本申請涉及無人機，尤其涉及一種大展弦比機翼顫振控制方法及其控制裝置。

背景技術：

1、機翼顫振作為一種潛在的動態(tài)不穩(wěn)定性問題，一直是影響無人機性能與安全性的關鍵因素之一。顫振現(xiàn)象主要源于機翼在高速飛行過程中，由于氣動力與結構彈性力之間的相互作用，導致機翼結構發(fā)生周期性振動。這種振動不僅可能引發(fā)結構疲勞，還可能迅速放大，最終導致結構破壞，因此，對顫振的有效控制是確保無人機安全飛行的重要前提。

2、大展弦比機翼設計是現(xiàn)代高空長航時無人機追求高效升阻比、增加飛行距離與滯空時間的常用手段。然而，由于機翼的剛度相對較低，飛行中容易產(chǎn)生較大的變形，尤其是在高速飛行條件下，機翼的彈性變形與氣動力之間的相互作用更為劇烈，增加了顫振發(fā)生的風險。顫振速度為在不引起結構破壞的前提下，無人機所能達到的最大飛行速度，成為限制這類無人機性能提升的重要因素。

3、因此，如何提高顫振速度，使無人機在更高的速度下安全飛行，從而提高其飛行性能成為待解決的問題。

技術實現(xiàn)思路

1、在本申請實施例中，通過提供一種大展弦比機翼顫振控制方法，解決了如何提高顫振速度，使無人機在更高的速度下安全飛行，從而提高其飛行性能的問題。

2、第一方面，本申請實施例提供了一種大展弦比機翼顫振控制方法，包括：獲取機翼的初始顫振速度；在機翼上安裝鋼索，并通過伺服機構在飛行狀態(tài)下對鋼索施加預緊力，以限制機翼扭轉；獲取鋼索施加預緊力后機翼的擴展顫振速度；無人機飛行過程中啟用翼尖角位移傳感器，翼尖角位移傳感器用于實時監(jiān)測翼尖扭轉角和扭轉角速度；當無人機的飛行速度超過擴展顫振速度時，使用伺服機構進行動態(tài)控制。

3、在一種可能的實現(xiàn)方式中，所述無人機飛行過程中啟用翼尖角位移傳感器，包括：當無人機的飛行速度位于初始顫振速度和擴展顫振速度之間時，開始啟用翼尖角位移傳感器。

4、在一種可能的實現(xiàn)方式中，當無人機的飛行速度低于擴展顫振速度時，基于翼尖角位移傳感器監(jiān)測的翼尖扭轉角和扭轉角速度判斷所述翼尖角位移傳感器是否故障。

5、在一種可能的實現(xiàn)方式中，若翼尖角位移傳感器故障，限制無人機的飛行速度，使其始終不高于擴展顫振速度。

6、在一種可能的實現(xiàn)方式中，判定翼尖角位移傳感器故障的方式為：當無人機的飛行速度低于擴展顫振速度時，若翼尖角位移超過無人機在靜載荷下產(chǎn)生的機翼最大角位移，判定翼尖角位移傳感器出現(xiàn)故障。

7、在一種可能的實現(xiàn)方式中，所述當無人機的飛行速度超過擴展顫振速度時，使用伺服機構進行動態(tài)控制，包括：當翼尖前緣向上時，下伺服電機牽拉鋼索，施加第一牽拉力，所述第一牽拉力基于扭轉角和扭轉角速度獲得；當翼尖前緣向下時，上伺服電機牽拉鋼索，施加一個第二牽拉力，所述第二牽拉力基于扭轉角和扭轉角速度獲得。

8、在一種可能的實現(xiàn)方式中，還包括：當翼尖角位移傳感器監(jiān)測到翼尖振動有發(fā)散趨勢時，降低無人機的飛行速度。

9、在一種可能的實現(xiàn)方式中，判定翼尖角位移傳感器監(jiān)測到翼尖振動有發(fā)散趨勢需滿足以下任一條件：第一條件：翼尖角位移達到或超過無人機在靜載荷下產(chǎn)生的機翼最大角位移的預設比例；第二條件：翼尖角位移在連續(xù)預設數(shù)量個振動周期中，首末周期的振幅比例超出預設比值。

10、第二方面，本申請實施例提供了一種大展弦比機翼顫振控制方法的控制裝置，包括翼梢小翼、耳環(huán)螺栓、翼尖角位移傳感器和伺服機構；兩個翼梢小翼分別設置于無人機兩側的機翼翼尖，沿垂直機翼水平基準面向上下延伸，用于減阻并提供后緣牽引鋼索的安裝結構；兩個耳環(huán)螺栓分別設置于單側翼梢小翼的后緣，用于連接并牽引鋼索；每個機翼翼尖都安裝有一個翼尖角位移傳感器，用于實時監(jiān)測翼尖扭轉角和扭轉角速度；伺服機構包括左上伺服機構、左下伺服機構、右上伺服機構和右下伺服機構，對稱設置于無人機后機身，每個伺服機構均包括伺服電機和收索盒，用于牽引從耳環(huán)螺栓上牽出的鋼索。

11、在一種可能的實現(xiàn)方式中，從左側機翼翼尖上的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于左上伺服機構的收索盒中，從左側機翼翼尖下的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于左下伺服機構的收索盒中；從右側機翼翼尖上的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于右上伺服機構的收索盒中，從右側機翼翼尖下的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于右下伺服機構的收索盒中。

12、本申請實施例中提供的一個或多個技術方案，至少具有如下技術效果：

13、本申請實施例提供了一種大展弦比機翼顫振控制方法，通過在機翼上安裝鋼索并施加預緊力，有效限制了機翼在飛行過程中的扭轉，顯著提升了機翼的結構剛性和動態(tài)穩(wěn)定性。通過限制機翼扭轉，提高了機翼的扭轉振動頻率，從而實現(xiàn)了擴展顫振速度的提升，意味著無人機可以在一個更寬廣的速度范圍內安全飛行，而不會觸發(fā)顫振現(xiàn)象。啟用翼尖角位移傳感器，能夠實時監(jiān)測翼尖的扭轉角和扭轉角速度，提供了關鍵數(shù)據(jù)支持。一旦檢測到異常扭轉情況，可以立即采取措施進行調整。這種實時監(jiān)控機制極大增強了飛行的安全性和可靠性。當無人機的飛行速度超過擴展顫振速度時，利用伺服機構進行動態(tài)控制，可以進一步調整機翼狀態(tài)，保持飛行穩(wěn)定。這種動態(tài)響應能力不僅提高了無人機的飛行性能，還增強了其在極端條件下的適應性和生存能力。解決了如何提高顫振速度，使無人機在更高的速度下安全飛行，從而提高其飛行性能的問題。

技術特征：

1.一種大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權利要求1所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，所述無人機飛行過程中啟用翼尖角位移傳感器，包括：

3.根據(jù)權利要求1所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，當無人機的飛行速度低于擴展顫振速度時，基于翼尖角位移傳感器監(jiān)測的翼尖扭轉角和扭轉角速度判斷所述翼尖角位移傳感器是否故障。

4.根據(jù)權利要求3所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，若翼尖角位移傳感器故障，限制無人機的飛行速度，使其始終不高于擴展顫振速度。

5.根據(jù)權利要求3所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，判定翼尖角位移傳感器故障的方式為：當無人機的飛行速度低于擴展顫振速度時，若翼尖角位移超過無人機在靜載荷下產(chǎn)生的機翼最大角位移，判定翼尖角位移傳感器出現(xiàn)故障。

6.根據(jù)權利要求1所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，所述當無人機的飛行速度超過擴展顫振速度時，使用伺服機構進行動態(tài)控制，包括：

7.根據(jù)權利要求1所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，還包括：當翼尖角位移傳感器監(jiān)測到翼尖振動有發(fā)散趨勢時，降低無人機的飛行速度。

8.根據(jù)權利要求7所述的大展弦比機翼顫振控制方法，其特征在于，判定翼尖角位移傳感器監(jiān)測到翼尖振動有發(fā)散趨勢需滿足以下任一條件：

9.根據(jù)權利要求1-8中任意一項所述的大展弦比機翼顫振控制方法的控制裝置，其特征在于，包括翼梢小翼、耳環(huán)螺栓、翼尖角位移傳感器和伺服機構；

10.根據(jù)權利要求9中所述的大展弦比機翼顫振控制方法的控制裝置，其特征在于，從左側機翼翼尖上的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于左上伺服機構的收索盒中，從左側機翼翼尖下的耳環(huán)螺栓牽出的鋼索固定于左下伺服機構的收索盒中；

技術總結
本申請公開了一種大展弦比機翼顫振控制方法及其控制裝置，包括：獲取機翼的初始顫振速度；在機翼上安裝鋼索，并通過伺服機構在飛行狀態(tài)下對鋼索施加預緊力，以限制機翼扭轉；獲取鋼索施加預緊力后機翼的擴展顫振速度；無人機飛行過程中啟用翼尖角位移傳感器，翼尖角位移傳感器用于實時監(jiān)測翼尖扭轉角和扭轉角速度；當無人機的飛行速度超過擴展顫振速度時，使用伺服機構進行動態(tài)控制。解決了如何提高顫振速度，使無人機在更高的速度下安全飛行，從而提高其飛行性能的問題。

技術研發(fā)人員：張海東,陳媛,李梅,沈洋,李潘玉
受保護的技術使用者：西安羚控電子科技有限公司
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/19