CN104743111B - 具有可提供升力或推进力的抗扭矩尾翼的旋翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种具有抗扭矩尾翼(3)的旋翼飞行器，尾翼具有方向保持不变的驱动轴线(6)和设置在尾桁一侧的旋翼盘。用于控制尾翼桨叶的控制机构(14)包括旋转控制板(27)，其啮合到桨叶上且通过沿着驱动轴线(6)延伸的控制杆(21)是可运动。控制板设置在固定安装平面(PM)上并为桨叶节距提供固定周期变化。转动控制杆(21)改变桨叶的节距周期变化的方式，控制杆的转动可改变用来提供对旋翼飞行器升力的贡献和用来提供对旋翼飞行器推力的贡献的方式，该操作取决于控制板(27)在其安装平面(PM)内的角度方向。

Description

具有可提供升力或推进力的抗扭矩尾翼的旋翼飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求2013年12月17日提交的法国申请FR 13 02966号的优先权，该申请所揭示的全部内容一并引入本文。
技术领域
本发明涉及旋翼飞行器的领域，并且更具体地，涉及旋翼飞行器的抗扭矩旋翼，其旋转驱动轴线是基本上水平的。一般地，这种抗扭矩旋翼通过对抗偏转力矩的方式用于稳定和引导偏航的旋翼飞行器，所述偏转力矩由主旋翼所生成，主旋翼的旋转驱动轴线是基本上垂直的且至少为旋翼飞行器提供升力。
背景技术
更具体地，本发明的抗扭矩旋翼被安装在旋翼飞行器的尾桁的端部上。所述的抗扭矩旋翼的旋转机翼构成旋翼盘，其基本上垂直且纵向地被定向，被设置于旋翼飞行器的尾桁侧向上的一侧，这样在飞行中抗扭矩旋翼产生横向的推力矢量分量，以提供旋翼飞行器的偏航控制。
与“纵向的”概念相比较，“侧面的”或者换言之“在一侧”、“横向的”和“垂直的”这些概念是在旋翼飞行器领域内的通常理解的概念，所述的“纵向的”概念被定义为沿着旋翼飞行器在地面延伸的总的方向，其通常被认为是从前部向后部纵向地延伸。
概括地，旋翼飞行器旋翼通常包括由围绕桨毂成径向分布的桨叶构成的旋转机翼。桨毂通过机械传动变速箱被驱动旋转，所述机械传动变速箱连接于旋翼飞行器的动力设备上。在旋翼被驱动旋转期间，其限定的旋翼盘一般是在被桨毂驱动旋转的桨叶的末端之间延伸。
对于旋翼，通常的特点是在旋翼的旋转驱动轴线和旋翼几何旋转轴线之间的拉拽。旋翼的旋转驱动轴线是由承载旋转机翼的桨毂的旋转轴线确定的，而旋翼旋转轴线对应于由旋翼的旋转机翼所形成旋翼盘的几何旋转轴线。
桨叶通过各自的桨叶根部分别地安装到桨毂上。桨叶根部可以是桨叶的一部分，或者，它们可由其上配装有桨叶的安装臂形成。这样的安装臂例如可以被设置成翼套或者衬套。
旋翼飞行器的飞行员能够使旋翼飞行器的桨叶围绕各自的变距轴线枢转，所述变距轴线沿着各桨叶延伸的总方向定向。通过桨叶操作机构使桨叶围绕各自变距轴线枢转，所述操作机构通过由飞行员发出的飞行指令操纵操纵线系而致动。所述飞行员可以是驾驶员或者是自动驾驶仪。
为了使桨叶围绕它们的变距轴线枢转，每个桨叶根部分别安装而在桨毂上枢转，即至少围绕桨叶的变距轴线枢转。每个桨叶根部具有藉由分别地通过各自的操纵系统线系啮合所述操作机构的变距杆。
为了修正旋翼飞行器沿着各种各样的方向飞行的推进力和/或姿态，可如此设置以使飞行员能够改变旋翼飞行器的各种旋翼的桨叶迎角，前述的方向包括纵向延伸方向、横向延伸方向和/或垂直延伸方向。
通常地，为了至少提供旋翼飞行器在垂直的延伸方向上的升力和/或导航，旋翼飞行器具有至少一个主旋翼，所述主旋翼的旋转驱动轴线是基本垂直的。
在直升飞机特定构造中，主旋翼不仅提供旋翼飞行器的升力，也提供在任何方向上前进的推进力，并且，使飞机在俯仰和翻滚中能够改变姿态。
为此，主旋翼的桨叶是可被飞行员移动的以围绕它们的变距轴线枢转。为了调整由主旋翼提供的升力，飞行员发出飞行指令使得主旋翼桨叶的节距共同地变化。为了调整在俯仰和/或翻滚时飞机的姿态，飞行员发出飞行指令使主旋翼桨叶的节距周期地变化。
关于主旋翼，所述用于控制桨叶关于其变距轴线的节距的机构往往包括安装于桅杆上的旋转斜盘，该桅杆在其驱动轴线上承载支撑主旋翼。旋转斜盘是由承载顶板的底板组成，所述顶板置于底板上且处于同一轴线上。底板安装为在主旋翼绕驱动轴线旋转时是静止的，顶板安装为在围绕主旋翼的驱动轴线旋转，即通过铰接结构，例如剪刀链接而与桨毂配合。
此外，底板安装为在平移和盘旋时相对于桅杆是运动的。藉由响应于三种不同飞行控制线路控制操纵线系，飞行员可控制底板的运动。顶板通过与每个桨叶根部的变距杆分别啮合的控制链接而连接到各桨叶根部上。旋转斜盘的这种设置使其能朝轴向运动，同时也能够如球窝接头一样在所有方向上摆动，从而导致桨叶的节距服从于由飞行员发出的飞行指令而变化。
这些设置意味着飞行员能够将旋转斜盘布置在关于桅杆的三个维度内的任何方向上。旋转斜盘沿着桅杆的平移运动导致桨叶节距的共同变化，并起到调整由主旋翼所生成的升力的作用，因此，使在飞行器的垂直延伸方向上可以改变飞行器的飞行姿态。旋转斜盘相对于桅杆的倾斜取决于桨叶的单独方位角位置，所述倾斜使得桨叶节距的周期变化，并因此确保旋翼飞行器在俯仰和/或翻滚时飞行姿态被调整。
文献US 2011/211953(Brandon L.Stille)也已经对用于改变旋翼飞行器旋翼桨叶的节距的类似于两板机构给出了建议。根据上述文献，与桨叶配合的外板设置在内板的周围，所述内板安装为在其大致平面内摆动。通过用于使桨叶的节距共同地变化的主连杆，两板能够一起平移地运动。与主连杆同轴的副连杆能使内板倾斜，并因此能使外板相对于旋翼的旋转轴线倾斜，以周期地改变桨叶的节距。
此外，旋翼飞行器通常装备有抗扭矩装置，其通过对抗主旋翼生成的偏转力矩而为偏航旋翼飞行器提供稳定性。这样的抗扭矩装置也被用于引导偏航的旋翼飞行器。旋翼飞行器的抗扭矩装置常常安装在旋翼飞行器尾桁的端部。通过举例的方式，用于旋翼飞行器的抗扭矩装置可以是空气喷射类型的，或者更通常地，其可由具有大致水平的旋转驱动轴线的尾翼形成。
藉由这样的尾翼，由尾部旋转机翼形成的旋翼盘主要地是垂直和纵向定向，并且特别地是置于旋翼飞行器的尾桁的一侧。这样的设置使尾翼产生的推力主要地包括用于提供旋翼飞行器的偏转控制的横向矢量分量。
偏航的旋翼飞行器的稳定性和导航通过引起尾翼桨叶的节距的共同变化而控制，从而，改变由尾翼生成的推力的大小。为了这个目的，尾翼安装有所述的控制机构，所述机构用于改变桨叶关于其变距轴线的节距。
在传统实施例中，这样的用于尾翼的控制机构包括控制连杆，其安装为相对于将尾翼安装于尾桁上结构以平移方式运动。这样的结构具体地通过机械传动变速箱构成以将尾翼连接到驱动轴上而提供角度起飞，所述驱动轴相对尾翼的驱动轴线正交地延伸。
控制连杆在桨毂内部延伸且安装为不转动的。通过由飞行员藉由控制联接来操作控制连接，该控制连杆是可平移运动的，该控制联接用于控制偏航旋翼飞行器的姿态。
控制盘是可旋转地被安装到控制连杆上，并且具有配合到各自的控制杆上的操作联接，该控制杆各自地安装到支撑尾翼桨叶的桨叶根部上。这样的设置是：飞行员使控制杆平移运动导致尾翼桨叶的节距共同地改变。
此外，用于使旋翼飞行器的各种各样桨叶枢转地运动的力是相当大的，所以，对飞行员而言，所述力有助于传递控制桨叶的力。为了这个目的，为了使不同旋翼的桨叶节距变化，惯常的方式是使用设置在不同的的控制链接上的伺服控制器。
更具体地，伺服控制器在传递为改变桨叶节距所需的作用力中可为驾驶员提供支持，所述作用力通过动力传动机构传递。伺服控制器也可有利地由自动驾驶仪生成的飞行指令控制。
在本文中，已经发现使用来自于尾翼的推力可以优化尾翼的使用，即不仅可以用于偏航旋翼飞行器的稳定和导航，同样也可以在平移中提供推进力。更具体地，尾翼不仅能用于控制偏航飞行器的姿态，也用于形成平移动中推进旋翼飞行器的推进器。
然而，为了提供这样的在平移中用于推进的推进器，由尾翼的旋转机翼形成的旋翼盘必须被定向为大体上垂直，同时相对于旋翼飞行器的横向延伸平面的方向倾斜。
一个已知的解决方案是尾翼旋转地安装到尾桁上，以便于旋翼盘能被定位在不同的方向上，所述方向取决于尾翼的用途。
更具体地，尾翼可在以下两个位置之间被旋转，即旋翼盘在纵向垂直方向上的位置和旋翼盘在横向垂直方向上的位置。
在纵向垂直方向的位置上，旋翼盘定位在垂直和纵向方向上，在所述方向上，旋翼飞行器垂直地和纵向地延伸。换句话说，在纵向垂直方向的位置上，旋翼盘设置为基本垂直于旋翼飞行器的横向延伸的方向。
在横向垂直方向的位置上，旋翼盘垂直地定向，相对于旋翼飞行器的纵向地延伸方向至少是倾斜，或相对于上述方向实际上设置为垂直的。
那样的设置是：当旋翼盘设置在纵向垂直方向上时，尾翼单独地用于克服由主旋翼生成的偏转力矩而引导和稳定偏航的旋翼飞行器。转动尾翼以将旋翼盘定位在其横向垂直的方向则能使尾翼生成的推力以有助于在平移中推进旋翼飞行器。
关于这个主题，可以参考文献FR 2 969 577(欧洲直升机公司)，其描述了这样的关于旋转尾翼的技术，所述的旋转使得旋翼盘在中立位置的任意一个侧面的纵向垂直方向和横向垂直方向之间选择地被操纵。
另一个已知的解决方案在于，由尾翼的旋转机翼形成的旋翼盘固定地定向在纵向垂直位置，所述位置更具体地是被定向为相对旋翼飞行器的纵向延伸方向正交的，然后，使得桨叶的节距按照要求共同地和/或周期地变化。关于这个主题，可以参考文献GB 622 837(费尔斯通轮胎橡胶公司)或文献FR 1 484 732(多尼尔工厂有限公司)，其描述了这样的操作尾翼的方法。
根据文献FR1 484 732，桨叶节距通过操作旋转斜盘而改变，所述操作与传统地旋转斜盘用于改变主旋翼桨叶的节距的操作相同。桨叶节距的共同变化用于改变尾翼生成的推力的幅值，因此，使得在平移中依靠尾翼调整旋翼飞行器的推力变成可能。通过尾翼桨叶的节距的周期变化与使用方向舵相结合，可实现旋翼飞行器的稳定和导航。
根据文献GB 622 837，两板机构安装在围绕着尾翼的旋转轴线的轴衬上。两板机构包括旋转的外板，其设置在不旋转内板的周围。外板通过连杆连接到桨叶上，连杆通过轴向移动而改变节距。内板安装为摆动的，使得其倾斜角度，并因此形成外板倾斜的角度导致桨叶的节距的周期变化。
由旋翼飞行器的旋转机翼引起的另一个问题在于，桨叶在由旋转机翼形成的旋翼盘的大致平面内的拍动。
关于尾翼，这个主题可参考的文献是GB 2 274 634(韦斯特兰直升机)，其提出通过引起尾翼桨叶节距周期变化，来对抗旋翼桨叶拍动。
根据GB 2 274 634，控制杆具有用于控制桨叶围绕桨叶节距变化轴线枢转的平板。控制杆安装为与旋转机翼一起在尾翼的支架结构上转动，所述支架结构位于旋翼飞行器尾桁的端部，所述控制杆在运动中沿着尾翼的驱动轴线是可运动的。另外，为了引起操作板倾斜且由此引起桨叶在各自的尾翼的每次旋转时的节距周期变化，控制杆具有球窝接头，并通过致动器以轴章动的方式运动。
关于旋翼飞行器的尾翼的另一个是已知的用途在于，为主旋翼在提供升力方面提供贡献。为了这个目的，尾翼设置在旋翼飞行器的尾桁的端部，如此，旋翼盘由设置在纵向倾斜定向上的旋转机翼形成。通过将尾翼安装到旋翼飞行器上，使其驱动轴线按照相对于旋翼飞行器横向延伸的平面倾斜的方式设置，从而使旋翼盘具有这样的纵向倾斜定向。
在旋翼盘的纵向倾斜定位的位置中，藉横向推力矢量分量，尾翼不仅主要用于提供偏航旋翼飞行器的稳定和导航，同样也由垂直推力矢量分量提供额外的升力，使得旋翼飞行器的重力中心能被向后延伸的范围增大成为可能。尾翼所提供的额外升力在特殊的飞行姿态下是有利的，譬如，当运输大载荷时和/或当旋翼飞行器盘旋或低速飞行时，即其时所共识的速度通常为小于50节(kt)。
然而，在实践中发现，这样的额外升力在旋翼飞行器确定的飞行姿态中可能是不利的，例如，特别是当旋翼飞行器速度超过75节的飞行阶段时。
在巡航飞行中，由尾翼提供的额外升力使姿态隆起(旋翼的影响冲击到旋翼飞行器的稳定器上)不利地增加，降低了旋翼飞行器的稳定性，导致过度的燃油消耗。所以，连续的使用尾翼提供额外升力是不合适的，特别是当旋翼飞行器以巡航速度飞行时，或者是当旋翼飞行器并未过重负载时。
由此可见，在旋翼飞行器领域虽然关于尾翼机构不仅在偏航旋翼飞行器的姿态上提供控制，同样也使旋翼飞行器能够在其它的方向上被推进的研究一直持续不断，例如，为了沿重力轴线使旋翼飞行器提供额外的升力，或者沿着使旋翼飞行器能够在平移中前进的其它方向。
为了提供优先的或者次要的基础横向推力、垂直推力或水平推力，这些研究涉及对关于尾翼生成推力的利用做出选择。
然而，在这样研究中，必须发现最优化利用尾翼生成推力和尾翼结构的简化之间的折衷方案。假如与尾翼用于控制偏航旋翼飞行器姿态的优先用途相比所获得优点是最低的，避免过度地复杂化尾翼的构造也是重要的。
发明内容
本发明的目的是提供一种旋翼飞行器，其装有具有基本水平的旋转驱动轴线以主要用于控制偏航旋翼飞行器姿态的尾翼，并且，以辅助的方式满足在旋翼飞行器有关的至少一个其它方向上的推力的需要。
在本文中，必须发现如前所述的折衷方案。此外，将尾翼生成的推力从一个用途转变到另一用途，需要依靠要求逐步地和临时地发生，同时，避免尾翼的失去平衡和/或避免旋翼飞行器任何短暂不稳定。同样也要避免在尾桁端部的重量过度增加。
本发明的旋翼飞行器装备有至少一个旋转驱动轴线基本垂直的主旋翼，以及装备有旋转驱动轴线基本水平的抗扭矩尾翼。所述尾翼通过罩在机械动力传动装置上的构造而安装到旋翼飞行器的尾桁端部，所述机械动力传动装置位于尾翼的桨毂和驱动轴之间，所述驱动轴关于所述的尾翼的驱动轴线横向定向。
特别是，按照惯例，这样结构由位于桨毂和驱动轴之间的机械传动齿轮箱构成，所述驱动轴按照惯例是沿着旋翼飞行器的尾桁延伸的。
尾翼的驱动轴线设置在恒定方向上，所述方向是基本水平的，并且与在飞行器的纵向延伸方向上延伸的垂直面定向相互正交。
此类布置是：由尾翼的旋转机翼构成的旋翼盘基本上设置在纵向垂直的方向(有必要注意的是，旋翼盘按照惯例是相对于旋翼飞行器垂直地和纵向地定位，按照惯例是被设置在尾桁的一侧)，从而尾翼实质上生成用于控制飞行器的偏转状况的横向推力矢量分量。
所述桨毂所支撑的旋转机翼由多个桨叶组成，所述桨叶各自地可运动的安装到桨毂上，至少围绕变距轴线枢转。尾翼装备有控制机构，其遵照旋翼飞行器飞行员发出的节距变化指令，使桨叶围绕上述的变距轴线枢转。
应该理解的是，旋翼飞行器的飞行员同样可能是驾驶员或是处于驾驶员控制之下自行操作的自动驾驶仪。
所述的控制机构包括可转动地配合到桨毂上的控制板。控制板具有用于控制桨叶的控制联接，所述控制联接各自地配合到分别地安装到桨叶上的俯仰操作杆上。控制板安装为在控制杆上旋转的，所述控制杆安装为与尾翼的驱动轴线是同轴的。通过在控制装置的控制下操作的第一致动器，按照所述的旋翼飞行器飞行员发出的节距变化指令，控制杆在平移中沿着所述的轴线是可运动的。
被控制装置控制的第一致动器的操作引起尾翼桨叶的节距的共同变化，从而，调整尾翼生成的推力的幅值。控制机构进一步包括用于在尾翼桨叶的节距上产生周期变化的装置。
根据本发明，控制板安装在控制杆上以用于在尾翼桨叶的节距上产生固定周期变化，控制板设置成其大致平面位于定向的安装平面上，该安装平面相对于尾翼的驱动轴线是保持不变的。
此外，通过在控制装置的控制下被操作的第二致动器，控制杆能够围绕尾翼的驱动轴线旋转。第二致动器使控制杆在两个预定极限位置之间转动，使得在所述安装平面内的控制板的角度方向的改变，从而，调整所述旋翼盘的定向。
这样的布置是：第二致动器引起控制杆向第一极限位置旋转而使控制板在安装平面内朝着第一极限角度方向运动。藉由设置在第一极限角度方向的控制板，尾翼桨叶的节距周期变化主要地用于生成垂直的推力矢量分量。这样的垂直的推力矢量分量通常定向在旋翼飞行器的垂直延伸方向上，并且，其自身包括沿着重力轴线的矢量分量。
这样的设置是：第二致动器朝着第二极限位置转动控制杆以使控制板朝向第二极限角度方向运动。藉由在第二极限角度位置中的控制板，在尾翼桨叶的节距的周期变化主要地用于生成纵向的推力矢量分量。这样的纵向推力矢量分量通常被定向在旋翼飞行器的纵向延伸方向中，并且在沿纵向延伸平面的平移中为旋翼飞行器提供推力。
当然，通过在所述极限角度方向之间移动控制板，纵向推力矢量分量和横向推力矢量分量的各自幅值可在相反方向上调整。
藉由这些布置的结果是控制机构的使用是由控制装置管理的，使得由尾翼生成的推力实质上是用于控制偏航飞机的姿态，以及在较小的范围且根据需求对旋翼飞行器的升力作出贡献，和/或在平移中在旋翼飞行器的纵向延伸平面内推进旋翼飞行器。
此外，由尾翼所提供的对旋翼飞行器升力的贡献和对旋翼飞行器在平移中的推力的贡献可以根据不同的飞行姿态有选择地选择，这些贡献逐步地引入操作中，以利于在这样的转变期间，更好地避免旋翼飞行器的飞行不平衡。
控制机构的构成是结构简单的，特别是，不需要控制机构的任何部件安装成以章动方式可运动，而是以一般的方式用于使旋转桨叶的节距周期变化。
尾翼在尾桁上的安装绕尾翼的驱动轴线是平衡的，且，控制杆在平移中和在转向中，相对于尾翼的驱动轴线方向都是可运动的，尾翼以固定的方式安装在尾桁上。这避免了在尾桁端部的重量增加，且尾翼能够以具有竞争力的成本产业化生产。
尾翼的驱动轴线以相对于旋翼飞行器延伸的纵向平面方向倾斜的方式定向，或者说是利用第二致动器在第一方向上转动控制杆，尾翼所提供的对旋翼飞行器升力的贡献在以传统方式将尾翼到尾桁时是不能获得的。
使用尾翼以受控制的方式对旋翼飞行器的升力作出贡献，使得可避免使用倾斜的水平稳定器，且起到增加当旋翼飞行器着陆时、与传统地安装于尾桁端部的尾部滑轮碰触地面相关的操作极限的作用。
尾翼为旋翼飞行器在平移中贡献推力，并不是按照传统地方式将尾翼旋转安装到旋翼飞行器的尾桁上以变化尾翼的驱动轴线方向而获得的，而是通过第二致动器在与第一方向相反的第二方向上转动控制杆获得的。
尾翼所提供的以旋翼飞行器升力的贡献在第一飞行情况下是较佳的，此时这种对旋翼飞行器升力的贡献是有利的，即由于由尾翼所提供的对平移时旋翼飞行器推力的贡献随后最好显著地减小而趋于零。
特别地，第一飞行情况被定义为旋翼飞行器的装载重量的函数，和/或旋翼飞行器重量的重心被向后偏置的函数，尤其考虑货舱和/或吊索所承载的有效载荷，和/或被定义为飞行器在盘旋飞行和/或低速前进时旋翼飞行器的前进速度函数。
例如，当承载较大载荷的旋翼飞行器起飞和/或在旋翼飞行器盘旋和/或低速飞行的情况时，尾翼对旋翼飞行器的升力的贡献是特别有利的。同样以举例的方式，控制尾翼对旋翼飞行器升力的贡献使飞行员保持旋翼飞行器的姿态和管理旋翼飞行器重心向后偏移较为容易，特别是在承载的有效载荷是可能的各种重物的情况下。
同样地，由尾翼所提供的在旋翼飞行器平移中对推力的贡献在第二飞行情况下是较佳的，所述第二飞行情况与第一飞行情况是有区别的，在所述的第二飞行情况中，所述的在平移中对推力的贡献是有益的。尾翼对旋翼飞行器升力的贡献随后最好显著降低或趋向于零。
第二飞行情况特别地定义为旋翼飞行器在高速、巡航速度移动的时候，所述速度通常地被认为是超过75节。
在控制板的一个实施例中，控制板被安装在控制杆的轴上，设置在安装平面中，所述安装平面定向为相对于旋翼飞行器的横向延伸垂直面是正交的，并相对于尾翼的驱动轴线是倾斜的。通过围绕尾翼的驱动线轴转动所述控制板，其可在所述的极限角位置之间运动。
举例来说，控制板相对于尾翼的驱动轴线的倾斜角度在10°到30°的范围内。
例如，控制板通过至少一个滚动轴承部件安装到控制杆的套管上，所述套管倾斜于所述控制板的安装平面。
在控制板的另一个实施例中，控制板通过设置在安装平面上而安装到控制杆上，所述安装平面垂直于尾翼的驱动轴线。控制板的旋转轴线平行于尾翼的驱动轴线并与之偏离。通过有角度地将控制板在安装平面中绕尾旋的驱动轴线运动，控制板在所述的极限角度方向之间是运动。
通过举例的方式，控制板通过至少一个滚动轴承部件安装到圆柱形的指形零件上，所述指形零件藉由从控制杆径向伸出的凸缘而与尾翼的驱动轴线隔开一段距离被径向地支承。
举例而言，控制杆通过第二致动器在所述极限位置之间从0°到90°的可能延伸角度范围内可转动。
具体地，第一致动器和第二致动器是由啮合到控制杆近端的伺服控制器构成的，所述近端与其承载控制板的远端是相对的。这样的伺服控制器可能通过旋转型伺服控制器或平移型伺服控制器同等地构成。
较佳地，控制板藉由铰链机构以旋转的方式啮合到桨毂上，所述的铰链机构可以是例如剪刀形链接、波纹管、切线链接或嵌入式间距链接。
根据本发明使用安装到旋翼飞行器上的尾翼的方法主要地包括控制偏航旋翼飞行器姿态的操作，其通常地通过共同地改变尾翼桨叶的节距被实现。所述方法也包括通过周期地改变尾翼桨叶的节距而由尾翼生成的推力的辅助方法，所述周期变化是不变的。
这种利用尾翼所生成的推力的辅助操作适合于分别对升力提供贡献和/或为推进力提供贡献，所述推进力是旋翼飞行器在特殊的飞行情况下在平移中的推进力，所述飞行情况是由旋翼飞行器的机载仪表设备所指示的。
更具体地，本发明使用安装到旋翼飞行器上的尾翼的方法主要地包括控制偏航旋翼飞行器的姿态的操作，尾翼为旋翼飞行器的升力提供受控贡献的操作以及为旋翼飞行器在平移中的推进力提供受控贡献的尾翼操作。
所述的控制偏航旋翼飞行器姿态的操作包括下列具体步骤：
·旋翼飞行器的飞行员发出指令共同地改变尾翼桨叶的节距，以控制旋翼飞行器的偏转姿态；
·将所述关于桨叶的共同节距改变的指令传输到控制装置；以及
·控制装置遵循关于桨叶的共同节距改变的指令启动第一致动器，从而引起控制杆平移运动。
所述使尾翼为旋翼飞行器的升力提供受控的贡献的操作包括以下具体步骤：
·旋翼飞行器的飞行员发出关于要求尾翼对旋翼飞行器的升力提供贡献的第一飞行指令；
·将所述第一飞行指令传输到控制装置；以及
·控制装置遵循所述第一飞行指令启动第二致动器，使控制杆转向所述的第一极限位置。
所述使尾翼为在平移中的旋翼飞行器的推进力提供受控贡献的操作包括下列步骤：
·旋翼飞行器飞行员发出关于要求尾翼为平移中的旋翼飞行器的推进力提供贡献的第二飞行指令；
·将第二飞行指令传输到控制装置；以及
·控制装置遵循第二飞行指令启动第二致动器，使控制杆朝向所述第二极限位置旋转。
通过旋翼飞行器的飞行员响应于下列的信息项目中的至少一个而方便地发出第一飞行指令，所述信息由旋翼飞行器的机载仪表设备提供；
·旋翼飞行器的前进速度，具体地，机载仪表设备指示旋翼飞行器是在盘旋和/或在低速飞行；
·旋翼飞行器整体重量包括至少其自身结构的重量，较佳地包括有效载荷的重量，或实际上机载燃油的当前重量；以及
·旋翼飞行器的重心朝向尾部偏置的情况。
旋翼飞行器的飞行员以旋翼飞行器的机载仪表设备所传输的信息为基础方便地发出第二飞行指令，所述信息涉及旋翼飞行器在高速下前进。
当然地，控制杆的旋转幅值是通过控制装置计算出来的，以控制由尾翼生成的推力的方向，其取决于垂直推力矢量分量和纵向推力矢量分量的各自幅值，通过遵照飞行员发出的不同飞行指令传输这些幅值。
附图简述
以下结合附图描述本发明的体实施例，其中：
·图1是由图1(a)和1(b)两个图组成，示出了具有尾翼的旋翼飞行器，其中，旋翼盘设置在纵向垂直方向，图1(a)是俯视图，图1(b)是侧视图；
·图2由图2(c)和2(d)两个图构成，示出了具有尾翼的旋翼飞行器，其中，旋翼盘设置在横向垂直方向上，图2(c)是俯视图，图2(d)是侧视图；
·图3由图3(e)和3(f)两个图组成，示出了具有尾翼的旋翼飞行器，其中，旋翼盘设置在纵向倾斜方向上，图3(e)是俯视图，图3(f)是侧视图；
·图4是本发明实施例中的旋翼飞行器的尾翼的立体图；
·图5和图6是本发明各实施例的旋翼飞行器的尾翼的轴向截面示意图；以及
·图7、8和9是示出了使用如图4到6所示尾翼的方法中多个操作的框图。
具体实施方式
在多个附图中出现的零部件在每幅图由相同的附图标记表示。
在图1到图3中，旋翼飞行器1具有围绕基本上垂直的轴线被驱动旋转的主旋翼2，以及围绕基本上水平的轴线被驱动旋转的尾翼3。当在任何方向前进时，主旋翼2至少为旋翼飞行器1提供升力，并且也可能提供推进力和/或改变姿态。为了提供对旋翼飞行器1的偏航姿态进行控制，尾翼3是安装在旋翼飞行器1的尾桁4端部上的抗扭矩旋翼。
通常，旋翼飞行器的旋翼包括由至少两个桨叶组成的旋转机翼(在所示的实施例是四个桨叶)。该桨叶安装在被驱动旋转的桨毂上，一般地，旋翼盘5通过由旋转机翼桨叶的末端所划出的圆周所形成。
在图1中，尾翼3的驱动轴线6安装在尾桁4的端部上，从而固定地定向在恒定方向上，所述方向是基本水平的并且与垂直面PV的方向正交，在所述垂直面中，旋翼飞行器1在旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL上延伸。因此，旋翼盘5设置在关于旋翼飞行器1的纵向垂直方向上，以及旋翼盘垂直地和纵向地定向并设置在旋翼飞行器1的尾桁4的一侧上。
这些设置是这样的：尾翼3生成的推力主要包括横向的推力矢量分量CL1，为旋翼飞行器1在偏航中提供姿态控制。
在图2中，当尾翼3的驱动轴线6相对于旋翼飞行器1的垂直延伸平面PV的方向倾斜时，该垂直延伸平面例如是在旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL上延伸，尾翼3的驱动轴线6基本上水平地定向。因此，旋翼盘5设置在与旋翼飞行器1相对的垂直横向方向上，在所述方向上，当旋翼盘5相对于旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL倾斜时，旋翼盘5垂直地定向。
这些设置是这样的：尾翼3生成具有横向的推力矢量分量CL1的推力，所述矢量分量为旋翼飞行器1提供偏航控制。由尾翼3生成的推力也包括纵向的推力矢量分量CL2，在旋翼飞行器的平移中，所述纵向的推力矢量分量为旋翼飞行器1提供沿着旋翼飞行器纵向延伸平面的推进力。
通常，在现有技术中，如图2所示的，通过将尾翼3的驱动轴线6相对于旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL倾斜，而将旋翼盘5设置在横向垂直的方向上。这样的倾斜通过转动尾翼3而形成以调整其驱动轴线6的方向。
在图3中，该旋翼盘5设置在相对于旋翼飞行器1纵向倾斜的方向上，在所述方向中，该旋翼盘5设置在旋翼飞行器1的尾桁4的一侧上，相对于旋翼飞行器1的垂直延伸平面PV的方向倾斜，并在旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL上延伸。
这些设置是这样的，除了主要由主旋翼2提供的升力之外，该尾翼3生成的推力具有横向推力矢量分量CL1以用于稳定和/或引导偏航的旋翼飞行器1，以及具有垂直推力矢量分量CV以对旋翼飞行器1的升力提供贡献。为了使用尾翼3为旋翼飞行器1提供所述的额外升力，这样的垂直推力矢量分量CV定向在旋翼飞行器1的垂直延伸方向上，当然地，所述垂直推力矢量分量自身也包括全部的或者部分的、沿着重力轴线定向的推力矢量分量。
通常，在现有技术中，如图3所示的，通过将在考虑之中的垂直平面内的尾翼3的驱动轴线6向旋翼飞行器1的横向延伸方向DT倾斜，获得旋翼盘5在纵向倾斜方向的设置。
在图4中，抗扭矩尾翼3通常包括桨毂7，桨毂具有藉由相应的桨叶根部9而安装在其上的桨叶8。桨毂7安装在由动力传动变速箱构成的结构10上，所述结构在驱动轴11和桨毂7之间形成起飞夹角。图4示出尾翼3被安装在结构10上以使其驱动轴线6固定地定向为与驱动轴11的旋转轴线基本垂直，所述旋转轴线沿着旋翼飞行器的尾桁延伸。
在这样的构造中并且根据本发明，该尾翼3安装在旋翼飞行器的尾桁端部，通过这样的方式，尾翼3的驱动轴线6固定地沿着不变的方向被定向，所述不变的方向是基本上水平的并垂直于沿着旋翼飞行器1的纵向延伸方向DL延伸的垂直平面PV，并且如图1所示的。
通常，尾翼3的桨叶8是共同可控的以围绕各自的变距轴线枢转。举例而言，桨叶8安装在桨毂7上，同时也安装为在超前滞后方向和拍动方向是可运动的。在这种情况下，在示出的实施例中，桨叶8通过球形叠放的基座12安装到桨毂7上，超前滞后阻尼器13分别地啮合到桨叶8和桨毂7上。
通过遵照由旋翼飞行器飞行员发出共同节距变化的命令的控制机构14，共同地控制桨叶8围绕它们各自的变距轴线枢转。使桨叶8共同地围绕它们的变距轴线枢转的作用是为了控制尾翼3所生成的推力幅值。
为此，一般地，每个桨叶8具有啮合到控制链接16上的节距控制杆15，所述控制链接组成所述控制机构14的一部分。
该控制机构14具有由控制装置20操作的伺服控制器构成的致动器17、18，该致动器随飞行员发出的飞行指令而启动。
第一致动器17安装在结构10上以沿着尾翼3的驱动轴线6定向。第一致动器17用于以平移的方式移动控制机构14的控制杆21。第二致动器18安装在结构10上、在控制杆21的旁边，用于使控制杆21围绕尾翼3的驱动轴线6枢转。
本发明这样控制机构14的不同实施例分别在图5和图6中示出。
在图5和图6中，控制机构14包括控制杆21，其与结构10同轴地安装到尾翼3的驱动轴线6上并延伸到桨毂7的内部。控制杆21的近端啮合到致动器17和18上，其远端通过滚动轴承元件19支撑控制板27。
该控制板27通过桨叶8的各控制链接16连接到尾翼的每个桨叶8上，用于使桨叶围绕它们的变距轴线枢转。控制板27通过铰链机构28连接到桨毂7上以被桨毂7驱动旋转。在图5中，所述铰链机构28设置为连杆。在图6中，所述铰接机构28设置为波纹管，其由相互铰接的刚性元件构成。
为了在固定基座上至少较佳地生成一个辅助的推力矢量分量CL2和/或CV，本发明提出使尾翼3的桨叶8在固定的基座上周期地变化，所述CV与横向的推力矢量分量CL1是有区别的，所述推力矢量分量CL1是通过尾翼3生成用于控制飞机在偏航中的姿态的主矢量。
为了满足特殊的需要，通过为旋翼飞行器提供额外的升力或为旋翼飞行器在其水平延伸平面内的平移提供推进力，所述辅助的推力矢量分量CL2和/或CV有选择地用于不同的飞行情况。
无论如何，某些飞行情况下，这种额外的贡献对旋翼飞行器的升力和/或在平移推动中都是有用的，但是，其作用的重要性小于尾翼3的主要作用，其是为旋翼飞行器提供偏航姿态控制。
因此，避免尾翼3的结构过于复杂是合乎需求的，特别是通过避免控制装置14的任何零部件以章动的方式安装，以限制在旋翼飞行器的尾桁上增加重量，也使其成本具有竞争力，也使尾翼3能够容易地安装在旋翼飞行器的尾桁上。
为此，控制板27可旋转地安装在控制杆21上，定向在位于定向安装平面PM的其大致平面上，所述定向安装平面相对于尾翼3的驱动轴线6是不变的。控制板27安装到控制杆21上的方式使得尾翼3的桨叶8的节距是有利的周期变化的。
通过举例的方式，在图5中，控制板27通过设置在安装平面PM内而安装在控制杆21上，所述安装平面PM相对于尾翼3的驱动轴线6是倾斜的。控制板27安装在控制杆21的轴环22上，该轴环22相对于与尾翼3的驱动轴线6垂直的平面向前倾斜。
通过举例的方式，在图6中，控制板27安装在控制杆21上以位于安装平面PM中，所述安装平面垂直于尾翼3的驱动轴线6。在这个构造中，控制板27的旋转轴线A相对于尾翼3的驱动轴线6是偏心的。
在图6中示出的实施例中，旋转的控制板27的旋转轴线A平行于尾翼3的驱动轴线6延伸，同时从尾翼3的驱动线轴6径向地偏离。为了这个目的，控制板27安装为在圆柱形的指形元件24上旋转，该指形元件安装在从控制杆21上突出来的径向延伸的突出部25上。
控制杆21可通过致动器17和18控制，从而致动器分别的致动调整由尾翼3所生成的推力产生的影响。
更具体地，为了共同改变尾翼3桨叶8的节距，第一致动器17用于使控制杆21以平移的方式沿着尾翼3的驱动轴线6运动。第二致动器18用于使控制杆21围绕尾翼3的驱动轴线6同轴地旋转。
通过第二致动器18，控制杆21可在两个预定极限位置之间转动，以在安装平面PM的各自的角度方向向之间移动控制板27。控制杆21如此移动控制板27从而调整控制板的角度方向，这是由于控制板27啮合到桨叶8和控制板27通过滚动轴承部件19而与控制杆21以轴向推力抵靠配合。
在图5中，移动控制板27从而调整其在安装平面内的角度方向，包括使控制板27围绕尾翼3的驱动轴线6转动。在图6中，控制板27的调整其角度方向的运动是控制板27在安装平面PM内的角度运动。
在控制杆21的第一极限位置中，控制板27设置在第一极限角度方向上，在其中，该辅助推力矢量分量是垂直的推力分矢量CV，其为旋翼飞行器的升力提供贡献。在控制杆21的第二极限位置中，控制板27设置在第二极限角度方向上，在其中，该辅助推力矢量分量是纵向的推力分矢量CL2，用于为平移中的旋翼飞行器的推进力提供贡献。
根据旋翼飞行器的飞行员发出的飞行指令，用于控制尾翼3的桨叶8的控制机构14调整由尾翼3生成的推力的幅值，并在主横向推力矢量分量CL1和辅助推力矢量分量CL2、CV之间分配上述的推力，该CL1作用在优先基座上以用于控制旋翼飞行器1的偏航姿态，该辅助推力矢量分量CL2、CV的幅值是相反地变化的，该变化取决于在预定旋翼飞行器的飞行情况中所确定的需求。
参见图7，更具体地，为了改变尾翼生成的推力的幅值，旋翼飞行器的飞行员29发出用于尾翼的桨叶的共同节距变化指令30。
用于桨叶的共同节距变化指令30传输到启动第一致动器17的控制装置20，从而取得以平移的方式移动控制杆21的效果，并因此以平移的方式移动控制板27。这样的操作取得共同地变化桨叶8的节距的效果，因此，取得改变尾翼生成的推力的幅值的效果。
再更具体地参见图8，旋翼飞行器的飞行员29发出第一飞行指令31，用于从尾翼为旋翼飞行器提供额外的升力。第一飞行指令31传输到启动第二致动器18的控制装置20，使控制装置21在第一方向朝向第一极限位置转动，从而取得调整控制板27的角度方向的效果。由于控制板27设置在第一极限角度方向上，垂直的推力矢量分量CV由尾翼生成。
在图9中，旋翼飞行器的飞行员29发出第二飞行指令32，其形成尾翼3在平移中为旋翼飞行器1提供额外的推力的要求。第二飞行指令32被传输到控制装置20上，控制装置启动第二致动器18，使控制杆21在第二旋转方向朝向第二极限位置转动，第二旋转方向与第一旋转方向相反。从而，控制板27的角度方向被调整，以使控制板27朝向第二极限角度方向运动。由于控制板27设置在第二极限角度方向内，纵向推力矢量分量CL2由尾翼生成。
由于尾翼3安装在旋翼飞行器1的尾桁4上这种固定方式，尾翼3的驱动轴线6的方向是保持不变的，通过变化控制板27的方向并因而通过在纵向倾斜方向和横向垂直方向之间改变旋翼盘5的方向，可获得对平移中的旋翼飞行器的升力和/或推进力的任何贡献，升力和/或推进力由尾翼3生成。
尾翼3生成的垂直的推力矢量分量CV和/或纵向的推力矢量分量CL2各自的幅值是通过调整桨叶的总距而有选择地和/或通过管理方式生成的，从而调整由尾翼3生成的推力的幅值，和/或通过在安装平面PM内改变控制板27的角度方向，因此使旋翼盘5的方向变化。

Claims (11)

1.一种旋翼飞行器(1)，装备有旋转驱动轴线基本垂直的至少一个主旋翼(2)和旋转驱动轴线(6)基本水平的抗扭矩尾翼(3)，所述尾翼(3)通过罩在机械动力传动装置上的结构(10)安装到所述旋翼飞行器(1)的尾桁(4)的端部上，所述机械动力传动装置位于所述尾翼(3)的桨毂(7)和驱动轴(11)之间，所述驱动轴(11)相对于所述尾翼(3)的驱动轴线(6)是横向定向的；
·所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)设置在固定方向上，所述方向是基本水平的并正交于在所述旋翼飞行器(1)的纵向延伸方向(DL)上延伸的垂直平面(PV)，从而由所述尾翼(3)的旋转机翼所形成的旋翼盘(5)基本设置在纵向垂直方向上，所述尾翼主要用于生成用于控制所述旋翼飞行器(1)偏航状况的横向的推力矢量分量(CL1)；
·所述桨毂(7)支撑的所述旋转机翼由多个各自可运动地安装到所述桨毂(7)上的桨叶(8)组成，所述桨叶至少是围绕变距轴线枢转的，所述尾翼(3)安装有控制机构(14)，所述控制机构按照所述旋翼飞行器(1)的飞行员(29)发出的节距变化指令使所述桨叶(8)围绕其所述变距轴线枢转；
·所述控制机构(14)包括可旋转地啮合所述桨毂(7)的控制板(27)，所述控制板(27)设有用于控制所述桨叶(8)的控制链接(16)，所述控制链接各自地啮合到分别安装到所述桨叶(8)上的节距控制杆(15)，所述控制板(27)安装成以在控制杆(21)上旋转，所述控制杆与所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)同轴地安装，并且，通过在控制装置(20)根据所述的节距变化指令的控制下操作的第一致动器(17)，所述控制杆(21)可以以平移的方式沿着所述驱动轴线运动；
·通过所述控制装置(20)操作所述第一致动器(17)，使所述尾翼(3)的所述桨叶(8)的节距共同地变化，从而调整所述尾翼生成的推力的幅值，所述控制机构(14)进一步包括用于在所述尾翼(3)的所述桨叶(8)的节距上产生周期变化的装置；
其中：
·所述控制板(27)安装在所述控制杆(21)上以使所述尾翼(3)的所述桨叶(8)的节距产生稳定的周期变化，所述控制板(27)设置在位于安装平面(PM) 上的大致平面上，所述安装平面的方向相对所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)是不变的；以及
·藉由在所述控制装置(20)的控制下操作的第二致动器(18)，所述控制杆(21)可围绕所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)旋转，所述第二致动器(18)引起所述控制杆(21)在两个预定的极限位置之间转动，以使在所述安装平面(PM)内的所述控制板(27)的角度方向的改变，并因此调整所述旋翼盘(5)的方向；
其中：
·使所述控制杆(21)朝向第一极限角度位置转动的所述第二致动器(18)，使得所述控制板(27)在所述安装平面(PM)内朝向第一极限角度方向运动，其中，所述尾翼(3)的所述桨叶(8)的节距的固定周期变化主要地用于生成垂直的推力矢量分量(CV)；以及
·使所述控制杆(21)朝向第二极限角度位置转动的所述第二致动器(18)，使得所述控制板(27)在所述安装平面(PM)内朝向第二极限角度方向运动，其中，所述尾翼(3)的所述桨叶(8)的节距的固定周期变化主要地用于生成纵向的推力矢量分量(CL2)。
2.根据权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)安装在设置于安装平面(PM)内的所述控制杆(21)的轴线上，所述安装平面相对于所述旋翼飞行器的横向延伸垂直面垂直地定位，并相对于所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)倾斜，所述控制板(27)藉由围绕所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)转动，在所述第一极限角度方向和所述第二极限角度方向之间是能够运动的。
3.根据权利要求2所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)相对于所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)的倾斜角度在10°到30°的范围内。
4.根据权利要求2所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)通过至少一个滚动轴承元件(19)安装到所述控制杆(21)的轴环(22)上，其中，所述轴环倾斜以占据所述控制板(27)的所述安装平面(PM)。
5.如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)通过设置在安装平面(PM)内安装在所述控制杆(21)上，所述安装平面垂直于所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)，所述控制板(27)的旋转轴(A)平行于所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)并与之偏离，通过在所述安装平面(PM)内围绕所述尾 翼(3)的驱动轴线(6)有角度地运动所述控制板(27)，所述控制板(27)在所述极限角度方向之间是能够运动的。
6.如权利要求5所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)藉由至少一个滚动轴承元件(19)安装到圆柱形指形件(24)上，所述圆柱形指形件通过从所述控制杆(21)径向地延伸的突块(25)而与所述尾翼(3)的所述驱动轴线(6)隔开且径向地被支撑。
7.如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述控制杆(21)通过所述第二致动器(18)在所述极限位置之间是可转动的，所述转动是在0°延伸到90°的角度范围内。
8.如权利要求1所述的旋翼飞行器，其中，所述控制板(27)以旋转的方式通过铰链机构(28)啮合到所述桨毂(7)上。
9.一种操作如权利要求1所述的旋翼飞行器(1)的尾翼(3)的方法，其中，控制在偏转旋翼飞行器(1)姿态的操作包括下列步骤：
·所述旋翼飞行器(1)的所述飞行员(29)发出关于桨叶(8)的共同的节距变化指令(30)，从而控制所述旋翼飞行器(1)的偏转姿态；
·传输所述关于桨叶(8)的共同的节距变化指令(30)到控制装置(20)；以及
·所述控制装置(20)根据所述关于桨叶(8)的共同的节距变化指令(30)启动第一致动器(17)，从而使得所述控制杆(21)以平移的方式运动；
其中，使尾翼(3)为旋翼飞行器(1)升力提供受控贡献的操作包括下列步骤：
·所述旋翼飞行器(1)的所述飞行员(29)发出涉及要求所述尾翼(3)为所述旋翼飞行器(1)的升力提供贡献的第一飞行指令(31)；
·传输所述第一飞行指令(31)到所述控制装置(20)；以及
·所述控制装置(20)依照所述第一飞行指令(31)启动所述第二致动器(18)，使所述控制杆(21)朝向所述的第一极限位置转动；以及
其中，使所述尾翼(3)为平移的所述旋翼飞行器(1)的推力提供受控的贡献包括下列步骤：
·所述旋翼飞行器的所述飞行员发出第二飞行指令(32)，所述第二飞行指令涉及要求所述尾翼(3)为在平移的所述旋翼飞行器(1)的推力提供贡献；
·传输所述第二飞行指令(32)到所述控制装置(20)；以及
·所述控制装置(20)启动所述第二致动器(18)，使所述控制杆(21)朝向所述的第二极限位置转动。
10.如权利要求9所述的方法，其中，所述第一飞行指令(31)是通过所述旋翼飞行器(1)的所述飞行员对下列的信息项中的至少一个做出反应而生成的，所述信息项通过所述旋翼飞行器(1)机载的仪器设备提供：
·当旋翼飞行器(1)盘旋和/或低速飞行时，所述旋翼飞行器(1)的前进速度；
·所述旋翼飞行器(1)的总重量，至少包括其自身重量和其装载的重量；以及
·旋翼飞行器(1)的重心朝向尾部偏移的情况。
11.如权利要求9所述的方法，其中，所述第二飞行指令(32)是通过旋翼飞行器(1)的所述飞行员依据通过旋翼飞行器(1)的机载仪器设备传输的信息发出的，所述信息与在高速中的旋翼飞行器(1)的前进有关。
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