CN101080345A - 改进飞机的侧倾操纵的方法和应用该方法的飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种方法，所述方法包含把方向的控制面细分成至少两个元件(6I，6S)，而在使用副翼(5G、5D)的侧倾控制期间，在侧倾方向上操纵上元件(6S)，而在相反方向上操纵下元件(6I)。

Description

改进飞机的侧倾操纵的方法和应用该方法的飞机
本发明涉及改进飞机的侧倾操纵的方法，以及涉及实现这个方法的飞机。
人们已知道：飞机的机翼装设有可控的气动面—主要的副翼和次要的扰流器襟翼—从而能够绕其纵轴线侧倾地操纵所述飞机。人们还知道，特别是对于大尺寸的飞机，所述机翼是柔韧的和可变形的，所以在某些飞行状态(高速，高马赫数，高动态压力)下，所述气动侧倾控制面的偏转导致所述机翼的扭转，由此导致所述机翼形成与所述气动面的气动侧倾作用相反的局部入射角，而很大地降低了气动面的效率。因此飞机的侧倾响应并不对应于由所述气动面控制的侧倾。
本发明的目的是纠正这个缺点。
因此，根据本发明一种改进飞机的侧倾操纵的方法，该飞机包括：
—机身，
—两个机翼，相对于所述机身是对称的，它设置有能产生飞机的侧倾运动的可控的气动面，和
—垂直安定面，它相对于所述机身的尾部伸出，并装设有方向舵，方向舵沿所述安定面的后边沿延伸并能够绕转动轴线相对于所述安定面转动，该方法的特征在于：
—在所述转动轴线的横方向上，所述方向舵被分成为至少两个方向舵元件，所述两个方向舵元件沿所述转动轴线连续配置，并在绕所述转动轴线的转动中可被独立地控制；和
—当所述机翼气动面被偏转，以便在所确定的方向上把侧倾运动传递至所述飞机时：
●配置在与所述机身(遥)相对的所述垂直安定面端部侧边上的所述方向舵元件中的至少一个，沿所述确定侧倾方向被偏转，和
●同时，配置在与所述机身相邻的所述垂直安定面端部侧边上的所述方向舵元件中的至少一个在相反方向上被偏转。
于是，所述方向舵元件产生了横向于所述飞机的对抗的升力，所述升力在所述飞机上，相对于所述飞机的纵向轴线施加对抗的侧倾力矩。然而，考虑到事实上：方向舵元件施加了与由于机翼的所述气动面导致的运动同方向的侧倾力矩，该方向舵元件比在相反方向施加侧倾力矩的方向舵元件离所述轴线更远，因此由所述方向舵元件施加的侧倾合成力矩加强了由机翼的所述气动面产生的侧倾运动。
较好的是，所述方向舵元件的数量、表面面积、配置等以这样一种方法来选择：在相反方向上偏转的所述方向舵元件产生的对抗的偏航作用至少近似地相互平衡，合成的偏航作用实际为零。
在实现本发明的有益模式中，所述方向舵仅包括两个方向舵元件，即下方向舵元件和上方向舵元件，而在由机翼的所述气动面产生的侧倾运动期间，所述上方向舵元件在侧倾运动的方向上偏转，而所述下方向舵元件在相反的方向上偏转。在此情况下，所述下及上方向舵元件的表面面积至少近似地相等，而所述下及上方向舵元件绕方向舵的所述转动轴线对称地偏转。因此，没有由此导致的偏航作用。
不管所述方向舵元件数量是多少，较好的是，由所述方向舵元件提供的额外侧倾控制仅发生在当飞机处于这样的飞行状态时：在此状态中，机翼的所述气动面呈现出丧失了侧倾效率。通常，在这样一种状态下，飞机的速度、马赫数或动态压力非常高。所以，为了确定这样一种状态，可测量上述3个参数中的至少一个，并把所述参数的测量值与例如经验地确定的阈值进行比较，超过所述阈值则发生所述状态。因此，只要参数的测量值低于所述阈值，机翼的气动面的侧倾效率就是令人满意的，而不需要涉及方向舵元件。另一方面，当参数的测量值大于所述阈值时，机翼的气动面的侧倾效率就不再令人满意，本发明的方法被实施。
此外本发明涉及实现本发明的上述方法的飞机，它包括：
—机身；
—两个机翼，相对于所述机身成对称，它设置有能产生飞机的侧倾运动的可控的气动面；
—所述飞机的侧倾操纵装置，它能够控制所述可控的气动面；
—垂直安定面，它相对于所述机身的尾部伸出和设置有方向舵，所述向方舵沿所述安定面的后边沿延伸并能绕转动轴线相对于所述安定面转动；和
—所述飞机的偏航操纵装置，它能够控制所述方向舵，其特征在于：
—所述方向舵包含至少两个方向舵元件，它们沿所述转动轴线连续配置；
—所述偏航操纵装置能够产生用于每个所述方向舵元件的第一独立偏转指令；
—除了所述气动面的偏转指令外，所述侧倾操纵装置能够产生用于所述方向舵元件的第二独立偏转指令，所述第二偏转指令是这样的：合成的偏航作用至少是近似为零；和
—叠加装置，对于每个方向舵元件来说，当代表特殊飞行状态的参数的测量值超过预设的阈值时，所述叠加装置把第二独立偏转指令叠加至相应的第一独立偏转指令上。
在优先实施例中，所述方向舵含有下方向舵元件和上方向舵元件。
附图的各图将解释可实施本发明的方式。在这些图中，相同的标号标注类似的元件。
图1是宽体民航飞机从上方及后方看到的立体视图，根据实现本发明的示例，它的方向舵被分成为上方向舵元和下方向舵元件；
图2是从图1飞机的前方看到的简略视图，它图释侧倾仅是由所述飞机的副翼控制时的状态；
图3是可与图2相比较的、从图1飞机的前方看到的简略视图，它图释实现根据本发明的方法的情况；
图4是从所述飞机的上方及后部看到的简略视图，它具有图3的构造中的方向舵元件；以及
图5显示实现本发明方法的侧倾及偏航控制装置的原理图。
已知地，图1中显示的重型民用运输飞机1包括：机身2，它有纵轴线L-L及设置有相对于所述机身2成对称的两个机翼3G及3D，以及相对于机身2的尾部2R向上伸的垂直安定面4。此外，已知，一方面，所述机翼3G及3D中的每一个设置了至少一个副翼5G或5D，所述副翼5G及5D相对于机身2对称并能产生飞机的侧倾运动，而另一方面，垂直安定面4设置有方向舵6，方向舵6沿所述安定面4的后边沿7延伸并能绕转动轴线Z-Z相对于安定面4转动。
此外，所述机翼3D及3G分别设置有扰流器襟翼8D及8G，它们相对于机身2两面对称，已知，所述扰流器襟翼8D及8G对于飞机1的侧倾控制是有用的，用于加强副翼5D及5G的作用。
根据图1中表示的实施本发明的实例的第一特点，在横向于所述转动轴线Z-Z方向，所述方向舵6分成了两个等效气动表面的方向舵元件6S及6I，配置成一个接另一个，使得其中一个6I靠近机身2的尾部2R并占据下方位置，而另一个6S靠近垂直安定面4的上端部4S，与所述尾部2R(遥)相对，因此占据上方位置。
上及下方向舵元件6S及6I可被联合地转动控制，使得方向舵6表现如同好像是整体的那样。方向舵元件6S及6I还可被单独地控制，需要地话还沿相反方向被控制。
如图2中图示的那样，当侧倾运动以常规方式在所述副翼5G及5D辅助下被控制时(其作用可被扰流器襟翼8G、8D所加强，图2中未图释)，在高速的某些飞行状态下，可能发生副翼5G、5D-和可能的扰流器襟翼8G、8D的偏转导致机翼3G、3D相对于它们在机身2上的固定点扭转。这导致在所述机翼上的局部入射角，所述入射角在图2中用箭头f标注，它们与副翼5G、5D以及可能还有扰流器襟翼8G、8D的气动作用相反，而很大地降低了所述副翼5G、5D和扰流器襟翼8G、8D的侧倾效率。因此飞机1不再具有满足飞行员要求的侧倾响应。
为纠正这个缺点，根据本发明，在与副翼5G、5D(可能还有扰流器襟翼8G、8D)被偏转以获得飞机1绕纵轴线L-L的侧倾运动的同时，方向舵元件6S及6I以对称方式相对于飞机的安定面4偏转(见图3及4)，上方向舵元件6S在所控制的侧倾方向上偏转，而下方向舵元件6I在相反的方向上偏转。
在这些条件下，上及下方向舵元件分别产生模量相等、但方向相反的侧向升力FS及FI。这些力FS及FI分别地并且相对于飞机1的纵轴线L-L产生沿被控制的侧倾运动方向的力矩和与所述侧倾运动对抗的力矩。因为力FS的杠杆臂大于力FI的杠杆臂，沿侧倾方向的力矩大于沿对抗方向的力矩，因此这两个力矩的合成力矩在所引导的侧倾运动方向起作用。
于是，方向舵元件6S及6I辅助副翼5G、5D(和可能还有扰流器襟翼8G、8D)实现所述受控的侧倾运动。
此外，要指出的是：因为方向舵元件6S及6I有几乎相等的表面面积并相对于安定面4对称地偏转，所以它们的偏转不会引致任何偏航作用。
在图5中示意地表示了实现上述方法的装置，它包括：
—驾驶杆系统11，它能导致用于副翼5G、5D的和可能用于扰流器襟翼8G、8D的侧倾控制指令；
—方向舵操纵杆系统12，能够产生方向舵元件6S及6I的控制指令；
—计算机13，它接收源自驾驶杆系统11及方向舵操纵杆系统12的所述控制指令并向其输出端而且根据计算机13在存贮器中具有的电动的飞行控制规程传送受控的偏航方向的力矩指令和受控的侧倾方向的力矩指令；
—计算机14，它接收来自所述计算机13的受控的偏航力矩指令，并订出分别用于方向舵元件6S及6I的控制指令，这些指令分别通过线路15及16被发至方向舵元件6S及6I的致动器；
—配置在方向舵元件6S的控制线路15上的加法器17；
—配置在下方向舵元件6I的控制线路16上的加法器18；
—计算机19，它接收来自所述计算机13的受控侧倾力矩指令，并订出各自的侧倾控制指令：
●对于副翼5G、5D和可能还有扰流器襟翼8G、8D，所述相应的指令通过线路20被发送至副翼和扰流器襟翼的致动器，
●对于上方向舵元件6S，所述相应的指令在开关21的工作接头t上可获得，该开关的固定接头r连接于零电位，而其公共接头c通过线路22连接于加法器17；和
●对于下方向舵元件6I，所述相应的指令在开关23的工作接触头t上可获得，该开关的固定接头r连接于零电位，而其公共接头c通过线路24连接于加法器18；和
—比较器25，它从端头26接收参数P的测量值，诸如飞机的速度、马赫数、动态压力等，并把这个测量值与代表飞行状态的预设阈值P0相比较，超出所述预设阈值P0时，由副翼5G、5D辅助的、可能还由扰流器襟翼辅助的侧倾控制不再是令人满意，所述比较器25通过工作线路27能够控制所述开关21及23。
因此，当飞机1没有处于副翼5G、5D(和可能还有扰流器襟翼8G、8D)的侧倾作用被减小的飞行状态时，利用方向舵操纵杆系统12通过计算机13及14和线路15及16来控制方向舵元件6S及6I。
另一方面，当这样的情况发生时，通过参数P的测量值被检测，所述测量值大于阈值P0，而比较器使开关21及23从固定位置r至它们的工作位置t摆动从而通过计算机19分别为上方向舵元件6S及下方向舵元件6I订出的侧倾指令分别通过线路22及24被传送至加法器17及18。在此情况下，传送至方向舵元件6S及6I的指令包括：一方面是由方向舵操纵杆系统12控制的偏航指令，而另一方面是源自计算机14的侧倾辅助指令。

Claims (10)

1.改进飞机的侧倾操纵的方法，该飞机包括：
—机身(2)，
—两个机翼(3G，3D)，相对于所述机身对称，设置有能够产生飞机的侧倾运动的可控的气动面(5G，5D，8G，8D)，和
—垂直安定面(4)，它相对于所述机身的尾部(2R)伸出并设置有方向舵(6)，方向舵(6)沿所述安定面(4)的后边沿(7)延伸并能够绕转动轴线(Z-Z)相对于安定面(4)转动，
其特征在于：
—所述方向舵(6)在所述转动轴线的横方向被分成至少两个方向舵元件(6I，6S)，两个方向舵元件(6I，6S)沿所述转动轴线(Z-Z)接续配置并可被独立地绕该转动轴线转动地控制；和
—当所述气动表面(5G，5D，8G，8D)被偏转，以便在所确定的方向把侧倾运动传递至所述飞机时：
●沿所述确定的侧倾方向偏转配置在与所述机身(2)相对的所述垂直安定面(4)端部(4S)侧边上的所述方向舵元件(6S)中的至少一个，和
●同时，在相反的方向上偏转配置在邻近所述机身(2)的所述垂直安定面(4)端部侧边上的所述方向舵元件(6I)中的至少一个。
2.如权利要求1所要求的方法，其特征在于：由在相反方向上偏转的方向舵元件(6S，6I)所产生的对抗的偏航作用至少近似地相互平衡。
3.如权利要求1及2中任一项所要求的方法，其特征在于：
—所述方向舵(6)被分成为下方向舵元件(6I)和上方向舵元件(6S)；和
—在机翼的所述气动面产生的侧倾运动期间，在所述侧倾运动的方向上偏转所述上方向舵元件(6S)，同时在相反的方向上偏转所述下方向舵元件(6I)。
4.如权利要求2及3所要求的方法，其特征在于：所述下方向舵元件(6I)及上方向舵元件(6S)的表面面积至少是近似地相等，所述下及上方向舵元件绕所述方向舵的所述转动轴线(Z-Z)对称地偏转。
5.如权利要求1-4中任一项所要求的方法，其特征在于：所述方向舵元件(6I，6S)的偏转处于超出代表所述飞机的特殊飞行状态的参数(P)的阈值(P0)。
6.如权利要求5所要求的方法，其特征在于：所述参数(P)是飞机的速度。
7.如权利要求5所要求的方法，其特征在于：所述参数(P)是马赫数。
8.如权利要求5所要求的方法，其特征在于：所述参数(P)是动态压力。
9.一种改进的侧倾控制的飞机，所述侧倾控制实施了由如权利要求2-8中任一项所规定的方法，所述飞机包括：
—机身(2)；
—两个机翼(3G，3D)，相对于所述机身(2)对称，设置有能够产生飞机的侧倾运动的可控的气动面(5G，5D，8G，8D)；
—所述飞机的侧倾操纵装置，它能够控制所述可控的气动面；
—垂直安定面(4)，它相对于所述机身的尾部(2R)伸出并设置有方向舵(6)，方向舵(6)沿所述安定面(4)的后边沿(7)延伸并能够绕转动轴线(Z-Z)相对于安定面(4)转动；和
—所述飞机的偏航操纵装置(12，13，14)，它能够控制所述方向舵(6)，
其特征在于：
—所述方向舵(6)含有至少两个方向舵元件(6I，6S)，方向舵元件(6I，6S)沿所述转动轴线(Z-Z)接续地配置；
—所述偏航操纵装置(12，13，14)能够产生用于每个所述方向舵元件(6S，6I)的第一独立偏转指令；
—除了用于所述气动面(5G，5D，8G，8D)的偏转指令外，所述侧倾操纵装置(11，13，19)能够产生用于所述方向舵元件(6I，6S)的第二独立偏转指令，所述第二偏转指令是这样的：合成的偏航作用至少是近似为零；和
—叠加装置(17，18)，当代表特殊的飞行状态的参数(P)的测量值超过预设的阈值(P0)时，对于每个所述方向舵元件(6I，6S)来说，叠加装置用于把第二独立偏转指令叠加至相应的第一独立偏转指令上。
10.如权利要求9所要求的方法，其特征在于：所述方向舵(6)含有下方向舵元件(6I)和上方向舵元件(6S)。
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