CN103419932B - 混合式直升机的襟翼与水平尾翼的控制方法 - Google Patents

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Abstract

提出了一种混合式直升机的襟翼与水平尾翼的控制方法。本发明涉及一种控制飞行器(1)高速旋转机翼的方法，该飞行器包括：机身(2)；至少一个主旋转翼(3)；至少一个可变螺距推进螺旋桨(4)；至少两个半翼(11、11′)，位于所述机身(2)的两侧；至少一个水平尾翼(20)，其具有至少一个活动表面(21、21′)；至少一个动力装置，其驱动所述主旋转翼(3)和每个推进螺旋桨(4)进行旋转。所述方法用于调整所述半翼(11、11′)的升力和所述水平尾翼(20)的升力，以使所述半翼(11、11′)的升力相当于所述飞行器(1)的总升力的预设百分数，并使得所述主旋转翼(3)消耗的功率等于在稳定飞行阶段的功率设定值。

Description

混合式直升机的襟翼与水平尾翼的控制方法
相关申请
本发明源自2012年5月21日提交的法国专利申请FR12／01434，其内容全部并入本申请。
技术领域
本发明涉及旋转翼飞行器的飞行力学领域。具体涉及一种该飞行器在高速飞行的稳定阶段的控制方法。还涉及用于该飞行器的控制设备。
该方法和设备适合混合式直升机，例如，装有辅助推进的旋转翼飞行器。
常规的旋转翼飞行器包括至少一个主旋转翼，其用来为飞行器提供升力和推进力，以及机身和动力设备。
混合式直升机还包括至少一个推进螺旋桨和一个提供升力的表面(或简称为“升力面”)，一般由位于机身两侧的两个半翼或飞行器一端的水平尾翼构成。
例如，两个可变螺距推进螺旋桨位于机身两侧，每个可变螺距推进螺旋桨位于一个半翼上。
此外，每个半翼可能会配备至少一个活动襟翼，使每个半翼的升力能够被修正。同样地，水平尾翼包括至少一个活动表面，以修正水平尾翼的升力。活动表面可由升降舵表面或整个水平尾翼组成。
两个半翼的主要功能是为混合式直升机提供升力，当其高速飞行时，推进螺旋桨使其能够达到这样的速度。与此相反，它也能使飞行器以比巡航速度慢的合适的飞行速度飞行。
当高速向前飞行时，混合式直升机的活动水平尾翼或升降舵表面相当于飞行器中的俯仰角校正器。当活动水平尾翼(或其升降舵表面)使用各种判断标准(例如飞行器姿态或主旋翼主轴的实际弯距)来调整飞行器的俯仰平衡点时，混合式直升机的俯仰控制采用主旋翼的循环控制。在这种结构中，半翼贡献了将飞行器保持在空中的飞行器总升力。因此，当高速向前飞行时，主旋翼提供了混合式直升机的部分升力，并且有助于向前飞行。
因此，可以看出，在高速向前飞行时对混合式直升机的领航需要控制机构，以修正半翼和水平尾翼的升力，还有推进螺旋桨的螺距。
因此，在高速向前飞行过程中，除了旋转翼飞行器的传统控制之外，为了能够管理飞行器混合式直升机的特殊控制，飞行员的工作量非常庞大和复杂。
因此，本发明的目的是提供一种辅助飞行员的方法，以确定和调整半翼和水平尾翼的升力，特别是在稳定飞行阶段的混合式直升机。
术语“稳定飞行阶段”被用于表示高速向前飞行的阶段，并因此用于混合式直升机，当飞行条件恒定时，即，当主飞行参数恒定时。这特别适用于垂直速度和飞行器航道。恒定的垂直速度可通过保持与飞行器常量中的相关的姿态和／或角度来精确获得。在垂直速度为0的特殊情况下，恒定姿态出现稳定飞行阶段，然后就可以简称为“巡航”飞行。恒定的航道对应飞行器不改变航向的航道。在这样的稳定飞行阶段，前进速度最好也是恒定的。不过，也可以变化，但通常缓慢变化。在本发明的方法中，动态变化缓慢发生，因此，本方法能以该种方式与向前速度的变化兼容。
背景技术
美国专利文献US2008／0237392描述了混合式直升机，其用控制系统控制飞行器的所有控制机构。飞行器结合有数据库，数据库包括优化的且用于不同飞行条件和不同飞行形式的预设义飞行参数。
飞行员选择需要的飞行形式，例如，燃油消耗最低、振动最低或实际前进速度最大。控制系统通过结合在混合式直升机中的各种传感器中来选择飞行条件，然后，从数据库中选择各种预设义的设置，以实现与这样的飞行条件相对应的飞行器的各种控制。
然后，控制系统将这些预设义设置传送到自动驾驶仪，在没有驾驶员的干涉下，自动驾驶仪将它们用于混合式直升机的各种控制部件中。
法国专利文献FR2959205描述了一种方法，其控制和调节混合式直升机在稳定高速前进时水平尾翼的偏转角。调整偏转角的目的是优化飞行器消耗的功率。
该方法包括三个调节环路。第一环路通过纵向循环螺距来控制飞行器的姿态，第二环路通过推进螺旋桨的螺距来控制飞行器的前进速度。这两个环路确保飞行器稳定在轴向姿态和前进速度上。最后，当保持轴向姿态和前进速度恒定时，第三环路通过水平尾翼的偏转角来优化飞行器的功率。
水平尾翼偏转角的任何变化都会改变其升力。因此，既然飞行器的轴向姿态通过第一调节环路保持恒定，那么水平尾翼的该升力变化有助于影响机身在俯冲或升起时的螺距。然后，它在适合主旋转翼的方向上作用，因此，它倾向于所需要的“升起”姿态或“俯冲”姿态以计算尾翼的螺距的影响。
当主旋转翼倾向于俯冲姿态时，倘若主旋转翼被飞行器的动力装置驱动旋转，其提供推进力，即，有助于使飞行器前进。与此相反，当主旋转翼倾向于升起姿态时，其为旋翼模式，即，其不被动力装置驱动旋转，而是通过由飞行器向前运动产生的空气流驱动。在这样的情况下，主旋转翼只用来产生升力。
因此，水平尾翼偏转角的修正对主旋转翼的操作、特别是其功率的消耗具有影响。
此外，法国专利文献FR2916420描述了一种混合式直升机，其具有至少一个在水平尾翼上的升降舵表面，水平尾翼具有偏转角，偏转角根据主旋转翼的旋转主轴的弯曲力矩来控制。此外，用于主旋转翼叶片的循环螺距控制使混合式直升机的轴向姿态被控制，因此，该混合式直升机机翼的升力被设定为占巡航飞行总升力的某些特定百分比。
此外，文献WO2005／005250描述了一种混合式直升机，其中，机翼提供了巡航飞行总升力的70％。
还有法国专利文献FR2916419也描述了一种混合式直升机，其中，主旋转翼的旋转速度在巡航中可以降低。然后，主旋转翼叶片的轴向循环螺距控制使得混合式直升机机身的阻力降低。此外，直升机具有至少一个在水平尾翼上的升降舵表面，水平尾翼具有偏转角，偏转角被控制，以抵销主旋转翼的旋转主轴的弯曲力矩。
还有混合式直升机的自动驾驶仪设备，当飞行在稳定巡航过程中，其使得飞行器空气动力迎角保持恒定并等于基准迎角。为了保持该迎角恒定，自动驾驶仪对主旋转翼叶片的集体螺距起作用。
同样地，当飞行在稳定巡航过程中，该设备能使飞行器的纵向姿态在其俯仰轴周围恒定，并等于等于基准姿态。在这样的情况下，自动驾驶仪作用于主旋转翼叶片的纵向循环螺距上。
此外，该设备提供了一个显示屏，其显示基准迎角和基准姿态。然后，飞行员可以在显示屏看见飞行器的实际姿态和迎角，还可以在适当的情况下，看见相应的参考值。
发明内容
本发明的目的是提供一种控制高速旋转机翼飞行器的方法，该方法使得能够同时控制半翼和水平尾翼在稳定飞行阶段的升力。根据本发明，这样的飞行器包括机身；至少一个主旋转翼，具有多个叶片；至少一个可变螺距推进螺旋桨；至少一个升力表面；以及至少一个动力装置，其驱动所述主旋转翼和每个推进螺旋桨旋转。升力表面可包括两个半翼，位于所述机身的两侧；至少一个水平尾翼，位于所述飞行器的一端，所述水平尾翼具有至少一个活动表面。
该方法能确定飞行器需要的总升力，然后调整每个半翼上的升力，以使所述半翼上的所述升力相当于所述飞行器在稳定飞行阶段的所述总升力的某一预设百分数。两个半翼的升力等于每个半翼的升力之和，通过对飞行器上的空气动力控制装置的作用而调整两个半翼的升力。
稳定飞行阶段对应这样的飞行：飞行器的航道和水平速度恒定，垂直速度恒定，或水平飞行的特定情况下垂直速度实际值为零。这样的飞行特定地可通过飞行器上的自动驾驶仪调整飞行器主旋转翼的叶片的纵向循环螺距和集体循环螺距来实现。每个推进螺旋桨的螺距也可由自动驾驶仪调整。
然而，在稳定飞行阶段，并不能确保飞行器完全稳定就是最佳方式。
首先，在飞行中，飞行器的总升力是变化的，特别是飞行器重量的函数。
此外，飞行器周围空气的密度作为温度和高度的函数而变化，从而影响飞行器的升力调整。
在飞行时，燃油消耗会减轻飞行器重量。此外，在一次任务中，飞行器可能需要装载和卸载货物或乘客，这对其重量有影响。
飞行器总升力抵消其重力，以将飞行器保持在空中，这里，通过其质量乘以重力加速度获得飞行器的重力。下面，术语“总升力”是指平衡飞行器重力所需要的升力。
当飞行器总升力严格与其重力平衡时，飞行器飞行且垂直加速度为零，即垂直速度恒定。当其总升力比其重力大时，飞行器正向垂直加速度运动，即爬升速率增加。相反，其总升力比其重力小时，飞行器负向垂直加速度运动，即下降速率增加。
结果，为了保持稳定飞行状态，飞行器总升力必须连续调整，以适应飞行器重力的变化和空气密度的变化。
只要飞行器速度适中，飞行器总升力主要由主旋转翼的升力组成。相反，当高速前进飞行时，升力主要由主旋转翼的升力和半翼的升力之和组成。飞行器机身和其水平尾翼也构成了飞行器总升力的一部分。然而，因为对大部分飞行器来说可以忽略不计，因此，没有把它们计入总升力中。
当高速飞行时，半翼的出现降低了主旋转翼对飞行器总升力的影响。此外，至少一个推进螺旋桨的使用也可降低主旋转翼对飞行器推进的影响。因此，主旋转翼的升力和推进都可以降低，并因此也能降低主旋转翼的空气阻力。
本发明方法的显著特点是能确定飞行器总升力和飞行器的半翼升力可以调整，以便半翼的升力等于飞行器总升力的第一预设百分数。
飞行器总升力与飞行器重力相反，以将飞行器保持在空中，该重力取决于飞行器的重量。飞行器的重量是可以降低的，例如，用安装在动力装置上的流量计装置测量飞行器动力装置的燃油消耗。该消耗测量用于确定数量，从而确定已被消耗的燃油量。在起飞时，通过从飞行器总重量中扣除已消耗的燃油重量，从而能够全程评估飞行器的重量。
第一预设百分数使飞行器总升力在主旋转翼飞行器的升力和半翼的升力之间分配，以符合飞行器良好的操作。
该分配使主旋转翼在稳定飞行阶段能对升力／阻力比(L／D)或精细度进行优化。例如，该分配使得半翼的升力相当于飞行器总升力的40％。
然后，该方法可通过对飞行器空气动力控制装置操作来调整两个半翼的升力。
例如，可通过改变飞行器半翼的空气动力迎角(或更简单地称为“迎角”)获得升力的调整。对于完全固定的半翼，通过改变飞行器的姿态可以获得这样的迎角改变。当飞行器所遵循的航道保持不变时，飞行器姿态的修正和随之其迎角的修正修改了两个半翼的迎角。在这样的情况下，飞行器的空气动力控制装置确保飞行器的姿态被修正。
飞行器的半翼也可以整体移动，例如旋转。然后，飞行器的空气动力控制装置确保旋转半翼而不改变飞行器姿态，然而会改变所述半翼的迎角。
飞行器的空气动力控制装置最好包括：在每个半翼上，至少一个在固定升力表面后部的可移动襟翼，并与至少一个用于操作每个襟翼的控制系统相连。这样的操作对应于移动襟翼，例如，修改每个襟翼的表面积，从而确保每个半翼的升力被修正，但半翼的迎角仍保持恒定。也可通过旋转每个襟翼修正升力，在变化过程中有无移动都可以。
此外，每个半翼的襟翼可以用不同的方式操作，以获得两个半翼之间的升力差。两个半翼之间的升力差可用于补偿主旋转翼的影响，特别是横摇。
由主旋转翼旋转产生的空气气流以不同方式对设置在飞行器机身两侧的两个半翼产生影响。这些气流是紊乱的，并且它们在一个半翼上方从前方传播到后方；以及在另一个半翼上方从后方传播到前方。因而，在两个不同的半翼之间产生了不对称。因此，在两个半翼之间出现了升力差，并倾向于引起飞行器横摇。
为了补偿该升力差，从而避免引起飞行器横摇，飞行员需要连续对主旋转翼的叶片的横向循环螺距进行操作。有利地是，本发明的方法可以确定两个半翼之间的升力差。然后本方法可以经由襟翼的控制系统来操作每个襟翼，以调整两个半翼之间的升力，并获得该升力差。
这样，飞行员不再需要负责补偿主旋转翼产生的两个半翼之间的迎角的不对称。
同样地，通过襟翼控制装置单独操作每个襟翼，该方法能调整每个半翼的升力，使主旋转翼的叶片的横向循环螺距等于横向循环螺距设定值。在这样的情况下，两个半翼之间的升力差被获得，以用于符合飞行器的目标横向姿态。半翼的襟翼以低频率操作，使飞行器在该横向姿态下汇集。横向循环螺距设定值由本方法确定，并且是飞行器前进速度和空气密度的函数。
此外，本发明的方法仅用于稳定飞行阶段。飞行器的前进速度必须大于50节(kts)。此外，本方法在飞行器改变其状态时必须停用，特别是转弯时。例如，当飞行器的横摇角低于10°时，本方法可以单独起作用。最后，为了避免抵消飞行器飞行员所做出的操作，一旦检测到飞行员对飞行器采取任何控制飞行器的动作，本方法被停用。
在一个实施例中，半翼的升力由飞行环境下空气密度ρ、飞行器重量、飞行器迎角αfus、两个半翼的表面积S和升力系数CZ、以及飞行器相对周边空气的实际空气速度(TAS)构成的函数来确定。半翼的升力系数是半翼迎角α的函数。这些覆盖所有可能迎角的升力系数值由风洞试验来确定，并且它们被包含在飞行器记录仪的存储盒中。
机翼的升力由下面的通用公式算出：
Z wing = 1 2 × ρ × TAS 2 × S × C Z
飞行器的迎角也由公知公式算出：
αfus=θ-Arcsin(vz/TAS)
其中，θ代表飞行器的轴向姿态，vz代表空气相对飞行器的垂直速度。
飞行器的轴向姿态值和其速度通过那些通常设置在旋转机翼飞行器上的传感器来获得。同样地，空气密度由与标准空气动力数据相关的表来确定。
此外，半翼的迎角受主旋转翼的影响，主旋转翼产生的气流扫过两个半翼，因此，在主旋转翼和两个半翼之间产生了相互作用的迎角。每个半翼的迎角α对应于飞行器迎角αfus加上相互作用的效应αinteeraction：
α=αfus+αinteeraction
应该指出，相互作用的效应αinteeraction也考虑了在机身和两个半翼之间的任何角度偏移和所述半翼的零升力角的情况。结果是，αinteeraction是一个修正迎角的角度。
相互作用的效应αinteeraction可由飞行测试或风洞试验来量化。
因此，本方法用下面的公式确定两个半翼的每个半翼的升力：
Z wing = 1 2 × ρ × TAS 2 × S × C z ‾
其中，是半翼迎角的平均升力系数，半翼迎角：
α＝αfus+αinteeraction
然后，本方法通过对空气动力控制装置作用来调整半翼的升力，直到升力对应于飞行器总升力的第一预设百分数。
在本发明的一个优选实施例中，半翼的升力作为飞行器重力的函数被调整，并以主旋转翼的升力值为基础。
飞行器有主齿轮箱，其直接机械耦合至主旋转翼，以将动力装置的转动传递给主旋转翼。多个支撑杆将主齿轮箱连接到飞行器的机身。
本发明的方法是从主齿轮箱支撑杆上的应力测量来确定主旋转翼的升力值。基于每个支撑杆上测量的应力，几何转换规则能够确定主旋转翼的升力。那些测量的应力的垂直分量之和对应于升力。此外，支撑杆的倾斜角是已知的，飞行器的轴向、横向姿态由飞行器上的传感器获得。忽略由测量到的应力所产生的这些支撑杆的任何变形以及这些支撑杆上的阻尼系统的影响。
在稳定飞行阶段，飞行器总升力主要由主旋转翼的升力与半翼的升力之和组成。此外，根据本方法，半翼的升力等于飞行器总升力的第一预设百分数。
因此，主旋转翼的升力等于飞行器总升力的第二预设百分数，第一预设百分数与第二预设百分数之和等于100％。例如，如果半翼升力为飞行器总升力的40％，那么主旋转翼的升力为总升力的60％。
在确定主旋转翼的升力之后，本方法通过对空气动力控制装置作用而调整半翼的升力，以使主旋转翼的升力值等于飞行器总升力的第二预设百分数。
在本发明的另一个实施例中，本方法通过对控制装置作用从而操作水平尾翼的移动表面，来确定和调整水平尾翼的升力，以使主旋转翼消耗的功率等于功率设定值。
飞行器的动力装置通常有一个最佳操作区域，例如，使燃油消耗最少或获得最大动力。该区域一般至少对应主旋转翼消耗的功率的水平，并且其被用作为功率设定值。
各种飞行状况下的测试用于确定主旋转翼消耗功率的变化，其作为主旋转翼的叶片的循环和集体螺距的函数，也作为飞行状况的函数。主旋转翼的功率设定值对应一对设定值，一个用于轴向循环螺距，另一个用于集体螺距，这些设定值是飞行器飞行状况的函数，特别是飞行器前进速度和空气密度的函数。
此外，如上面解释，在稳定飞行阶段，水平尾翼的升力变化可能会引起主旋转翼趋向俯冲或升起位置，而飞行器的姿态(或迎角)仍保持恒定。然后，轴向循环螺距被修正以抵消水平尾翼的影响，而稳定飞行阶段的特性，例如飞行器的前进速度和其姿态，仍保持恒定。
因此，本方法用于调整水平尾翼的升力，直到轴向循环螺距符合所述轴向循环螺距设定值。同样地，为了保存这些飞行状态并达到设定功率，集本螺距被修正，直到其达到集体螺距的设定值。水平尾翼的升力通过对水平尾翼的每个移动表面的控制装置作用来调整。
然后，主旋转翼消耗的功率等于功率设定值，对应于轴向循环螺距和集体螺距的设定值。
尾翼的每个活动表面都有一个水平尾翼的活动升降舵。水平尾翼最好确两个升降舵。
在这样的情况下，测试能确定稳定飞行阶段飞行器的最优配置，以使主旋转翼消耗的功率为悬停飞行时的主旋转翼消耗的功率的20％-40％。
在本发明的一个实施例中，本方法能调整水平尾翼的升力，以确保主旋转翼的叶片的轴向循环螺距等于设定的轴向循环螺距。在这样的情况下，非常不期望直接达到飞行器功率水平，而是追随飞行器的目标轴向姿态。尾翼的活动表面以低频操作，使飞行器朝该目标轴向姿态汇集。该目标轴向循环螺距是飞行器前进速度和空气密度的函数。
在本发明方法的一个变形中，水平尾翼的升力作为主旋转翼需要功率的测量值的函数而被调整。这时，两个传感器用于确定主旋转翼的功率，扭矩计测量主旋转翼的扭矩，而其旋转频率由常规方法获得。然后，水平尾翼的升力被调整，使主旋转翼上的功率等于设定功率。然后，轴向循环螺距和集体螺距被调整，以保持上面提及的循环螺距和集体螺距设定值的不单独变化的飞行状态。
在本方法的另一个变形中，主旋转翼的旋转轴的弯距由专用传感器直接测量。该弯距用于确定主旋转翼的旋转轴的轴向弯距和横向弯距。
水平尾翼的升力(其能使主旋转翼朝俯冲或升起方向倾斜)直接作用在该轴向弯距的设定值上。本方法能调整水平尾翼的升力，直到轴向弯距等于设定的轴向弯距。在这样的情况下，水平尾翼确保进行稳定飞行阶段，主旋转翼的旋转轴的弯距等于所述设定的轴向弯距，以用于诸如降低主旋转翼的旋转轴的轴向应力。再次，轴向循环螺距和集体螺距被调整，以保持飞行状态不被改变。
同样地，主旋转翼的旋转轴的横向弯距通过对两个半翼的襟翼采用不同的控制方式来获得两个半翼之间的升力差而调整。每个半翼上不同的升力能产生横摇力矩，以对抗横向弯距。本方法调整每个半翼的升力，直到主旋转翼的旋转轴的横向弯距等于设定的横向弯距，以用于诸如降低主旋转翼的旋转轴的横向应力。
这两个半翼的升力通过对每个襟翼的控制系统作用而调整。其次，轴向循环螺距和集体螺距被调整，以维持飞行主要参数不变。
设定的轴向和横向弯距是飞行参数的函数。
在本发明的方法的另一个实施例中，主旋转翼叶片的循环螺距的值以及集体螺距的值被同时确定，稳定飞行阶段的水平尾翼的升力的值和半翼的升力的值也一样。
总所周知，控制集体螺距和循环螺距以及每个推进螺旋桨的螺距就能确保飞行稳定阶段。
主旋转翼叶片的集体螺距被确定，使飞行器的迎角等于设定的迎角，以使得诸如确保飞行器姿态恒定并等于设定姿态。
此外，主旋转翼叶片的循环螺距已被分解成轴向循环螺距和横向循环螺距。然后，主旋转翼叶片的轴向循环螺距被确定，使飞行器轴向姿态等于设定的轴向姿态。
同样地，主旋转翼叶片的横向循环螺距被确定，确保飞行器轴向姿态等于设定的轴向姿态。
在稳定飞行阶段，飞行器前进速度是恒定的。在这样的情况下，推进螺旋桨的螺距被控制，例如，通过独立于本发明的方法之外的并联调节环路。前进速度也可以被手动控制，本发明的方法配合这样的对前进速度的改变。这样的配合不会干扰飞行器的领航，因为相比可能产生浪涌现象的快速系统，该动态变化发生的比较缓慢。
然而，飞行器完全稳定并不能确保飞行器处在最佳方式。飞行器升力被主旋转翼和两个半翼分担。
半翼的升力被确定，以符合飞行器总升力的第一预定百分数，然后，水平尾翼的升力被确定，使主旋转翼消耗的功率等于设定的功率。因此，升力的最佳分配被获得，以降低主旋转翼的空气阻力，继而增加其L／D比。
最后，为了计算由主旋转翼产生的两个半翼迎角的不平衡度，两个半翼的升力差被确定，以补偿测试中的迎角的不对称性。
在本发明的一个实施例中，飞行器显示装置显示主旋转翼的升力、主旋转翼的参考升力信息，还有两个半翼的襟翼以及水平尾翼的相关信息。
为了帮助飞行员优化飞行器操作，显示装置显示确保飞行员能将半翼和水平尾翼的升力调整到最佳状态的信息。
为了该目的，主旋转翼的实际升力被显示，例如，通过测量主齿轮箱的支撑杆的应力获得，并且显示对应于飞行器总升力的第二预定百分数的设定的升力。
此外，为了将半翼的升力通知飞行员，两个半翼的襟翼的平均位置以及那些襟翼的位置差被显示出来。襟翼的平均位置对应于确保能够获得半翼升力的两个半翼的襟翼的相同位置。然后，这些襟翼的位置差对应于两个半翼之间的升力差，用以补偿主旋转翼产生的两个半翼之间的迎角的不对称度。
最后，水平尾翼的移动表面(升降舵)的位置被显示，该位置对应于尾翼的升力。
本发明还提供了一种旋转翼飞行器，其具有在稳定飞行阶段具有高速前进速度，并适于实现上述控制方法。
这样的飞行器具有机身；至少一个主旋转翼，主旋转翼具有多个叶片；至少一个可变螺距推进螺旋桨；至少一个升力表面；至少一个动力装置，其驱动主旋转翼和每个推进螺旋桨旋转。
该升力表面包括至少两个半翼以及至少一个空气动力控制装置，两个半翼位于机身的两侧，至少一个空气动力控制装置用于修正半翼的升力。此外，该升力表面包括至少一个水平尾翼，其位于飞行器的一端并包括至少一个活动表面以及操作该活动表面的控制装置。
飞行器的空气动力控制装置使两个半翼的升力能够被调整，使得两个半翼的升力等于在稳定飞行阶段飞行器总升力的第一预定百分数。
在本发明的一个实施例中，用于操作尾翼活动表面的控制装置使得所述活动表面能被操作，并从而调整水平尾翼的升力，以使在稳定飞行阶段，主旋转翼消耗的功率等于设定的功率。该设定的功率对应于操作的最佳区域，例如，为了使主旋转翼消耗的功率最小化，并从而使燃油消耗最小化。
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每个半翼上的至少一个活动襟翼和每个襟翼上的至少一个控制系统。每个控制系统用于操作对应的襟翼，以调整对应半翼的升力。
在本发明的一个实施例中，飞行器具有显示装置，其显示使飞行员优化操作飞行器的信息。
显示装置显示主旋转翼的实际升力，例如，其通过测量主齿轮箱支撑杆的应力获得，以及设定的升力，其对应飞行器总升力的第二预定百分数。
此外，为了将半翼的升力通知飞行员，显示装置显示两个半翼的襟翼的平均位置，以及那些襟翼的位置差，从而对应于两个半翼之间的升力差，因而使得能够补偿主旋转翼产生的两个半翼之间的迎角的不对称度。
其后，显示装置显示水平尾翼的活动表面位置，其对应于尾翼的升力。
最后，显示装置显示操作模式，表示已经激活相应的襟翼和水平尾翼。操作每个半翼的襟翼的控制系统可由飞行器舱内自动驾驶仪控制，或者飞行员控制。该控制系统可能有故障，从而不能工作。然后，显示装置将通知飞行员哪种模式被激活或控制系统不能工作。这同样适用于控制水平尾翼的装置。
附图说明
本发明及其优点从下面的具体实施方式的描述的上下文以及参考相关的附图说明展示其细节。其中：
图1、2展示了实现本发明的两个实施方法；
图3—5展示了现本发明的方法的合适的飞行器；
图6展示了飞行器显示装置。
在多个附图中的相同元件采用相同的附图标记。
具体实施方式
图1、2展示了控制高速旋转机翼飞行器的两种方法，这些方法都是由几个步骤组成。图3—5展示了适合使用本发明的控制方法的高速旋转机翼飞行器。
在飞行器1飞行在稳定飞行阶段时，该方法用于调整半翼11、11′的升力和水平尾翼20的升力。在稳定飞行阶段，飞行器1的主要飞行参数是恒定的，特别是航道、迎角和前进速度。此外，只有当飞行器1的横摇角小于10°、飞行器1的前进速度大于50节、飞行员没有对飞行器的控制设备施加任何操作时，该方法才能对飞行器起作用。
如图3、4所示的这样的飞行器，具有机身2、带多个叶片31的主旋转翼3、两个可变螺距推进螺旋桨4、4′、安装在机身2两侧的两个半翼11、11′、安装在飞行器1后端的水平尾翼20、驱动主旋转翼3和推进螺旋桨4、4′旋转的动力装置5。动力装置5通过主动力变速箱6连接到主旋转翼3，主动力变速箱6通过多个支撑杆7固定在飞行器的机身2上。
半翼11、11′各自包括空气动力控制设备，以调整每个半翼11、11′的升力。这些空气动力控制设备包括位于各个半翼11、11′上的襟翼12、12′y以及操作襟翼12、12′的系统。水平尾翼20具有两个可移动表面21、21′，它们能被控制设备操作以控制可移动表面21、21′。操作每个襟翼12、12′和操作可移动表面21、21′分别对每个半翼11、11′和水平尾翼20的升力产生一个向上的调整。
图1所示的控制方法包括六个步骤。
步骤51确定飞行器1的总升力。该总升力正好平衡飞行器1的重力，因此，支持飞行器1在恒定姿态。该重力由飞行器1的基础重量和所要消耗的燃油的重量限定，例如，燃油可通过安装在动力装置5上的流量计测量动力装置5的燃油消耗来确定，
步骤52通过下面的公式确定两个半翼11、11′的升力：
Z wing = 1 2 × ρ × TAS 2 × S × C z ‾
其中，ρ是飞行环境中空气的密度，TAS是飞行器1的前进速度，S是两个半翼11、11′的表面面积，是半翼11、11′针对如下迎角的平均升力系数：
α=αfus+αinteeraction
其中，αfus是飞行器1的迎角，αinteeraction是对迎角的修正并且例如由飞行测试来确定。
下面公知的公式用来给出飞行器1的迎角：
αfus=θ-Arcsin(vz/TAS)
其中，θ是飞行器的轴向姿态，vz是空气相对飞行器1的垂直速度。
飞行器1的轴向姿态值和前进速度值以及空气的垂直速度值由飞行器1上的传感器装置来获得。同样地，空气密度对应于在飞行高度上的标准大气环境。
在步骤52的优选实施方式中，步骤52′通过测量支撑杆7上的力来确定主旋转翼3的升力，支撑杆7上的力与主旋转翼3的升力是成比例的。
与步骤52同步，步骤53确定在半翼11、11′之间升力差，以补偿主旋转翼3对各个半翼11、11′的影响。由主旋转翼3旋转产生的气流以不同的路径影响固定在飞行器1的机身2两侧上的两个半翼11、11′，因此，在两个半翼11、11′的迎角上产生了不对称性。半翼11、11′之间出现了升力差，并趋于引起飞行器1横摇。
步骤53确定了半翼11、11′之间的升力差以补偿该升力差，以此避免飞行器1横摇。
在步骤54中，半翼11、11′的升力被调整，以此等于飞行器1总升力的第一预设百分数。该第一预设百分数对应于主旋转翼3升力和半翼11、11′升力之间的良好分配，以此确保飞行器1良好运转。第一预设百分比最好等于40％。
然而，在步骤52′中，由于飞行器1的总升力等于主旋转翼3的升力加上两个半翼11、11′升力之和，那么可以推算出主旋转翼3的升力必须等于飞行器1总升力的第二预设百分数，第一预设百分数加第二预设百分数等于100％。例如，第一预设百分数是40％，那么第二预设百分数就是60％。在步骤54中，半翼11、11′的升力因此而被调整，以使得在步骤51中确定的主旋转翼3的升力等于飞行器1总升力的第二预设百分数。
与步骤51—54同步，步骤55调整水平尾翼5的升力，以使得主旋转翼3消耗的功率等于设定功率，当飞行器1悬停飞行时，该设定功率最好在主旋转翼3消耗功率的20％一40％之间。
如图5所示，当飞行器稳定飞行时，通过移动可移动表面21、21′而对尾翼20升力产生的改变修正了主旋转翼3的迎角。取决于该迎角，主旋转翼3可俯冲，如图5所示，或升起，在俯仰力矩中，主旋转翼3的叶片31的集体螺距和循环螺距被修正，以使得稳定飞行中的参数保持恒定。因此，尾翼20的升力的调整导致了主旋转翼3消耗的功率的修正。从而能够调整尾翼20的升力，使得主旋转翼3消耗的功率等于一个设定功率。例如，主旋转翼3消耗的功率可通过转矩计装置和提供主旋转翼3转动频率的常规装置进行测量。
在步骤55的变形中，设定功率对应于一对设定值，一个用于循环螺距，另一个用于集体螺距。然后尾翼20的升力被调整，以使得飞行器1的主旋转翼3的叶片31的集体螺距和循环螺距等于该对设定值。
在步骤55的另一个变形中，水平尾翼20的升力被调整，使得主旋转翼3的旋转轴的轴向弯曲力矩等于设定的轴向弯曲力矩。也可以测量主旋转翼3的旋转轴的轴向弯曲力矩，尤其是在飞行器具有刚性枢纽的情况下。然后，对尾翼20升力的任何修正都将改变主旋转翼3的倾斜角，从而作用在主旋转翼3的旋转轴的弯曲上。结果，通过调整尾翼20的升力，使得主旋转翼3的旋转轴的轴向弯曲力矩等于设定的轴向弯曲力矩，这样使得弯曲力矩变小甚至为零，从而限制了旋转轴上的应力。
最后，与步骤52到54同步地，步骤56在显示装置40(参见图6)上显示信息，该信息包括与主旋转翼3的升力相关的信息33，与主旋转翼3的升力设定值相关的信息34，与半翼11、11′上的襟翼12、12′相关的信息15、16、17和18，与水平尾翼20相关的信息25、26。随着通过测量主齿轮箱6的支撑杆7的受力而对主旋转翼3的升力的确定，所有这些信息都成为已知信息。此外，主旋转翼30的升力设定值等于飞行器1总升力的第二预设百分数。
显示装置40还显示作用在襟翼12、12′和水平尾翼20上的操作模式16。操作襟翼12、12′的控制系统被飞行器1仪表盘上的自动驾驶仪控制，或被驾驶员手动控制。该控制系统还会出现故障，从而不能被操作。在这样的情况下，当采用自动驾驶仪时，显示装置40以“模式A”形式显示与襟翼12、12′相关的信息；当襟翼12、12′被手动控制时，显示装置40显示“模式M”；当控制系统出现故障时，显示装置40显示“模式F”。同样的显示也用于水平尾翼20的控制装置。
因此，该信息使得飞行员能优化飞行器1的操作。
图2显示的本发明的方法有7个步骤。步骤61确定飞行器的总升力。
其后，主旋转翼3的叶片31的循环螺距值和集体螺距值与稳定飞行阶段水平尾翼20的升力、半翼11、11′的升力被同时确定。
步骤62确定主旋转翼3的叶片31的集体螺距值，以使飞行器1的迎角等于迎角设定值。步骤63确定主旋转翼3的叶片31的轴向循环螺距值，以使飞行器1的轴向姿态等于轴向姿态设定值。
步骤64确定主旋转翼3的叶片31的横向循环螺距值，以使飞行器1的横向姿态等于横向姿态设定值。
步骤65确定半翼11、11′的升力，以使其符合飞行器1的总升力的第一预设百分数；并确定水平尾翼20的升力，以使主旋转翼3消耗的功率等于设定功率。
步骤66确定半翼11、11′之间的升力差，以此补偿由主旋转翼3在半翼11、11′之间产生的迎角的不对称。
显然，本发明可以具有许多变化的实施例。虽然已经描述了几个实施例，但是应该容易理解，不能将所有实施例在此一一穷举。对本申请描述的任何装置进行等价代替显然都没有跳出本申请的范围。
例如，在前面实施例中所描述的，两个半翼11、11′的升力调节通过空气动力控制装置完成，空气动力控制装置由襟翼12、12′和控制系统组成；这也可通过将半翼11、11′作为一个整体进行旋转运动而获得，此时，半翼11、11′不包括襟翼12、12′。这样的调整也可通过不带襟翼12、12′并且与飞行器1机身2固定连接的半翼11、11′获得，此时需要通过改变飞行器1的姿态获得调整。
同样地，在前面实施例中所描述的，水平尾翼20的升力调整通过由控制装置移动两个活动表面21、21′完成；这也可通过将尾翼20整体移动获得。

Claims (18)

1.一种控制高速旋转机翼飞行器(1)的方法，该飞行器包括：
机身(2)；
至少一个主旋转翼(3)，具有多个叶片(31)；
至少一个可变螺距推进螺旋桨(4)；
至少两个半翼(11、11')，位于所述机身(2)的两侧；
所述飞行器(1)的空气动力控制装置，其包括在每个半翼(11、11')上具有至少一个活动襟翼(12、12')，以及至少一个控制所述襟翼(12、12')的系统；
至少一个水平尾翼(20)，位于所述飞行器(1)的一端，所述水平尾翼(20)具有至少一个活动表面(21、21')；和
至少一个动力装置(5)，其驱动所述主旋转翼(3)和每个推进螺旋桨(4)进行旋转；
该方法包括以下步骤：
确定飞行器(1)的总升力，假定所述总升力抵消了飞行器(1)的重力；
通过所述控制襟翼(12、12')的系统调整每个半翼(11、11')的升力，以使所述半翼(11、11')的所述升力等于所述飞行器(1)在稳定飞行阶段的所述总升力的第一预设百分数，所述两个半翼(11、11')之间的升力差用于补偿所述主旋转翼(3)对所述半翼(11、11')的影响。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述半翼(11、11')上的所述升力等于所述飞行器(1)的所述总升力的40％。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述飞行器(1)的所述重力通过所述动力装置(5)的燃料消耗来确定。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述半翼(11、11')上的所述升力使用下面的关系式来确定：
Z w i n g = 1 2 × ρ × TAS 2 × S × C z ‾
其中：
“Zwing”代表所述半翼(11、11')上的所述升力；
“ρ”代表飞行环境中空气的密度；
“TAS”代表飞行器(1)的向前空气速度；
“S”代表两个半翼(11、11')的总表面面积；
代表所述两个半翼(11、11')的平均升力系数，该系数是半翼(11、11')的空气动力迎角α的函数，其中：
α＝αfus+αinteeraction
“αfus”代表所述飞行器(1)的空气动力迎角，并由下式确定：
αfus＝θ－Arcsin(vz/TAS)
“αinteeraction”代表对半翼(11、11')的迎角的修正；
“vz”代表空气相对飞行器(1)的垂直速度；
“θ”代表飞行器(1)的轴向姿态；
“×”代表乘法符号；
然后，所述半翼(11、11')的升力被调整，以使所述半翼(11、11')的升力等于飞行器(1)的所述总升力的所述第一预设百分数。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述主旋转翼(3)由主齿轮箱(6)驱动，主齿轮箱(6)通过多个支撑杆(7)连接到所述机身(2)，测量所述支撑杆(7)上的应力，主旋转翼(3)的升力通过所述支撑杆(7)上的应力的测量而确定，在此之后，所述半翼(11、11')的升力被调整，以使所述主旋转翼(3)的升力等于飞行器(1)的所述总升力的第二预设百分数，所述第一预设百分数和所述第二预设百分数之和等于100％。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，当如下情况时所述半翼(11、11')的升力被调整：
所述飞行器(1)的横摇角小于10％；
所述飞行器(1)的向前空气速度TAS大于50节；
没有任何操作施加到所述飞行器(1)的控制设备。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述两个半翼(11、11')之间的升力差的确定是为了补偿所述主旋转翼(3)对所述半翼(11、11')的所述影响。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，确定横向循环螺距设定值，所述两个半翼(11、11')之间的所述升力差使所述主旋转翼(3)的所述叶片(31)的横向循环螺距等于所述横向循环螺距设定值。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，确定横向弯曲力矩设定值，所述两个半翼(11、11')之间的所述升力差使所述主旋转翼(3)的旋转轴的横向弯曲力矩等于所述横向弯曲力矩设定值。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，通过对每个活动表面(21、21')控制装置作用，使水平尾翼(20)的升力被调整，以便所述主旋转翼(3)的所述叶片(31)的轴向循环螺距等于轴向循环螺距设定值。
11.根据权利要求1所述的方法，其中，通过对每个活动表面(21、21')控制装置作用，使水平尾翼(20)的升力被调整，以便所述主旋转翼(3)消耗的功率等于在所述稳定飞行阶段的功率设定值。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述主旋转翼(3)在稳定飞行阶段消耗的功率设定值，对应于所述主旋转翼(3)在飞行器(1)悬停飞行时消耗功率的20％－40％。
13.根据权利要求1所述的方法，其中，通过对每个活动表面(21、21')控制装置作用，使水平尾翼(20)的升力被调整，以便所述主旋转翼(3)的旋转轴的轴向弯曲力矩等于在所述稳定飞行阶段的所述轴向弯曲力矩设定值。
14.根据权利要求1所述的方法，其中，以下被同时确定：
所述主旋转翼(3)的所述叶片(31)的轴向循环螺距值，以使所述飞行器(1)的轴向姿态等于轴向姿态设定值；
所述主旋转翼(3)的所述叶片(31)的集体螺距值，以使所述飞行器(1)的高度等于高度设定值，或者使所述飞行器(1)的迎角等于迎角设定值；
所述主旋转翼(3)的所述叶片(31)的横向循环螺距值，以使所述飞行器(1)的横向姿态等于横向姿态设定值；
所述水平尾翼(20)的升力，以使所述主旋转翼(3)消耗的功率等于目标功率；
所述半翼(11、11')的升力，以使其符合所述飞行器(1)的所述总升力的第一预设百分数；
半翼(11、11')之间的升力差，以此补偿由所述主旋转翼(3)在所述半翼(11、11')之间产生的迎角的不对称。
15.根据权利要求1所述的方法，其中，信息显示在所述飞行器(1)的显现装置(40)上，该信息涉及所述主旋转翼(3)的所述升力、所述主旋转翼(3)的所述升力设定值、所述襟翼(12、12')和所述水平尾翼(20)。
16.一种高速旋转机翼飞行器(1)，该飞行器包括：
机身(2)；
至少一个主旋转翼(3)，具有多个叶片(31)；
至少一个可变螺距推进螺旋桨(4)；
至少一个水平尾翼(20)，位于所述飞行器(1)的一端，所述水平尾翼(20)具有至少一个活动表面(21、21')；
至少两个半翼(11、11')，位于所述机身(2)的两侧，空气动力控制装置用于修正所述两个半翼(11、11')的升力，所述空气动力控制装置包括在每个半翼(11、11')上具有至少一个活动襟翼(12、12')，以及至少一个控制所述襟翼(12、12')的系统；和
至少一个动力装置(5)，其驱动所述主旋转翼(3)和每个推进螺旋桨(4)；
其中，所述控制系统确保每个襟翼(12、12')能被操作，以调整所述半翼(11、11')的升力，确保所述半翼(11、11')的所述升力等于所述飞行器(1)在稳定飞行阶段的总升力的第一预设百分数，所述两个半翼(11、11')之间的升力差用于补偿所述主旋转翼(3)对所述半翼(11、11')的影响。
17.根据权利要求16所述的飞行器(1)，其中，所述控制装置用于操作所述活动表面(21、21')，使得所述水平尾翼(20)的升力能够调整，以确保所述主旋转翼(3)消耗的功率等于功率设定值。
18.根据权利要求16所述的飞行器(1)，包括显示装置(40)，其显示：
涉及主旋转翼(3)的所述升力、所述主旋转翼(3)的升力设定值的信息，其对应飞行器(1)的所述总升力的第二预设百分数，所述第一预设百分数与第二预设百分数之和等于100％；
涉及所述襟翼(12、12')的信息；
对所述襟翼(12、12')所启用的操作模式；
涉及所述水平尾翼(20)的信息；
对所述水平尾翼(20)所启用的操作模式。
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