CN104724285B - 倾向于优化辅助旋翼发出的噪音和旋翼飞行器性能两者的方法以及旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及倾向于优化辅助旋翼发出的噪音和旋翼飞行器性能两者的方法以及旋翼飞行器。本发明涉及旋翼飞行器(1)，该旋翼飞行器(1)沿着第一前后平面(P1)纵向延伸，第一前后平面(P1)分隔旋翼飞行器(1)的第一侧(6)和第二侧(7)。所述旋翼飞行器(1)设置有至少一个主旋翼(5)，辅助旋翼(10)，和至少一个翼片(25)。所述旋翼飞行器(1)包括处理器单元(30)，该处理器单元(30)连接到用于枢转所述翼片(25)的推动器装置(35)，处理器单元(30)被连接到用于测量旋翼飞行器(1)的速度参数(V)的当前值的第一测量系统(41)，并被连接到用于测量所述功率装置(90)的功率参数(W)的当前值以供调整翼片的偏转角的第二测量系统(42)。

Description

倾向于优化辅助旋翼发出的噪音和旋翼飞行器性能两者的方 法以及旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种倾向于优化辅助旋翼发出的噪音和旋翼飞行器性能两者的方法，还涉及一种应用该方法的旋翼飞行器。

背景技术

本发明因此涉及飞行器尾翼的精确技术领域，尤其针对旋翼飞行器。

例如，直升机类型的旋翼飞行器可具有单个主旋翼，该单个主旋翼由至少一个发动机机械驱动。主旋翼由此为飞行器提供升力和推进力。

直升机还设置有辅助尾旋翼，该辅助尾旋翼通过施加侧向推力起到反转矩的功能，以补偿主旋翼产生的偏航推力。为方便起见，该转矩在以下称为“旋翼转矩”。

此外，辅助旋翼使飞行员能通过施加正向的或负向的侧向推力来控制直升机的偏航运动。

于是，辅助旋翼例如可布置在飞行器尾桁携带的尾翼上。术语“翼”指在仰角(elevation)延伸的且基本上包含在垂直平面内的流线型体。不过，翼也可以相对于对称面的该垂直的前后平面倾斜。有时也使用术语“垂翼”。

非涵道式辅助旋翼是已知的，为了方便起见，以下被称为“常规”辅助旋翼。按照惯例，非涵道式辅助旋翼被侧向安装在尾翼的顶端。

这样的非涵道式辅助旋翼被广泛地应用。尽管如此，也可能实现通过涵道式输送的辅助旋翼，例如，已知的商标蜗窗式

涵道式辅助旋翼包括布置在涵道中的旋翼，涵道设置成穿过直升机的尾翼。涵道的对称轴基本垂直于直升机的对称面的垂直的前后平面。

单独依靠辅助旋翼的涵道或非涵道性质，尾翼参与控制偏航运动。当直升机向前飞行时，翼产生侧向升力。该直升机的前进速度越大，这种侧向升力就越大。

从而，涵道式或非涵道式辅助旋翼使得有可能控制旋翼飞行器的偏航运动。然而，取决于旋翼飞行器的飞行阶段，辅助旋翼能产生较大或较小的噪声量。

文献FR2338845涉及一种具有发动机驱动的旋翼的直升机。

文献FR2338845则提供了通过发动机驱动的定螺距涵道式螺旋桨控制偏航中的直升机，通过位于螺旋桨的涵道中并由此向上的可变螺距叶片，螺旋桨的推力被调整。因而，辅助旋翼是涵道式旋翼，设置有螺旋桨和布置在涵道式旋翼的涵道中的叶片。

文献EP0867364建议通过降低主旋翼的旋转速度以及通过相应地控制辅助旋翼和可动翼片元件来减少旋翼飞行器发出的噪音。辅助旋翼的叶片的螺距和可动翼片元件的攻角在空气速度和由主旋翼施加的转矩的基础上确定。

文献US6290171提供了一种用于控制混合反转矩系统的装置，其用于反作用于由主旋翼产生的转矩，主旋翼用于提供与升力和推进力，并且包括：

·反转矩辅助旋翼，该反转矩辅助旋翼是可控的，并施加反转矩的侧向推力；和

·至少一个转向翼，该转向翼是可控的，并产生反转矩的横向推力。

该设备包括控制装置：

·用于控制为前面所述的翼片，使其产生升力，该升力表示第一控制命令的至少一部分，这部分适合于由所述翼片执行；和

·用于控制所述的辅助旋翼，使得所述翼片和所述辅助旋翼的联合作用表示对直升机的偏航控制命令。

文献EP1547919描述了用于降低直升机的结构产生的振动的方法和设备。该振动由来自主旋翼的气流以及流过机身的气流引起，主旋翼提供了飞行器的升力和推进力。该方法和设备随后利用振动的测量，以便确定尾翼的安装角，以产生与测量的振动相反的力。

文献EP0566452描述了一种直升机，该直升机具有单独的主升力和推力旋翼，它们一起构成了反转矩系统。该反转矩系统包括：

·反转矩辅助旋翼，由用于所述主旋翼的发动机装置驱动旋转，并施加可控的反转矩侧向推力；和

·至少一个可控偏转的转向翼，用于产生反转矩横向升力。

在这种情况下，直升机包括用于自动地控制所述转向翼偏转角作为所述主旋翼的共同螺距角的函数并作为所述直升机前进速度的函数的装置。

最后，文献DE1144116描述了一种携带辅助旋翼和能被枢转的受控表面的翼。

还知晓文献US2012/104156。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种倾向于优化旋翼飞行器的辅助旋翼发出的噪音的方法。

因此，本发明提供了一种倾向于使旋翼飞行器的辅助旋翼发出的噪音最小化的方法。旋翼飞行器沿着该旋翼飞行器的第一侧和第二侧之间的第一前后平面纵向延伸。旋翼飞行器从而从第一侧向第二侧横向延伸。

此外，旋翼飞行器设置有至少一个主旋翼，该旋翼飞行器还具有施加可控的侧向推力的辅助旋翼，用于控制偏航的旋翼飞行器的运动。该推力然后朝向第二侧，以对抗旋翼飞行器机身的所述主旋翼所产生的转矩。术语“朝向第二侧的推力”被用于指在从辅助旋翼向第一侧方向上作用的推力。

旋翼飞行器还具有功率装置，用于驱动主旋翼和辅助旋翼旋转。

旋翼飞行器还具有尾翼，尾翼至少部分地具有可操纵翼片，可操纵翼片沿仰角延伸，并产生横向推力，当翼片处在被称为“第二”平面的基准平面中时，翼片的偏转角为零，翼片具有后缘。翼片因而包括在翼弦方向上被限定在前缘和后缘之间的本体。

翼片从而垂直也从低部向高部、纵向地从前缘向后缘延伸。当翼片的基准翼弦处在第二平面中时，术语“当所述翼片处在被称为“第二”平面的基准平面中”被用于指明翼片被发现的位置。

在该方法中，所述翼片的偏转角被控制从而使其后缘指向所述第二侧，使翼片呈现相对于所述第二平面的负的偏转角，或将其后缘指向所述第一侧，使翼片呈现相对于所述第二平面的偏转角，翼片具有使所述辅助旋翼倾向于至少一个预定工作点的函数，其寻求优化旋翼飞行器的性能并使辅助旋翼引起的噪音最小化，所述翼片的偏转至少被控制为旋翼飞行器的速度参数的当前值和所述功率装置的功率参数的当前值的函数。

按照惯例，偏转角被认为：

·当翼片位于第二平面时为零；

·当翼片通过朝第一侧转动，相对于第二平面偏移一定角度时为正；以及

·当翼片通过朝第二侧转动，相对于第二平面偏移一定角度时为负。

此外，按照惯例，可以认为正偏转角大于负偏转角。

因此，该翼片可以执行枢转运动，以呈现出偏转角位于最小负偏转角和最大正偏转角之间。

在该方法中，该偏转角被控制，以使所述辅助旋翼倾向于至少一个工作点，其使辅助旋翼产生的噪音最小化。翼片从而确保所述辅助旋翼处在寻求降低声音滋扰并改善飞行器性能的条件下。

偏转角被控制，以从声音舒适的角度优化辅助旋翼所产生的推力，同时仍然保护旋翼飞行器的性能是可以接受的。

其结果是，辅助旋翼的推力适配为翼片的角位置的函数。该适配旨在使辅助旋翼倾向于最佳工作点。翼片从而使得辅助旋翼所产生的推力能够增加或减少，以尽可能地满足旋翼飞行器的性能目标和声学目标两者。

为了控制翼片的偏转角，该方法利用了旋翼飞行器的速度参数的当前值和所述功率装置的功率参数的当前值。

该方法同样适用于涵道式辅助旋翼和非涵道式辅助旋翼。

该方法可包括一个或多个以下特征。

因此，通过举例的方式，所述速度参数选自一个列表，该列表至少包含：空气速度和对地速度。

这些空气速度和对地速度使用常规的第一测量系统测量。例如，空气的速度可以在空速管的帮助下确定。此外，例如对地速度可用已知的定位系统(缩写GPS)获得，或者甚至通过使用多普勒雷达获得。

举例来说，功率装置包括至少一个发动机和主齿轮箱，主齿轮箱位于每个发动机和主旋翼之间，并且功率参数从一个列表中选择，所述列表至少包括：所述至少一个发动机产生的总功率；所述至少一个发动机产生的总转矩；传递至主齿轮箱的功率；传递至所述主齿轮箱的转矩；和施加在支柱上驱动所述主旋翼的转矩。

功率装置的这些功率参数可在常规的第二测量系统的帮助下测量。

该第二测量系统可以是常规系统，具有由此确定功率或作为参数的性质的函数确定转矩的功能转矩。

因此，第二测量系统可以包括第一装置，用于测量由旋转轴传递的转矩。例如，第一设备可以是具有音轮的转矩计。

当功率参数由此是功率时，第二测量系统还可以包括测量所述轴的旋转速度的第二设备，例如，诸如音轮的装置。

第二测量系统还可以包括计算单元。该计算单元然后通过所述的旋转速度乘以所述转矩来确定功率。

此外，旋翼飞行器具有布置在其上的的尾翼，该尾翼完全由所述翼片构成，或者由设置有代表所述翼片的至少一个可移动控制表面的固定尾翼构成，或者甚至由设置有一起代表所述翼片的至少一个可移动控制表面的可移动尾翼构成。换句话说，翼片可以是可操纵尾翼，可能还具有可操纵的控制表面，或者甚至是布置在固定尾翼上的可操纵的控制表面。

此外，在本发明可能这样：

·在旋翼飞行器低速下降飞行阶段，在小的负偏转角上定位所述翼片，例如，在-15度至0度范围内的角；

·在旋翼飞行器高速飞行下降阶段或自动旋转阶段，在大的负偏转角上定位所述翼片，例如，-15度的角度；和

·在飞行爬升阶段，在正向偏转角上定位所述翼片，例如，在35度角上。

当翼片呈现负偏转角，尾翼的侧向升力被减小，以降低增加到由主旋翼施加在机身的转矩上的转矩。为了补偿这种转矩的减少，增加由辅助旋翼所产生的推力，以保持飞行器恒定的偏航角是适当的。

与此相反，当翼片呈现正偏转角，尾翼的侧向升力被增加。为了补偿这个转矩的增大，减小由辅助旋翼所产生的推力是适当的。

在这种情况下，该方法倾向于优化旋翼飞行器的性能和由旋翼飞行器在多个飞行阶段发出的噪音。

在飞行巡航阶段，旋翼飞行器的尾翼可以产生侧向推力，该侧向推力能够生成转矩，该转矩适合于补偿由主旋翼施加在机身上的转矩。

然后，辅助旋翼可以任选地被停止。然而，涵道式辅助旋翼可随后引起涵道式辅助旋翼的涵道内流体再循环的噪声现象。

本发明于是提出将翼片放置在负偏转角上，以便降低尾翼的侧向推力，同时要求该辅助旋翼运行。流体再循环的现象于是至少被减小。

此方法至今为止看起来是令人惊讶的，因为它导致辅助旋翼被操作，即使这似乎是不利的。然而，一个小的负角使用于操作辅助旋翼所需的功率最小化，从而保持可接受的性能。

此外，通过使翼在飞行巡航阶段发出的噪音的影响最小化，该方法使得有可能使用一个大尺寸的尾翼。这样的尾翼是有利的。该尾翼有助于辅助旋翼的反转矩作用，并且因此可以任选地启用比某些现有技术的实施方式需要的功率更少的要被安装的辅助旋翼。由此导致的功率节省可以增加旋翼飞行器的有效载荷。

燃料消耗也可以被优化。

在飞行的下降阶段，一个大尺寸的尾翼能够产生大量的侧向推力，该侧向推力基本上等同于巡航飞行期间产生的侧向推力。然而，来自旋翼的转矩趋于减弱。在这种情况下，该侧向推力可能在机身上产生转矩，该转矩大于由主旋翼施加在机身的旋翼转矩。这导致了旋翼飞行器的偏航运动，该偏航运动需要由使用辅助旋翼生成的负向推力来对抗，以保持飞行器的恒定偏航角。

这些负向推力产生了噪音，并可能会降低旋翼飞行器的性能，特别是使飞行员更难控制飞行器。

因此，本发明提出把翼片定位在大并且负向的偏转角，以避免生成的转矩大于所述旋翼转矩。

有鉴于此，也可在自动旋转阶段使用翼片。

主旋翼在机身上施加的旋翼于是转矩变低。在这种情况下，翼片可以被定位在一个大的负偏转角，以致使来自尾翼的侧向推力较小或甚至为零。

在自动旋转并且还在快速下降阶段，辅助旋翼主要用于控制飞行器的偏航运动而不是为了对抗由尾翼产生的任何侧向推力。因此，本发明使用辅助旋翼提供了用于控制偏航的优化余量。另外，由辅助旋翼发出的噪音可以被减少，特别是通过避免负向推力操作。

在飞行爬坡阶段，主旋翼受重压，因此致使机身上的大量旋翼转矩。此旋翼转矩通常由辅助旋翼产生大量的推力对抗。如此高的推力水平产生了噪声。

此外，操作辅助旋翼由此需要大量的功率。于是，可用于主旋翼的功率被降低，从而降低了旋翼飞行器的性能，特别是降低了其爬升速率。

相反地，本发明提出在飞行攀爬阶段将翼片定位在正向偏转角。于是，与某些现有技术的实施例相比，辅助旋翼需要产生的推力的量较小，从而使上述的缺点能够被减少。

此外，在辅助旋翼故障的情况下，翼片也可以被定位在正向偏转角。机身上的翼片产生的转矩使得被补偿的旋翼转矩更大。因此，本发明使得有可能降低飞行器的下降速度。具体来说，在辅助旋翼的故障的情况下，本发明使得有可能把运行期间着陆的飞行器的前进速度减少成如在下降后执行所需要的前进速度。

此外，第二平面有可能相对于第一前后平面倾斜，以使第二平面相对于第一前后平面呈现正角，当翼片出现在所述第二平面内时，翼片的后缘朝向所述第一侧。

在向前飞行阶段，当翼片具有零偏转角时，这一特性使其有可能相对入射(incident)空气给予翼片正向角度。

同样地，也可能给予翼片正向弧形，翼片呈现朝向第二侧的弧形面。

此外，还可以在关系式的帮助下控制翼片的方向，该关系式为翼片提供作为旋翼飞行器的所述速度参数和功率装置的所述功率参数的函数的目标角度。

这种关系可选地包括下面的等式：

${\mathrm{\&delta;}}_1=\left\{\begin{array}{c}V<V_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\\ V_1\&le;V<V_2\&RightArrow;\left[\mathrm{sw}\right]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)+[{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-[\mathrm{sw}]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\&CenterDot;\{1-{[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_1}{V_2-V_1})}^2\}\\ V_2\&le;V\&RightArrow;\left[\mathrm{sw}\right]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\end{array}\right.$

${\mathrm{\&delta;}}_2=\left\{\begin{array}{c}W<W_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\min }\\ W_1\&le;W<W_2\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1-[{\mathrm{\&delta;}}_1-{\mathrm{\&delta;}}_{\min }]\&CenterDot;\left\{{\left[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{W-W_2}{W_2-W_1})\right]}^2\right\}\\ W_2\&le;W\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1\end{array}\right.$

$\mathrm{\&delta;}=\left\{\begin{array}{c}V>V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_2\\ V_3<V\&le;V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-[{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-{\mathrm{\&delta;}}_2]\&CenterDot;\left\{{\left[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_3}{V_4-V_3})\right]}^2\right\}\\ V_2\&le;V_3\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\end{array}\right.$

其中：

·“δ”表示目标角度；

·“δ1”和“δ2”表示计算参数；

·“δmax”和“δmin”分别表示预定的正阈值角度和负阈值角度；

·“V1”、“V2”、“V3”和“V4”表示预定速度参数；

·“V”表示速度参数的当前值；

·“W1”和“W2”表示预定功率参数；

·“W”表示功率参数的当前值；

·“sw”表示预定调整参数；

·“A”和“B”的表示是所述调整参数的函数的变量。

其中，举例来说，“δmax”、“δmin”、“V1”、“V2”，“V3”、“V4”和“W1”、“W2”是通过制造商执行测试和/或模拟确定的，以便它们匹配特定的旋翼飞行器和/或到特定的任务。

变量“A”和“B”是由制造商测试和/或模拟确定的，以归纳出预定阈值角度。例如，这些变量“A”和“B”可以用下面的公式来确定：

A＝0.1×[sw]和B＝-21×[sw]

在第一种实现中，调整参数等于一个预定值。施加到翼片的偏转角则等于目标角度。

举例来说，预定角度可以为零。

关系式使得能够单张表格(single sheet)限定用于确定作为当前速度参数和当前功率参数的函数的偏转角。

该表格尤其具有通过过渡区域互连的四个不同的操作区：

·第一区域Z1，其中，偏转角为达到正阈值角的最大值，，所述第一区域在低速前进时被达到；

·第二区域Z2，其中，偏转角为达到正阈值角的最大值，所述第二区域在中间前进速度和功率装置产生的高功率时被达到；

·第三区域Z3，其中，偏转角位于中间偏转位置，例如，接近零或等于零，所述第三区域在高速前进和功率装置产生的高功率时被达到；以及

·第四区域Z4，其中，偏转角是小的，达到负阈值，所述第四区域在高速前进和功率装置产生的低功率时被达到。

在第二实施例中执行以下步骤：

·确定最大角度等于应用所述关系式的所述目标角度，将第一值赋予调整参数，例如第一值等于-1；

·确定最小角度等于应用所述关系式的所述目标角度，将第二值赋予调整参数，例如第二值等于+1；

·测量所述辅助旋翼的叶片的当前总螺距；

·只要所述螺距大于预定设定点的螺距，通过使其趋向于所述最大角度来增加翼片的所述偏转角，偏转角被限定小于或等于最大角度；

·只要所述螺距小于预定设定点的螺距，通过使其趋向于所述最小角度来减小翼片的所述偏转角，偏转角被限定大于或等于最小角度；以及

·与修正所述偏转角并行地自动修正所述螺距。

该关系式使得能够限定分别确定最大角度和最小角度的上图表和下图表。各图表可以包括四个上述区域。

于是，翼片的偏转角由这些上部图表和下部图表限定。

在这种情况下，偏转角被确定为所述辅助旋翼的叶片的当前总螺距的函数，但尽管如此同时受上部图表和下部图表限定。

该第二实现旨在使辅助旋翼在预定的工作点进行操作。制造商由此确定叶片的螺距，这将把辅助旋翼带到该工作点。

此工作点可导致辅助旋翼产生正侧向推力。

当叶片的总螺距大于设定点的螺距，通过增加偏转角，即通过使它趋向于最大角度，使尾翼的侧向升力增加。与此同时，自动驾驶系统作用在辅助旋翼上，以减小辅助旋翼的叶片的总螺距。

当叶片的总螺距小于所述设定点的螺距时，通过减小偏转角，即通过使它趋向于最小角度，使尾翼的侧向升力减小。与此同时，自动驾驶系统作用在辅助旋翼上，以增加辅助旋翼的叶片的总螺距。

此外，对于包括用于控制辅助旋翼的叶片的螺距的手动控制装置的飞行器，只要飞行员操作所述控制装置，对偏转角的任何修正都可被禁止。然后，第二实现被禁止。

应当指出，单个旋翼飞行器可以使用上述两种实施方式，其中飞行员能够选择所需的操作模式。

除了方法，本发明还提供了一种旋翼飞行器，该旋翼飞行器沿着分隔旋翼飞行器的第一侧和第二侧的第一前后平面纵向延伸，所述旋翼飞行器设置有至少一个主旋翼，所述旋翼飞行器设置有辅助旋翼，辅助旋翼施加可控的侧向推力，以控制旋翼飞行器的偏航运动，所述推力被引导朝向所述第二侧以对抗所述主旋翼在旋翼飞行器的机身上产生的转矩，所述旋翼飞行器包括功率装置，用于驱动主旋翼和辅助旋翼旋转，所述旋翼飞行器包括在仰角上延伸、并至少部分被提供有可控偏转的可偏转翼片并产生横向升力的尾翼，当所述翼片出现在第二平面中时，所述翼片呈现零偏转角，所述翼片具有后缘。

于是，旋翼飞行器包括与用于使所述翼片枢转的推动器装置相连接的处理器单元，处理器单元被连接到用于测量旋翼飞行器的速度参数的当前值的第一测量系统，并被连接到用于测量所述功率装置的功率参数的当前值的第二测量系统，所述处理器单元随后应用上面描述的方法。

因此，处理器单元可以包括计算装置，诸如执行存储在非易失性存储器中的指令以完成所述方法的处理器。

因此，处理器单元与推动器装置通信，该推动器装置用于通过将其前缘引导向第一侧来控制翼片的偏转，使翼片处在相对第二平面的正向的偏转角；或者用于通过将其后缘引导向第二侧来控制翼片的偏转，使翼片处在相对第二平面的负向的偏转角。为了这个目的，处理器单元控制所述翼片的偏转角至少为旋翼飞行器的速度参数的当前值和所述功率装置的功率参数的当前值的函数。

旋翼飞行器可于是包括代表所述翼片的可偏转尾翼，或者设置有代表所述翼片的至少一个可移动控制表面的固定尾翼，或者具有一起代表所述翼片的至少一个移动控制表面的可移动尾翼。

此外，所述第二平面相对于所述第一前后平面呈现正角，当所述翼片出现在所述第二平面内时，所述后缘被引导朝向所述第一侧。

此外，翼片可以具有正曲率，所述翼片呈现出面朝第二侧的弧形面。

此外，所述处理器单元包括非易失性存储器，该非易失性存储器存储关系式，该关系式为所述翼片提供作为旋翼飞行器的所述速度参数和功率装置的所述功率参数的函数的目标角度，以执行上述的第一实现和/或第二实现。

旋翼飞行器还包括手动控制装置，用于控制辅助旋翼的叶片的螺距，并且该控制装置直接或通过测量装置间接地与处理器单元通信。

附图说明

本发明和它的优点通过参照附图说明实施例的方式显示的更详细，其中：

·图1是本发明的直升机的示意图；

·图2展示了携带可移动翼片的固定尾翼的示意图；

·图3展示了可移动尾翼的示意图；

·图4展示了弧形翼片的示意图；

·图5说明了具有正偏转角或负偏转角的可移动翼片的定位示意图；

·图6展示了第一实现的示意图；以及

·图7展示了第二实现的示意图。

存在于一个以上的图中的元件在每个图中都被给予相同的附图标记。

具体实施方式

图1示出了具有机身2的旋翼飞行器1。机身2沿着对称面P1的前后平面从前端3到尾端4纵向延伸。机身2还从第一侧6到第二侧7横向延伸。

机身2还具有至少一个主旋翼5，主旋翼5提供至少一部分升力以及可能还有旋翼飞行器1的推进力。

主旋翼5具有多个在第一方向S1上进行旋转运动的叶片。在该运动期间，一个通常被称为“后退”叶片的叶片从第一侧6向第二侧7移动。与此相反，一个通常被称为“前进”叶片的叶片从第二侧7向第一侧6移动。

主旋翼的该旋转运动在机身2上引起偏航中与第一方向S1相反的第二方向S2上的旋翼转矩。然后，旋翼转矩趋于改变旋翼飞行器的偏航角。

在这样的情况下，旋翼飞行器具有至少一个辅助旋翼10，用于控制旋翼飞行器的偏航运动。

辅助旋翼10通常布置在旋翼飞行器的一个纵向端部上。因而，辅助旋翼布置在旋翼飞行器的尾部4上，并且特别在尾翼20中。

辅助旋翼可以是如图1所示的非涵道式旋翼，或者它可以是涵道式旋翼。

然后，辅助旋翼10产生侧向推力100。该侧向推力100可以使用常规的控制装置50来控制，例如踏板。

为了对抗旋翼转矩，侧向推力被称为“正向”推力101，这种正向推力被引导朝向第二侧7。辅助旋翼也可施加被引导朝向第一侧6的负向推力102。

为了驱动主旋翼5和辅助旋翼10，旋翼飞行器包括功率装置90。功率装置90具有至少一个发动机91和主齿轮箱92，主齿轮箱92位于主旋翼5和至少一个发动机91之间。

旋翼飞行器1还具有尾翼，尾翼包括至少部分可移动的翼片25，可移动的翼片25可枢转，以产生可调节的侧向推力111、112。

这种翼片25在基本垂直的平面内在仰角上延伸，相对于第一平面P1呈现出一个夹角。

在图1和2的变体中，旋翼飞行器1呈现出固定尾翼20。然后，翼片25包括铰接到固定尾翼的控制表面26，以代表所述翼片。

在图3的变体中，旋翼飞行器具有包括可移动的尾翼的翼片。尾翼作为一个整体是可移动的，并代表所述翼片。

在末示出的变体中，旋翼飞行器具有包括可移动的尾翼的翼片，其本身携带可移动的控制表面。

另外，并且参考图4，翼片25可任选地包括正弧面，翼片25呈现出面向第二侧7的弧形面。

独立于变体且参照图1，翼片25呈现偏转角200，当翼片25的相关翼弦位于第二平面P2内，偏转角200为零。翼片随后在中间位置，并且它可以在该中间位置的任一侧上偏转。

可以理解的是，当翼片处于中间位置以便被定位在第二平面P2内时，制造商可以执行测试或模拟来确定要被传递的升力的大约的量。

相对于第二平面P2的偏转角被测量。该第二平面P2可与第一平面P1重合。然而，第二平面P2可以呈现出相对于第一平面P1的正角300，如在图中示出的变体。

翼片可以随后被移动，以呈现出相对于第二平面P2的偏转角。

按照惯例，当其后缘27移离第二平面P2以位于旋翼飞行器的第一侧6时，即如图1所示在第二平面的右手侧，该翼片25呈现正偏转角。与此相反，当其后缘27移离第二平面P2以位于旋翼飞行器的第二侧7时，即如图1所示在第二平面的左手侧，该翼片25呈现负偏转角。

为了控制偏转角，旋翼飞行器1具有连接到推动器装置35的处理器单元30，用于使翼片25枢转。

推动器装置35可包括液压阀36和液压致动器37，液压阀36与处理器单元通信，液压致动器37连接到液压阀36和翼片25。作为一个可替换的例子，推动器装置可包括控制机电致动器的电子控制器。

处理器单元30可包括处理器31，处理器31执行存储在非易失性存储器32中的信息，用于控制推动器装置。

因此，处理器单元30被连接到第一测量系统41，用于测量旋翼飞行器1的速度参数V的当前值；并被连接到第二测量系统42，用于测量功率装置90的功率参数W的当前值。

速度参数V选自至少包括空气速度和对地速度的列表。

此外，功率参数选自这样的列表，其至少包括：由功率装置的发动机91产生的总功率；由功率装置的发动机91产生的总转矩；传递到主齿轮箱92的功率；传递到主齿轮箱92的转矩；施加到支柱93上的用于驱动主旋翼的转矩。

取决于应用的方法，，该翼片的偏转角在处理器单元30和推动器装置35的帮助下被控制作为使用第一测量系统测量的速度参数V的当前值和使用第二测量系统测量的功率参数W的当前值的函数。

图5解释了旋翼飞行器的操作和所应用的方法。

根据本发明，翼片25被放置在大的负偏转角，例如，在高速或自动旋转飞行的旋翼飞行器的下降飞行阶段。负偏转角由虚线绘制的翼片表示。

通过负偏转角，翼片倾向于减小由尾翼产生的侧向升力(由矢量112表示)。这个侧向推力111的矢量112被引导朝向第二侧7，并且在长度上较短，并且在推力变成负的情况下，它可以潜在地被引导朝向第一侧。相反地，在飞行攀爬阶段，翼片25在被放置在正偏转角200。正偏转角是由实线绘制的翼片表示。

通过正偏转角，翼片倾向于通过引导其朝向第二侧7以对抗旋翼转矩来增加由尾翼产生的侧向升力111。更准确地说，侧向推力的矢量111′被引导朝向第二侧7，并且呈现出相当大的长度。另外，在旋翼飞行器低速下降飞行期间，翼片25也可以定位在小的负偏转角200。

此外，第一调整区域Z1被定义，其中，偏转角为最大值，并达到一个正阈值角δmax。该第一区域Z1达到前进速度，其小于被称作“第三”速度V3的速度。

此外，第二区域Z2被定义，其中，偏转角200为最大值，并达到一个正阈值角δmax。当满足以下两个条件时，该第二区域Z2被达到：

·旋翼飞行器的前进速度为位于第三速度V3和“第一”速度V1之间的中间前进速度，“第一”速度V1比第三速度V3大；以及

·由功率装置产生的功率是高的，大于“第二”功率W2。

当旋翼飞行器飞行在第一区域Z1或第二区域Z2中时，处理器单元则在该正阈值角δmax上定位翼片。

第三区域Z3也被定义，其中，偏转角200等于中间偏转，该第三区域Z3在高功率、高前进速度下而达到。此中间偏转接近于零，例如，在负5度到正5度的范围内，并且也可能是等于零。

该中间偏转在正阈值角δmax和负阈值角δmin之间。

当以下两个条件得到满足时，处理器单元则将翼片定位在取向接近于零的中间位置：

·旋翼飞行器的前进速度比第二速度V2更快，第二速度V2比第一速度V1更快；以及

·由功率装置产生的功率大于第二功率W2。

第四区域Z4也被定义，其中，偏转角200是小的，达到负阈值δmin。该第四区域Z4达到高前进速和由电源装置产生的低功率。

当以下两个条件得到满足时，处理器单元则将翼片定位在处在负阈值δmin：

·旋翼飞行器的前进速度比第四速度V4更快，第四速度V4位于第一速V1和第三速度V3之间；以及

·由功率装置产生的功率小于第一功率W1。

举例来说，处理器单元使用关系式L控制翼片25的偏转，关系式L给出了作为旋翼飞行器1的速度参数V和功率参数W的函数的翼片25的目标角。该关系式L可能对应于以下等式：

${\mathrm{\&delta;}}_1=\left\{\begin{array}{c}V<V_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\\ V_1\&le;V<V_2\&RightArrow;\left[\mathrm{sw}\right]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)+[{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-[\mathrm{sw}]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\&CenterDot;\{1-{[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_1}{V_2-V_1})}^2\}\\ V_2\&le;V\&RightArrow;\left[\mathrm{sw}\right]\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\end{array}\right.$

${\mathrm{\&delta;}}_2=\left\{\begin{array}{c}W<W_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\min }\\ W_1\&le;W<W_2\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1-[{\mathrm{\&delta;}}_1-{\mathrm{\&delta;}}_{\min }]\&CenterDot;\left\{{\left[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{W-W_2}{W_2-W_1})\right]}^2\right\}\\ W_2\&le;W\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1\end{array}\right.$

$\mathrm{\&delta;}=\left\{\begin{array}{c}V>V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_2\\ V_3<V\&le;V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-[{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-{\mathrm{\&delta;}}_2]\&CenterDot;\left\{{\left[\sin (\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_3}{V_4-V_3})\right]}^2\right\}\\ V_2\&le;V_3\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\end{array}\right.$

其中：

·“δ”表示目标角度；

·“δ1”和“δ2”表示计算参数；

·“δmax”和“δmin”分别表示预定的正阈值角度和负阈值角度；

·“V1”、“V2”、“V3”和“V4”分别表示由制造商预定的第一、第二、第三和第四速度；

·“V”表示速度参数的当前值；

·“W1”和“W2”分别表示第一和第二预定功率；

·“W”表示功率参数的当前值；

·“sw”表示预定调整参数；以及

·“A”和“B”的表示是所述调整参数的函数的变量。

在图6的实现中，调整参数sw等于预定值，例如0。偏转角200则等于目标角δ。

关系式L则用于限定呈现了沿垂直第一轴AX1绘出的偏转角、沿水平第二轴AX2绘出的功率参数W、沿着第三轴AX3绘出的速度参数的图表。

此图表使得能够达到第一区域Z1、第二区域Z2、第三区域Z3和第四区域Z4以及这些区域之间的过渡区域。

处理器单元则直接采用关系式L以确定偏转角。

图7示出了第二实现。

在该第二实现中，该处理器单元确定最大角度400等于采用关系式L的目标角度，同时将第一值给予调整参数sw。最大角度400则是如在图7中所示的上部图表的形式。

此外，该处理器单元确定最小角度500等于采用关系式L的目标角度，并且将第二值给予调整参数sw。最小角度500则给出了如在图7中所示的具有下部形状的图表。

这些上、下图表限定了偏转角。

在这种情况下，通过使用连接到处理单元的常规螺距测量设备，辅助旋翼10的叶片11的当前总螺距被测量。

此后，处理器单元的控制用于修正叶片11的螺距的装置，如自动驾驶系统。只要所述螺距大于预定设定点的螺距，处理器单元则请求增加翼片25的偏转角200，以便使它倾向于最大角度400。

相反地，只要所述螺距小于预定设定点的螺距，处理器单元则通过使它倾向于最小角度500来请求减小翼片25的偏转角200。

并行地，自动驾驶系统自动修正所述螺距，并行地修正偏转角200，以补偿在偏转角的修正。

每当驾驶员正在操作控制装置50时，处理器单元可以任选地抑制对偏转角200的任何修正。

该实现使得翼片能够以对飞行员透明的方式被控制。飞行员对控制装置50的动作随后停止执行这一实现，从而留给飞行员完全的控制权。

当然，本发明可以进行多种变化来实施。虽然有数种实现方式被描述，但很容易理解，穷尽所有可能的实施方式是不可想象的。当然，也可以设想不超出本发明范围的等同装置来代替任何所描述的装置。

Claims (17)

1.一种倾向于优化旋翼飞行器(1)的辅助旋翼(10)发出的噪音的方法，所述旋翼飞行器(1)沿着第一前后平面(P1)纵向延伸，所述第一前后平面(P1)分隔旋翼飞行器(1)的第一侧(6)和第二侧(7)，所述旋翼飞行器(1)设置有至少一个主旋翼(5)，所述旋翼飞行器(1)设置有辅助旋翼(10)，所述辅助旋翼(10)施加可控的侧向推力(100)，以控制旋翼飞行器(1)的偏航运动，所述侧向推力(100)被引导朝向所述第二侧(7)，以对抗所述主旋翼(5)在旋翼飞行器(1)的机身(2)上产生的转矩，所述旋翼飞行器(1)包括用于驱动主旋翼(5)和辅助旋翼(10)旋转的功率装置(90)，所述旋翼飞行器(1)包括尾翼，所述尾翼在仰角上延伸并至少部分被设置有可控偏转的可偏转翼片(25)并产生横向升力(111、112)，当所述翼片(25)出现在作为基准平面的第二平面(P2)中时，所述翼片(25)呈现零偏转角(200)，所述翼片(25)具有后缘(27)，所述方法的特征在于，所述翼片(25)的偏转角(200)被控制引导其后缘(27)朝向所述第二侧(7)，以使所述翼片(25)呈现相对于第二平面(P2)为负的偏转角(200)，或者所述翼片(25)的偏转角(200)被控制引导其后缘(27)朝向所述第一侧(6)，以使所述翼片(25)呈现相对于第二平面(P2)为正的偏转角(200)，所述翼片(25)具有使辅助旋翼(10)倾向于寻求优化旋翼飞行器的性能和使辅助旋翼(10)所产生的噪音最小化的至少一个预定工作点的功能，所述翼片的偏转至少被控制为旋翼飞行器(1)的速度参数V的当前数值和所述功率装置(90)的功率参数W的当前数值的函数，所述偏转角通过以下限定被控制：

·第一区域(Z1)，其中偏转角(200)为最大值，即达到正阈值角δmax，所述第一区域(Z1)在以小于第三速度V3的低速前进时被达到；

·第二区域(Z2)，其中偏转角(200)为最大值，即达到正阈值角δmax，所述第二区域(Z2)在所述第三速度V3与大于所述第三速度V3的第一速度V1之间的中间前进速度和功率装置产生的大于第二功率W2的高功率时被达到；

·第三区域(Z3)，其中偏转角(200)位于中间偏转处，所述第三区域(Z3)在比快于第一速度V1的第二速度V2快的第一高前进速度和功率装置(90)产生的大于第二功率W2的高功率时被达到；

·第四区域(Z4)，其中偏转角(200)是小的，达到负阈值δmin，所述第四区域(Z4)在比处于所述第一速度V1与所述第三速度V3之间的第四速度V4快的第二高前进速度和功率装置产生的小于第一功率W1的低功率时被达到，

其中V1、V2、V3和V4以及W1、W2分别表示由制造商预定的速度和功率参数。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述速度参数V选自至少包括空气速度和对地速度的列表。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述功率装置(90)包括至少一个发动机(91)和位于每个发动机(91)和所述主旋翼(5)之间的主齿轮箱(92)，并且所述功率参数选自至少包括以下的列表：所述至少一个发动机产生的总功率；所述至少一个发动机产生的总转矩；传递至所述主齿轮箱的功率；传递至所述主齿轮箱的转矩；和施加在支柱上驱动所述主旋翼的转矩。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述旋翼飞行器(1)具有布置在其上的尾翼(20)，所述尾翼(20)完全由所述翼片(25)构成，或者由设置有代表所述翼片(25)的至少一个可移动控制表面(26)的固定尾翼(20)构成，或者由设置有一起代表所述翼片(25)的至少一个可移动控制表面(26)的可移动尾翼(20)构成。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二平面(P2)相对于所述第一前后平面(P1)倾斜，以使第二平面(P2)相对于所述第一前后平面(P1)呈现正角，当所述翼片(25)出现在所述第二平面(P2)内时，所述后缘(27)被引导朝向所述第一侧(6)。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，赋予所述翼片(25)正曲率，所述翼片(25)呈现出面朝所述第二侧(7)的弧形面(29)。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼片(25)的偏转在关系式L的帮助下被控制，所述关系式L提供作为旋翼飞行器(1)的所述速度参数V和所述功率装置(90)的所述功率参数W的函数的翼片(25)的目标角度δ。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述关系式L包括下面的等式：

${\mathrm{\&delta;}}_1=\left\{\begin{array}{c}V<V_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\\ V_1\&le;V<V_2\&RightArrow;\&lsqb;sw\&rsqb;\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)+\&lsqb;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-\&lsqb;sw\&rsqb;\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\&rsqb;\&CenterDot;\left\{1-{\&lsqb;\sin \left(\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_1}{V_2-V_1}\right)\&rsqb;}^2\right\}\\ V_2\&le;V\&RightArrow;\&lsqb;sw\&rsqb;\&CenterDot;(A\&CenterDot;V+B)\end{array}\right.$

${\mathrm{\&delta;}}_2=\left\{\begin{array}{c}W<W_1\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\min }\\ W_1\&le;W<W_2\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1-\&lsqb;{\mathrm{\&delta;}}_1-{\mathrm{\&delta;}}_{\min }\&rsqb;\&CenterDot;\left\{{\&lsqb;\sin \left(\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{W-W_2}{W_2-W_1}\right)\&rsqb;}^2\right\}\\ W_2\&le;W\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_1\end{array}\right.$

$\mathrm{\&delta;}=\left\{\begin{array}{c}V>V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_2\\ V_3<V\&le;V_4\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-\&lsqb;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }-{\mathrm{\&delta;}}_2\&rsqb;\&CenterDot;\left\{{\&lsqb;\sin \left(\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}\&CenterDot;\frac{V-V_3}{V_4-V_3}\right)\&rsqb;}^2\right\}\\ V\&le;V_3\&RightArrow;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }\end{array}\right.$

其中：

·“δ”表示目标角度；

·“δ1”和“δ2”表示计算参数；

·“δmax”和“δmin”分别表示预定的正阈值角度和负阈值角度；

·“V”表示速度参数的当前值；

·“W”表示功率参数的当前值；

·“sw”表示预定调整参数；

·“A”和“B”表示是所述调整参数的函数的变量。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述调整参数(sw)等于预定值，所述偏转角(200)等于所述目标角度δ。

10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，下列步骤被执行：

·确定最大角度(400)等于应用所述关系式L的所述目标角度并将第一值赋予调整参数sw；

·确定最小角度(500)等于应用所述关系式L的所述目标角度并将第二值赋予调整参数sw；

·测量所述辅助旋翼(10)的叶片(11)的当前总螺距；

·只要所述螺距大于预定设定点螺距，通过使其趋向于所述最大角度(400)来增加翼片(25)的所述偏转角(200)，偏转角(200)被限定小于或等于最大角度(400)；

·只要所述螺距小于预定设定点螺距，通过使其趋向于所述最小角度(500)来减小翼片(25)的所述偏转角(200)，偏转角被限定大于或等于最小角度(500)；以及

·与修正所述偏转角(200)并行地自动修正所述螺距，

其中所述第一值和所述第二值被用来定义分别用来确定所述最大角度(400)和所述最小角度(500)的上图表和下图表。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述旋翼飞行器(1)包括用于手动控制所述螺距的控制装置(50)，并且只要飞行员操作所述控制装置(50)，对所述偏转角(200)的修正就会被抑制。

12.一种沿着第一前后平面(P1)纵向延伸的旋翼飞行器(1)，所述第一前后平面(P1)分隔旋翼飞行器(1)的第一侧(6)和第二侧(7)，所述旋翼飞行器(1)设置有至少一个主旋翼(5)，所述旋翼飞行器(1)设置有辅助旋翼(10)，所述辅助旋翼(10)施加可控的侧向推力(100)，以控制旋翼飞行器(1)的偏航运动，所述侧向推力(100)被引导朝向所述第二侧(7)，以对抗所述主旋翼(5)在飞行器(1)的机身(2)上产生的转矩，所述旋翼飞行器(1)包括用于驱动主旋翼(5)和辅助旋翼(10)旋转的功率装置(90)，所述旋翼飞行器(1)包括尾翼，所述尾翼在仰角上延伸并至少部分地设置有可控偏转的可偏转翼片(25)并产生横向升力(111、112)，当所述翼片(25)出现在第二平面(P2)中时，所述翼片(25)呈现零偏转角(200)，所述翼片(25)具有后缘(27)，所述旋翼飞行器的特征在于，所述旋翼飞行器包括处理器单元(30)，所述处理器单元(30)连接至用于使所述翼片(25)枢转的推动器装置(35)，所述处理器单元(30)被连接到用于测量旋翼飞行器(1)的速度参数V的当前值的第一测量系统(41)并被连接到用于测量所述功率装置(90)的功率参数W的当前值的第二测量系统(42)，所述处理器单元(30)采用权利要求1-11中任一项所述的方法。

13.根据权利要求12所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼飞行器(1)包括：代表所述翼片(25)的可偏转尾翼(20)，或者设置有代表所述翼片(25)的至少一个可移动控制表面(26)的固定尾翼(20)，或者具有一起代表所述翼片(25)的至少一个可移动控制表面(26)的可移动尾翼(20)。

14.根据权利要求12所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述第二平面(P2)相对于所述第一前后平面(P1)呈现正角(300)，当所述翼片(25)出现在所述第二平面(P2)内时，所述后缘(27)被引导朝向所述第一侧(6)。

15.根据权利要求12所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述翼片(25)具有正曲率，所述翼片(25)呈现出面朝所述第二侧(7)的弧形面(29)。

16.根据权利要求12所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述处理器单元(30)包括非易失性存储器(32)，所述非易失性存储器(32)存储关系式L，所述关系式L提供作为旋翼飞行器(1)的所述速度参数V和功率装置(90)的所述功率参数W的函数的所述翼片(25)的目标角度δ。

17.根据权利要求12所述的旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼飞行器(1)包括手动控制装置(50)，所述手动控制装置(50)用于控制所述辅助旋翼(10)的叶片的螺距，并且所述控制装置(50)与所述处理器单元(30)通信。