一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法
一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法
【专利摘要】本发明提出了一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法。本发明涉及一种控制高速旋翼式飞行器(1)的方法，所述旋翼式飞行器(1)包括，机身(2)；至少一个主旋翼(3)；至少一个变距推进式螺旋桨(4)；至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’)；至少一个提供一个移动表面(21、21’)的水平尾翼(20)；和至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)。.所述方法用于：调整所述半机翼(11、11’)的升力和水平尾翼(20)的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等同于总距的设定值，并且以使在飞行的稳定阶段，所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值，以及所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的横向周期变距等同于横向周期变距的设定值。
【专利说明】一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法
相关申请的交叉引用
[0001]本申请是源自于2012年5月21日提交的专利申请号为FR12/01431的法国专利申请，此处引用该专利申请的内容。
【技术领域】
[0002]本发明涉及旋翼式飞行器的飞行力学的【技术领域】，该发明涉及一种控制处于高速的飞行稳定阶段的旋翼式飞行器的方法，其还涉及控制此类飞行器的控制设备。
[0003]所述方法和所述设备尤其适用于混合式直升机，例如安装有辅助动力装置的旋翼式飞行器。
[0004]旋翼式飞行器通常包括至少一个给飞行器提供升力和推进力的主旋翼、一个机身和一个动力装置。
[0005]一个混合式直升机还包括至少一个推进式螺旋桨和一个升力提供表面(或简称为“升力面”)，它们通常构成两个位于机身两侧的半机翼和位于飞行器末端的水平尾翼。
[0006]例如，两个变距推进式螺旋桨位于机身的两侧，每一个位于一个半机翼上。
[0007]另外，每一个半机翼装有至少一个移动襟翼，该襟翼能够使得每一个半机翼的升力得到修正。类似的，水平尾翼包括至少一个移动表面，用以修正水平尾翼的升力。所述移动表面可以由一个升降机面或由作为一个整体的水平尾翼构成。
[0008]两个半机翼的主要功能是当飞行器处于飞行状态并处在高前向速度时给混合式直升机提供升力，同时推进式螺旋桨使其尽可能达到所述速度。相反的，可以说处于中等速度飞行的飞行器的前向速度有可能比巡航飞行时的速度要慢。
[0009]当飞行器处于高速前向速度飞行时，混合式直升机的移动水平尾翼或者升降机面等效于飞行器的配平补偿器。混合式直升机的俯仰控制是通过使用主旋翼的周期操纵机构来实现，同时，移动水平尾翼(或者它的升降机面)用于调整飞行器的俯仰平衡点，应用不同的参数，例如飞行器的姿势，或者甚至主旋翼主轴的弯矩。在这种配置下，半机翼提供飞行器所需的保持飞行器在空中的总升力，因此，当飞行器处于高速前向速度飞行时，主旋翼提供混合式直升机的部分升力，并且可能还驱动直升机向前。
[0010]由此可以看出，驾驶处于高速前向飞行的混合式直升机需要特殊控制以修正半机翼和水平尾翼的升力以及推进式螺旋桨的俯仰。
[0011]因此，在处于高速前向速度飞行中，除了旋翼式飞行器的传统控制外，为了能够应对混合式直升机的特殊控制，飞行员的工作负荷是巨大和复杂的。
[0012]因此，本发明的一个目标是通过提供一种专用于处于飞行稳定阶段的混合式直升机的自动调整半机翼和水平尾翼的升力的方法，辅助飞行员降低其工作量。
[0013]术语“飞行的稳定阶段”意为处于高前向速度的飞行，并且适用于当飞行环境恒定时(即当主要飞行参数恒定时)的混合式直升机。这尤其适用于飞行器的垂直速度和路径。恒定的垂直速度尤其可以通过保持飞行器常数中的姿势和/或倾斜角的方式来获得。当垂直速度为O的特殊情形下，飞行稳定阶段发生在恒定高度，并因此可以称为“巡航飞行”。一个不变的路径对应于一个飞行器没有改变航向的路径。在所述的一个飞行稳定阶段期间，优选地前向速度是恒定的。尽管如此，它也可能是变化的，但通常变化很慢。在本发明所述方法中，动态变化发生的很慢，因此，所述方法兼容于以这种方式变化的前向速度。
【背景技术】
[0014]专利文献US2008/0237392描述了一种通过使用控制系统控制飞行器的所有控制机构的混合式直升机。所述飞行器具有针对不同的飞行环境和不同的飞行类型而优化的和预定义的飞行参数的数据库。
[0015]飞行员选择将要执行的飞行类型，例如，最小化燃料消耗、最小化震动或甚至最大化前向速度。控制系统通过使用并入混合式直升机的不同的传感器来确定飞行环境，然后从数据库中选择对应于这些飞行环境的不同的飞行器控制的预定义的设置。
[0016]控制系统随后与自动驾驶仪通信这些预定义设置，所述自动驾驶仪在没有驾驶员干预的情况下将这些设置应用到混合式直升机的不同的控制构件中。
[0017]专利文献FR2959205描述了一种控制和规制处于稳定高速前进状态的混合式直升机的水平尾翼的偏转角的方法。调整偏转角的目的是优化飞行器的动力消耗。
[0018]所述方法包括三个调节回路。第一个回路通过轴向周期变距来控制飞行器的姿势，第二个回路通过推进式螺旋桨变距来控制飞行器的前向速度。这两个回路确保飞行器在轴向姿势和前向速度上是稳定的。最后，第三个回路通过水平尾翼的偏转角在保持轴向姿势和前向速度恒定的同时优化飞行器的动力消耗。
[0019]水平尾翼的偏转角的任何变化均能修改其升力。因此，因为飞行器的轴向姿势通过第一调节回路保持恒定，此种水平尾翼升力的变化用于决定机身的俯仰力矩处于低头方向还是抬头方向。随后，适于操作主旋翼的方向，使其按要求朝向低头姿势或抬头姿势，以抵消水平尾翼的俯仰力矩的影响。
[0020]当主旋翼倾向于低头姿势时，主旋翼提供推动力，S卩，当主旋翼由飞行器的动力装置驱动时，主旋翼有助于飞行器前进。相反的，当主旋翼倾向于抬头姿势，主旋翼处于旋翼机模式，即，其不是由飞行器的动力装置所驱动旋转，而是由飞行器前向移动制造的气流所驱动旋转。在该情形下，主旋翼只用于产生升力。
[0021]因此，修改水平尾翼的偏转角影响到主旋翼的运转，尤其是影响其消耗的动力。
[0022]此外，专利文献FR2916420描述了一种拥有至少一个升降机面的混合式直升机，所述升降机面位于具有偏转角的水平尾翼上并且该偏转角可以根据主旋翼的主轴的弯矩而被控制。此外，主旋翼的叶片的周期性俯仰控制机构能够使得混合式直升机的机翼的俯仰姿态得到控制，由此混合式直升机的机翼的升力可以在巡航飞行中被设置为是总升力的某个特定的百分比。
[0023]此外，专利文献W02005/005250描述了一种在巡航飞行中其机翼提供大约70%的
总升力的混合式直升机。
[0024]众所周知的，专利文献FR2916419描述了一种在巡航飞行中其主旋翼的旋转速度可被降低的混合式直升机。控制主旋翼的叶片的轴向周期变距使得混合式直升机的机身阻力能被降低。此外，所述直升机包括至少一个升降机面，所述升降机面位于具有偏转角的水平尾翼上并且该偏转角能够被控制以消除主旋翼的主轴的弯矩。[0025]众所周知的自动驾驶设备能够使混合式直升机的倾斜气动角保持恒定并等于飞行器处于稳定巡航飞行时的倾斜参考角。为了保持倾斜角的恒定，自动驾驶仪作用于总旋翼的叶片的总距。
[0026]同样的，此设备使执行稳定巡航飞行时能够将飞行器的俯仰姿态被保持在其俯仰轴附近恒定，并等同于参考姿势。
[0027]此外，所述设备提供一个可以显示参考倾斜角和参考姿势的显示器。飞行员可以在显示器上看到实际的飞行器姿势和倾斜角以及合适的对应的参考值。
【发明内容】
[0028]本发明的一个目标是提供一种控制高速飞行的旋翼式飞行器的方法，使在飞行的稳定阶段期间同时控制水平尾翼和半机翼的升力成为可能。根据本发明，所述飞行器包括一个机身，至少一个具有多个叶片的主旋翼，至少一个可变螺距的推进式螺旋桨，至少一个升力面以及至少一个驱动主旋翼和每一个推进式螺旋桨进行转动的动力装置。升力面可包括两个位于机身两侧的半机翼以及至少一个位于飞行器末端的水平尾翼，并且提供至少一个移动表面。
[0029]所述方法能够确定总距和周期变距的设定值，然后调整两个半机翼的升力以使主旋翼的叶片的总距等于飞行稳定阶段期间的总距设定值。两个半机翼的升力等于每一个半机翼上的升力的和，通过对飞行器的空气动力控制构件进行操作来调整两个半机翼的升力。
[0030]飞行的稳定阶段对应于飞行器的路径和水平速度恒定时的飞行阶段，此时，其垂直速度是恒定的，或者在水平飞行的特殊情况下是零。此种飞行尤其可通过使用飞行器上的自动驾驶仪调整尤其是飞行器的主旋翼的叶片的轴向周期弯矩和总距的方式来获得。每一个推进式螺旋桨的俯仰可由自动驾驶仪予以调整。
[0031]如此，飞行的稳定阶段可通过飞行器的控制装置的第一调节回路来获得，然后用本发明的方法构建用于这些控制中的一些的第二调节回路。
[0032]然而，处于飞行稳定阶段的飞行器的完全稳定并不能够以最佳方式来确保。
[0033]首先，在飞行中飞行器的总升力是变化的，尤其是作为飞行器的质量的函数时。
[0034]另外，围绕飞行器的空气的密度是作为温度和海拔的函数而变化的，影响飞行器的升力调整。
[0035]在飞行中，燃料的消耗减轻了飞行器重力。此外，在一项任务中，飞行器可能需要装载和卸载货物或旅客，如此会影响飞行器的重力。
[0036]飞行器的总升力抵消了飞行器的重力，以将飞行器保持在空中，飞行器的重力是通过用飞行器的质量乘以地面重力加速度而获得的，下文中，术语“总升力”用于描述所需的用于平衡飞行器重力的升力。
[0037]当飞行器的总升力准确的平衡飞行器的重力时，飞行器飞行时的垂直加速度为零，即其垂直速度是恒定的。当飞行器的总升力大于其重力时，飞行器拥有正的垂直加速度，即飞行器爬升的速度是增加的。相反的，当总升力小于其重力时，飞行器拥有负的垂直加速度，即其下降速度是增加的。
[0038]结果，为了保持飞行的稳定阶段，飞行器的总升力必须连续不断地被调整，以适应飞行器重力的变化和空气的密度的变化。
[0039]只要飞行速度是适中的，飞行器的总升力主要由主旋翼的升力构成。相反的，当飞行器处于高速前向飞行时，飞行器的升力主要由来自主旋翼的升力加上来自半机翼的升力的和构成。飞行器的机身和飞行器的水平尾翼同样有助于飞行器的总升力。然而，这没有被考虑在内，因为对于大多数飞行器来说它都是微不足道的。
[0040]当处于高速前向飞行时，半机翼的存在是为了减小主旋翼对飞行器的总升力的作用。此外，通过使用至少一个推进式螺旋桨也使降低主旋翼对飞行器的推动的作用成为可能。因此，主旋翼的升力和推动力均可以减少，结果使降低主旋翼的空气阻力成为可能。
[0041]本发明所述的方法在使调整飞行器的半机翼的升力成为可能方面是明显的。调整飞行器的半机翼的升力使得在飞行的稳定阶段，飞行器趋向其主旋翼的最佳运转点，同时保持恒定的垂直行为目标，例如恒定的垂直速度或倾斜角，使保持飞行的稳定阶段成为可倉泛。
[0042]飞行器的主旋翼包括至少一个对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期变距的两个值的最佳运转点。主旋翼的该最佳运转点通常是在飞行器研制阶段的飞行测试期间确定的。此外，其取决于主旋翼和飞行器的半机翼。
[0043]对应于主旋翼的最佳运转点的总距和轴向周期变距这两个值然后设定一总距设定值和一轴向周期变距设定值。优选的，这两个值是飞行器前向速度和空气密度的函数。
[0044]主旋翼的该最佳运转点对应于主旋翼的升力/阻力(L/D)比率或精度，例如使飞行器的燃料消耗最小化成为可能。
[0045]因此，如果燃料的消耗导致飞行器的重力减少，则主旋翼仍然设定在总距的设定值，同时半机翼的升力减少以使对应于飞行的稳定阶段的垂直行为目标保持不变。
[0046]总距和周期变距的设定值尤其取决于半机翼和主旋翼，L/D比率随着主旋翼的负载的增加而降低。
[0047]例如，测试表明处于飞行稳定阶段的飞行器的主旋翼的最佳运转点对应于在悬停飞行期间的主旋翼的动力消耗的20%到40%的范围。
[0048]在另一个例子中，对于一个重达7公吨(t)的飞行器，主旋翼的最佳运转点对应于主旋翼传递适合支撑3.5公吨的重力的升力。
[0049]本发明所述的方法能够通过调整两个半机翼的升力的方式使主旋翼达到这个最佳平衡运转点。飞行器的总升力值对应于来自主旋翼的升力加上来自两个半机翼的升力的和，并且对应于飞行器的目标垂直行为。因此，当两个半机翼的升力被调整以达到总升力值时，主旋翼的升力发生变化。另外，主旋翼的升力通过修正主旋翼的叶片的总距的方式得到改变。
[0050]如此，本发明的方法能够调节两个半机翼的升力直到主旋翼的叶片的总距等于对应于主旋翼的最佳运转点的总距设定值。
[0051]应当回想起，为了将飞行器保持在空中，飞行器的总升力要抵消飞行器的重力，飞行器的重力对应于飞行器的质量乘以地球的重力加速度。此外，尤其由于动力装置消耗燃料，飞行器的重力在飞行中减少，因此飞行器的总升力同样需要减少。
[0052]因此，为了保持主旋翼的运转点和相关联的总距值，用所述方法调整处于飞行稳定阶段的半机翼提供的升力以补偿飞行器重力的变化。[0053]如此，所述方法能够通过自动控制半机翼的升力以最优化处于飞行稳定期的飞行器的平衡的方式来降低飞行员的工作负荷。
[0054]如果由飞行员人工控制飞行阶段，本发明的所述方法具有较慢的动态变化比率以避免打扰飞行器的驾驶。
[0055]同样的，当由飞行器的控制装置的第一调节回路控制飞行的稳定阶段，构成本发明的方法的第二调节回路比第一调节回路变化更慢以避免打扰第一回路的运转。
[0056]本发明的方法同样能够通过以这样一种方式作用于控制元件的方式来调整水平尾翼的升力，所述方式是使主旋翼的叶片的轴向周期变距等同于轴向周期变距设定值。
[0057]如上文所阐述的，众所周知的是水平尾翼的升力的变化导致主旋翼在飞行稳定阶段呈现低头或抬头姿势，同时飞行器的姿势(或倾斜角)保持恒定。从某种意义上说，主旋翼的叶片的轴向周期变距得到修正以抵消水平尾翼，同时飞行阶段的特征，例如飞行器的前向速度或飞行器的姿势，仍然保持恒定。
[0058]因此，所述方法用于调整水平尾翼的升力直到主旋翼的叶片的轴向周期变距对应于轴向周期变距设定值。水平尾翼的升力通过作用于控制水平尾翼的每一个移动面的方式得到调整。如此，所述方法尤其能够补偿处于飞行器的重力中心位置的变化。
[0059]作为一个结果，所述方法能够通过自动控制水平尾翼的升力以最优化处于飞行稳定阶段的飞行器的平衡的方式来降低飞行员的工作负荷。
[0060]尾翼的每一个移动面由水平尾翼的移动升降机构成。优选的，水平尾翼拥有两个升降机。
[0061]调整半翼的升力和水平尾翼的升力是在一个低频率下进行的，因此在飞行的稳定阶段，飞行器的整个平衡点会于主旋翼的最佳运转上，同时保持对应于飞行稳定阶段的恒定垂直行为目标和恒定目标轴向姿势，所述恒定垂直行为目标例如恒定的垂直速度或者倾斜角。
[0062]此外，本发明的方法仅仅用于飞行的稳定阶段。飞行器的前向速度必须快于50节(海里/每小时)。此外，所述方法需要在飞行器的行为发生变化时尤其是转弯时予以撤销。例如，所述方法可能只在当飞行器翻转角小于10度时起作用。最后，为避免飞行器的飞行员的相反的操作，每当检测到飞行员操作飞行器的控制系统时所述方法就予以撤销。
[0063]所述方法能够通过作用于飞行器的空气动力控制装置的方式调整两个半机翼的升力。
[0064]作为一个例子，该升力调整可通过改变飞行器的半机翼的空气动力倾斜角(或简称为“倾斜角”)的方式来实现。对于完全稳定的半机翼来说，如此的倾斜角的改变可通过改变飞行器姿势的方式获得。因为飞行器的路径保持不变，飞行器的姿势的修正飞行器的倾斜角的修正改变了两个半机翼的倾斜角。在这种情形下，飞行器的空气动力控制装置能够改变飞行器的姿势。
[0065]飞行器的半机翼作为一个整体移动是可能的，例如，绕轴旋转。飞行器的空气动力控制装置能够使半机翼在不改变飞行器姿势的情况下绕轴旋转，同时仍然修改所述半机翼的倾斜角。
[0066]优选的，飞行器的空气动力控制装置包括，在每一个半机翼上至少一个位于固定的升力面的后部的可移动襟翼，该可移动襟翼与至少一个操控每一个襟翼的控制系统相关联。该操控对应于移动襟翼，例如，修正每一个襟翼的表面区域，如此使每一个半机翼的升力得到修正，同时半机翼的倾斜角保持不变。通过每一个襟翼的绕轴旋转可以修正升力，不管在平移中有或者没有运动。
[0067]此外，为在两个半机翼间获得升力差异，每一个半机翼的襟翼可以以不同方式操作。在两个半机翼间的升力差异能够例如用于补偿主旋翼的影响，尤其是在滚动运动中。
[0068]主旋翼的旋转所产生的气流以不同方式影响位于飞行器机身两侧的两个半机翼。这些气流是混乱的，它们从一个半机翼的前面运动到其后面，从另一个半机翼的后面运动到其前面。它们这样制造两个半机翼间的倾斜角的不对称。因此在两个半机翼间就出现了升力差异，并导致飞行器滚动。
[0069]为了补偿这种升力的差异以避免导致飞行器滚动，飞行员不停的作用于主旋翼的叶片的横向的周期变距。有利的是，本发明方法能够确定半机翼间的升力差异。所述方法能够通过它们的控制系统操控每一个襟翼，以调整两个半机翼的升力并获得这种升力差异。
[0070]因此，飞行员就不再需要负责对由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称的补偿。
[0071]同样的，本方法可以通过借助襟翼控制装置以独立的方式操控每一个襟翼的方式来调整每一个半机翼的升力，以使主旋翼的叶片的横向周期变距等同于横向周期变距设定值。在该种情形下，通过这种方式获得的、与旋翼的滚转力矩相关联的两个半机翼间的升力差异，遵从飞行器的目标横向姿势。以较低的频率操控半机翼的襟翼以使飞行器会于横向变距的这个目标。横向周期变距的设定值可以是飞行器的前向速度和空气密度的函数。
[0072]在本方法的另一个变体中，主旋翼的主轴的弯矩通过专用的传感器直接测量。该弯矩用于确定主旋翼的主轴的轴向弯矩和横向弯矩。
[0073]能够使主旋翼朝向低头配置或抬头配置的水平尾翼的升力直接作用于该轴向弯矩的值。所述方法能够调整水平尾翼的升力直到轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。在此种情形下，水平尾翼就能够实现飞行的稳定阶段，其中主旋翼的主轴的弯矩对应于所述轴向弯矩的设定值，例如为了降低主旋翼主轴的轴向压力。再一次，轴向周期弯矩和总距被调整以保持飞行环境不变化。
[0074]同样的，可以通过以不同方式控制两个半机翼以获得两个半机翼间的升力差异的方式来调整主旋翼的主轴的横向弯矩。所述的每一个半机翼的不同的升力能够产生翻转力矩，翻转力矩与横向弯矩相反。所述方法调整每一个半机翼的升力直到主旋翼的主轴的弯矩等同于横向弯矩设定值，例如，为了降低主旋翼的主轴的横向压力的目的。
[0075]两个半机翼的升力通过作用于控制系统以移动每一个襟翼的方式得到调整。轴向和横向弯矩设定值是飞行状况的函数。
[0076]在本发明的一个实施例中，有关主旋翼的叶片的总距和周期变距的实际值、总距的设定值、轴向和横向周期变距的设定值以及关于两个半机翼的襟翼的信息、水平尾翼的信息都显示在飞行器的显示设备上。
[0077]为了在优化飞行器操控方面辅助飞行员，显示设备提供能够使飞行员以最优化的方式去调整主旋翼的叶片的总距和周期变距的信息以及半机翼的襟翼和水平尾翼的位置。
[0078]为了该目的，第一图表示出了对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期变距的一对值的第一点。轴向周期变距在第一图表中沿着横轴标记，总距在第一图表中沿着纵轴标记。第一图表同样示出了对应于由总距的设定值和轴向周期变距的构成的一对值的第二点。
[0079]此外，仅具有一条代表横向周期变距的轴的第二图表用于示出对应于主旋翼的叶片的横向周期变距的当前值的第三点和对应于横向周期变距的设定值的第四点。
[0080]此后，为了告知飞行员有关两个半机翼的襟翼的信息，两个半机翼的襟翼的平均位置连同这些襟翼间的位置差异被显示出来。襟翼的平均位置对应于每一个提供半机翼升力的半机翼上的相同位置。这些襟翼间的位置差异对应于两个半机翼间的升力差异，所述升力差异用于补偿由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称。
[0081]同样被示出的还有对应于水平尾翼升力的水平尾翼的移动面(升降机)的位置。
[0082]最后，显示设备示出了偏转设置点(例如以箭头的形式)以告知飞行员。当执行人工操控方向时，这些偏转设置点通知飞行员每一个半机翼的襟翼和水平尾翼的移动面应当被移动以使主旋翼朝向其最佳运转点汇集。
[0083]本发明同样提供了一种在飞行的稳定阶段具有高前向速度并适合实现所述控制方法的旋翼式飞行器。
[0084]所述飞行器具有一个机身，至少一个拥有多个叶片的主旋翼，至少一个可变螺距的推进式螺旋桨，至少一个升力提供表面以及至少一个在转动中驱动主旋翼和每一个推进式螺旋桨进行旋转的动力设备。
[0085]该升力提供表面包括至少两个位于机身两侧的半机翼及至少一个修正半机翼升力的空气动力控制装置。此外，该动力提供表面包括至少一个位于飞行器末端的水平尾翼，该水平尾翼包括至少一个移动表面及用于操控移动表面的控制装置。
[0086]所述飞行器的空气动力控制装置用于当处于飞行稳定期间时调整两个半机翼的升力以使主旋翼的叶片的总距等同于总距设定值。该总距设定值对应于主旋翼的最优运转点。
[0087]在本发明的一个实施例中，用于移动水平尾翼的移动表面的控制装置能够在飞行稳定期间移动所述移动表面以调节水平尾翼的升力从而导致主旋翼的叶片的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值。该轴向周期变距设定值对应于主旋翼的相同的最优运转点。
[0088]在本发明的一个实施例中，飞行器的空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼上的移动襟翼和至少一个用于操控每一个襟翼的控制系统。每一个控制系统用于操控相应的襟翼以调整相应的半机翼上的升力。
[0089]在本发明的一个实施例中，所述飞行器拥有显示能够使飞行员优化飞行器操控的信息的显示设备。
[0090]所述显示设备包括两个提供有关主旋翼的叶片的总距和周期变距的图表。在第一图表中，显示设备显示了对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期弯矩的两个现在值的第一点和对应于由总距设定值和轴向周期弯矩设定值构成的两个值的第二点。在第一图表中，轴向周期弯矩沿着横轴标记，总距沿着轴向标记。
[0091]仅拥有一个代表横向周期变距的轴的第二图表用于显示对应于主旋翼叶片的轴向周期变距的当前值的第三点和对应于横向周期弯矩设定值的第四点。
[0092]此外，为了告知飞行员有关两个半机翼的升力水平，显示设备显示了两个半机翼的襟翼的平均位置连同这些襟翼间的位置差异，如此对应于两个半机翼间的升力差异，从而能够补偿由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称。
[0093]据此，显示设备显示了对应于尾翼的升力的水平尾翼的移动表面的位置。
[0094]显示装置同样显示了一种操控模式，所述操控模式已经作用于有关襟翼和水平尾翼。操控每一个半机翼的襟翼的控制系统由一个位于飞行器仪表仪的自动驾驶仪控制或由飞行员控制。控制系统可能会失效，导致不起作用。显示设备随后用于通知飞行员关于哪种模式已被触发或者控制系统没起作用。这同样适用于控制水平尾翼。
[0095]最后，显示装置显示偏转设置点以告知飞行员，例如以箭头的形式。这些偏转设置点告知飞行员在哪个方向上移动每一个半机翼的襟翼和水平尾翼的移动表面以使得主旋翼朝向最佳运转点汇集。
【专利附图】
【附图说明】
[0096]本发明及其优点在通过图解和【专利附图】
【附图说明】的方式给出的实施例中的描述的内容中可以看到更多细节。在附图中:
图1示出了本发明方法的块状图；
图2至图4示出了适合于实施本发明方法的飞行器；
图5示出了飞行器的显示装置。
[0097]在多于一幅的图中所示出的元素在每一幅图中拥有相同的标记。
【具体实施方式】
[0098]图1示出了控制高速旋翼式飞行器的方法，所述方法由几个步骤构成。图2到图4示出了适合于实施本发明控制方法的一种高速旋翼式飞行器。
[0099]所述方法用于调整处于飞行稳定阶段的飞行器I的半机翼11、11’和水平尾翼20的升力。在该种飞行稳定阶段，飞行器I的主要飞行参数(尤其是飞行器的路径和飞行器的倾斜角以及飞行器的前向速度)是恒定的。此外，所述方法只有当飞行器I的翻转角小于10度和飞行器I的前向速度大于50节并且飞行员没有在飞行器I的控制上采取措施时才适用。
[0100]在图2和图3中所示的飞行器拥有机身2，具有多个叶片31的主旋翼3，两个变距推进式螺旋桨4和4’，两个位于机身2两侧的半机翼11、11’，位于飞行器后端的水平尾翼20以及驱动主旋翼3和推进式螺旋桨4、4’进行旋转的动力设备5。特别的，动力设备5通过由固定于飞行器机身2上的主动力变速器6连接于主旋翼3，所述主动力变速器6由多个支撑杆7固定于机身2。
[0101 ] 半机翼11、11’各自包括用于调节每一个半机翼11、11’的升力的空气动力控制设备。这些空气动力控制装置各自包括位于半机翼11、11’上的襟翼12、12’以及操控襟翼12、12’的系统。水平尾翼20拥有两个移动表面21、21’，移动表面21、21’可以由控制装置来操作，控制装置用于控制移动表面21、21’。操控每一个襟翼12、12’和操控移动表面21，21’导致每一个半机翼11、11’和水平尾翼20的各自的升力的调整。
[0102]图1所示的控制方法包括四个步骤。
[0103]步骤51包括确定对应于主旋翼3的最优运转点的总距的设定值和轴向周期变距的设定值。该最优运转点通常在飞行器I研制阶段的飞行测试期间确定。此外，其取决于飞行器I的主旋翼3和半机翼11、11’。该主旋翼3的最优运转点对应于例如能够最小化飞行器I的燃料消耗的主旋翼3的L/D比率。
[0104]和步骤51同步的，步骤52包括确定半机翼11和11’间的升力差异以补偿主旋翼3在每一个半机翼11、11’上的影响。由主旋翼3旋转所产生的气流以不同的方式影响位于飞行器I机身2两侧的两个半机翼11、11’，从而产生两个半机翼11、11’间的倾斜角的不对称。升力差异发生在半机翼11、11’间并引起飞行器翻转。
[0105]步骤52包括确定半机翼11、11’间的升力差异以补偿该升力差异并避免导致飞行器I翻转。
[0106]在步骤53中，半机翼11、11’的升力得到调整，以使主旋翼3的叶片31的总距等同于在步骤51中确定的总距的设定值。两个半机翼11、11’的升力，即在数量上等同于每一个半机翼11、11’的升力的和，通过作用于飞行器I的空气动力控制装置得到调整。
[0107]与步骤53同步的，步骤54包括调整水平尾翼20的升力以使主旋翼3的叶片31轴向周期变距等于在步骤51中确定的轴向周期变距的设定值。
[0108]如图4所示，在飞行处于稳定阶段，通过移动移动表面21、21’所获得的尾翼20的升力的变化具有修正主旋翼3的倾斜角的作用。取决于该倾斜角，主旋翼3朝向低头方位，如图4所示，或者抬头方位，依据俯仰点，主旋翼3的叶片31总距和周期变距得到修正以保持飞行稳定阶段的参数恒定。因此，调整尾翼20的升力导致飞行器I轴向姿势的修正。因此，调整水平尾翼20的升力是可能的以使主旋翼3的叶片31的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值。
[0109]在步骤54的变体中，水平尾翼20的升力被调整以使主旋翼3的主轴的轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。测定主旋翼3的主轴的弯矩成为可能，尤其是在拥有刚性枢纽的飞行器I中。因此，水平尾翼20的升力的任何修正均修改主旋翼3的倾斜角并且随之作用于主旋翼3的主轴的弯矩。结果，通过调整水平尾翼的升力，使主旋翼3的主轴的轴向弯矩等于轴向弯矩的设定值以使所述弯矩很小或甚至为零成为可能，从而限制了主轴的压力。
[0110]最后，与步骤53和54同步实施的步骤55包括在显示设备40 (在图5中示出)上显示信息，信息包括涉及主旋翼3的叶片31的总距和周期变距的信息50和51，以及涉及两个半机翼11，11’的襟翼12、12’的信息15、16、17和涉及水平尾翼20的信息25和26。该信息50由显示对应于主旋翼3的叶片31的总距和轴向周期变距的一对当前值的第一点56和对应于由总距的设定值和轴向周期变距的设定值构成的一对值的第二点55的第一图表构成。在第一图表中，轴向周期变距沿着横轴53标记，总距沿着纵轴52标记。
[0111]此外，信息51由具有代表主旋翼3的叶片31的横向周期变距的单一轴54的第二图表构成。第二图表示出了对应于主旋翼3的叶片31的横向周期变距的当前值的第三点58以及对应于横向周期变距的设定值的第四点57。
[0112]显示设备40同样示出了作用于襟翼12、12’和水平尾翼20的操控模式16。操控襟翼12、12’的控制系统可以由位于飞行器I仪表盘上的自动驾驶仪控制或者由飞行员人工操控。该控制系统可能同样会失效，结果导致不起作用。该环境下，当自动驾驶仪启动时，显示设备40以信息“模式A”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16，当襟翼12和12’是人工控制时，显示设备40以信息“模式M”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16，当控制系统失效时，显示设备40以信息“模式F”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16。同样适用于水平尾翼20的控制装置。
[0113]最后，显示器40显示偏转设置点27、28、29，例如，以箭头的形式通知飞行员。当飞行器处于人工驾驶时，这些偏转设置点27、28、29如此通知飞行员关于移动每一个半机翼IUir的襟翼12、12’和水平尾翼20的移动表面21、21’的方向以使主旋翼3会于其最佳运转点。
[0114]如此，该信息能够使飞行员优化飞行器I的运转。
[0115]自然地，本发明可能受限于根据其实施例的众多的变化。尽管许多实施例已得到描述，应该被理解的是，在这里不可能描述所有的实施例。在没有超出本发明的技术范围内，更换任何描述的等效方法，自然是可以设想的。
[0116]例如，在实施例中描述的，通过由襟翼12、12’构成的空气动力控制装置和控制系统实现两个半机翼11、11’的升力的调整，可以通过每一个半机翼11、11’作为一个整体的翻转运动来获得，那时半机翼11、11’不包括襟翼12、12’。如此的调整还可以用不包括襟翼
12、12’并相对于飞行器I的机身2固定的半机翼11、11’来改变飞行器I的姿势的方式而获得。
[0117]同样的，在实施例中描述的，由两个移动表面21和21’连同控制装置实现的水平尾翼20的升力的调整可以由作为一个整体可移动的水平尾翼20来实现。
【权利要求】
1.一种控制高速旋翼式飞行器(I)的方法，所述飞行器包括: 机身⑵； 至少一个拥有多个叶片(31)的主旋翼(3)； 至少一个变距推进式螺旋桨(4)； 至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’ )； 至少一个位于所述飞行器(I)末端的水平尾翼(20)，所述水平尾翼(20)含有至少一个移动表面(21、21’ );和 至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)； 所述方法包括以下步骤: 确定总距的设定值和轴向周期变距的设定值，以使所述飞行器在飞行稳定阶段会于所述主旋翼的最佳运转点，同时保持对应于所述飞行稳定阶段的恒定垂直行为目标，例如，恒定的垂直速度或者恒定的倾斜角和恒定的轴向姿势目标；以及 通过作用于所述飞行器(I)的空气动力控制装置来调整所述半机翼(11、11’)的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等同于所述总距的设定值。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述半机翼(11、11’)的所述升力在以下情况下进行调整； 所述飞行器(I)的翻转角小于10度； 所述飞行器⑴的前向速度TAS大于50节；以及 未探测到任何对所述飞行器(I)的控制的行为。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12’ )和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:确定位于半机翼(11、11’ )之间的将用于补偿所属主旋翼(3)在所述半机翼(11、11’ )上的影响的升力差异，以及通过操作所述襟翼(12、12’ )的控制系统以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’ )的升力以获得在半机翼(11、11’ )间的升力差异的。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12，)和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’ )的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:通过操作所述襟翼控制系统(12、12’ )以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’ )的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的横向周期变距等同于所述横向周期变距设定值。
5.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12，)和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:通过操作所述襟翼控制系统(12、12’ )以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’)的升力，以使所述主旋翼(3)的主轴的横向弯矩等同于所述横向弯矩设定值。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述水平尾翼(20)的升力是由通过操作每一个它的移动表面(21、21’)的控制装置来调整的，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于所述轴向周期变距的设定值，同时保持对应于所述飞行稳定阶段的飞行器的恒定目标轴向姿势。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述水平尾翼(20)的升力是由通过操作每一个它的移动表面(21、21’ )的控制装置来调整的，以使在飞行稳定状态下所述主旋翼(3)的主轴的轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:每个半机翼(11、11‘)包括至少一个移动襟翼(12、12’)，所述方法的特征在于，在所述飞行器(I)的显示装置(40)上显示信息，所述信息涉及所述主旋翼⑶的所述叶片(31)的总距和周期变距的当前值、涉及所述总距的设定值、涉及所述轴向和横向周期变距的设定值、以及涉及所述襟翼(12、12’ )的信息和涉及所述水平尾翼(20)的信息。
9.一种高速旋翼式飞行器(I)包括: 机身⑵: 至少一个拥有多个叶片(31)的主旋翼(3)； 至少一个变距推进式螺旋桨(4)； 至少一个位于所述飞行器(I)末端的水平尾翼(20)，所述水平尾翼(20)包括至少一个移动表面(21、21’)以及至少一个用于移动所述移动表面(21、21’ )的控制装置； 至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’ )； 至少一个用于修正所述两个半机翼(11、11’ )的升力的空气动力控制装置；以及至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)；其特征在于，空气动力控制装置以这样一种方式调整所述半机翼(11、11’ )的升力，所述方式是所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等于总距的设定值，所述总距的设定值对应于飞行稳定阶段的所述主旋翼的最优运转点。
10.根据权利要求9所述的飞行器(I)，其特征在于:用于移动表面(21、21’)的控制装置用来调整所述水平尾翼(20)的升力以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值，所述轴向周期变距的设定值对应于所述飞行稳定阶段的所述主旋翼(3)的所述最优运转点。
11.根据权利要求9所述的飞行器(I)，其特征在于:所述飞行器(I)的空气动力控制装置包括至少一个位于每一个半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12’ )和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，其特征在于，所述控制系统用来移动每一个襟翼(12、12’ )以调整所述半机翼(11、11’ )的升力。
12.根据权利要求11所述的飞行器(I)，其特征在于，其包括显示装置(40)，所述显示装置显示: 涉及所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距和周期弯矩的当前值以及所述总距的设定值和所述轴向和横向周期弯矩的设定值的信息； 涉及所述襟翼(12、12’)的信息； 所述襟翼(12、12’ )所启用的操控模式； 涉及所述水平尾翼(20)的信息； 所述水平尾翼(20)所启用的的操控模式；以及用于所述襟翼(12、12’ )和所述水平尾 翼(20)的偏转设定点(27、28、29)。
【文档编号】B64C27/28GK103625642SQ201310364297
【公开日】2014年3月12日 申请日期:2013年5月21日 优先权日:2012年5月21日
【发明者】P·艾格林 申请人:尤洛考普特公司
【专利摘要】本发明提出了一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法。本发明涉及一种控制高速旋翼式飞行器(1)的方法，所述旋翼式飞行器(1)包括，机身(2)；至少一个主旋翼(3)；至少一个变距推进式螺旋桨(4)；至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’)；至少一个提供一个移动表面(21、21’)的水平尾翼(20)；和至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)。.所述方法用于：调整所述半机翼(11、11’)的升力和水平尾翼(20)的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等同于总距的设定值，并且以使在飞行的稳定阶段，所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值，以及所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的横向周期变距等同于横向周期变距的设定值。
【专利说明】一种控制混合式直升机襟翼和水平尾翼的方法
相关申请的交叉引用
[0001]本申请是源自于2012年5月21日提交的专利申请号为FR12/01431的法国专利申请，此处引用该专利申请的内容。
【技术领域】
[0002]本发明涉及旋翼式飞行器的飞行力学的【技术领域】，该发明涉及一种控制处于高速的飞行稳定阶段的旋翼式飞行器的方法，其还涉及控制此类飞行器的控制设备。
[0003]所述方法和所述设备尤其适用于混合式直升机，例如安装有辅助动力装置的旋翼式飞行器。
[0004]旋翼式飞行器通常包括至少一个给飞行器提供升力和推进力的主旋翼、一个机身和一个动力装置。
[0005]一个混合式直升机还包括至少一个推进式螺旋桨和一个升力提供表面(或简称为“升力面”)，它们通常构成两个位于机身两侧的半机翼和位于飞行器末端的水平尾翼。
[0006]例如，两个变距推进式螺旋桨位于机身的两侧，每一个位于一个半机翼上。
[0007]另外，每一个半机翼装有至少一个移动襟翼，该襟翼能够使得每一个半机翼的升力得到修正。类似的，水平尾翼包括至少一个移动表面，用以修正水平尾翼的升力。所述移动表面可以由一个升降机面或由作为一个整体的水平尾翼构成。
[0008]两个半机翼的主要功能是当飞行器处于飞行状态并处在高前向速度时给混合式直升机提供升力，同时推进式螺旋桨使其尽可能达到所述速度。相反的，可以说处于中等速度飞行的飞行器的前向速度有可能比巡航飞行时的速度要慢。
[0009]当飞行器处于高速前向速度飞行时，混合式直升机的移动水平尾翼或者升降机面等效于飞行器的配平补偿器。混合式直升机的俯仰控制是通过使用主旋翼的周期操纵机构来实现，同时，移动水平尾翼(或者它的升降机面)用于调整飞行器的俯仰平衡点，应用不同的参数，例如飞行器的姿势，或者甚至主旋翼主轴的弯矩。在这种配置下，半机翼提供飞行器所需的保持飞行器在空中的总升力，因此，当飞行器处于高速前向速度飞行时，主旋翼提供混合式直升机的部分升力，并且可能还驱动直升机向前。
[0010]由此可以看出，驾驶处于高速前向飞行的混合式直升机需要特殊控制以修正半机翼和水平尾翼的升力以及推进式螺旋桨的俯仰。
[0011]因此，在处于高速前向速度飞行中，除了旋翼式飞行器的传统控制外，为了能够应对混合式直升机的特殊控制，飞行员的工作负荷是巨大和复杂的。
[0012]因此，本发明的一个目标是通过提供一种专用于处于飞行稳定阶段的混合式直升机的自动调整半机翼和水平尾翼的升力的方法，辅助飞行员降低其工作量。
[0013]术语“飞行的稳定阶段”意为处于高前向速度的飞行，并且适用于当飞行环境恒定时(即当主要飞行参数恒定时)的混合式直升机。这尤其适用于飞行器的垂直速度和路径。恒定的垂直速度尤其可以通过保持飞行器常数中的姿势和/或倾斜角的方式来获得。当垂直速度为O的特殊情形下，飞行稳定阶段发生在恒定高度，并因此可以称为“巡航飞行”。一个不变的路径对应于一个飞行器没有改变航向的路径。在所述的一个飞行稳定阶段期间，优选地前向速度是恒定的。尽管如此，它也可能是变化的，但通常变化很慢。在本发明所述方法中，动态变化发生的很慢，因此，所述方法兼容于以这种方式变化的前向速度。
【背景技术】
[0014]专利文献US2008/0237392描述了一种通过使用控制系统控制飞行器的所有控制机构的混合式直升机。所述飞行器具有针对不同的飞行环境和不同的飞行类型而优化的和预定义的飞行参数的数据库。
[0015]飞行员选择将要执行的飞行类型，例如，最小化燃料消耗、最小化震动或甚至最大化前向速度。控制系统通过使用并入混合式直升机的不同的传感器来确定飞行环境，然后从数据库中选择对应于这些飞行环境的不同的飞行器控制的预定义的设置。
[0016]控制系统随后与自动驾驶仪通信这些预定义设置，所述自动驾驶仪在没有驾驶员干预的情况下将这些设置应用到混合式直升机的不同的控制构件中。
[0017]专利文献FR2959205描述了一种控制和规制处于稳定高速前进状态的混合式直升机的水平尾翼的偏转角的方法。调整偏转角的目的是优化飞行器的动力消耗。
[0018]所述方法包括三个调节回路。第一个回路通过轴向周期变距来控制飞行器的姿势，第二个回路通过推进式螺旋桨变距来控制飞行器的前向速度。这两个回路确保飞行器在轴向姿势和前向速度上是稳定的。最后，第三个回路通过水平尾翼的偏转角在保持轴向姿势和前向速度恒定的同时优化飞行器的动力消耗。
[0019]水平尾翼的偏转角的任何变化均能修改其升力。因此，因为飞行器的轴向姿势通过第一调节回路保持恒定，此种水平尾翼升力的变化用于决定机身的俯仰力矩处于低头方向还是抬头方向。随后，适于操作主旋翼的方向，使其按要求朝向低头姿势或抬头姿势，以抵消水平尾翼的俯仰力矩的影响。
[0020]当主旋翼倾向于低头姿势时，主旋翼提供推动力，S卩，当主旋翼由飞行器的动力装置驱动时，主旋翼有助于飞行器前进。相反的，当主旋翼倾向于抬头姿势，主旋翼处于旋翼机模式，即，其不是由飞行器的动力装置所驱动旋转，而是由飞行器前向移动制造的气流所驱动旋转。在该情形下，主旋翼只用于产生升力。
[0021]因此，修改水平尾翼的偏转角影响到主旋翼的运转，尤其是影响其消耗的动力。
[0022]此外，专利文献FR2916420描述了一种拥有至少一个升降机面的混合式直升机，所述升降机面位于具有偏转角的水平尾翼上并且该偏转角可以根据主旋翼的主轴的弯矩而被控制。此外，主旋翼的叶片的周期性俯仰控制机构能够使得混合式直升机的机翼的俯仰姿态得到控制，由此混合式直升机的机翼的升力可以在巡航飞行中被设置为是总升力的某个特定的百分比。
[0023]此外，专利文献W02005/005250描述了一种在巡航飞行中其机翼提供大约70%的
总升力的混合式直升机。
[0024]众所周知的，专利文献FR2916419描述了一种在巡航飞行中其主旋翼的旋转速度可被降低的混合式直升机。控制主旋翼的叶片的轴向周期变距使得混合式直升机的机身阻力能被降低。此外，所述直升机包括至少一个升降机面，所述升降机面位于具有偏转角的水平尾翼上并且该偏转角能够被控制以消除主旋翼的主轴的弯矩。[0025]众所周知的自动驾驶设备能够使混合式直升机的倾斜气动角保持恒定并等于飞行器处于稳定巡航飞行时的倾斜参考角。为了保持倾斜角的恒定，自动驾驶仪作用于总旋翼的叶片的总距。
[0026]同样的，此设备使执行稳定巡航飞行时能够将飞行器的俯仰姿态被保持在其俯仰轴附近恒定，并等同于参考姿势。
[0027]此外，所述设备提供一个可以显示参考倾斜角和参考姿势的显示器。飞行员可以在显示器上看到实际的飞行器姿势和倾斜角以及合适的对应的参考值。
【发明内容】
[0028]本发明的一个目标是提供一种控制高速飞行的旋翼式飞行器的方法，使在飞行的稳定阶段期间同时控制水平尾翼和半机翼的升力成为可能。根据本发明，所述飞行器包括一个机身，至少一个具有多个叶片的主旋翼，至少一个可变螺距的推进式螺旋桨，至少一个升力面以及至少一个驱动主旋翼和每一个推进式螺旋桨进行转动的动力装置。升力面可包括两个位于机身两侧的半机翼以及至少一个位于飞行器末端的水平尾翼，并且提供至少一个移动表面。
[0029]所述方法能够确定总距和周期变距的设定值，然后调整两个半机翼的升力以使主旋翼的叶片的总距等于飞行稳定阶段期间的总距设定值。两个半机翼的升力等于每一个半机翼上的升力的和，通过对飞行器的空气动力控制构件进行操作来调整两个半机翼的升力。
[0030]飞行的稳定阶段对应于飞行器的路径和水平速度恒定时的飞行阶段，此时，其垂直速度是恒定的，或者在水平飞行的特殊情况下是零。此种飞行尤其可通过使用飞行器上的自动驾驶仪调整尤其是飞行器的主旋翼的叶片的轴向周期弯矩和总距的方式来获得。每一个推进式螺旋桨的俯仰可由自动驾驶仪予以调整。
[0031]如此，飞行的稳定阶段可通过飞行器的控制装置的第一调节回路来获得，然后用本发明的方法构建用于这些控制中的一些的第二调节回路。
[0032]然而，处于飞行稳定阶段的飞行器的完全稳定并不能够以最佳方式来确保。
[0033]首先，在飞行中飞行器的总升力是变化的，尤其是作为飞行器的质量的函数时。
[0034]另外，围绕飞行器的空气的密度是作为温度和海拔的函数而变化的，影响飞行器的升力调整。
[0035]在飞行中，燃料的消耗减轻了飞行器重力。此外，在一项任务中，飞行器可能需要装载和卸载货物或旅客，如此会影响飞行器的重力。
[0036]飞行器的总升力抵消了飞行器的重力，以将飞行器保持在空中，飞行器的重力是通过用飞行器的质量乘以地面重力加速度而获得的，下文中，术语“总升力”用于描述所需的用于平衡飞行器重力的升力。
[0037]当飞行器的总升力准确的平衡飞行器的重力时，飞行器飞行时的垂直加速度为零，即其垂直速度是恒定的。当飞行器的总升力大于其重力时，飞行器拥有正的垂直加速度，即飞行器爬升的速度是增加的。相反的，当总升力小于其重力时，飞行器拥有负的垂直加速度，即其下降速度是增加的。
[0038]结果，为了保持飞行的稳定阶段，飞行器的总升力必须连续不断地被调整，以适应飞行器重力的变化和空气的密度的变化。
[0039]只要飞行速度是适中的，飞行器的总升力主要由主旋翼的升力构成。相反的，当飞行器处于高速前向飞行时，飞行器的升力主要由来自主旋翼的升力加上来自半机翼的升力的和构成。飞行器的机身和飞行器的水平尾翼同样有助于飞行器的总升力。然而，这没有被考虑在内，因为对于大多数飞行器来说它都是微不足道的。
[0040]当处于高速前向飞行时，半机翼的存在是为了减小主旋翼对飞行器的总升力的作用。此外，通过使用至少一个推进式螺旋桨也使降低主旋翼对飞行器的推动的作用成为可能。因此，主旋翼的升力和推动力均可以减少，结果使降低主旋翼的空气阻力成为可能。
[0041]本发明所述的方法在使调整飞行器的半机翼的升力成为可能方面是明显的。调整飞行器的半机翼的升力使得在飞行的稳定阶段，飞行器趋向其主旋翼的最佳运转点，同时保持恒定的垂直行为目标，例如恒定的垂直速度或倾斜角，使保持飞行的稳定阶段成为可倉泛。
[0042]飞行器的主旋翼包括至少一个对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期变距的两个值的最佳运转点。主旋翼的该最佳运转点通常是在飞行器研制阶段的飞行测试期间确定的。此外，其取决于主旋翼和飞行器的半机翼。
[0043]对应于主旋翼的最佳运转点的总距和轴向周期变距这两个值然后设定一总距设定值和一轴向周期变距设定值。优选的，这两个值是飞行器前向速度和空气密度的函数。
[0044]主旋翼的该最佳运转点对应于主旋翼的升力/阻力(L/D)比率或精度，例如使飞行器的燃料消耗最小化成为可能。
[0045]因此，如果燃料的消耗导致飞行器的重力减少，则主旋翼仍然设定在总距的设定值，同时半机翼的升力减少以使对应于飞行的稳定阶段的垂直行为目标保持不变。
[0046]总距和周期变距的设定值尤其取决于半机翼和主旋翼，L/D比率随着主旋翼的负载的增加而降低。
[0047]例如，测试表明处于飞行稳定阶段的飞行器的主旋翼的最佳运转点对应于在悬停飞行期间的主旋翼的动力消耗的20%到40%的范围。
[0048]在另一个例子中，对于一个重达7公吨(t)的飞行器，主旋翼的最佳运转点对应于主旋翼传递适合支撑3.5公吨的重力的升力。
[0049]本发明所述的方法能够通过调整两个半机翼的升力的方式使主旋翼达到这个最佳平衡运转点。飞行器的总升力值对应于来自主旋翼的升力加上来自两个半机翼的升力的和，并且对应于飞行器的目标垂直行为。因此，当两个半机翼的升力被调整以达到总升力值时，主旋翼的升力发生变化。另外，主旋翼的升力通过修正主旋翼的叶片的总距的方式得到改变。
[0050]如此，本发明的方法能够调节两个半机翼的升力直到主旋翼的叶片的总距等于对应于主旋翼的最佳运转点的总距设定值。
[0051]应当回想起，为了将飞行器保持在空中，飞行器的总升力要抵消飞行器的重力，飞行器的重力对应于飞行器的质量乘以地球的重力加速度。此外，尤其由于动力装置消耗燃料，飞行器的重力在飞行中减少，因此飞行器的总升力同样需要减少。
[0052]因此，为了保持主旋翼的运转点和相关联的总距值，用所述方法调整处于飞行稳定阶段的半机翼提供的升力以补偿飞行器重力的变化。[0053]如此，所述方法能够通过自动控制半机翼的升力以最优化处于飞行稳定期的飞行器的平衡的方式来降低飞行员的工作负荷。
[0054]如果由飞行员人工控制飞行阶段，本发明的所述方法具有较慢的动态变化比率以避免打扰飞行器的驾驶。
[0055]同样的，当由飞行器的控制装置的第一调节回路控制飞行的稳定阶段，构成本发明的方法的第二调节回路比第一调节回路变化更慢以避免打扰第一回路的运转。
[0056]本发明的方法同样能够通过以这样一种方式作用于控制元件的方式来调整水平尾翼的升力，所述方式是使主旋翼的叶片的轴向周期变距等同于轴向周期变距设定值。
[0057]如上文所阐述的，众所周知的是水平尾翼的升力的变化导致主旋翼在飞行稳定阶段呈现低头或抬头姿势，同时飞行器的姿势(或倾斜角)保持恒定。从某种意义上说，主旋翼的叶片的轴向周期变距得到修正以抵消水平尾翼，同时飞行阶段的特征，例如飞行器的前向速度或飞行器的姿势，仍然保持恒定。
[0058]因此，所述方法用于调整水平尾翼的升力直到主旋翼的叶片的轴向周期变距对应于轴向周期变距设定值。水平尾翼的升力通过作用于控制水平尾翼的每一个移动面的方式得到调整。如此，所述方法尤其能够补偿处于飞行器的重力中心位置的变化。
[0059]作为一个结果，所述方法能够通过自动控制水平尾翼的升力以最优化处于飞行稳定阶段的飞行器的平衡的方式来降低飞行员的工作负荷。
[0060]尾翼的每一个移动面由水平尾翼的移动升降机构成。优选的，水平尾翼拥有两个升降机。
[0061]调整半翼的升力和水平尾翼的升力是在一个低频率下进行的，因此在飞行的稳定阶段，飞行器的整个平衡点会于主旋翼的最佳运转上，同时保持对应于飞行稳定阶段的恒定垂直行为目标和恒定目标轴向姿势，所述恒定垂直行为目标例如恒定的垂直速度或者倾斜角。
[0062]此外，本发明的方法仅仅用于飞行的稳定阶段。飞行器的前向速度必须快于50节(海里/每小时)。此外，所述方法需要在飞行器的行为发生变化时尤其是转弯时予以撤销。例如，所述方法可能只在当飞行器翻转角小于10度时起作用。最后，为避免飞行器的飞行员的相反的操作，每当检测到飞行员操作飞行器的控制系统时所述方法就予以撤销。
[0063]所述方法能够通过作用于飞行器的空气动力控制装置的方式调整两个半机翼的升力。
[0064]作为一个例子，该升力调整可通过改变飞行器的半机翼的空气动力倾斜角(或简称为“倾斜角”)的方式来实现。对于完全稳定的半机翼来说，如此的倾斜角的改变可通过改变飞行器姿势的方式获得。因为飞行器的路径保持不变，飞行器的姿势的修正飞行器的倾斜角的修正改变了两个半机翼的倾斜角。在这种情形下，飞行器的空气动力控制装置能够改变飞行器的姿势。
[0065]飞行器的半机翼作为一个整体移动是可能的，例如，绕轴旋转。飞行器的空气动力控制装置能够使半机翼在不改变飞行器姿势的情况下绕轴旋转，同时仍然修改所述半机翼的倾斜角。
[0066]优选的，飞行器的空气动力控制装置包括，在每一个半机翼上至少一个位于固定的升力面的后部的可移动襟翼，该可移动襟翼与至少一个操控每一个襟翼的控制系统相关联。该操控对应于移动襟翼，例如，修正每一个襟翼的表面区域，如此使每一个半机翼的升力得到修正，同时半机翼的倾斜角保持不变。通过每一个襟翼的绕轴旋转可以修正升力，不管在平移中有或者没有运动。
[0067]此外，为在两个半机翼间获得升力差异，每一个半机翼的襟翼可以以不同方式操作。在两个半机翼间的升力差异能够例如用于补偿主旋翼的影响，尤其是在滚动运动中。
[0068]主旋翼的旋转所产生的气流以不同方式影响位于飞行器机身两侧的两个半机翼。这些气流是混乱的，它们从一个半机翼的前面运动到其后面，从另一个半机翼的后面运动到其前面。它们这样制造两个半机翼间的倾斜角的不对称。因此在两个半机翼间就出现了升力差异，并导致飞行器滚动。
[0069]为了补偿这种升力的差异以避免导致飞行器滚动，飞行员不停的作用于主旋翼的叶片的横向的周期变距。有利的是，本发明方法能够确定半机翼间的升力差异。所述方法能够通过它们的控制系统操控每一个襟翼，以调整两个半机翼的升力并获得这种升力差异。
[0070]因此，飞行员就不再需要负责对由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称的补偿。
[0071]同样的，本方法可以通过借助襟翼控制装置以独立的方式操控每一个襟翼的方式来调整每一个半机翼的升力，以使主旋翼的叶片的横向周期变距等同于横向周期变距设定值。在该种情形下，通过这种方式获得的、与旋翼的滚转力矩相关联的两个半机翼间的升力差异，遵从飞行器的目标横向姿势。以较低的频率操控半机翼的襟翼以使飞行器会于横向变距的这个目标。横向周期变距的设定值可以是飞行器的前向速度和空气密度的函数。
[0072]在本方法的另一个变体中，主旋翼的主轴的弯矩通过专用的传感器直接测量。该弯矩用于确定主旋翼的主轴的轴向弯矩和横向弯矩。
[0073]能够使主旋翼朝向低头配置或抬头配置的水平尾翼的升力直接作用于该轴向弯矩的值。所述方法能够调整水平尾翼的升力直到轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。在此种情形下，水平尾翼就能够实现飞行的稳定阶段，其中主旋翼的主轴的弯矩对应于所述轴向弯矩的设定值，例如为了降低主旋翼主轴的轴向压力。再一次，轴向周期弯矩和总距被调整以保持飞行环境不变化。
[0074]同样的，可以通过以不同方式控制两个半机翼以获得两个半机翼间的升力差异的方式来调整主旋翼的主轴的横向弯矩。所述的每一个半机翼的不同的升力能够产生翻转力矩，翻转力矩与横向弯矩相反。所述方法调整每一个半机翼的升力直到主旋翼的主轴的弯矩等同于横向弯矩设定值，例如，为了降低主旋翼的主轴的横向压力的目的。
[0075]两个半机翼的升力通过作用于控制系统以移动每一个襟翼的方式得到调整。轴向和横向弯矩设定值是飞行状况的函数。
[0076]在本发明的一个实施例中，有关主旋翼的叶片的总距和周期变距的实际值、总距的设定值、轴向和横向周期变距的设定值以及关于两个半机翼的襟翼的信息、水平尾翼的信息都显示在飞行器的显示设备上。
[0077]为了在优化飞行器操控方面辅助飞行员，显示设备提供能够使飞行员以最优化的方式去调整主旋翼的叶片的总距和周期变距的信息以及半机翼的襟翼和水平尾翼的位置。
[0078]为了该目的，第一图表示出了对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期变距的一对值的第一点。轴向周期变距在第一图表中沿着横轴标记，总距在第一图表中沿着纵轴标记。第一图表同样示出了对应于由总距的设定值和轴向周期变距的构成的一对值的第二点。
[0079]此外，仅具有一条代表横向周期变距的轴的第二图表用于示出对应于主旋翼的叶片的横向周期变距的当前值的第三点和对应于横向周期变距的设定值的第四点。
[0080]此后，为了告知飞行员有关两个半机翼的襟翼的信息，两个半机翼的襟翼的平均位置连同这些襟翼间的位置差异被显示出来。襟翼的平均位置对应于每一个提供半机翼升力的半机翼上的相同位置。这些襟翼间的位置差异对应于两个半机翼间的升力差异，所述升力差异用于补偿由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称。
[0081]同样被示出的还有对应于水平尾翼升力的水平尾翼的移动面(升降机)的位置。
[0082]最后，显示设备示出了偏转设置点(例如以箭头的形式)以告知飞行员。当执行人工操控方向时，这些偏转设置点通知飞行员每一个半机翼的襟翼和水平尾翼的移动面应当被移动以使主旋翼朝向其最佳运转点汇集。
[0083]本发明同样提供了一种在飞行的稳定阶段具有高前向速度并适合实现所述控制方法的旋翼式飞行器。
[0084]所述飞行器具有一个机身，至少一个拥有多个叶片的主旋翼，至少一个可变螺距的推进式螺旋桨，至少一个升力提供表面以及至少一个在转动中驱动主旋翼和每一个推进式螺旋桨进行旋转的动力设备。
[0085]该升力提供表面包括至少两个位于机身两侧的半机翼及至少一个修正半机翼升力的空气动力控制装置。此外，该动力提供表面包括至少一个位于飞行器末端的水平尾翼，该水平尾翼包括至少一个移动表面及用于操控移动表面的控制装置。
[0086]所述飞行器的空气动力控制装置用于当处于飞行稳定期间时调整两个半机翼的升力以使主旋翼的叶片的总距等同于总距设定值。该总距设定值对应于主旋翼的最优运转点。
[0087]在本发明的一个实施例中，用于移动水平尾翼的移动表面的控制装置能够在飞行稳定期间移动所述移动表面以调节水平尾翼的升力从而导致主旋翼的叶片的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值。该轴向周期变距设定值对应于主旋翼的相同的最优运转点。
[0088]在本发明的一个实施例中，飞行器的空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼上的移动襟翼和至少一个用于操控每一个襟翼的控制系统。每一个控制系统用于操控相应的襟翼以调整相应的半机翼上的升力。
[0089]在本发明的一个实施例中，所述飞行器拥有显示能够使飞行员优化飞行器操控的信息的显示设备。
[0090]所述显示设备包括两个提供有关主旋翼的叶片的总距和周期变距的图表。在第一图表中，显示设备显示了对应于主旋翼的叶片的总距和轴向周期弯矩的两个现在值的第一点和对应于由总距设定值和轴向周期弯矩设定值构成的两个值的第二点。在第一图表中，轴向周期弯矩沿着横轴标记，总距沿着轴向标记。
[0091]仅拥有一个代表横向周期变距的轴的第二图表用于显示对应于主旋翼叶片的轴向周期变距的当前值的第三点和对应于横向周期弯矩设定值的第四点。
[0092]此外，为了告知飞行员有关两个半机翼的升力水平，显示设备显示了两个半机翼的襟翼的平均位置连同这些襟翼间的位置差异，如此对应于两个半机翼间的升力差异，从而能够补偿由主旋翼产生的两个半机翼间的倾斜角的不对称。
[0093]据此，显示设备显示了对应于尾翼的升力的水平尾翼的移动表面的位置。
[0094]显示装置同样显示了一种操控模式，所述操控模式已经作用于有关襟翼和水平尾翼。操控每一个半机翼的襟翼的控制系统由一个位于飞行器仪表仪的自动驾驶仪控制或由飞行员控制。控制系统可能会失效，导致不起作用。显示设备随后用于通知飞行员关于哪种模式已被触发或者控制系统没起作用。这同样适用于控制水平尾翼。
[0095]最后，显示装置显示偏转设置点以告知飞行员，例如以箭头的形式。这些偏转设置点告知飞行员在哪个方向上移动每一个半机翼的襟翼和水平尾翼的移动表面以使得主旋翼朝向最佳运转点汇集。
【专利附图】
【附图说明】
[0096]本发明及其优点在通过图解和【专利附图】
【附图说明】的方式给出的实施例中的描述的内容中可以看到更多细节。在附图中:
图1示出了本发明方法的块状图；
图2至图4示出了适合于实施本发明方法的飞行器；
图5示出了飞行器的显示装置。
[0097]在多于一幅的图中所示出的元素在每一幅图中拥有相同的标记。
【具体实施方式】
[0098]图1示出了控制高速旋翼式飞行器的方法，所述方法由几个步骤构成。图2到图4示出了适合于实施本发明控制方法的一种高速旋翼式飞行器。
[0099]所述方法用于调整处于飞行稳定阶段的飞行器I的半机翼11、11’和水平尾翼20的升力。在该种飞行稳定阶段，飞行器I的主要飞行参数(尤其是飞行器的路径和飞行器的倾斜角以及飞行器的前向速度)是恒定的。此外，所述方法只有当飞行器I的翻转角小于10度和飞行器I的前向速度大于50节并且飞行员没有在飞行器I的控制上采取措施时才适用。
[0100]在图2和图3中所示的飞行器拥有机身2，具有多个叶片31的主旋翼3，两个变距推进式螺旋桨4和4’，两个位于机身2两侧的半机翼11、11’，位于飞行器后端的水平尾翼20以及驱动主旋翼3和推进式螺旋桨4、4’进行旋转的动力设备5。特别的，动力设备5通过由固定于飞行器机身2上的主动力变速器6连接于主旋翼3，所述主动力变速器6由多个支撑杆7固定于机身2。
[0101 ] 半机翼11、11’各自包括用于调节每一个半机翼11、11’的升力的空气动力控制设备。这些空气动力控制装置各自包括位于半机翼11、11’上的襟翼12、12’以及操控襟翼12、12’的系统。水平尾翼20拥有两个移动表面21、21’，移动表面21、21’可以由控制装置来操作，控制装置用于控制移动表面21、21’。操控每一个襟翼12、12’和操控移动表面21，21’导致每一个半机翼11、11’和水平尾翼20的各自的升力的调整。
[0102]图1所示的控制方法包括四个步骤。
[0103]步骤51包括确定对应于主旋翼3的最优运转点的总距的设定值和轴向周期变距的设定值。该最优运转点通常在飞行器I研制阶段的飞行测试期间确定。此外，其取决于飞行器I的主旋翼3和半机翼11、11’。该主旋翼3的最优运转点对应于例如能够最小化飞行器I的燃料消耗的主旋翼3的L/D比率。
[0104]和步骤51同步的，步骤52包括确定半机翼11和11’间的升力差异以补偿主旋翼3在每一个半机翼11、11’上的影响。由主旋翼3旋转所产生的气流以不同的方式影响位于飞行器I机身2两侧的两个半机翼11、11’，从而产生两个半机翼11、11’间的倾斜角的不对称。升力差异发生在半机翼11、11’间并引起飞行器翻转。
[0105]步骤52包括确定半机翼11、11’间的升力差异以补偿该升力差异并避免导致飞行器I翻转。
[0106]在步骤53中，半机翼11、11’的升力得到调整，以使主旋翼3的叶片31的总距等同于在步骤51中确定的总距的设定值。两个半机翼11、11’的升力，即在数量上等同于每一个半机翼11、11’的升力的和，通过作用于飞行器I的空气动力控制装置得到调整。
[0107]与步骤53同步的，步骤54包括调整水平尾翼20的升力以使主旋翼3的叶片31轴向周期变距等于在步骤51中确定的轴向周期变距的设定值。
[0108]如图4所示，在飞行处于稳定阶段，通过移动移动表面21、21’所获得的尾翼20的升力的变化具有修正主旋翼3的倾斜角的作用。取决于该倾斜角，主旋翼3朝向低头方位，如图4所示，或者抬头方位，依据俯仰点，主旋翼3的叶片31总距和周期变距得到修正以保持飞行稳定阶段的参数恒定。因此，调整尾翼20的升力导致飞行器I轴向姿势的修正。因此，调整水平尾翼20的升力是可能的以使主旋翼3的叶片31的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值。
[0109]在步骤54的变体中，水平尾翼20的升力被调整以使主旋翼3的主轴的轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。测定主旋翼3的主轴的弯矩成为可能，尤其是在拥有刚性枢纽的飞行器I中。因此，水平尾翼20的升力的任何修正均修改主旋翼3的倾斜角并且随之作用于主旋翼3的主轴的弯矩。结果，通过调整水平尾翼的升力，使主旋翼3的主轴的轴向弯矩等于轴向弯矩的设定值以使所述弯矩很小或甚至为零成为可能，从而限制了主轴的压力。
[0110]最后，与步骤53和54同步实施的步骤55包括在显示设备40 (在图5中示出)上显示信息，信息包括涉及主旋翼3的叶片31的总距和周期变距的信息50和51，以及涉及两个半机翼11，11’的襟翼12、12’的信息15、16、17和涉及水平尾翼20的信息25和26。该信息50由显示对应于主旋翼3的叶片31的总距和轴向周期变距的一对当前值的第一点56和对应于由总距的设定值和轴向周期变距的设定值构成的一对值的第二点55的第一图表构成。在第一图表中，轴向周期变距沿着横轴53标记，总距沿着纵轴52标记。
[0111]此外，信息51由具有代表主旋翼3的叶片31的横向周期变距的单一轴54的第二图表构成。第二图表示出了对应于主旋翼3的叶片31的横向周期变距的当前值的第三点58以及对应于横向周期变距的设定值的第四点57。
[0112]显示设备40同样示出了作用于襟翼12、12’和水平尾翼20的操控模式16。操控襟翼12、12’的控制系统可以由位于飞行器I仪表盘上的自动驾驶仪控制或者由飞行员人工操控。该控制系统可能同样会失效，结果导致不起作用。该环境下，当自动驾驶仪启动时，显示设备40以信息“模式A”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16，当襟翼12和12’是人工控制时，显示设备40以信息“模式M”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16，当控制系统失效时，显示设备40以信息“模式F”的形式显示关于襟翼12和12’的信息16。同样适用于水平尾翼20的控制装置。
[0113]最后，显示器40显示偏转设置点27、28、29，例如，以箭头的形式通知飞行员。当飞行器处于人工驾驶时，这些偏转设置点27、28、29如此通知飞行员关于移动每一个半机翼IUir的襟翼12、12’和水平尾翼20的移动表面21、21’的方向以使主旋翼3会于其最佳运转点。
[0114]如此，该信息能够使飞行员优化飞行器I的运转。
[0115]自然地，本发明可能受限于根据其实施例的众多的变化。尽管许多实施例已得到描述，应该被理解的是，在这里不可能描述所有的实施例。在没有超出本发明的技术范围内，更换任何描述的等效方法，自然是可以设想的。
[0116]例如，在实施例中描述的，通过由襟翼12、12’构成的空气动力控制装置和控制系统实现两个半机翼11、11’的升力的调整，可以通过每一个半机翼11、11’作为一个整体的翻转运动来获得，那时半机翼11、11’不包括襟翼12、12’。如此的调整还可以用不包括襟翼
12、12’并相对于飞行器I的机身2固定的半机翼11、11’来改变飞行器I的姿势的方式而获得。
[0117]同样的，在实施例中描述的，由两个移动表面21和21’连同控制装置实现的水平尾翼20的升力的调整可以由作为一个整体可移动的水平尾翼20来实现。
【权利要求】
1.一种控制高速旋翼式飞行器(I)的方法，所述飞行器包括: 机身⑵； 至少一个拥有多个叶片(31)的主旋翼(3)； 至少一个变距推进式螺旋桨(4)； 至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’ )； 至少一个位于所述飞行器(I)末端的水平尾翼(20)，所述水平尾翼(20)含有至少一个移动表面(21、21’ );和 至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)； 所述方法包括以下步骤: 确定总距的设定值和轴向周期变距的设定值，以使所述飞行器在飞行稳定阶段会于所述主旋翼的最佳运转点，同时保持对应于所述飞行稳定阶段的恒定垂直行为目标，例如，恒定的垂直速度或者恒定的倾斜角和恒定的轴向姿势目标；以及 通过作用于所述飞行器(I)的空气动力控制装置来调整所述半机翼(11、11’)的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等同于所述总距的设定值。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述半机翼(11、11’)的所述升力在以下情况下进行调整； 所述飞行器(I)的翻转角小于10度； 所述飞行器⑴的前向速度TAS大于50节；以及 未探测到任何对所述飞行器(I)的控制的行为。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12’ )和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:确定位于半机翼(11、11’ )之间的将用于补偿所属主旋翼(3)在所述半机翼(11、11’ )上的影响的升力差异，以及通过操作所述襟翼(12、12’ )的控制系统以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’ )的升力以获得在半机翼(11、11’ )间的升力差异的。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12，)和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’ )的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:通过操作所述襟翼控制系统(12、12’ )以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’ )的升力，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的横向周期变距等同于所述横向周期变距设定值。
5.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于:所述飞行器(I)的所述空气动力控制装置包括至少一个位于半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12，)和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，所述方法以以下步骤为特征，所述步骤包括:通过操作所述襟翼控制系统(12、12’ )以不同方式操控每一个襟翼(12、12’ )的方式来调整每一个所述半机翼(11、11’)的升力，以使所述主旋翼(3)的主轴的横向弯矩等同于所述横向弯矩设定值。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述水平尾翼(20)的升力是由通过操作每一个它的移动表面(21、21’)的控制装置来调整的，以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于所述轴向周期变距的设定值，同时保持对应于所述飞行稳定阶段的飞行器的恒定目标轴向姿势。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:所述水平尾翼(20)的升力是由通过操作每一个它的移动表面(21、21’ )的控制装置来调整的，以使在飞行稳定状态下所述主旋翼(3)的主轴的轴向弯矩等同于轴向弯矩的设定值。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:每个半机翼(11、11‘)包括至少一个移动襟翼(12、12’)，所述方法的特征在于，在所述飞行器(I)的显示装置(40)上显示信息，所述信息涉及所述主旋翼⑶的所述叶片(31)的总距和周期变距的当前值、涉及所述总距的设定值、涉及所述轴向和横向周期变距的设定值、以及涉及所述襟翼(12、12’ )的信息和涉及所述水平尾翼(20)的信息。
9.一种高速旋翼式飞行器(I)包括: 机身⑵: 至少一个拥有多个叶片(31)的主旋翼(3)； 至少一个变距推进式螺旋桨(4)； 至少一个位于所述飞行器(I)末端的水平尾翼(20)，所述水平尾翼(20)包括至少一个移动表面(21、21’)以及至少一个用于移动所述移动表面(21、21’ )的控制装置； 至少两个位于所述机身(2)的两侧的半机翼(11、11’ )； 至少一个用于修正所述两个半机翼(11、11’ )的升力的空气动力控制装置；以及至少一个驱动所述主旋翼(3)和每一个推进式螺旋桨(4)进行旋转的动力装置(5)；其特征在于，空气动力控制装置以这样一种方式调整所述半机翼(11、11’ )的升力，所述方式是所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距等于总距的设定值，所述总距的设定值对应于飞行稳定阶段的所述主旋翼的最优运转点。
10.根据权利要求9所述的飞行器(I)，其特征在于:用于移动表面(21、21’)的控制装置用来调整所述水平尾翼(20)的升力以使所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的轴向周期变距等同于轴向周期变距的设定值，所述轴向周期变距的设定值对应于所述飞行稳定阶段的所述主旋翼(3)的所述最优运转点。
11.根据权利要求9所述的飞行器(I)，其特征在于:所述飞行器(I)的空气动力控制装置包括至少一个位于每一个半机翼(11、11’ )上的移动襟翼(12、12’ )和至少一个用于移动所述襟翼(12、12’)的控制系统，其特征在于，所述控制系统用来移动每一个襟翼(12、12’ )以调整所述半机翼(11、11’ )的升力。
12.根据权利要求11所述的飞行器(I)，其特征在于，其包括显示装置(40)，所述显示装置显示: 涉及所述主旋翼(3)的所述叶片(31)的总距和周期弯矩的当前值以及所述总距的设定值和所述轴向和横向周期弯矩的设定值的信息； 涉及所述襟翼(12、12’)的信息； 所述襟翼(12、12’ )所启用的操控模式； 涉及所述水平尾翼(20)的信息； 所述水平尾翼(20)所启用的的操控模式；以及用于所述襟翼(12、12’ )和所述水平尾 翼(20)的偏转设定点(27、28、29)。
【文档编号】B64C27/28GK103625642SQ201310364297
【公开日】2014年3月12日 申请日期:2013年5月21日 优先权日:2012年5月21日
【发明者】P·艾格林 申请人:尤洛考普特公司
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