[發明專利]混合式直升機的襟翼與水平尾翼的控制方法

有效

• 申請號: 201310364298.X
• 申請日: 2013-05-21
• 公開（公告）號: CN103419932A
• 公開（公告）日: 2013-12-04
• 發明（設計）人: P·艾格林
• 申請（專利權）人: 尤洛考普特公司
• 主分類號: B64C27/22
• 分類號: B64C27/22
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 毛力

1.一種控制高速旋轉機翼飛行器(1)的方法，該飛行器包括：

機身(2)；

至少一個主旋轉翼(3)，具有多個葉片(31)；

至少一個可變螺距推進螺旋槳(4)；

至少兩個半翼(11、11′)，位于所述機身(2)的兩側；

所述飛行器(1)的空氣動力控制裝置，其包括在每個半翼(11、11′)上具有至少一個活動襟翼(12、12′)，以及至少一個控制所述襟翼(12、12′)的系統；

至少一個水平尾翼(20)，位于所述飛行器(1)的一端，所述水平尾翼(20)具有至少一個活動表面(21、21′)；和

至少一個動力裝置(5)，其驅動所述主旋轉翼(3)和每個推進螺旋槳(4)進行旋轉；

該方法包括以下步驟：

確定飛行器(1)的總升力，假定所述總升力抵消了飛行器(1)的重力；

通過所述控制襟翼(12、12′)的系統調整每個半翼(11、11′)的升力，以使所述半翼(11、11′)的所述升力等于所述飛行器(1)在穩定飛行階段的所述總升力的第一預設百分數，所述兩個半翼(11、11′)之間的升力差用于補償所述主旋轉翼(3)對所述半翼(11、11′)的影響。

2.根據權利要求1所述的方法，其中，所述半翼(11、11′)上的所述升力等于所述飛行器(1)的所述總升力的40％。

3.根據權利要求1所述的方法，其中，所述飛行器(1)的所述重力通過所述動力裝置(5)的燃料消耗來確定。

4.根據權利要求1所述的方法，其中，所述半翼(11、11′)上的所述升力使用下面的關系式來確定：

Zwing=12×ρ×TAS2×S×Cz‾]]>

其中：

“Z_wing”代表所述半翼(11、11′)上的所述升力；

“ρ”代表飛行環境中空氣的密度；

“TAS”代表飛行器(1)的前進速度；

“S”代表兩個半翼(11、11′)的表面面積；

代表半翼(11、11′)的平均升力系數，該系數是半翼(11、11′)的空氣動力迎角的函數，其中：

α＝α_fus+α_int?_eeraction

“α_fus”代表所述飛行器(1)的空氣動力迎角，并由下式確定：

α_fus＝θ一Arcsin(v_z／TAS)

“α_int?_eeraction”代表對半翼(11、11′)的迎角的修正；

“v_z”代表空氣相對飛行器(1)的垂直速度；

“θ”代表飛行器(1)的軸向姿態；

“×”代表乘法符號；

然后，所述半翼(11、11′)的升力被調整，以使所述半翼(11、11′)的升力等于飛行器(1)的所述總升力的所述第一預設百分數。

5.根據權利要求1所述的方法，其中，所述主旋轉翼(3)由主齒輪箱(6)驅動，主齒輪箱(6)通過多個支撐桿(7)連接到所述機身(2)，測量所述支撐桿(7)上的應力，主旋轉翼(3)的升力通過所述支撐桿(7)上的應力的測量而確定，在此之后，所述半翼(11、11′)的升力被調整，以使所述主旋轉翼(3)的升力等于飛行器(1)的所述總升力的第二預設百分數，所述第一預設百分數和所述第二預設百分數之和等于100％。