一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统的制作方法

本实用新型涉及一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统，可应用于固定翼、飞行翼、翼身融合式飞机，具有低展弦比机翼的飞机，以及带有同轴反转螺旋推进器的飞机。

背景技术：

从莱特兄弟时代，就已开始利用可转动的控制面作为飞机的控制系统。最早的飞机上使用的升降舵和方向舵分别控制飞机的俯仰和偏航/侧翻。这些飞机的侧翻和转向都很慢。翘曲机翼是由莱特兄弟发明的，首次实现了独立的飞机三轴控制，并增加了侧翻速率，减少了转弯半径。后来，格伦·柯蒂斯发明了飞机副翼aileron来控制侧翻，与翘曲机翼相比，是一个有显著的简化和改良的伟大发明。

此后，又有人发明了升降稳定器stabilator，它是把水平稳定器的稳定功能和升降舵的俯仰控制功能结合的一个控制系统。然后又发明了升降副翼elevon，它结合了升降舵和副翼的功能，通常用于飞翼机和混合翼身设计中。该升降副翼利用对称偏转差异来实现独立的俯仰和滚转控制。类似的，垂直全动尾翼也被发明了，实现了垂直稳定器和方向舵的功能的结合。

一些固定翼垂直起降（VTOL）飞机被形容为X-翼机，其上有四个可移动的控制表面，本质上是两个相邻的V-机尾。这些机型可能有四个铰接在固定稳定器上、可分别转动的独立控制面，类似于原始固定翼机的传统方向舵和升降舵。

对于较新的机身设计，包括低展弦比固定翼垂直起降飞机，侧翻惯量和抑制侧翻的气动阻力是非常低的，因此利用升降副翼作为主要侧翻控制非常实用。但是升降副翼的使用占据了机翼根部的大部分后部，减少了按惯例放置垂直稳定器的空间。如果把垂直稳定器前移，以容纳升降副翼，那么垂直稳定器与飞机质量中心之间的力矩臂就会变得非常短。带来的影响是垂直稳定器必须做得非常大，以保证飞行的稳定性，但是较大的垂直稳定器尺寸会带来阻力的增加和有效载荷的损失。

总之，本专利提供了一种组合控制系统，包括用于飞机偏航控制的方向舵，用于飞机偏航稳定性控制的垂直稳定器，和用于俯仰控制和侧翻控制的升降副翼elevon。该系统设计时考虑到的是飞翼垂直起降飞机。对于这种飞机，其质量中心到垂直稳定器之间的距离应当被最大化，以使垂直稳定器本身可以做得更小，更轻，同时在保持偏航稳定飞行时产生的气动诱导阻力更少。解决这个问题使之最优化的一个独特的方法是：通过在升降舵上引进缺口件，以调节垂直稳定器向船尾方向被推得更远。

方向舵的偏转控制航空器的偏航动作，升降副翼elevon的对称偏转控制航空器的俯仰动作，其差分偏转控制航空器的侧翻动作。

技术实现要素：

针对现有技术存在的上述问题，本实用新型提供一种飞机俯仰、侧翻、偏航的控制系统。

本实用新型的技术方案是：一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统，其特征在于，包括垂直稳定器、方向舵和升降副翼，该垂直稳定器固定连接在机翼后部并位于飞机的对称面、具有对称翼型、从机翼向上向下延伸；在该垂直稳定器的后边铰接方向舵；升降副翼是机翼的一部分并分为左、右两部分，两部分的前端与机翼的后缘铰接，并沿飞机对称面左右对称设在该垂直稳定器的两侧；在该升降副翼两部分相对的一边设有一个或多个切口，以留出方向舵和升降副翼同时偏转的空间。

所述的方向舵所选翼型是在其未偏转时对垂直稳定器相应的组成翼型的平滑连续的延伸。

所述的升降副翼所选翼型是在其未偏转时对机翼相应的组成翼型的平滑连续的延伸。

所述的垂直稳定器采用厚型翼型。

所述的垂直稳定器包括安装在其表面的电气元件。

所述的垂直稳定器包括嵌入其内部的电气元件。

所述的升降副翼设在机翼后缘中部的凹口内，升降副翼与该凹口相互吻合；所述的垂直稳定器连接在该凹口的底边中部。

本实用新型的优点是：仅使用三个致动器便可以实现航空器的全部三轴控制。对于垂直起飞和着陆的飞翼和低展弦比的混合翼身的航空器，本实用新型尤其具有使用价值。垂直稳定器、升降副翼和方向舵的对称布置把旋转耦合降低至最小，从而实现航空器的简单和平稳的动作控制。本实用新型位于航空器的中心线上的设计，能确保其充分利用航空推进器产生的滑流，在即使是低速飞行和悬停时，都能产生有效的空气动力控制，同时降低与控制相关的风的敏感性。在本实用新型中，方向舵的偏转控制航空器的偏航动作，升降副翼的对称偏转控制航空器的俯仰动作，其差分偏转控制航空器的侧翻动作。

附图说明

图1是本实用新型在低展弦比的固定翼飞机上未有偏转状态的立体结构示意图；

图2是本实用新型通过升降副翼的对称偏转来实现飞机的俯仰控制的示意图；

图3是本实用新型通过升降副翼的差分偏转来实现飞机的侧翻控制的示意图；

图4是本实用新型通过方向舵的偏转来实现飞机的偏航控制的示意图；

图5是本实用新型通过升降副翼和方向舵组合偏转实现飞机的俯仰、侧翻、偏航的联合控制示意图。

具体实施方式

参见图1-图5，本实用新型一种飞机俯仰、侧翻、偏航控制系统，其特征在于，包括垂直稳定器1、方向舵2和升降副翼3，机体（机翼）5的后缘中部设有凹口，该垂直稳定器1固定连接在该凹口底面中部并位于飞机的对称面、具有对称翼型、从机翼向上向下延伸；在该垂直稳定器1的后边铰接方向舵2；升降副翼3作为机翼的一部分（升降副翼3与机翼5后缘的凹口相互吻合），并分为左、右对称的两部分，两部分的前端与机翼5的后缘铰接，并沿飞机对称面左右对称设在该垂直稳定器1的两侧。在该升降副翼3的两部分相对的一边设有V形切口4，以留出方向舵2和升降副翼3同时偏转的空间。

所述的方向舵2所选翼型是在其未偏转时对垂直稳定器1相应的组成翼型的平滑连续的延伸。

所述的升降副翼3所选翼型是在其未偏转时对机翼相应的组成翼型的平滑连续的延伸。

所述的垂直稳定器1采用厚型翼型。

本实用新型的方向舵2和升降副翼3的左右两部分均由配套的驱动其偏转的装置，统一由飞机的控制系统进行控制，这些均属于常规技术，未图示。

本实用新型的驱动装置、控制部件等可以安装在机翼5或垂直稳定器1的外部，或嵌入内部。

本实用新型在飞行时有以下几种典型状态：

参见图2，本实用新型通过升降副翼3两部分的对称偏转（同向偏转）来实现飞机的俯仰控制。

参见图3，本实用新型通过升降副翼3的两部分的差分偏转（一上一下）来实现飞机的侧翻控制。

参见图4，本实用新型通过方向舵2的偏转来实现飞机的偏航控制。

参见图5，本实用新型通过升降副翼3对称和差分偏转和方向舵2的偏转组合实现飞机的俯仰、侧翻、偏航的联合控制。