翻滚运动，控制部包括翻滚抑制装置，翻滚抑制装置包括壳体和滑块，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。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翻滚的出现，同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

权利要求

1.一种飞行器，包括机身以及对称设置的机翼，其特征在于，在任一所述机翼靠近翼梢处设置有控制部，所述控制部用于控制机翼的翻滚运动；所述控制部包括翻滚抑制装置，所述翻滚抑制装置包括壳体和滑块，所述滑块可移动地设置在所述壳体中；还包括驱动组件，所述驱动组件设置在所述壳体中，驱动所述滑块在所述壳体中移动；控制组件，控制所述驱动组件的工作；所述滑块与所述壳体分别对应设置有多个开孔，分别为滑块开孔和壳体开孔，所述滑块开孔与所述壳体开孔随所述滑块的运动可选择的实现连通。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述控制部的纵向压心线与所述机翼的纵向压心线重合。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述滑块开孔与所述壳体开孔的开孔形状为长方形。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述滑块开孔与所述壳体开孔的的开孔形状为设置有圆角的长方形。

5.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述驱动组件包括滚珠丝杆和电机，所述滚珠丝杆两端分别与所述电机和所述滑块连接。

6.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述驱动组件包括弹簧和击发机构，所述弹簧一端固定设置，所述击发机构与所述弹簧安装于同一端，所述滑块与所述弹簧另一端连接，所述滑块压缩所述弹簧后与所述击发机构相连。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述空心壳体内相隔设置有第一限位块和第二限位块，所述第一限位块靠近所述弹簧设置；所述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，所述第一限位块和所述第二限位块通过所述第一升降机构和第二升降机构沿所述滑块的竖直方向移动，所述第一升降机构与所述第二升降机构进行反向运动。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述第一限位块与所述第二限位块距离与所述弹簧的伸缩距离相同。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述击发机构通过舵机控制。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述控制组件包括数据模块、指令模块、传输模块和执行模块，所述数据模块用于采集实时条件下的机翼数据，所述传输模块接受所述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。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述数据模块包括传感器，所述指令模块包括电脑控制端和上位机控制板，所述上位机控制板中的单片机实现信号生成计算功能，所述传输模块包括无线传输模块。

12.一种飞行器控制方法，其特征在于，用于控制权利要求1～11任一项所述的飞行器，包括数据模块，指令模块、传输模块、执行模块和数据库；具体方法包括：数据模块采集实时条件下的机翼数据，采集的数据与数据库内数据进行比对，判断结果，当结果在阈值范围外，指令模块基于传输模块将该指令转换成数据信号发送给执行模块，控制驱动组件，使滑块开孔与所述壳体开孔一一对应连通。

说明书

一种飞行器及其飞行器控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行器制造领域，具体而言，涉及一种飞行器及其飞行器控制方法。

背景技术

[0002] 飞行器静气动弹性问题，也称之为气动弹性静力学问题，它属于气动弹性力学研究范畴。对于飞机来说，静气动弹性问题研究的是飞机在气动载荷下的变形，以及气动力所
产生的静变形的稳定特性，并认为力和运动与时间无关。静气动弹性变形对于飞机定常飞
行条件下的载荷分布、操纵效率、配平特性、静和动稳定性等气动性能，对于飞机的安全性、
舒适性、经济性等特性也有着不可忽视的影响。

[0003] 由机翼静气动弹性效应导致的结构变形对舵面效率会产生很大影响，程度较轻时会导致舵面效率降低，严重时则将会导致舵面失效甚至反效。例如：“协和”号飞机因静气动
弹性影响，巡航时升降舵产生了2°的变化；我国某高速歼击机在马赫数0.9、速压69kPa时，
舵面效率降低到刚性时的1/3左右；F/A-18战斗机曾发生过副翼反效现象，在跨声速范围飞
行时，由于静气动弹性影响，位于其机翼后缘的副翼操纵面反效，致使滚转机动性急剧下
降，起初的修改方案是增加机翼刚度，同时增加副翼长度，但试飞结果表明该方案收效甚
微，最终确定采用多控制面的方式来改善其跨声速范围的机动性能。对于大展弦比后掠机
翼来说，静气动弹性效应引发的副翼效率恶化问题尤其严重，必须引起足够的重视。一方
面，大展弦比机翼的翼尖变形很大，而副翼又靠近翼尖；另一方面，由于机翼后掠效应，使得
沿翼展方向的外洗流在机翼翼尖很容易引起激波和激波边界层诱导分离，从而进一步影响
副翼效率。在飞行器发展初期，许多飞行事故的起因都是由副翼反效造成的。1927年，英国
一架双引擎大展弦比飞机，在飞行中当飞行速度增加时，副翼效率随之降低直至反效而发
生事故。英国皇家空军机构的Cox和Pugsley成功分析了这次事故，并提出了防止这类事故
的设计准则。C-141运输机和波音XB-47轰炸机在研制阶段也都发生过由于静气动弹性影响
导致的副翼反效问题。

[0004] 随着先进飞行器大量采用复合材料和结构减重设计，其气动性能、结构效率以及战术指标要求不断提高，飞行器在大速压条件下的副翼效率降低甚至反效问题不但没有被
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。

[0005] 基于目前常规的飞机滚转控制方式，通常是利用差动偏转安装于机翼左右两侧的副翼来使两侧机翼产生不对称的升力，从而提供飞机滚转所需的力和力矩。在飞机设计中，
副翼操纵效率直接反映飞机的滚转操纵性能，更有甚者，如果副翼发生操纵反效还可能导
致严重的飞行事故。根据飞行器弹性力学研究可知，大速压条件下静气动弹性对后掠翼翼
尖段的影响甚大，而飞机的副翼正好就安装于机翼靠近翼尖的外段后缘处。

[0006] 常规副翼效率降低或反效的原因在于：假定副翼向下偏转，则会在副翼气动中心处产生向上的附加升力和气动力矩，它们对机翼翼面刚心形成力矩，使机翼翼面产生负扭
转角，这个负扭转角使得机翼翼面产生负的附加升力，从而降低了副翼增加升力的作用，因
而使得副翼效率降低甚至反效。相对于平直机翼而言，后掠机翼的副翼距机翼翼根的弦向
距离相对更远，因而副翼操纵力矩导致的机翼扭转变形更大，副翼失效现象更严重。

发明内容

[0007] 本发明的目的在于提供一种飞行器，通过在机翼上设置有具体的结构，从而实现对于机翼翻滚的控制。

[0008] 本发明是这样实现的：

[0009] 一种飞行器，包括机身和对称设置机翼，在任一机翼靠近翼梢处设置有控制部，控制部用于控制机翼的翻滚运动，控制部包括翻滚抑制装置，翻滚抑制装置包括壳体和滑块，
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，滑块与壳体分别对应设置有多个开孔，分别诶滑块
开孔和壳体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。

[0010] 进一步的，控制部的纵向压心线与机翼的纵向压心线重合。

[0011] 进一步的，滑块开孔与壳体开孔的开孔形状为长方形。

[0012] 进一步的，滑块开孔与壳体开孔的开孔形状为设置有圆角的长方形。

[0013] 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。

[0014] 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。

[0015] 进一步的，空心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，所述第
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。

[0016] 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。

[0017] 进一步的，击发机构通过舵机控制。

[0018] 进一步的，控制组件包括数据模块、指令模块、传输模块和执行模块，数据模块用于采集实时条件下的机翼数据，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。

[0019] 进一步的，数据模块包括传感器，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。

[0020] 本发明还提供一种飞行器控制方法，具体为以下技术方案：

[0021] 一种飞行器控制方法，用于控制以上任一项的飞行器，包括数据模块，指令模块、传输模块、执行模块和数据库；具体方法包括：数据模块采集实时条件下的机翼数据，采集
的数据与数据库内数据进行比对，判断结果，当结果在阈值范围外，指令模块基于传输模块
将该指令转换成数据信号发送给执行模块，控制驱动组件，使滑块开孔与所述壳体开孔一
一对应连通。

[0022] 上述方案的有益效果：

[0023] 本发明提供的一种飞行器及其飞行器控制方法，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翻滚抑制装置实现了飞行器的翻滚抑制。本发明在不改
变飞行器现有的气动布局和结构总体设计框架的前提下，降低单侧机翼的气动载荷，打破
左右机翼的升力平衡，从而实现对飞行器的滚转控制，避免大速压条件下副翼失效的难题，
同时还不会影响到飞行器的稳定性和飞行品质。

附图说明

[0024] 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。

[0025] 图1为发明提供的飞行器整体结构示意图；

[0026] 图2示出本发明提供的飞行器第一状态结构示意图；

[0027] 图3示出本发明提供的飞行器第二状态结构示意图；

[0028] 图4示出本发明提供的一个实施例的飞行器翻滚抑制装置结构示意图；

[0029] 图5示出本发明提供的另一实施例的飞行器翻滚抑制装置结构第一状态示意图；

[0030] 图6示出本发明提供的另一实施例的飞行器翻滚抑制装置结构第二状态示意图；

[0031] 图7示出本发明提供的另一实施例的飞行器翻滚抑制装置结构第三状态示意图。

[0032] 图标：

[0033] 100-飞行器；

[0034] 110-机身；

[0035] 120-机翼；

[0036] 121-壳体开孔；

[0037] 130-控制部；

[0038] 131-滑块；

[0039] 132-滑块开孔；

[0040] 133a、133b-驱动组件；

[0041] 134-第一限位块；

[0042] 135-第二限位块；

[0043] 1331-电机；

[0044] 1332-螺杆；

[0045] 1333-弹簧；

[0046] 1334-击发机构。

具体实施方式

[0047] 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。

[0048] 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。

[0049] 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。

[0050] 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。

[0051] 以下针对本发明实施例的飞行器进行具体说明：

[0052] 实施例1

[0053] 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，在其中一个机翼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包括飞行器翻滚抑制装置。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。

[0054] 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，通过如此的布局设置，为了增大控制面所产生的滚转力矩力臂，控制部的纵向压心线与机翼的纵向压
心线彼此重合是为了在产生滚转力矩的同时不会产生俯仰力矩。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。

[0055] 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。

[0056] 飞行器100翻滚抑制装置设置在壳体内。

[0057] 参阅图2，在本实施例中，飞行器100翻滚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。

[0058] 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/壳体开孔121
之间的距离大于单个滑块开孔132/壳体开孔的直径。

[0059] 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。

[0060] 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1332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。

[0061] 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。

[0062] 在本实施例中，指定部位还包括末端位置，即滑块开孔132与壳体开孔收尾相对应设置，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。

[0063] 参阅图3，指定部位还包括中间位置（图中未标出），即滑块开孔132与壳体开孔121呈交叉设置，即滑块开孔132/壳体开孔与壳体非开孔处/滑块非开孔处对应设置，即通过滑
块131使第一翼板和第二翼板的开孔呈非贯穿结构。

[0064] 本实施例通过滑块开孔132与壳体开孔121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。

[0065] 本实施例中的滑块开孔132和壳体开孔为长方形，优选具有圆形倒角的长方形。

[0066] 本实施例提供的飞行器100翻滚抑制装置，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
机翼翻滚的影响。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。

[0067] 实施例2

[0068] 本实施例与实施例1具有不同在于驱动组件133a，本实施例提供的驱动组件133b包括弹簧1333和击发机构1334。

[0069] 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。

[0070] 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

[0071] 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。

[0072] 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。

[0073] 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。

[0074] 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。

[0075] 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。

[0076] 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。

[0077] 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。

[0078] 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/连通状态的改变，从而实
现对于机翼颤振的消除。

[0079] 在本实施例中，击发机构1334为舵机。

[0080] 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。

[0081] 在本实施例中，指令模块包括电脑控制端和上位机控制板。

[0082] 电脑控制端软件包括USB驱动程序和应用程序。

[0083] 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。

[0084] 本实施例提供的飞行器，通过滑块开孔132和壳体开孔121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。

[0085] 本实施例还提供一种飞行器控制方法，通过设置的数据模块采集实时条件下的机翼数据，将采集的数据与数据库内数据进行比对，判断结果，当结果在阈值范围外，指令模
块基于传输模块将该指令转换成数据信号发送给执行模块，控制驱动组件，使滑块开孔与
所述壳体开孔一一对应连通。

[0086] 本发明具有以下的技术效果：

[0087] （1）控制行程小，最少的运动距离为一个单位的滑块开孔/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。

[0088] （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。

[0089] （3）控制部的打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，只会减小该侧机翼的升力，但由于此时对应的飞行速压较大，飞行器所需的升力足够，因而
此时减小升力并不会引发什么大不了的问题。

[0090] 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。