CN108298064A - 非常规偏航控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种非常规的针对固定翼飞行器的偏航控制系统，其特征在于：一个或多个固定式机翼，一个或多个能绕垂直轴或近似垂直轴旋转的马达鞍座。本发明对无人驾驶以及能够垂直起降的固定翼飞机特别有用。马达鞍座相对垂直轴线的角度偏转，产生相应的马达、马达轴和推进矢量的角度偏转。当推进矢量偏转时，该力将不再通过飞机重心，从而产生一个非零偏航力矩。本发明结合升降副翼或一个升降副翼+襟翼可以实现仅用三个驱动装置便可实现对飞机的全面的三轴控制。

Description

非常规偏航控制系统

技术领域

本发明涉及飞机控制系统领域。

背景技术

从莱特兄弟时代，就已开始利用可转动的控制面作为飞机的控制系统。最早的飞机上使用的升降舵和方向舵分别控制飞机的俯仰和偏航/侧翻。这些飞机的侧翻和转向都很慢。翘曲机翼是由莱特兄弟发明的，首次实现了独立的飞机三轴控制，并增加了侧翻速率，减少了转弯半径。后来，格伦·柯蒂斯发明了飞机副翼aileron来控制侧翻，与翘曲机翼相比，是一个有显著的简化和改良的伟大发明。

此后，人们发明了各种飞机控制系统。其中包括升降稳定器stabilator，它是把水平稳定器的稳定功能和升降舵的俯仰控制功能结合的一个控制系统。另外一种发明是升降副翼elevon，它结合了升降舵和副翼的功能，通常用于飞翼机和混合翼身设计中。该升降副翼利用对称偏转差异来实现独立的俯仰和滚转控制。类似的，可旋转的鳍（或可旋转的垂直安定面，或垂直全动尾翼）也被发明了，实现了垂直稳定器和方向舵的功能的结合。另外一种发明是V型尾翼，作为混合垂直/水平安定面，通常具有混合方向舵/升降舵的可动控制面。

一些固定翼垂直起降（VTOL）飞机被形容为X-翼机，其上有四个可移动的控制表面，本质上是两个相邻的V-机尾。这些机型可能有四个铰接在固定稳定器上、可分别转动的独立控制面，类似于原始固定翼机的传统方向舵和升降舵，或者类似于常用在火箭和导弹上的可动的鳍。

推进力导向改变的方法已被用于战斗机等机型，以及使用多个小推进器的航天和“升力风扇”（"lift fan"）型的固定翼垂直起降飞机。某些机型利用两个通常置于机翼两端的马达，产生不同的推进力，从而实现偏航控制。通过移动整个发动机或马达而达到推进力导向改变，从而控制飞机的转动控制，是非常规的。倾转旋翼式飞机，譬如V-22鱼鹰机型，利用旋转发动机实现推进力导向改变，但是其发动机是绕水平轴旋转的，以达到在悬停状态承载机身重量，和在常规飞行状态下提供向前推进力的目的。带有旋翼（rotor）的机型是部分通过旋翼叶片的周期性变桨来实现飞机的转动控制的，不是通过推进力导向改变的方法，譬如直升机的例子。

本发明的重要作用是开创了一种飞机偏航控制的新概念，这个新概念利用马达鞍座的角度偏转和任何附属马达，实现推进力导向改变，从而产生偏航力矩。这种方法可以用于所有固定翼飞机。这种方法解决了飞行中悬停方位的偏航控制的问题，所以对于具备中心线推进系统、能在空中悬停的飞翼机特别有用。

具有中心线推进系统的能够悬停的飞翼机型的现有偏航控制系统存在许多未解决的问题。问题之一与鳍阻力有关。这里的用语“鳍”包括可动的部分和全动型。飞翼机的“鳍”的力矩臂相对较短，因此在常规飞行和悬停时时需要较大的鳍来提供足够的偏航稳定性和控制。而在空中悬停飞行状态下，则需要比常规飞行状态更大的鳍来保持偏航稳定性。这样就造成了在常规飞行状态不必要的阻力代价。这是问题一。

以下说明集中讨论在悬停状态的飞行。

当一个传统方向舵向左转向时，鳍翼型就会产生一个有效拱弧线（camber）和攻角就会有一个向右的力施加在鳍上。如果鳍位于质量中心后方，就会产生一个使机头左转的力矩，使飞机向左偏航。机头向左的偏航速率导致后方的鳍向右摆动，因此一个向左的相对空气速度分量会撞击到鳍上。如果这个速度分量变得足够大，就会造成具有有效拱弧线的鳍翼型的实际攻角变为负值，进而造成鳍的失速。因此，必须对偏航速率进行严格限制以防止鳍失速，这样做的后果是牺牲偏航机动性。这是问题二。

在适度的风况下，即使不考虑鳍的摆动速度分量，也会产生偏航的不稳定性。当一个均匀的横向（侧向）来风吹到飞机上，其空气动力的作用力和力矩产生变化，这些作用力和力矩可以被模型化为一个在质量中心之前的横向力和一个在质量中心之后的横向力。对于许多设计来说，这些力主要归因于作用于推进系统和鳍上的横向力，如附图2所示。T代表推进力，W代表重力，V代表相对飞行器的空气速度，N代表推进法向力，M代表力矩，F代表作用在鳍上的横向力。推进法向力N和作用在鳍上的横向力F往往将引起绕飞机质量中心的对立的偏航力矩。无论方向舵或全动鳍的偏斜，鳍诱导的偏航力矩往往占控制优势。当飞机逆风偏航时，推力矢量偏转，产生一个横向分力以驱动横向迎风加速度。当飞机的横向速度迎风增加，相对于鳍的横向有效风速V也增加。相应地，这引起飞机更加逆风偏航，导致偏航稳定性和控制的丢失。这是问题三。

美国军方已经提出了一个解决上述问题的方法，这就是DARPA的“燕鸥”项目的一部分。亦即，利用非常大的转子（rotors）来提供中心线推进力，而不是螺旋桨。这些转子周期性变桨，产生控制力矩，包括偏航。这跟传统直升机控制横摇力矩的方法近似，是一个复杂并且昂贵的解决方法。

其他设计者们尝试了较为简单的方案来缓解这些问题，通过使用一个全动的鳍（而不是方向舵）以达到鳍的翼型不会因为方向舵偏转产生有效拱弧线。这样鳍在负攻角的情况下能更好地抵抗失速。使用厚的鳍翼型来进一步推迟分离，并使鳍沉浸于一股强劲的滑流以减少在近似悬停飞行状态下横向速度分量的影响。这些联合方法已经在短跨距中心线推进系统的悬停飞行翼上成功实施。但是这些成功限于只能在非常和缓的风况下的悬停状态飞行，并且只能在低横向速度情况下。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种非常规偏航控制系统，解决现有技术中的偏航控制系统的失速、机动性和稳定性不够、以及低速的缺陷，实现提高偏航控制系统的可靠性，并降低其制造成本和维护成本。

本发明提供的技术方案是，一种针对固定翼飞行器的偏航控制系统，包括一个或多个固定式机翼，一个或多个能绕飞行器垂直轴或近似垂直轴旋转的马达鞍座。

进一步的，所述的偏航控制系统，用于无人驾驶飞行器。

进一步的，所述的偏航控制系统，具有一个或多个马达鞍座，并且至少有一个马达鞍座全部或部分位于固定式机翼前缘的前方。

进一步的，所述的偏航控制系统，具有一个或多个鳍，鳍可以为固定式、具有可旋转部分、或可以整体旋转。

进一步的，所述的偏航控制系统，具有一个或多个螺旋桨，螺旋桨可以有固定不变的桨距角，也可以有可变桨距角。

进一步的，所述的偏航控制系统，螺旋桨为同轴反转或不同轴反转。

进一步的，所述的偏航控制系统，至少一个固定式机翼使用对称翼型或翘后缘翼型。

进一步的，所述的偏航控制系统，固定式机翼属于飞行翼或机体混合结构（没有常规机身结构）。

进一步的，所述的偏航控制系统，能应用于悬停、垂直起飞、和/或垂直降落的机型。

进一步的，所述的偏航控制系统，用于尾坐式飞机结构。

进一步的，所述的偏航控制系统，固定式机翼具有低展弦比，为0 - 3.5。

进一步的，所述的一种针对固定翼飞行器的三轴控制系统，包括一个或多个固定式机翼，两个或多个升降副翼，和一个或多个能绕飞行器垂直轴或近似垂直轴旋转的马达鞍座，并且至少有一个马达鞍座全部或部分位于固定式机翼前缘的前方。

与现有技术相比，本发明的优点和积极效果是：本发明提供的偏航控制系统，解决了上述所有问题。本发明的特点是简单、成本低、安全、强劲，而且提供了高的偏航机动性。运行可靠性更好，并且，整个系统的结构简单、制造成本和维护成本均较低。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

附图1描述本发明偏航控制系统中一个实施例机型

附图2展示飞行器近似悬停状态由风或飞行器横向移动产生的偏航诱导作用力（N，F）

附图3展示因矢向推进力和诱导鳍攻角产生的向左偏转力矩

附图4描述本发明偏航控制系统中马达鞍座的一个实施例（下视图）

附图5描述本发明偏航控制系统中马达鞍座的一个实施例（侧视图）

附图6描述本发明偏航控制系统中铰链销的一个实施例

附图7展示本发明偏航控制系统中马达鞍座的一个实施例（去掉外皮）

附图8展示本发明偏航控制系统中升降副翼驱动的一个实施例（机翼下表面）

附图9展示本发明偏航控制系统伺服电机嵌入机翼的一个实施例

附图10演示本发明偏航控制系统上下对称的鳍

附图标记说明：1.马达鞍座，2.垂直轴，3.机翼，4.鳍，5.螺旋桨，6.升降副翼，7.马达，8.伺服马达A，9.连杆A，10.前向固定销孔，11.铰链销锚柱，12.腔隙，13.铰链销，14.螺纹连杆，15.螺母，16.垫圈，17垫片，18.管，19.导线通孔，20.导线架，21.伺服马达B，22.连杆B，23.升降副翼铰链销。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图3所示，一个马达鞍座绕一个具有适当设计的机翼和鳍的飞机的垂直轴或近似垂直轴转动。偏航推进力导向系统产生一个非常强劲的偏航力矩，这个偏航力矩基于两个源头。首先，如果铰链轴线位于飞机质量中心前方，马达鞍座向左旋转，那么推力线就会通过质量中心右方的一个点，产生一个绕质量中心的使机头左转的偏航力矩。滑流也会向右偏转。沉浸在滑流中的鳍即使没有直接偏转，也会经受到一个非零攻角。如果这个鳍位于质量中心之后，那么它会产生一个额外的绕质量中心的使机头左转的偏航力矩。当飞机向左偏航时，鳍会向右摆动，但因而发生的鳍上向左相对速度分量会被偏转滑流的向右速度分量相抵制，从而防止在即使高偏航速率时的气体分离。产生的足够强的偏航力矩，能成功抵制中等风况下产生的被迫偏航，保持在悬停状态的稳定的高速横向飞行。

在简单的实施例中，垂直或者近似垂直的轴线相对机翼的位置固定，但也可以根据马达鞍座旋转装置而相对机翼平移。马达鞍座是飞机上用于安装一个或多个马达的部分，并能够绕一个垂直或近似垂直的周线相对机翼旋转。马达鞍座可以是任意形状、尺寸、或构造，并且可以利用多种不同的机理来促动其旋转。

附图1-10展示的是使用本发明的一个实施例。因为机翼有高扫掠角和固定的鳍，允许机翼尖端和鳍的尖端作为支脚（图1-3），所以不需要加长长的腿，就能获得尾坐式垂直起降机型。升降副翼控制横摇和俯仰。图4-7展示了马达鞍座。马达鞍座利用一个铰链销和铰链销锚柱固定于机翼上。在马达鞍座的外皮和机翼外皮之间有一个腔隙，使马达鞍座无障碍地进行偏航转动。同轴反转马达中的一个内置于马达鞍座，另一个则探出马达鞍座之外。马达导线利用一个导线架绕在内部马达外，并通过导线通孔进入机翼内。一个伺服马达置于马达鞍座内，并通过一个推拉杆来驱动偏航转动。

升降副翼控制侧翻和俯仰。图8和9展示了一个升降副翼启动实施例。伺服马达嵌入机翼内，通过推拉杆来启动升降副翼。用推拉杆连接伺服电机触角和升降副翼控制触角。当伺服电机转动时，推拉杆传动一个力到控制触角，产生一个对使升降副翼偏转的铰链的力矩，因此升降副翼会按需转动。推拉控制杆探出机翼下表面，从空气动力学意义上比上表面探出更可取。图10展示了在机翼的上下表面各有一个鳍。这两个鳍呈对称型，以使测滚-偏航耦合减小到最低限度，并且为垂直起降提供了一个平稳的尾坐基础。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (12)

1.一种针对固定翼飞行器的偏航控制系统，其特征在于：一个或多个固定式机翼（1），一个或多个能绕飞行器垂直轴或近似垂直轴（3）旋转的马达鞍座（2）。

2.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：用于无人驾驶飞行器。

3.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：具有一个或多个马达鞍座（2），并且至少有一个马达鞍座（2）全部或部分位于固定式机翼（1）前缘的前方。

4.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：具有一个或多个鳍（4），鳍（4）可以为固定式、具有可旋转部分、或可以整体旋转。

5.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：具有一个或多个螺旋桨（5），螺旋桨（5）可以有固定不变的桨距角，也可以有可变桨距角。

6.根据权利要求5所述的偏航控制系统，其特征在于：螺旋桨（5）为同轴反转或不同轴反转。

7.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：至少一个固定式机翼（1）使用对称翼型或翘后缘翼型。

8.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：固定式机翼（1）属于飞行翼或机体混合结构（没有常规机身结构）。

9.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：能应用于悬停、垂直起飞、和/或垂直降落的机型。

10.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：用于尾坐式飞机结构。

11.根据权利要求1所述的偏航控制系统，其特征在于：固定式机翼（1）具有低展弦比，为0 - 3.5。

12.一种针对固定翼飞行器的三轴控制系统，其特征在于：一个或多个固定式机翼（1），两个或多个升降副翼（6），和一个或多个能绕飞行器垂直轴或近似垂直轴（3）旋转的马达鞍座（2），并且至少有一个马达鞍座（2）全部或部分位于固定式机翼（1）前缘的前方。