CN101844618A

CN101844618A - 优化旋翼飞行器机身两侧推进螺旋桨的工作的方法和装置

Info

Publication number: CN101844618A
Application number: CN201010157957A
Authority: CN
Inventors: N·丘拉斯; M·塞拉丝-拉芬治; P·艾格林
Original assignee: Airbus Helicopters SAS
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 2009-03-27
Filing date: 2010-03-29
Publication date: 2010-09-29
Anticipated expiration: 2030-03-29
Also published as: US20100243792A1; US8186629B2; EP2233396A1; FR2943620A1; FR2943620B1; CN101844618B; EP2233396B1

Abstract

本发明涉及一种用于优化布置在有主旋翼(10)的旋翼飞行器(1)的机身(2)两侧的左和右螺旋桨(21和22)的工作的方法。左和右空气动力学表面(40和41)分别包括适于被偏斜的左和右襟翼(45和46)，所述旋翼飞行器(1)的偏航稳定借助左和右螺旋桨(21和22)相应的第一和第二桨距来达到，为了使左和右螺旋桨(21和22)的桨距差值为最小从而优化所述左和右螺旋桨(21和22)的工作，只在预定的飞行阶段中调整左和右襟翼(45和46)的偏斜角度，所述预定的飞行阶段包括在低于预定阈值的旋翼飞行器指示空速(IAS)下进行的低速飞行阶段、以及在高于所述预定阈值的旋翼飞行器指示空速(IAS)下进行的高速偏航稳定飞行阶段。

Description

优化旋翼飞行器机身两侧推进螺旋桨的工作的方法和装置

技术领域

本发明涉及用于优化布置在旋翼飞行器机身两侧的左右推进螺旋桨的工作的方法和装置。

因此，本发明涉及装有布置在其机身两侧的推进螺旋桨的旋翼飞行器，这种旋翼飞行器的主升力旋翼至少在一部分飞行过程中由动力装置来旋转。

背景技术

举例来说，这种旋翼飞行器可以是混合式直升机。

混合式直升机涉及一个关于垂直起飞和着陆(VTOL)飞行器的先进概念。

这种先进概念的混合式直升机，如文献FR 2916418中所述，可以合理的成本把常规直升机在垂直飞行中的有效性与通过采用推进螺旋桨和现代的涡轮发动机而可能达到的高速前进性能结合起来。

因此，混合式直升机既不是直升机，也不是旋翼飞机，也不是旋翼式螺旋桨飞机。同样，混合式直升机既不是复合的旋翼飞行器，也不是两用旋翼飞行器。

混合式直升机有机身和主升力旋翼，旋翼的翼片可由至少一个涡轮发动机的驱动作用来驱动旋转。

而且，混合式直升机有由两个半翼构成的机翼，左和右推进螺旋桨在机身两侧安装在半翼上。

此外，混合式直升机装有集成的驱动系统，包括把(各)涡轮发动机、主旋翼、以及左和右螺旋桨互相连接起来的机械传动装置。

为了方便，在下文中假定，飞行器的左边是在该飞行器上面向飞行器的头部、即背对其尾部的人的左边。照此，可以认为，飞行器的右边就是该飞行器上面向飞行器的头部背对其尾部的人的右边。

下文中所用的术语“左”和“右”分别等同于船上所用的术语“左舷”和“右舷”。

采用这样的构造，在这种集成的驱动系统的正常工作状态下，不管这种混合式直升机的飞行状态如何，(各)涡轮发动机的(各)输出的转速、左和右螺旋桨的转速、主旋翼的转速、以及起相互连接作用的机械传动装置的转速互相成比例，且比例的比值是常数。

因此，且有利的是，不管混合式直升机的飞行状态如何，即不管是在向前飞行还是在悬停，其主旋翼都是在由(各)涡轮发动机连续驱动旋转并总是在产生升力。

这样，在正常状态下飞行的各个阶段，即不包括为进行发动机故障训练或由于真正的发动机故障而进行的涉及自旋的飞行状态的各个阶段，所述至少一台涡轮发动机总是机械地连接于旋翼。因此，在处于正常状态时，不管在什么飞行阶段，旋翼总是由所述至少一台涡轮发动机驱动旋转，这里应能理解，例如自旋飞行状态不构成这样的正常状态飞行阶段。

更精确地说，在起飞、着陆、以及悬停各阶段，主旋翼都是把它的全部升力提供给混合式直升机，而在巡航飞行中，主旋翼提供其升力的一部分，加上机翼贡献的部分升力，来支持所述混合式直升机。

这样，在巡航飞行中，主旋翼为混合式直升机提供大部分升力，可能以一小部分贡献给推进或称牵引力，并且总是让阻力为最小。

类似于直升机，驾驶员有第一和第二两个控制件，一个总距操作杆和一个周期距操纵杆，它们例如分别用于控制主旋翼翼片的总距和周期距。

而且，通过共同地改变混合式直升机的左和右螺旋桨的桨叶的桨距并改变同样的量，也可以控制由左和右螺旋桨产生的推力。

驾驶员因此可有至少一个第三推力控制件，诸如一个用于共同地改变左和右螺旋桨的桨叶的桨距并改变同样的量的控制杆。

相反，利用左和右螺旋桨产生推力差值，例如由驾驶员利用一个舵杆型式的桨距差值控制构件，可产生反转矩而达到转向功能。

因此，第三控制构件用于规定左和右螺旋桨桨叶的平均桨距，这里，平均桨距对应于左和右螺旋桨桨叶的第一和第二桨距之和的一半。

相反，舵杆可用于以差动方式使左和右螺旋桨的桨距偏离平均桨距，让一个螺旋桨桨叶的桨距增大一个桨距差值，同时让另一个螺旋桨桨叶的桨距减小同一个数值。

为了产生混合式直升机上的反转矩作用，恰当的作法是建立推力差值，让左螺旋桨施加的推力的数值和/或方向必要地不同于由右螺旋桨施加的推力的数值和/或方向。于是可得结论，为了稳定混合式直升机的偏航飞行，左螺旋桨桨叶的第一桨距一定要不同于右螺旋桨桨叶的第二桨距，。

可是，对任意给定的前进系数λ，一个螺旋桨的最高效率只能在该螺旋桨桨叶的桨距的一个给定数值下得到，前进系数由下式给定：

λ＝TAS/(Ω×R)

式中：TAS是飞行器的真实空速，Ω是螺旋桨的转速，以及R是螺旋桨的桨叶半径。

由于左和右螺旋桨是完全相同的，所述第一和第二桨距之间的桨距差值必定意味着左和右螺旋桨中的至少一个不是工作在其最高效率范围内。

这一差值还会引起由左螺旋桨产生的第一转矩和由右螺旋桨产生的第二转矩之间的差值，这个差值在极端的情况中可能是成问题的。如果一个螺旋桨的转矩已接近它的最大容许转矩，那么驾驶员用那个螺旋桨进行偏航机动裕度将因此变得很有限。

可以设想，给混合式直升机装上能够产生横向反转矩升力的空气动力学表面，就是基本上平行于机身的对称平面延伸的且布置在机身尾端的固定尾翼。

为了稳定混合式直升机，这种空气动力学表面还可装上舵状襟翼和可控制这样的襟翼的电动执行器，以便能改变襟翼相对于它们所固定的固定尾翼的偏斜角度。

文献US 4935682描述了一种用于防止机身两侧设置有推力器的飞机在由各推力器之一发出的推力变成较低时发生偏航运动的控制装置。

这样，按照文献US 4935682，那个控制装置是利用推力差值信号控制方向舵的位置。

文献EP 0742141力求通过根据飞机加速度控制舵的位置来达到同样的效果。

文献FR 2689854和FR 2769285提出了一种设有可施加横向升力的可操纵方向的空气动力学表面的直升机，所述空气动力学表面设有舵状襟翼，且可调整舵状襟翼相对于空气动力学表面的偏斜角度。

这样，按照文献FR 2689854，可根据直升机主旋翼的总距以及根据所述直升机的前进速度来自动地控制这种襟翼的偏斜角度。

最后，文献US 6478262提出了一种有这样的方向舵的飞行器，该方向舵可与总距控制协同工作而执行偏航控制功能。

文献EP 0867364提出了一种有垂直的尾翼的直升机，这种尾翼的攻角是可改变的，以控制直升机的偏航。在低速下在抵抗由主旋翼施加于机身的转矩中尾旋翼的效用占主导地位，而在高速下垂直尾翼的效用占主导地位。

这样，对于优化有由一个动力装置驱动的主升力旋翼的旋翼飞行器的左和右螺旋桨在至少一个飞行阶段中的工作，本技术领域的现有状态尚未提供准确的示教。本技术领域的现有状态尚未具体说明如何可使左和右螺旋桨的桨叶具有接近甚或等于能够使每个螺旋桨有最高效率的给定值的桨距。

本技术领域的现有状态除了给出用于稳定飞行器和在飞行器的偏航中控制飞行器的措施之类并无其它作为。因此，上述各专利文献都不能解决提出的问题。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种能够优化有由动力装置驱动的主升力旋翼的旋翼飞行器的左和右螺旋桨在至少一个飞行阶段中的工作的方法和装置，或就混合式直升机而言是实际上连续地进行优化。

因此，本发明涉及一种优化布置在旋翼飞行器机身两侧并适于产生相应推进空气流的左螺旋桨和右螺旋桨的工作的方法，这种旋翼飞行器有主升力旋翼和适于使左和右螺旋桨以及主升力旋翼的动力装置，这种旋翼飞行器还包括施加横向升力的左空气动力学表面和右空气动力学表面，所述左和右空气动力学表面分别与所述左和右螺旋桨成一线地布置在位于所述机身的尾端附近的稳定器上。

这种方法的非凡之处尤其在于，左和右空气动力学表面分别包括左襟翼和右襟翼，这些襟翼适于被偏斜而呈现相对于相关的空气动力学表面的偏斜角度，旋翼飞行器的偏航稳定借助左和右螺旋桨相应的第一和第二桨距来达到，左和右襟翼的偏斜角度调整只在预定的飞行阶段中启动，以使左和右螺旋桨的桨距差值为最小，从而优化左和右螺旋桨的工作，所述预定的飞行阶段包括在低于预定阈值的旋翼飞行器指示空速下进行的低速飞行阶段、以及在高于所述预定阈值的旋翼飞行器指示空速下进行的高速下偏航稳定飞行阶段。所述桨距差值等于左螺旋桨桨叶的第一桨距和右螺旋桨桨叶的第二桨距之间的差值的一半。

应能记得，为了方便，在下文中假定，飞行器的左边是在该飞行器上面向飞行器的头部即背对其尾部的人的左边。结果，认为飞行器的右边是在该飞行器上面向飞行器的头部背对其尾部的人的右边。

这样，旋翼飞行器的左螺旋桨、左空气动力学表面和左襟翼是在旋翼飞行器里一个面向飞行器的头部背对其尾部的人的左边。而旋翼飞行器的右螺旋桨、右空气动力学表面和右襟翼是在旋翼飞行器里一个面向飞行器的头部背对其尾部的人的右边。

还应记得，指示空速对应于由旋翼飞行器的空气数据计算机(ADC)仪器指示的空气速度，且针对海平面处标准大气条件下空气的可压缩性的影响进行了修正，而没有针对ADC回路的误差进行修正。要想得到关于指示空速测量仪器的更多信息，可查阅现有的有关文献。

因此，按照本发明，所采用的左和右襟翼的导边分别固定于左和右空气动力学表面，这些左和右空气动力学表面是大致垂向的，即大致平行于旋翼飞行器机身的纵向对称平面。与文献EP0867364的示教不同，这里的左和右襟翼不是用来稳定旋翼飞行器，有利的是混合式直升机，而是力求解决一个以创新的方式定义的关于左和右螺旋桨的平衡从而优化它们在稳定飞行中的工作点的问题。

对于大范围的前进速度，调节左和右襟翼的偏斜角度，是为了得到各螺旋桨的相同桨距，进而得到就工作点来说是优化的性能。左螺旋桨桨叶的第一桨距接近或甚至等于使左螺旋桨效率为最高的给定桨距，以及右螺旋桨桨叶的第二桨距接近或甚至等于使右螺旋桨效率为最高的给定桨距。

于是，可使用与右螺旋桨完全相同的左螺旋桨，而不存在什么难处。左和右螺旋桨的工作点，事实上对应于它们发出的推力，也处于平衡状态，这尤其使得可以优化这种飞行器的结构尺寸设计以及优化把动力装置连接于每个螺旋桨的机械传动装置的尺寸设计。

这样，在各预定的飞行阶段，可任选地使至少一个襟翼产生偏斜，让它发挥对抗由主旋翼产生的转矩的作用。用所述襟翼在稳定飞行中吸收一部分转矩，就可以降低甚至消除左和右螺旋桨桨叶的桨距差值，这样来使它们的工作得以优化。

这样，在预定的飞行阶段中，左和右襟翼可平衡左和右螺旋桨。

由于可以管理左和右襟翼的偏斜角度，所以可以使由左螺旋桨产生的第一转矩和由右螺旋桨产生的第二转矩成为对称的。于是，由负荷较重的那个螺旋桨产生的转矩到它的最大转矩有一个距离，这可增大旋翼飞行器在偏航中的机动性裕度以及延长把左和右螺旋桨连接于动力装置的机械传动装置的寿命。

调节左和右襟翼的偏斜角度仅仅是一个次级调节回路。这是因为调整装置，通过作用于左和右螺旋桨的桨叶的桨距，可经由主调节回路优先确保旋翼飞行器的偏航稳定，而左和右襟翼的偏斜角度的调节是力求建立每个螺旋桨的长期转矩平衡。

应能看出，短语“使襟翼偏斜”是指用于使襟翼绕一个把它的导边固定于相关的空气动力学表面的轴线枢转的任何作用，襟翼的枢转在于使它的随边作顺时针或逆时针的转动。

此外，说枢转是顺时针的或逆时针的，只有规定从何种角度来观察旋翼飞行器才有意义。明确地说，本发明中采用的约定是从上向下观看旋翼飞行器。旋翼飞行器的主旋翼是位于它的顶部，而旋翼飞行器的起落架是位于飞行器下面。

这种方法还具有以下一个或多个附加特点。

在旋翼飞行器的指示空速小于预定阈值，例如50节或每秒25.7米，同时主旋翼由动力装置驱动而向第一旋转方向旋转并产生作用于机身的、由推进吹向旋翼飞行器尾部的空气流的螺旋桨对抗的偏航转矩时，可通过使承受吹向旋翼飞行器尾部的所述空气流的襟翼绕它的固定轴线向相反于所述第一旋转方向的第二旋转方向枢转来调节该襟翼的偏斜角度，使其达到相对于相关的空气动力学表面的最大偏斜角度。

这样，处于所述空气流中的襟翼就达到最大偏斜，因而由空气流施加于襟翼的压力也达到最大。

以这种方式，可以用处于所述空气流中的襟翼通过让它贡献对抗主旋翼产生的转矩的反转矩力来平衡左和右螺旋桨。于是可减小左和右螺旋桨的桨距差值。

此外，在悬停时，减小左和右螺旋桨的所述桨距差值可以不可忽略地降低由左和右螺旋桨消耗的总功率。

在向前飞行中，由于桨距差值控制构件在大多数飞行阶段中是放在中位，所以可达到优化驾驶舒适性。

此外，就混合式直升机而言，可通过把螺旋桨的桨距设定为两者产生数值相同但方向相反的推力，或把螺旋桨的桨距设定为只有一个螺旋桨施加推力来改变昂首向前飞的姿态，而使旋翼飞行器处于悬停状态。

在这样的情况下，在悬停中仅用一个螺旋桨时，功率消耗的降低对悬停时需要降低总的推力进而降低昂首向前飞的姿态来平衡由螺旋桨的推力造成的纵向力分量至关重要。

因此，在旋翼飞行器的指示空速小于一个预定阈值，例如约50节或每秒25.7米，同时主旋翼由动力装置驱动向如上向下看的顺时针方向旋转时，可通过使左襟翼向如从上向下看的逆时针方向枢转来调节左襟翼的偏斜角度，使其达到相对于左空气动力学表面的最大偏斜角度。

相反，在旋翼飞行器的指示空速低于所述预定阈值，但主旋翼由动力装置驱动向如从上向下看的逆时针方向旋转时，可通过使右襟翼向如从上向下看的顺时针方向枢转来调节右襟翼的偏斜角度，使其达到相对于右空气动力学表面的最大偏斜角度。

还有，在旋翼飞行器的指示空速大于所述预定阈值时，如果满足下列关于偏航稳定飞行条件，就启动左和右襟翼的偏斜角度调节：

·|Ny|＜0.075倍的重力加速度；

·|Phi|＜5度；

·|P|＜每秒10度；以及

·驾驶员不对适于命令左和右螺旋桨桨叶的第一和第二桨距差动变化的桨距差值控制构件诸如舵杆施加任何力；

其中，|Ny|是旋翼飞行器在其参考系的横向的载荷系数的绝对值，|Phi|是旋翼飞行器的横摇角度的绝对值，以及|P|是旋翼飞行器的横摇角速度的绝对值。

应能看到，在以上规定的条件之外，可将左和右襟翼保持在位而不改变它们的偏斜角度。

在第一优选方案中，在启动左和右襟翼的偏斜角度调节时，首先实时地测量左螺旋桨产生的第一转矩作为所述左螺旋桨可产生的最大转矩的百分数，其次实时地测量右螺旋桨产生的第二转矩作为所述右螺旋桨可产生的最大转矩的百分数，再实时地确定代表第二转矩减去第一转矩的第一差值，并且：

·在所述第一差值大于+2.5％时，可将左和右襟翼偏斜以向顺时针方向枢转；

·在所述第一差值小于-2.5％时，可将所述左和右襟翼偏斜以向逆时针方向枢转；以及

·在所述第一差值处于-2.5％到+2.5％范围内时，保持所述左和右襟翼在位，以避免在目标周围的持续振荡。

这样，如果主旋翼由所述动力装置驱动向如从上向下看的顺时针方向旋转，以及如果启动了左和右襟翼的偏斜角度的调节，那么：

·在第一差值大于+2.5％时，可通过使左和右襟翼绕它们的把它们固定于相关的空气动力学表面的轴线向顺时针方向枢转而使它们偏斜；

·在第一差值小于-2.5％时，可通过使左和右襟翼绕它们的把它们固定于相关的空气动力学表面的轴线向逆时针方向枢转而使它们偏斜；以及

·在第一差值处于-2.5％到+2.5％范围内时，保持所述左和右襟翼在位，以避免在目标周围的持续振荡。

相反，如果主旋翼由所述动力装置驱动向如从上向下看的逆时针方向旋转，以及如果启动了左和右襟翼的偏斜角度调节，那么：

在第二方案中，在启动左和右襟翼的偏斜角度调节时，实时地测量左螺旋桨的第一桨距和右螺旋桨的第二桨距，并实时地确定代表第二桨距减去第一桨距的第二差值，并且：

·在第二差值大于0.3度时，通过使所述左和右襟翼向顺时针方向枢转而使它们偏斜；

·在第二差值小于-0.3度时，通过使所述左和右襟翼向逆时针方向枢转而使它们偏斜；以及

·在第二差值处于-0.3度到0.3度范围内时，保持所述左和右襟翼在位。

在第三方案中，在启动左和右襟翼的偏斜角度调节时，首先实时地确定由左螺旋桨消耗的第一功率，其等于左螺旋桨的第一转速Ω1乘以左螺旋桨产生的第一转矩，其次实时地确定由右螺旋桨消耗的第二功率，其等于右螺旋桨的第二转速Ω2乘以右螺旋桨产生的第二转矩，并实时地确定代表第二功率减去第一功率的第三差值，并且：

·在所述第三差值大于+50千瓦时，通过使左和右襟翼向顺时针方向枢转而使它们偏斜；

·在所述第三差值小于-50千瓦时，通过使所述左和右襟翼向逆时针方向枢转而使它们偏斜；以及

·在所述第三差值处于-50千瓦到+50千瓦范围内时，保持所述左和右襟翼在位，以避免在目标周围的持续振荡。

除上述方法外，本发明提供一种可实施这种方法的旋翼飞行器。

按照本发明，一种旋翼飞行器设有主升力旋翼，还设有布置在其机身两侧的左螺旋桨和右螺旋桨，这种旋翼飞行器有适于使左和右螺旋桨以及主旋翼旋转的动力装置，并且这种旋翼飞行器有施加横向升力的左空气动力学表面和右空气动力学表面，它们分别与左和右螺旋桨成一线地布置在位于机身尾端附近的稳定器上，这种旋翼飞行器的非凡之处尤其在于，左和右空气动力学表面包括相应的左和右襟翼，这些左和右襟翼适于分别用第一和第二控制装置来偏斜而呈现相对于相关的空气动力学表面的相应偏斜角度，并且这种旋翼飞行器包括：

·用于测量所述旋翼飞行器的指示空速的第一速度测量装置；

·用于测量所述旋翼飞行器的横摇角速度的第二速度测量装置；

·用于确定驾驶员是否在对旋翼飞行器的舵杆型桨距差值控制构件施加力的力传感器；

·用于测量旋翼飞行器的横摇角度的角度传感器；

·用于测量旋翼飞行器的横向载荷系数的加速度传感器；

·用于感测左和右螺旋桨的转矩的第一和第二转矩传感器或用于测量左和右螺旋桨的桨距的第一和第二桨距测量装置，或用于测量左和右螺旋桨的转矩的第一和第二转矩传感器和用于感测左和右螺旋桨的转速的第一和第二转速传感器；以及

·控制装置，适于根据来自第一和第二速度测量装置，来自力、角度、以及加速度传感器，以及来自第一和第二转矩传感器或来自第一和第二桨距测量装置或来自第一和第二转矩传感器或来自第一和第二转矩传感器和来自第一和第二转速传感器的信息来实施本发明的方法而使所述左和右襟翼偏斜。

有利的是，这种旋翼飞行器是一种混合式直升机，涡轮发动机的输出转速，左和右螺旋桨的转速，主旋翼的转速，以及把涡轮发动机、螺旋桨、以及主旋翼连接起来的机械传动装置的转速，都互相成比例，在这种集成的驱动系统的正常使用条件下，不管这种混合式直升机的飞行状态如何，比例的比值是常数。

附图说明

本发明的优点将在下面参照附图进行的以图解方式给出的实施例的说明中变得更加详细，各附图中：

图1是混合式直升机的立体图；

图2是一个解释性示意图，表示出本发明在第一优选变型中采取的措施；

图3是一个解释性示意图，表示出本发明在第二变型中采取的措施；

图4和5是说明旋翼飞行器以主旋翼顺时针(从上向下看)旋转在低速下工作的俯视图；

图6和7是说明旋翼飞行器以主旋翼逆时针(从上向下看)旋转在低速下工作的俯视图；

图8和9是说明旋翼飞行器以主旋翼顺时针(从上向下看)旋转在高速下工作的俯视图；以及

图10和11是说明旋翼飞行器以主旋翼逆时针(从上向下看)旋转在高速下工作的俯视图。

出现在不只一个图中的部件在各图中给予同一附图标记。

应能看到，图1标出了三个互相垂直的方向X、Y和Z。

X方向代表纵向，Y方向代表横向。

最后，第三方向Z方向代表垂向。

具体实施方式

图1表示的混合式直升机1包括在前部带有驾驶舱7的机身2、以及用于驱动桨叶11的主旋翼10，对桨叶的驱动首先是依靠有两台布置在机身2顶部在机身2的纵向对称平面P1的两侧的涡轮发动机5的动力装置5′，其次是依靠第一主齿轮箱。

应能理解，由于有整流罩，涡轮发动机5在图1中是看不见的。

还有，混合式直升机1有高位机翼3，它是由固定于机身2的顶部的两个半翼8′和8″构成。

具体地说，混合式直升机1是由左螺旋桨21和右螺旋桨22推进，而这两个螺旋桨由涡轮发动机5驱动，每个螺旋桨21和22安装在机翼3的相应外端。在所示例子中，左和右螺旋桨21和22各有六个第一桨叶6′和六个第二桨叶6″。

还有，机身2的尾端AR附近，设有水平稳定器15，其带有两个可相对于前部34运动的俯仰控制件25和35。稳定器15还设有左空气动力学表面40和右空气动力学表面41，用于产生基本上沿着稳定器15的方向的横向升力。

更确切地说，左和右空气动力学表面40和41是布置在稳定器15的两侧，布置成分别与左和右螺旋桨21和22成一线。水平稳定器15以及左和右空气动力学表面40和41构成一个相对于机身2倒置的U形。

还有，左和右空气动力学表面40和41是基本上垂向的，因而平行于机身2的纵向对称平面P1。

此外，左和右空气动力学表面40和41分别设有左襟翼45和右襟翼46。

第一固定轴线AX1用于把左襟翼的导边45′固定于左空气动力学表面。第一控制装置(图1中未示)，例如一个旋转式执行器，适于使左襟翼绕它的第一固定轴线AX1枢转，以使左襟翼的随边45″偏摆到顺时针或逆时针方向(从上向下看)。

第一控制装置因而可调节左襟翼45相对于左空气动力学表面40的偏斜角度，也就是，沿着左襟翼45的纵向D1延伸的纵向轴线和沿着左空气动力学表面的纵向D2穿过的纵向轴线之间的锐角。

类似地，第二固定轴线AX2用于把右襟翼的导边46′固定于右空气动力学表面41。第二控制装置(图1中未示)，例如一个旋转式执行器，适于使右襟翼46绕它的第二固定轴线AX2枢转，以使右襟翼46的随边46″偏摆到顺时针或逆时针方向(从上向下看)。

第二控制装置因而可调节右襟翼46相对于右空气动力学表面41的偏斜角度。

要想查找用于控制襟翼(有时称为随边襟翼)的装置的说明，请参阅有关文献。

为了控制主旋翼10的翼片11的总距和周期距，驾驶员可以分别利用第一和第二常规控制构件。

类似地，为了控制混合式直升机的向前运动，驾驶员有第三推力控制构件，用于改变左和右螺旋桨21和22的第一桨叶6′和第二桨叶6″的平均桨距。

更确切地说，推力控制完全相同地作用于第一桨叶6′和第二桨叶6″的第一和第二桨距而达到所述第一和第二桨距的共同变化。例如，驾驶员可让所有螺旋桨桨叶的平均桨距增大5％，以增大特别是由左和右螺旋桨21和22产生的总推力，左和右螺旋桨21和22的桨叶的所述平均桨距等于第一和第二桨叶6′和6″的第一和第二桨距之和的一半。

推力控制可包括一个作用于第一和第二螺旋桨的驱动系统的控制杆。

替代或附加地，推力控制可任选地设置一个用于控制所述驱动系统中的至少一个执行器的按钮。有利的是让该按钮有三个位置：第一位置，这个位置请求增大左和右螺旋桨21和22的各桨叶的平均桨距，并且也使第一和第二桨叶6′和6″的第一和第二桨距共同变化相同的量；第二位置，这个位置请求减小第一和第二桨叶6′和6″的第一和第二桨距；以及最后第三位置，这个位置请求不要改变第一和第二桨叶6′和6″的第一和第二桨距。

为了控制混合式直升机的偏航姿态，驾驶员可利用舵杆型式的桨距差值控制构件来改变桨距，但这里不再是共同改变而是差动地改变第一和第二桨叶6′和6″的第一和第二桨距。

为了优化左和右螺旋桨21和22的工作，具体地说是优化它们的工作点。本发明提出一种新颖的调整方法和装置。

参照图2，这种调整装置在第一变型中包括：

·力传感器56，适于确定驾驶员是否在对旋翼飞行器的舵杆施加力。这个力传感器有利的是集成在舵杆配平执行器里的力传感器。它可发出一个布尔信号，当驾驶员在对舵杆施加作用时布尔信号为“真”，当驾驶员没有对舵杆施加作用时布尔信号为“伪”。

·第一速度测量装置51，用于测量旋翼飞行器的指示空速(IAS)。这些第一速度测量装置可由例如熟悉本技术领域的人称为“空气数据计算机”(ADC)的测量仪器构成。

·第一和第二转矩传感器54和55，用于感测分别由左和右螺旋桨21和22发出的第一和第二转矩Tq1和Tq2。第一和第二转矩传感器54和55有利的是主转矩型式的传感器。不过，第一和第二转矩传感器54和55也可以是能够根据对应的螺旋桨桨叶的桨距、螺旋桨转速、大气条件、以及由空气数据计算机(ADC)仪器指示的向前空速确定第一和第二转矩Tq1和Tq2的计算机。第一和第二转矩Tq 1和Tq2表示为可由左和右螺旋桨21和22发出的最大转矩的百分数。

·第二速度测量装置53，用于测量机身横摇时的角速度P，第二速度测量装置53构成熟悉本技术领域的人称为“姿态和首向参照系”(AHRS)的测量仪器的一部分。

·角度传感器52，用于测量旋翼飞行器的横摇角度Phi，这个角度传感器52构成AHRS测量仪器的一部分。

·加速度传感器50，用于测量旋翼飞行器在横向Y的载荷系数Ny，这个加速度传感器50构成AHRS测量仪器的一部分。

应能看到，空气数据计算机(ADC)仪器和AHRS仪器可以是称为“空气数据、姿态和首向参照系”(ADAHRS)的单个测量仪器的组成部分。

还有，调整装置包括诸如一台微处理机的控制装置60，适于根据来自第一和第二速度测量装置51和53，来自力、角度和加速度传感器56、52和50，以及来自第一和第二转矩传感器54和55的信息来命令所述左和右襟翼45和46的偏斜。

在必要情况下，并因而根据控制装置60里的逻辑程序，控制装置60可命令诸如电动执行器的第一控制装置61使左襟翼45绕其固定轴线AX1枢转以改变其相对于左空气动力学表面的偏斜角度。

类似地，所述控制装置60可适于命令诸如电动执行器的第二控制装置62使右襟翼46绕其固定轴线AX2枢转以改变其相对于右空气动力学表面的偏斜角度。

参照图3，在第二变型中，调整装置没有第一和第二转矩传感器54和55。在这个第二变型中，而是用第一和第二桨距测量装置57和58来测量左和右螺旋桨21和22的第一和第二桨距β1和β2。

应能看到，由于第一和第二桨距β1和β2是可由执行器调整的，所以第一和第二桨距测量装置57和58可由用于感测所述执行器的位置的传感器来构成。

因此，控制装置可根据左和右螺旋桨的执行器的可动件的位置来推定所述第一和第二桨距β1和β2

于是，控制装置60，诸如一台微处理机，可以根据来自第一和第二速度测量装置51和53，来自力、角度和加速度传感器56、52和50，以及来自第一和第二桨距测量装置57和58的信息，命令所述左襟翼45和右襟翼46偏斜。

在这样的情况中，控制装置可在预定的飞行阶段，特别是在偏航稳定飞行过程中的低速飞行或高速飞行阶段，启动左和右襟翼的偏斜角度调整。

图4到7说明旋翼飞行器在低速下的工作，就是在低于飞行器指示空速IAS的一个预定阈值的航速下的工作，而这个阈值约等于50节(kts)即25.7米/秒(m/s)。

由于主旋翼10由发动机装置驱动向第一旋转方向转动，所以对机身2产生偏航转矩，这个偏航转矩具体地说是由螺旋桨产生的吹向飞行器尾部的空气流21″和22″来抵抗，控制装置60可通过使所述襟翼45和46向一个相反于所述第一方向的第二方向枢转来调整承受吹向尾部的空气流21″和22″的襟翼45和46的偏斜角度α1和α2，以使其达到相对于相关的空气动力学表面的最大偏斜角度。

参照图4和5，主旋翼是在顺时针旋转(从上向下看)。

可以设想出用在低速飞行特别是用在悬停过程中的两个限制过程。

图4所示的第一悬停飞行过程包括控制旋翼飞行器，使其左和右螺旋桨21和22发出相应的方向相反的推力，让一个螺旋桨施加的推力与另一个螺旋桨的推力数值相反，以抵消由主旋翼产生的偏航转矩。

在主旋翼顺时针旋转的同时，左螺旋桨21发出起推进作用的左推力21′，由所述左螺旋桨21产生的左空气流21″吹向旋翼飞行器的尾部。相反，右螺旋桨22发出不起推进作用的右推力22′，由所述右螺旋桨22产生的右空气流22″吹向旋翼飞行器的前方。

图5所示的第二悬停飞行过程包括用偏航控制装置使一个螺旋桨产生吹向前方的非零推力，而另一个螺旋桨产生零推力。由于主旋翼10是在顺时针旋转，只有左螺旋桨21施加推力21′，由所述左螺旋桨21产生的左空气流21″吹向旋翼飞行器的尾部。

可让控制装置60，能够独立于飞行过程以及独立于调整装置的这一变型，通过使左襟翼45绕它的固定轴线AX1逆时针F1枢转(从上向下看)来调节左襟翼45的偏斜角度α1，而使其达到相对于左空气动力学表面40的最大偏斜角度。

于是，左襟翼45的偏斜角度α1处于其最大值。

相反，控制装置60没有命令右襟翼46偏斜，所以右襟翼46的偏斜角度α2是零。

应能看到，控制装置60，在旋翼飞行器悬停和低速飞行时，就是在航速低于旋翼飞行器的指示空速IAS的一个预定阈值时，可调节左和右襟翼45和46。

参照图6和7，主旋翼表示为在逆时针旋转(从上向下看)。

可让控制装置60，能够独立于飞行过程以及独立于调整装置的这一变型，通过使右襟翼46绕它的固定轴线AX2顺时针方向F2枢转(从上向下看)来调节右襟翼46的偏斜角度α2，而使其达到相对于右空气动力学表面41的最大偏斜角度。

于是，右襟翼46的偏斜角度α2处于其最大值。

相反，控制装置60没有命令左襟翼45偏斜，所以左襟翼45的偏斜角度α1是零。

图8到11表示出旋翼飞行器在高速下的工作，就是在高于飞行器指示空速IAS的一个预定阈值的航速下工作，而这个阈值约为50节即25.7米/秒。

在旋翼飞行器指示空速(IAS)高于所述预定的阈值时，左和右螺旋桨21和22都处于推进模式，它们分别产生吹向旋翼飞行器尾部的左和右空气流21″和22″，更确切地说，是分别吹向左和右空气动力学表面40和41。

可是，应能看到，相对于由旋翼飞行器的前进速度产生的空气压力，由左和右空气流施加的压力可以忽略。

对这种情况，控制装置可启动左和右襟翼45和46的偏斜角度α1和α2的调整，但需满足下列偏航稳定飞行条件：

·|Ny|＜0.075倍的重力加速度；

·|Phi|＜5度；

·|P|＜每秒10度；以及

·驾驶员不对桨距差值控制构件、舵杆施加任何力，这个力的不存在由力传感器56检测。

其中，|Ny|是旋翼飞行器在其参考系的横向的载荷系数的绝对值，|Phi|是旋翼飞行器的横摇角度的绝对值，以及|P|是旋翼飞行器横摇过程中的角速度的绝对值。

在第一变型中，控制装置60实时地确定代表所述第二转矩Tq2减去所述第一转矩Tq1的第一差值ΔTq，并且：

·在所述第一差值大于+2.5％时，命令左和右襟翼45和46偏斜使它们顺时针枢转；

·在所述第一差值小于-2.5％时，命令左和右襟翼45和46偏斜使它们逆时针枢转；以及

·在所述第一差值处于-2.5％到+2.5％范围内时，维持左和右襟翼45和46在位。

在第二变型中，控制装置60实时地确定代表第二桨距β2减去第一桨距β1的第二差值Δβ，并且：

·在第二差值大于0.3度时，命令所述左和右襟翼45和46通过顺时针枢转来产生偏斜；

·在第二差值小于-0.3度时，命令所述左和右襟翼45和46通过逆时针枢转来产生偏斜；以及

·在第二差值处于-0.3度到0.3度范围内时，维持所述左和右襟翼45和46在位。

·在第三变型中，控制装置60实时地确定：

·由左螺旋桨消耗的、等于左螺旋桨的第一转速Ω1乘以由左螺旋桨发出的第一转矩Tq1的第一功率，第一转速Ω1和第一转矩Tq1分别由常规的第一速度传感器和第一转矩传感器54给出；

·由右螺旋桨消耗的、等于右螺旋桨的第二转速Ω2乘以由右螺旋桨发出的第二转矩Tq2的第二功率，第二转速Ω2和第二转矩Tq2分别由常规的第二速度传感器和第二转矩传感器55给出；以及

·代表第二功率减去第一功率的第三差值。

在这样的情况中，控制装置

·在所述第三差值大于+50千瓦时，命令左和右襟翼45和46通过使它们顺时针枢转来产生偏斜；

·在所述第三差值小于-50千瓦时，命令左和右襟翼45和46通过逆时针枢转来产生偏斜；以及

·在所述第三差值处于-50千瓦到+50千瓦范围内时，维持所述左和右襟翼45和46在位。

应能看到，与低速下要求的控制不一样，在高速下控制装置不是命令左和右襟翼45和46完全偏斜，而是命令它们随着时间的过去而连续地渐进地枢转。

参照图8和9，主旋翼10表示为在顺时针旋转(从上向下看)。

在图8中，如果第一条件得到满足，控制装置就命令左和右襟翼45和46向顺时针方向F4′和F4″渐进地枢转。在第一变型中，在第一差值ΔTq大于+2.5％时第一条件得到满足，而在在第二变型中，在第二差值Δβ大于0.3度时第一条件得到满足。

如图9所示，如果第二条件得到满足，控制装置就命令左和右襟翼45和46向逆时针方向F3′和F3″渐进地枢转。在第一变型中，在第一差值ΔTq小于-2.5％时第二条件得到满足，而在第二变型中，在第二差值Δβ小于-0.3度时第二条件得到满足。

最后，如果第三条件得到满足，控制装置就不命令左和右襟翼45和46偏斜。在第一变型中，在第一差值ΔTq处于-2.5％到+2.5％范围内时第三条件得到满足，而在第二变型中，在第二差值Δβ处于-0.3度到0.3度范围内时第三条件得到满足。

相反，参照图10和11，主旋翼10表示为在逆时针旋转(从上向下看)。

在图10中，如果所述第一条件得到满足，控制装置就命令左和右襟翼45和46向顺时针方向F5′和F5″渐进地枢转。

如图11所示，如果所述第二条件得到满足，控制装置就命令左和右襟翼45和46向逆时针方向F6′和F6″渐进地枢转。

最后，如果所述第三条件得到满足，控制装置就不命令左和右襟翼45和46偏斜。

自然，就本发明的实现而言，可以有许许多多变型。尽管描述了几个实施例，但是很容易理解，不能认为已经穷尽地列出了所有可能的实施例。在本发明的范围内，当然可以设想用等效的装置替代所描述的任何装置。

Claims

1.一种优化布置在旋翼飞行器(1)的机身(2)两侧且适于产生相应推进空气流(21″和22″)的左螺旋桨(21)和右螺旋桨(22)的工作的方法，所述旋翼飞行器(1)有主升力旋翼(10)以及适于使所述左和右螺旋桨(21和22)以及所述主旋翼(10)旋转的动力装置(5)，所述旋翼飞行器(1)有施加横向推力并分别与所述左和右螺旋桨(21和22)成一线地布置在位于所述机身(2)的尾端(AR)附近的稳定器(15)上的左空气动力学表面(40)和右空气动力学表面(41)，所述左和右空气动力学表面(40和41)有相应的左和右襟翼(45和46)，所述左和右襟翼(45和46)适于被偏斜而呈现相对于相关的空气动力学表面(40和41)的相应偏斜角度(α1和α2)，所述方法的特征在于，在分别用所述左和右螺旋桨(21和22)的第一和第二桨距稳定所述旋翼飞行器(1)的偏航时，为了使所述左和右螺旋桨(21和22)之间的桨距差值为最小，从而优化所述左和右螺旋桨(21和22)的工作，仅在预定的飞行阶段启动对所述左和右襟翼(45和46)的偏斜角度(α1和α2)的调节，所述预定的飞行阶段包括在低于预定阈值的所述旋翼飞行器的指示空速(IAS)下进行的低速飞行阶段和在高于所述预定阈值的所述旋翼飞行器的指示空速(IAS)下进行的高速偏航稳定飞行阶段。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述旋翼飞行器的指示空速(IAS)低于预定阈值且所述主旋翼(10)由所述动力装置(5)驱动向第一旋转方向旋转并在所述机身(2)上产生特别是由推进吹向所述旋翼飞行器(1)的尾部的空气流的一个螺旋桨来对抗的转矩时，通过使承受所述向尾部的空气流的襟翼向相反于所述第一方向的第二方向枢转来调整所述襟翼的偏斜角度，使其达到相对于相关的空气动力学表面的最大枢转角度。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述旋翼飞行器(1)的指示空速(IAS)低于预定阈值且所述主旋翼(10)由所述动力装置(5)向从上向下看时的顺时针方向旋转时，通过使所述左襟翼(45)如从上向下看的逆时针地枢转来调整所述左襟翼(45)的偏斜角度(α1)，使其达到相对于所述左空气动力学表面(40)的最大偏斜角度(α1)。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述旋翼飞行器(1)的指示空速(IAS)低于预定阈值且所述主旋翼(10)由所述动力装置(5)向如从下向下看的逆时针方向旋转时，通过使所述右襟翼(46)如从下向下看的顺时针地枢转来调整所述右襟翼(46)的偏斜角度(α2)，使其达到相对于所述右空气动力学表面(41)的最大偏斜角度(α2)。

5.如前面任一权利要求所述的方法，其特征在于，在所述旋翼飞行器(1)的所述指示空速(IAS)大于所述预定的阈值时，如果下列偏航稳定飞行条件得到满足，就启动所述左和右襟翼(45和46)的偏斜角度调整：

·|Ny|＜0.075倍的重力加速度；

·|Phi|＜5度；

·|P|＜每秒10度；以及

·驾驶员不对适于命令所述左和右螺旋桨(21和22)的第一和第二桨距(6′和6″)的差动变化的桨距差值控制构件施加任何力；

其中，|Ny|是所述旋翼飞行器在其参考系的横向的载荷系数的绝对值，|Phi|是所述旋翼飞行器的横摇角度的绝对值，以及|P|是所述旋翼飞行器的横摇角速度的绝对值。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，在启动所述左和右襟翼(45和46)的偏斜角度(α1和α2)的调整时，实时地测量由所述左螺旋桨(21)产生的第一转矩(Tq1)作为最大转矩的百分数以及测量由所述右螺旋桨(22)产生的第二转矩(Tq2)作为最大转矩的百分数，并实时地确定代表所述第二转矩(Tq2)减去所述第一转矩(Tq1)的第一差值(ΔTq)，并且：

·在所述第一差值(ΔTq)大于+2.5％时，通过使所述左和右襟翼(45和46)向顺时针方向枢转而命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜；

·在所述第一差值(ΔTq)小于-2.5％时，通过使所述左和右襟翼(45和46)向逆时针方向枢转而命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜；以及

·在所述第一差值(ΔTq)处于-2.5％到+2.5％范围内时，维持所述左和右襟翼(45和46)的位置。

7.如权利要求5所述的方法，其特征在于，在启动所述左和右襟翼(45和46)的偏斜角度(α1和α2)的调整时，实时地测量所述左螺旋桨(21)的第一桨距(β1)和所述右螺旋桨(22)的第二桨距(β2)，并实时地确定代表所述第二桨距(β2)减去所述第一桨距(β1)的第二差值(Δβ)，并且：

·在所述第二差值(Δβ)大于0.3度时，命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜，使所述左和右襟翼(45和46)向顺时针方向枢转；

·在所述第二差值(Δβ)小于-0.3度时，命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜，使所述左和右襟翼(45和46)向逆时针方向枢转；以及

·在所述第二差值(Δβ)处于-0.3度到0.3度范围内时，维持所述左和右襟翼(45和46)在位。

8.如权利要求5所述的方法，其特征在于，在启动所述左和右襟翼(45和46)的偏斜角度(α1和α2)的调整时，实时地确定由所述左螺旋桨(21)消耗的第一功率和由所述右螺旋桨(22)消耗的第二功率，并实时地确定代表所述第二功率减去所述第一功率的第三差值，并且：

·在所述第三差值大于+50千瓦时，命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜，使所述左和右襟翼(45和46)向顺时针方向枢转；

·在所述第三差值小于-50千瓦时，命令所述左和右襟翼(45和46)偏斜，使所述左和右襟翼(45和46)向逆时针方向枢转；以及

·在所述第三差值处于-50千瓦到+50千瓦范围内时，维持所述左和右襟翼(45和46)的位置。

9.如前面任一权利要求所述的方法，其特征在于，所述预定的阈值等于25.7m/s。

10.一种设有主升力旋翼(10)并且还设有布置在机身两侧的左螺旋桨(21)和右螺旋桨(22)的旋翼飞行器(1)，所述旋翼飞行器包括适于所述左和右螺旋桨(21和22)和所述主旋翼(10)转动的动力装置，所述旋翼飞行器(1)施加横向升力并分别与所述左和右螺旋桨(21和22)成一线地布置在位于所述机身(2)的尾端(AR)附近的稳定器(15)上的左空气动力学表面(40)和右空气动力学表面(41)，所述左和右空气动力学表面(40和41)有相应的左和右襟翼(45和46)，所述左和右襟翼(45和46)适于分别由第一和第二控制装置(61和62)来偏斜而呈现相对于相关的空气动力学表面(40和41)的偏斜角度，所述旋翼飞行器(1)的特征在于它包括：

·用于测量所述旋翼飞行器(1)的指示空速(IAS)的第一速度测量装置(51)；

·用于测量所述旋翼飞行器(1)的横摇角速度(P)的第二速度测量装置(53)；

·适于确定驾驶员是否在对所述旋翼飞行器(1)的桨距差值控制构件施加力的力传感器(56)；

·用于测量所述旋翼飞行器(1)的横摇角度(Phi)的角度传感器(52)；

·用于测量所述旋翼飞行器(1)的横向载荷系数(Ny)的加速度传感器(50)

·用于感测所述左和右螺旋桨(21和22)的相应转矩的第一和第二转矩传感器(54和55)，或用于测量所述左和右螺旋桨(21和22)的相应桨距的第一和第二桨距测量装置(57和58)，或用于分别感测所述左和右螺旋桨(21和22)的转矩的第一和第二转矩传感器(54和55)和用于分别感测所述左和右螺旋桨(21和22)的转速(Ω1和Ω2)的第一和第二转速传感器；以及

·控制装置(60)，其适于通过执行根据前面任一权利要求并借助所述第一和第二速度测量装置(51和53)、所述力、角度、以及加速度传感器(56、52、50)，以及借助所述第一和第二转矩传感器(54和55)或所述第一和第二桨距测量装置(57和58)、或所述第一和第二转矩传感器和所述第一和第二转速传感器实施所述方法来使所述左和右襟翼(45和46)偏斜。

11.如权利要求10所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼飞行器(1)是混合式直升机，所述涡轮发动机(5)的输出转速，所述左和右螺旋桨(21和22)的转速，所述主旋翼(10)的转速，以及把所述涡轮发动机(5)、所述螺旋桨(21和22)、以及所述主旋翼(10)相互连接起来的机械传动装置的转速，互相成比例，在这种集成的驱动系统的正常使用条件下，不管所述混合式直升机的飞行状态如何，所述比例的比值是常数。