[發(fā)明專利]混合式直升機的襟翼與水平尾翼的控制方法

有效

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• 申請日: 2013-05-21
• 公開（公告）號: CN103419932A
• 公開（公告）日: 2013-12-04
• 發(fā)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

相關申請

本發(fā)明源自2012年5月21日提交的法國專利申請FR12／01434，其內容全部并入本申請。

技術領域

本發(fā)明涉及旋轉翼飛行器的飛行力學領域。具體涉及一種該飛行器在高速飛行的穩(wěn)定階段的控制方法。還涉及用于該飛行器的控制設備。

該方法和設備適合混合式直升機，例如，裝有輔助推進的旋轉翼飛行器。

常規(guī)的旋轉翼飛行器包括至少一個主旋轉翼，其用來為飛行器提供升力和推進力，以及機身和動力設備。

混合式直升機還包括至少一個推進螺旋槳和一個提供升力的表面(或簡稱為“升力面”)，一般由位于機身兩側的兩個半翼或飛行器一端的水平尾翼構成。

例如，兩個可變螺距推進螺旋槳位于機身兩側，每個可變螺距推進螺旋槳位于一個半翼上。

此外，每個半翼可能會配備至少一個活動襟翼，使每個半翼的升力能夠被修正。同樣地，水平尾翼包括至少一個活動表面，以修正水平尾翼的升力?；顒颖砻婵捎缮刀姹砻婊蛘麄€水平尾翼組成。

兩個半翼的主要功能是為混合式直升機提供升力，當其高速飛行時，推進螺旋槳使其能夠達到這樣的速度。與此相反，它也能使飛行器以比巡航速度慢的合適的飛行速度飛行。

當高速向前飛行時，混合式直升機的活動水平尾翼或升降舵表面相當于飛行器中的俯仰角校正器。當活動水平尾翼(或其升降舵表面)使用各種判斷標準(例如飛行器姿態(tài)或主旋翼主軸的實際彎距)來調整飛行器的俯仰平衡點時，混合式直升機的俯仰控制采用主旋翼的循環(huán)控制。在這種結構中，半翼貢獻了將飛行器保持在空中的飛行器總升力。因此，當高速向前飛行時，主旋翼提供了混合式直升機的部分升力，并且有助于向前飛行。

因此，可以看出，在高速向前飛行時對混合式直升機的領航需要控制機構，以修正半翼和水平尾翼的升力，還有推進螺旋槳的螺距。

因此，在高速向前飛行過程中，除了旋轉翼飛行器的傳統(tǒng)控制之外，為了能夠管理飛行器混合式直升機的特殊控制，飛行員的工作量非常龐大和復雜。

因此，本發(fā)明的目的是提供一種輔助飛行員的方法，以確定和調整半翼和水平尾翼的升力，特別是在穩(wěn)定飛行階段的混合式直升機。

術語“穩(wěn)定飛行階段”被用于表示高速向前飛行的階段，并因此用于混合式直升機，當飛行條件恒定時，即，當主飛行參數(shù)恒定時。這特別適用于垂直速度和飛行器航道。恒定的垂直速度可通過保持與飛行器常量中的相關的姿態(tài)和／或角度來精確獲得。在垂直速度為0的特殊情況下，恒定姿態(tài)出現(xiàn)穩(wěn)定飛行階段，然后就可以簡稱為“巡航”飛行。恒定的航道對應飛行器不改變航向的航道。在這樣的穩(wěn)定飛行階段，前進速度最好也是恒定的。不過，也可以變化，但通常緩慢變化。在本發(fā)明的方法中，動態(tài)變化緩慢發(fā)生，因此，本方法能以該種方式與向前速度的變化兼容。

背景技術

美國專利文獻US2008／0237392描述了混合式直升機，其用控制系統(tǒng)控制飛行器的所有控制機構。飛行器結合有數(shù)據(jù)庫，數(shù)據(jù)庫包括優(yōu)化的且用于不同飛行條件和不同飛行形式的預設義飛行參數(shù)。

飛行員選擇需要的飛行形式，例如，燃油消耗最低、振動最低或實際前進速度最大。控制系統(tǒng)通過結合在混合式直升機中的各種傳感器中來選擇飛行條件，然后，從數(shù)據(jù)庫中選擇各種預設義的設置，以實現(xiàn)與這樣的飛行條件相對應的飛行器的各種控制。

然后，控制系統(tǒng)將這些預設義設置傳送到自動駕駛儀，在沒有駕駛員的干涉下，自動駕駛儀將它們用于混合式直升機的各種控制部件中。

法國專利文獻FR2959205描述了一種方法，其控制和調節(jié)混合式直升機在穩(wěn)定高速前進時水平尾翼的偏轉角。調整偏轉角的目的是優(yōu)化飛行器消耗的功率。

該方法包括三個調節(jié)環(huán)路。第一環(huán)路通過縱向循環(huán)螺距來控制飛行器的姿態(tài)，第二環(huán)路通過推進螺旋槳的螺距來控制飛行器的前進速度。這兩個環(huán)路確保飛行器穩(wěn)定在軸向姿態(tài)和前進速度上。最后，當保持軸向姿態(tài)和前進速度恒定時，第三環(huán)路通過水平尾翼的偏轉角來優(yōu)化飛行器的功率。

水平尾翼偏轉角的任何變化都會改變其升力。因此，既然飛行器的軸向姿態(tài)通過第一調節(jié)環(huán)路保持恒定，那么水平尾翼的該升力變化有助于影響機身在俯沖或升起時的螺距。然后，它在適合主旋轉翼的方向上作用，因此，它傾向于所需要的“升起”姿態(tài)或“俯沖”姿態(tài)以計算尾翼的螺距的影響。