[go: up one dir, main page]

RU2009113854A - Аэродинамическое тело, а также крыло с аэродинамическим телом, комбинация компьютера и крыла или аэродинамического тела, способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода и компьютер с модулем управления сервоприводом - Google Patents

Аэродинамическое тело, а также крыло с аэродинамическим телом, комбинация компьютера и крыла или аэродинамического тела, способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода и компьютер с модулем управления сервоприводом Download PDF

Info

Publication number
RU2009113854A
RU2009113854A RU2009113854/11A RU2009113854A RU2009113854A RU 2009113854 A RU2009113854 A RU 2009113854A RU 2009113854/11 A RU2009113854/11 A RU 2009113854/11A RU 2009113854 A RU2009113854 A RU 2009113854A RU 2009113854 A RU2009113854 A RU 2009113854A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic body
wing
aerodynamic
flaps
control signals
Prior art date
Application number
RU2009113854/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Кристиан БРАЙТЗАМТЕР (DE)
Кристиан БРАЙТЗАМТЕР
Александер АЛЛЕН (DE)
Александер АЛЛЕН
Original Assignee
Эрбус Дойчланд Гмбх (De)
Эрбус Дойчланд Гмбх
Технише Универзитэт Мюнхен (De)
Технише Универзитэт Мюнхен
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбус Дойчланд Гмбх (De), Эрбус Дойчланд Гмбх, Технише Универзитэт Мюнхен (De), Технише Универзитэт Мюнхен filed Critical Эрбус Дойчланд Гмбх (De)
Publication of RU2009113854A publication Critical patent/RU2009113854A/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • B64C23/076—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices comprising one or more separate moveable members thereon affecting the vortices, e.g. flaps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Аэродинамическое тело (4) для установки на крыле, отличающееся тем, что на расположенном ниже по потоку конце аэродинамического тела (4) расположены по меньшей мере два закрылка (5а, 5b). ! 2. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что закрылки (5а, 5b) расположены непосредственно около друг друга по отношению к продольному направлению аэродинамического тела (4) ! 3. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что между расположенными на аэродинамическом теле (4) закрылками (5а, 5b) находится структурная деталь. ! 4. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что размеры по меньшей мере двух аэродинамических тел (4) выбраны так, что при колебании со сдвигом по фазе по меньшей мере двух закрылков (5а, 5b) индуцированные этим движением аэродинамические силы в любой момент времени составляют менее 10% максимальной аэродинамической силы, которая может быть индуцирована одним закрылком. ! 5. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что при противофазном колебании по меньшей мере двух закрылков индуцированные движением этих аэродинамических тел (4) аэродинамические силы взаимно нейтрализуются в любой момент времени периода колебания. ! 6. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что закрылкам (5а, 5b) аэродинамического тела (4) придан по меньшей мере один сервопривод, который выполнен с возможностью поворота по меньшей мере одного закрылка из нулевого положения. ! 7. Аэродинамическое тело (4) по п.6, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (4) включает в себя компьютер для приведения в действие по меньшей мере одного сервопривода. ! 8. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере дв�

Claims (31)

1. Аэродинамическое тело (4) для установки на крыле, отличающееся тем, что на расположенном ниже по потоку конце аэродинамического тела (4) расположены по меньшей мере два закрылка (5а, 5b).
2. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что закрылки (5а, 5b) расположены непосредственно около друг друга по отношению к продольному направлению аэродинамического тела (4)
3. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что между расположенными на аэродинамическом теле (4) закрылками (5а, 5b) находится структурная деталь.
4. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что размеры по меньшей мере двух аэродинамических тел (4) выбраны так, что при колебании со сдвигом по фазе по меньшей мере двух закрылков (5а, 5b) индуцированные этим движением аэродинамические силы в любой момент времени составляют менее 10% максимальной аэродинамической силы, которая может быть индуцирована одним закрылком.
5. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что при противофазном колебании по меньшей мере двух закрылков индуцированные движением этих аэродинамических тел (4) аэродинамические силы взаимно нейтрализуются в любой момент времени периода колебания.
6. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что закрылкам (5а, 5b) аэродинамического тела (4) придан по меньшей мере один сервопривод, который выполнен с возможностью поворота по меньшей мере одного закрылка из нулевого положения.
7. Аэродинамическое тело (4) по п.6, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (4) включает в себя компьютер для приведения в действие по меньшей мере одного сервопривода.
8. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что по меньшей мере два закрылка (5а, 5b) аэродинамического тела (4) механически состыкованы друг с другом, и с этими закрылками (5а, 5b) соединен сервопривод для приведения их в действие таким образом, что приводное перемещение сервопривода вызывает одновременно перемещения закрылков (5а, 5b) со сдвигом по фазе или противофазные перемещения.
9. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (4) представляет собой расположенный на конце основного крыла винглет.
10. Аэродинамическое тело (4) по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое тело (4) расположено в области между корнем крыла и концом крыла основного крыла.
11. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что угол между продольным направлением аэродинамического тела и направлением размаха основного крыла составляет от 45 до 90°.
12. Крыло с основным крылом и по меньшей мере одним дополнительным аэродинамическим телом (4), которое в своем продольном направлении простирается под углом к направлению размаха основного крыла, отличающееся тем, что на расположенном ниже по потоку конце аэродинамического тела (4) расположены по меньшей мере два расположенные около друг друга в продольном направлении аэродинамического тела (4) закрылка (5а, 5b).
13. Крыло по п.12, отличающееся тем, что в аэродинамическом теле (4) расположен по меньшей мере один сервопривод для приведения в действие по меньшей мере двух закрылков (5а, 5b).
14. Крыло по п.12, отличающееся тем, что в аэродинамическом теле (4) расположен по меньшей мере один сервопривод для каждого закрылка (5а, 5b) для приведения в действие одного из по меньшей мере двух закрылков (5а, 5b).
15. Крыло по п.12, отличающееся тем, что в аэродинамическом теле (4) расположен компьютер для управления по меньшей мере одним сервоприводом.
16. Крыло по п.15, отличающееся тем, что компьютер содержит модуль управления сервоприводом, который генерирует изменяющиеся во времени сигналы управления для по меньшей мере одного сервопривода, при этом модуль управления сервоприводом имеет функцию, которая при ее активации генерирует по меньшей мере два колебательных сигнала управления для соответственно одного сервопривода, которые находятся в противофазе по отношению друг к другу.
17. Крыло по п.16, отличающееся тем, что модуль управления приводом имеет функцию, которая при ее активации генерирует по меньшей мере два колебательных сигнала управления, из которых один передается на расположенный на аэродинамическом теле (4) сервопривод, при этом сигналы управления являются сдвинутыми по фазе относительно друг друга.
18. Крыло по п.17, отличающееся тем, что модуль управления сервоприводом имеет функцию изменения частоты и/или амплитуды колебательного сигнала управления.
19. Крыло по п.18, отличающееся тем, что функция изменения частоты и/или амплитуды колебательных сигналов управления является ступенчатой пилообразной функцией, которая непрерывно повышает или понижает частоту и/или амплитуду в заданный промежуток времени.
20. Крыло по п.18, отличающееся тем, что функция изменения частоты и/или амплитуды колебательных сигналов управления имеет генератор случайных чисел, который устанавливает частоту и/или амплитуду для заданного промежутка времени или частоты и/или амплитуды для заданного промежутка времени.
21. Крыло по п.20, отличающееся тем, что генератор случайных чисел дополнительно устанавливает величину промежутка времени.
22. Крыло по п.18, отличающееся тем, что функция изменения частоты колебательных сигналов управления формирует белый шум и добавляет его к колебательному сигналу управления.
23. Крыло по п.18, отличающееся тем, что частоты формируются в пределах заданной ширины полосы в заданный промежуток времени по нормальному распределению.
24. Комбинация из аэродинамического тела (4), содержащего на его расположенном ниже по потоку конце по меньшей мере два закрылка (5а, 5b), по меньшей мере одного сервопривода для приведения в действие по меньшей мере двух закрылков (5а, 5b), и компьютера со связанным с сервоприводом модулем управления сервоприводом.
25. Комбинация из крыла с основным крылом и по меньшей мере одним дополнительным аэродинамическим телом (4), которое в своем продольном направлении простирается под углом к направлению размаха основного крыла, отличающаяся тем, что на расположенном ниже по потоку конце аэродинамического тела (4) расположены по меньшей мере два расположенные друг около друга в продольном направлении аэродинамического тела (4) закрылка (5а, 5b) и компьютер со связанным с сервоприводом модулем управления сервоприводом.
26. Способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода, включающий в себя следующие стадии:
генерирование управляющих сигналов для сервопривода,
изменение управляющих сигналов таким образом, что генерируются по меньшей мере два колебательных сигнала управления для соответствующего сервопривода, которые являются противофазными относительно друг друга, при этом после или до формирования колебательных сигналов управления изменяется частота и/или амплитуда каждого колебательного сигнала управления, и
изменение частоты и/или амплитуды колебательных сигналов управления осуществляется посредством генератора случайных чисел, который устанавливает частоту и/или амплитуду для заданного промежутка времени или частоты и/или амплитуды для заданного промежутка времени.
27. Способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода по п.26, отличающийся тем, что генератор случайных чисел дополнительно устанавливает величину промежутка времени.
28. Способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода по п.26, отличающийся тем, что функция изменения частоты и/или амплитуды колебательных сигналов управления формирует белый шум и добавляет его к колебательному сигналу управления.
29. Способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода по п.26, отличающийся тем, что частоты и/или амплитуды формируются в пределах заданной ширины полосы в заданный промежуток времени по нормальному распределению.
30. Компьютер с модулем управления сервоприводом, который генерирует изменяющиеся во времени сигналы управления для сервоприводов, при этом модуль управления сервоприводом имеет функцию, которая при ее активации генерирует по меньшей мере два колебательных сигнала управления для соответствующего сервопривода, которые находятся в противофазе по отношению друг к другу, при этом модуль управления сервоприводом имеет функцию изменения частоты и/или амплитуды колебательного сигнала управления, при этом функция изменения частоты и/или амплитуды колебательных сигналов управления имеет генератор случайных чисел, который устанавливает частоту и/или амплитуду для заданного промежутка времени или частоты и/или амплитуды для заданного промежутка времени.
31. Компьютер по п.30, отличающийся тем, что генератор случайных чисел дополнительно устанавливает величину промежутка времени.
RU2009113854/11A 2006-09-15 2007-09-15 Аэродинамическое тело, а также крыло с аэродинамическим телом, комбинация компьютера и крыла или аэродинамического тела, способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода и компьютер с модулем управления сервоприводом RU2009113854A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006043469 2006-09-15
DE102006043469.2 2006-09-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2009113854A true RU2009113854A (ru) 2010-10-20

Family

ID=38814407

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009113854/11A RU2009113854A (ru) 2006-09-15 2007-09-15 Аэродинамическое тело, а также крыло с аэродинамическим телом, комбинация компьютера и крыла или аэродинамического тела, способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода и компьютер с модулем управления сервоприводом

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8387922B2 (ru)
EP (1) EP2064116B1 (ru)
JP (1) JP2010503571A (ru)
CN (1) CN101535125B (ru)
BR (1) BRPI0716819A2 (ru)
CA (1) CA2663437A1 (ru)
RU (1) RU2009113854A (ru)
WO (1) WO2008031620A2 (ru)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9302766B2 (en) 2008-06-20 2016-04-05 Aviation Partners, Inc. Split blended winglet
EP2303685B1 (en) 2008-06-20 2015-10-07 Aviation Partners, Inc. Curved wing tip
DE102009001251A1 (de) * 2009-03-01 2010-09-02 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Tragflügel für ein Flugzeug mit einem Winglet an der Flügelspitze
EP2233395A1 (en) 2009-03-24 2010-09-29 EADS Deutschland GmbH Winglet with autonomously actuated tab
US8389293B2 (en) * 2009-11-17 2013-03-05 Abbott Point Of Care Inc. Reducing leukocyte interference in competitive immunoassays
US9162755B2 (en) 2009-12-01 2015-10-20 Tamarack Aerospace Group, Inc. Multiple controllable airflow modification devices
US20110127383A1 (en) * 2009-12-01 2011-06-02 Guida Associates Consulting, Inc. Active winglet
CN102762453B (zh) * 2009-12-10 2015-03-25 约翰内斯堡威特沃特斯兰德大学 减少飞行尾迹涡流的方法和在其中使用的飞行器翼尖装置
US8476079B2 (en) 2010-04-30 2013-07-02 Abbott Point Of Care Inc. Reagents for reducing leukocyte interference in immunoassays
US8394325B2 (en) 2010-06-14 2013-03-12 Abbott Point Of Care Inc. Magnetic beads for reducing leukocyte interference in immunoassays
GB201011843D0 (en) 2010-07-14 2010-09-01 Airbus Operations Ltd Wing tip device
CA3060797C (en) * 2011-06-09 2021-12-07 Aviation Partners, Inc. The split blended winglet
WO2013151810A1 (en) * 2012-04-03 2013-10-10 Tamarack Aerospace Group, Inc. Multiple controllable airflow modification devices
US9567066B2 (en) 2013-02-05 2017-02-14 Tamarack Aerospace Group, Inc. Controllable airflow modification device periodic load control
US10562613B2 (en) * 2013-12-04 2020-02-18 Tamarack Aerospace Group, Inc. Adjustable lift modification wingtip
EP2998218A1 (en) * 2014-09-16 2016-03-23 Airbus Operations GmbH A wing for an aircraft, and an aircraft comprising such a wing
CN104895876B (zh) * 2015-05-22 2018-01-16 厦门大学 一种基于径向不稳定性的加速漩涡破裂的方法
EP3269635A1 (en) * 2016-07-12 2018-01-17 The Aircraft Performance Company UG Airplane wing
US10137999B2 (en) * 2017-03-30 2018-11-27 The Boeing Company Methods and apparatus for detecting airflow control surface skew conditions
CN108116658B (zh) * 2017-12-13 2020-04-10 哈尔滨工业大学深圳研究生院 飞行器的控制方法、系统和飞行器
ES2905192T3 (es) * 2018-01-15 2022-04-07 The Aircraft Performance Company Gmbh Ala de avión
GB2615311A (en) * 2022-01-31 2023-08-09 Airbus Operations Ltd Aircraft wing with movable wing tip device
GB2616252A (en) * 2022-01-31 2023-09-06 Airbus Operations Ltd Aircraft with movable wing tip device
US11897601B2 (en) * 2022-02-16 2024-02-13 Jetzero, Inc. Aircraft and methods of use for aerodynamic control with winglet surfaces
GB2628523B (en) * 2022-11-16 2025-07-09 Airbus Operations Ltd Aircraft wing

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2418301A (en) * 1942-07-24 1947-04-01 Miles Aircraft Ltd Aircraft supporting surface
US3174030A (en) * 1953-05-29 1965-03-16 Sperry Rand Corp Device for predicting values of a fluctuating system at a predetermined future time
US2846165A (en) * 1956-06-25 1958-08-05 John A Axelson Aircraft control system
GB850249A (en) * 1958-11-11 1960-10-05 Westinghouse Electric Corp Improvements in or relating to aircraft control systems
US3462662A (en) * 1967-04-12 1969-08-19 Lear Siegler Inc Monitoring and fault correction system for a multiple channel servo actuator
US3561326A (en) * 1968-03-06 1971-02-09 Parker Hannifin Corp Pulse phase modulated servoactuator
DE2149956C3 (de) 1971-10-07 1974-03-28 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Hochauftriebsflügel
GB1435489A (en) * 1972-08-02 1976-05-12 Emi Ltd Automatic vehicle guidance systems
US3981460A (en) * 1973-08-30 1976-09-21 Robert N. Starr Staggered channel wing-type aircraft
US4197655A (en) * 1977-11-09 1980-04-15 Cessna Aircraft Company Gyroscopic method and apparatus for determining magnetic heading and attitude
FR2591557B1 (fr) * 1985-12-13 1988-03-25 Aerospatiale Systeme de couplage de deux volets d'une aile d'aeronef, et aile d'aeronef equipee d'un tel systeme
CN1114944A (zh) * 1994-07-12 1996-01-17 傅前哨 在翼尖部安装叶轮的飞机机翼
KR0179115B1 (ko) 1995-11-20 1999-05-01 구자홍 액정배향용 감광성물질 및 이를 이용한 액정표시장치
US6082679A (en) * 1997-06-26 2000-07-04 The Boeing Company Active system for early destruction of trailing vortices
US5988563A (en) * 1997-12-30 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Articulating winglets
FR2841211B1 (fr) * 2002-06-21 2004-12-17 Airbus France Procede et dispositif pour reduire les mouvements vibratoires du fuselage d'un aeronef
DE20211664U1 (de) 2002-07-29 2003-01-09 Kähler, Kai, 20355 Hamburg Seitenruder-Anordnung
US7770842B2 (en) * 2004-08-24 2010-08-10 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US8380364B2 (en) * 2006-05-17 2013-02-19 Textron Innovations, Inc. Manual and computerized flight control system with natural feedback
JP4657191B2 (ja) * 2006-11-02 2011-03-23 本田技研工業株式会社 飛行機の主翼構造

Also Published As

Publication number Publication date
EP2064116B1 (de) 2014-07-23
CN101535125B (zh) 2013-06-19
US20100006706A1 (en) 2010-01-14
BRPI0716819A2 (pt) 2013-11-05
CN101535125A (zh) 2009-09-16
US8387922B2 (en) 2013-03-05
JP2010503571A (ja) 2010-02-04
CA2663437A1 (en) 2008-03-20
WO2008031620A2 (de) 2008-03-20
EP2064116A2 (de) 2009-06-03
WO2008031620A3 (de) 2008-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009113854A (ru) Аэродинамическое тело, а также крыло с аэродинамическим телом, комбинация компьютера и крыла или аэродинамического тела, способ воздействия на сигналы управления для системы сервопривода и компьютер с модулем управления сервоприводом
JP2010503571A5 (ru)
US10502246B2 (en) Methods and apparatus for controlling flow fields
US20120107116A1 (en) System and method for damping motion of a wind turbine
WO2005078509A3 (en) Mems scanning system with improved performance
WO2008147462A3 (en) Hybrid actuator for helicopter rotor blade control flaps
EP2857313A1 (en) Hover aircraft rotor comprising a vibration damping device
CN103119643A (zh) 具有电驱动装置的车辆
WO2015150572A1 (en) Method of influencing the exhaust noise of a motor vehicle and exhaust system for a motor vehicle
JP2012172782A (ja) 制振装置
JP5092831B2 (ja) 位置決め制御装置
KR20130081663A (ko) 초음파 모터의 구동 장치 및 초음파 모터 유닛
CN108225389B (zh) 超声波传感器驱动装置及其驱动方法
RU2375667C1 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
JP2007085867A (ja) 超音波送信器の駆動方法並びに駆動装置
KR20150088296A (ko) 레이저 가공 장치 및 레이저 가공 방법
CN102530494A (zh) 振动式碗状送料器
JP6684181B2 (ja) 超音波送信制御装置、超音波送信制御プログラム及び超音波送信制御方法
ATE447486T1 (de) ERZEUGUNG UND ABLENKUNG VON TINTENTROPFEN VARIABLER GRÖßE
RU192989U1 (ru) Система управления пьезодвигателем
JPWO2023088721A5 (ru)
JP2749533B2 (ja) 機械およびこの機械に連結された駆動要素を有する装置
JPS56101584A (en) Electronic timepiece
CN203602830U (zh) 一种提综刀振动控制装置
DK1957310T3 (da) Forstærker til en accelerationssignal-autopilot til biler med nyere teknologi

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20120815