CN108454825A - 着陆装置安装的翼型 - Google Patents

Abstract

本发明提供着陆装置安装的翼型。一种飞行器的前起落架安装的飞行控制装置在飞行的低速阶段(包括起飞与着陆)提高飞行器稳定性。飞行控制装置是固定至飞行器前起落架(固定至前起落架的垂直支柱或者固定至前起落架的轮轴)的可操作的翼型。当前起落架展开时翼型展开，并且当前起落架缩进时翼型缩进。展开时，翼型至少有效提供飞行器俯仰控制。在一些构造中，翼型作为两个分离的但是成镜像的、一致移动的左右翼型部件展开以提供俯仰控制。在其他构造中，翼型部件以相对的不同角速率以及移动量移动以提供俯仰控制和翻滚控制两者。整个翼型可枢转以用于俯仰控制，或者相反整个翼型可以固定，但是具有提供俯仰控制的可移动的襟翼或者类似襟翼的部分。

Description

着陆装置安装的翼型

技术领域

本公开总体涉及飞行器飞行控制，并且更具体地说涉及用于在包括起飞与着陆的低速飞行阶段提高飞行器稳定性的着陆装置安装的飞行控制装置。

背景技术

在低速飞行过程中维持飞行器(尤其是具有大扫掠机翼的那些飞行器)的飞行姿态稳定性一直面临挑战，尤其是在飞行的起飞与着陆阶段。通常，在动态飞行环境中，实时的速度变化(包括与襟翼的净载重量有关的那些速度变化)将导致飞行器的升力中心偏离其重心。通过主动控制飞行器俯仰对抗升降舵(通常位于飞行器的尾部)的升力通常有效地用于抵消这样的偏离。

然而，在无尾部的飞行器的情况下(对于某些遥控飞行器或者其他无人飞行器可能是这样的情况)，升降舵的净载重量不是一种选择。缺少升降舵控制可能尤其有害，这不仅是出于稳定性观点而且由于当襟翼不能被安全使用时举升性能亏损高。因此，并且为了补偿，运载工具的进场速度必须明显更高。此外，在颠簸过程中没有升降舵的辅助可能导致翻倒并且/或者甚至在极端情形下飞行器的灾难性损失。

发明内容

根据本公开的一种形式，一种可缩进的飞行器控制装置固定至飞行器起落架。在一种形式中，控制装置可固定至可缩进的起落架，使得当起落架展开时翼型展开，并且当起落架缩进时翼型缩进以及/或者收存。当展开时，翼型至少有效提供飞行器俯仰控制。

根据本公开的另一形式，飞行器具有可缩进的起落架，并且飞行控制装置安装在此起落架上。飞行控制装置是可移动操作的翼型，当起落架展开时翼型展开，并且当起落架缩进时翼型收存。

根据本公开的再一形式，一种在低速飞行过程中增强飞行器的控制的方法，所述方法包括以下步骤：将翼型加接至飞行器的能缩进的起落架；将所述翼型构造成在所述起落架展开时展开；将所述翼型构造成在所述起落架缩进时缩进；将所述翼型构造成移动以在展开时至少控制所述飞行器的俯仰；其中，所述翼型在所述起落架缩进时收存。

本发明的实施方式包括一种用于飞行器的飞行控制装置，所述飞行器包括着陆装置，所述飞行控制装置可以包括：能缩进地安装至所述着陆装置的翼型，其中，所述翼型在低速飞行过程中能从所述着陆装置延伸。所述飞行控制装置还可以包括能缩进的起落架，此起落架能从所述着陆装置延伸，其中，所述翼型安装至所述能缩进的起落架以便在低速飞行过程中随所述能缩进的起落架展开。所述起落架可以是前起落架。所述翼型可以在所述前起落架展开时展开；其中，当所述前起落架缩进时所述翼型缩进；并且其中，当展开时，所述翼型提供飞行器俯仰控制。所述翼型可以具有尾缘襟翼。所述翼型可以包括至少两个翼型部件，并且所述翼型部件构造用于俯仰控制运动。所述翼型可以包括至少两个翼型部件，并且所述翼型部件构造用于飞行器俯仰运动以及翻滚运动。所述至少两个翼型部件可以是构造成绕所述飞行器的翻滚轴线有差异地移动的左右翼型部件，各个翼型部件能以不同的角速率和移动量相对于彼此移动。所述前起落架可以包括垂直支柱，并且进一步包括附接至所述垂直支柱的支撑连杆机构以及友连杆机构，其中，所述支撑连杆机构以及友连杆机构还附接至所述翼型部件；并且其中，所述翼型部件构造用于通过所述连杆机构的伸缩移动而展开。所述翼型可以包括垂直取向的外侧元件以提供横向稳定控制。所述展开的翼型部件可以包括上反角。所述展开的翼型部件可以包括下反角。所述翼型可以是弧状的。

本发明的另一实施方式涉及具有可缩进的起落架以及安装在所述起落架上的飞行控制装置的飞行器，该飞行控制装置包括可操作地固定至起落架的翼型，其中，当起落架展开时翼型展开；并且其中，当起落架缩进时翼型缩进。翼型可以安装在起落架的轴上。翼型可以构造成控制飞行器的俯仰。翼型可以构造成控制飞行器的俯仰以及翻滚。翼型可以至少包括左右翼型部件，其中起落架包括垂直支柱，此垂直支柱具有附接至该垂直支柱的支撑连杆机构以及友连杆机构；其中，支撑连杆机构以及友连杆机构也附接至左右翼型部件；并且其中，所述翼型部件构造用于通过所述连杆机构的伸缩移动而展开。所述左右翼型部件可以构造成绕所述飞行器的翻滚轴线有差异地移动，各个翼型部件能以不同的角速率和移动量相对于彼此移动。

本发明的另一实施方式包括一种在低速飞行过程中增强飞行器的控制的方法，所述方法包括以下步骤：将翼型加接至飞行器的能缩进的起落架；将所述翼型构造成在所述起落架展开时展开；将所述翼型构造成在所述起落架缩进时缩进；将所述翼型构造成能在飞行过程中移动以在展开时主动控制所述飞行器；其中，所述翼型在所述起落架缩进时缩进。

可以在各个实施方式中独立实现或者可以在其他实施方式中结合本文中公开的特征、功能以及优势，参照下面的描述以及附图将会更好地理解本文中公开的特征、功能以及优势的细节。

附图说明

图1是根据本公开的飞行中的飞行器的示意性立体侧视图，此飞行器被示出在力平衡下的俯仰稳定状态，所述力以矢量示出，这些矢量包括机翼处的升力矢量中心、襟翼处的抵消升力矢量以及由安装在飞行器的前起落架上的翼型产生的对抗俯仰矢量。

图2是图1的飞行器的根据本公开构造的前起落架的前视立体图，此前起落架包括图1的前起落架翼型。

图2A、图2B、图2C以及图2D是沿图2的线2-2(A-D)剖切的图2的前起落架翼型的各个另选实施方式的侧视图。

图3是图1的飞行器的根据本公开构造的前起落架的前视立体图，此前起落架包括前起落架翼型的另一另选实施方式。

图3A是沿图3的线3A-3A剖切的图3的前起落架翼型的侧视图。

图4是根据本公开构造的安装翼型的前起落架的再一实施方式的前视立体图。

图5是图1的飞行器的根据本公开构造的前起落架的前视立体图，此前起落架包括前起落架翼型的另一另选实施方式。

图6是图1的飞行器的根据本公开构造的前起落架的前视立体图，此前起落架包括前起落架翼型的再一另选实施方式。

图7是图1的飞行器的前起落架的另一实施方式的前视立体图。

图8是图7的前起落架的相同实施方式的但是示出在缩进状态的前视立体图。

图9是图1的飞行器的前起落架的另一实施方式的前视立体图。

图10是图1的飞行器的前起落架的另一实施方式的前视立体图。

图11是图1的飞行器的前起落架的另一实施方式的前视立体图。

图12是图1的飞行器的前起落架的另一实施方式的前视立体图。

应理解，提及的附图不一定成比例，并且仅示意性地阐明了公开的实施方式。公开的实施方式的方面可相互结合或者相互替代，并且可位于既未示出也未描述在本文中的各种系统与环境内。照此，应理解，以下详细描述仅仅是示例性的，并不意图限制应用或者用途。

具体实施方式

以下详细描述提出了用于实施本公开的设备与方法两者。本公开的实际范围如所附权利要求中限定。

就附图中描绘的元件的具体附图标记而言，当介绍各个新的实施方式时，虽然各个变更例的差别很大，但是与先前介绍的对应部分保持相似的元件将具有相似的标号关系。例如，图2的前起落架20的垂直支柱50与图3中的元件150、图4中的元件250、图5中的元件350等的描述以及介绍相似。

首先参照图1，示出了处于“平衡”飞行的俯仰稳定状态的诸如无人飞行中使用的遥控飞行器之类的飞行器10。飞行器10包括沿纵轴线“a-a”取向的主体或者机身12，并且具有重心14。飞行器进一步包括一对机翼16(仅示出了其中一者)，各个机翼向机身12外部横向延伸，并且各个机翼16具有尾缘襟翼18(仅示出了其中一者)。飞行器10包括定位在机头的可缩进的起落架20(也叫作前起落架)，此起落架具有轮20A以及可缩进的前起落架门20B。飞行器10还包括主起落架22，此主起落架具有一组轮22A以及可缩进的主起落架门22B。起落架20、22、轮20A和22A以及起落架门20B和22B集体限定所谓的飞行器着陆装置23的元件，飞行器着陆装置23在本文中被宽泛地限定成整个飞行器10的底部或者底侧。

飞行器10进一步包括：机头24，前起落架20从机头24展开；以及尾部26，尾部包括用于在着陆时制动以及/或者截获飞行器10的尾钩27。在此实施方式中，尾部26不具有包括垂直延伸的方向舵以及/或者水平延伸的升降舵装置的传统飞行控制装置。在图1中，飞行器10被示出为沿由箭头28指示的飞行路径移动。为了提供包括起飞与着陆的低速稳定飞行，翼型30可操作地固定至前起落架20以在襟翼18展开的同时帮助达到期望的竖向俯仰。

理想地，在稳定飞行过程中，描绘成假想的(即，以虚线示出)垂直取向的力矢量34的升力中心34经过重心14。作用在飞行中的飞行器10上的各种气动力可以包括由襟翼18产生的相应垂直取向的襟翼矢量38，此襟翼矢量可使升力中心34沿纵轴线a-a向后偏移即离开重心14，致使机头24俯仰或者向下旋转。然而，如所示，可操作地固定至前起落架20的翼型30能产生抵消俯仰矢量40以对抗襟翼矢量38。俯仰矢量40被描绘成比襟翼矢量38短，因为，如本领域中的普通技术人员会理解的，俯仰矢量40关于重心14具有相当长的力臂。

尽管图1中未示出，但是还预想，对于一些飞行器构造而言，翼型30可固定至主起落架(如起落架22)而不固定至前起落架20。在这样的情况下，翼型30可用在作为传统的三轮起落架布置的一部分的两个横向隔开的主起落架22的每一者上。因此，如本领域中的普通技术人员会理解的，每个主起落架22将安装有一个翼型，以确保飞行过程中的气动力平衡。然而，因为将应用两个翼型30，所以与当仅利用一个翼型的情况(例如，如位于前起落架20上)相比每个翼型仅一半大小。而且，与图1的主起落架22不同，为了两个横向隔开的翼型30有效，主起落架22将需要与飞行器的重心14充分隔开，即沿飞行器的纵轴线a-a测量。当然，主起落架纵向上位于重心14越近，两个主起落架翼型需要的物理尺寸将越大以达到任一给定效用水平。

现在还参照图2，示出处于展开状态的前起落架20，并且如所示，前起落架20包括垂直支柱50，前起落架安装的翼型30可操作地固定至此垂直支柱。在图2中，将显而易见的是，轮20A(图1)包括一对实体轮结构54以及轮支撑轴52。还可以注意到，翼型30包括两个成镜像的左右翼型部件30A和30B，这两个翼型部件分别具有尾缘襟翼31A和31B。如本领域中的普通技术人员会理解的，翼型部件30A和30B被描绘成完全延伸到它们的展开并锁定的位置以形成两个部件的上反角，即，关于水平位置向上的角。对于前起落架安装的翼型30的展开而言，左右翼型部件30A和30B从垂直支柱50向下偏移，绕它们的相应连接接头50A和50B旋转以因此向外移动并且移动离开它们的邻近垂直支柱50的收存位置。

图2A描绘了翼型部件30B连同其尾缘襟翼31B的第一实施方式的侧视图，尾缘襟翼31B沿图2的线2A-2A剖切从而以虚线示出襟翼31B的实际挠曲限度。在图2与图2A的实施方式中，位于连接接头50A和50B的展开并锁定位置中的翼型部件30A和30B连接至支柱50。在此描述的第一实施方式中，仅尾缘襟翼31A和31B是可操控的。襟翼31A和31B借助接头31C可枢转地固定至它们的相应翼型部件30A和30B。

现在参照图2B、图2C以及图2D，如也沿图2的线2-2(B、C、D)将观察到的，展示了翼型部件30B的三个另外的另选实施方式。在图2B中，弧状翼型30B’可与图2C的平直的或者“非弧状”的翼型部件30B”形成对比。图2D中的节段式翼型部件30B”’是所述的图2A的第一襟翼实施方式的弧状化变型。在各个另选实施方式中，两个成镜像的左右翼型部件30A和30B构造成展开时一致地移动，只要飞行器10的前起落架20从其缩进以及/或者收存状态延伸或者展开就会如此。

现在参照图3以及图3A，前起落架120设置有翼型130，此翼型附接至垂直支柱150。翼型130包括一对平直的翼型部件130A和130B，这对翼型部件类似于图2C中描绘的翼型部件30B”。在图3A中，将注意到，因为此翼型实施方式不具有诸如图2A与图2D的实施方式之类的分离的襟翼部件，所以通过翼型部件130B的整个结构绕接头132B的枢转而可操作地控制翼型部件130B以在瞬时需求时(例如湍流期间)调节或者“铰接”俯仰角以便维持适当的稳定飞行。照此，如本文中公开的，翼型部件构造成可在飞行过程中主动移动以用于至少控制飞行器10的俯仰。在遥控飞行器中，甚或在有人驾驶飞行器中，这样的控制可由机载计算机程序管理。

现在参照图4，前起落架220设置有翼型230的另一实施方式，此翼型附接至垂直支柱250。在此实施方式中，成镜像的左右翼型部件230A和230B构造成不对称地移动，二者都是相对于移动的角速率与移动的相对量而言。照此，各个翼型部件230A和230B均可相对于彼此移动而非如先前描述的翼型部件那样可一致地移动。此差动动作增加了绕翻滚轴线的翻滚控制能力，翻滚轴线与飞行器10的纵轴线a-a(图1)一致。因此，如由作用在左翼型部件230A上的升力矢量240A与作用在翼型部件230B上的较小的升力矢量240B之间的相对力差异例示的(如描绘的)，图4的实施方式构造成控制飞行器10的俯仰以及翻滚运动。这样的力差异使横向力不平衡，导致飞行器绕轴线a-a顺时针翻滚(即，从面向图4的前起落架220的参照点)。在这样的差异下，左翼型部件230A将向上升，同时右翼型部件230B将向下移动。

现在参照图5，前起落架320设置有翼型330的另一实施方式，此翼型附接至垂直支柱350。在此实施方式中，成镜像的左右翼型部件330A和330B如图2与图3的实施方式那样一致地移动，但是翼型部件330A和330B被可锁定至轴352的接头350A和350B枢转地支撑，而不是如先前描述的翼型部件的情况中那样使翼型部件的附接件可锁定至机头支柱350的中部。在图5中，仅仅为了方便，示出了处于展开或者操作状态的左翼型部件330A，同时示出了处于缩进或者收存位置的右翼型部件330B。

现在参照图6，前起落架420设置有翼型430的再一实施方式，此翼型也附接至轴转向架452。在此实施方式中，成镜像的左右翼型部件430A和430B如图2、图3以及图5的实施方式那样还是一致地移动，并且类似于图5的实施方式，翼型部件430A和430B被枢转地支撑在固定至轴452的可锁定接头450A和450B处。然而，在此实施方式中，弧状的左右翼型部件均构造有三个成角度的子区段。例如，展开示出的右翼型部件430包括子区段430B、430B’以及430B”。在图6中，描绘了位于收存位置中的由子区段430A、430A’以及430A”限定的左翼型部件。当然，在操作过程中，左右两个翼型将或者展开或者收存，本文中提供的剖分视图仅为了便于观察相应的展开与收存状态。收存状态也使得翼型430能够被高效封装以便于储存在起落架舱内。

图7与图8描绘了前起落架安装的翼型530的另一实施方式，此翼型直接附接至前起落架520的前起落架支柱550而不是附接至轮轴。在图7中，左右翼型部件550A和550B被示出成完全展开并且处于操作状态，而在图8中，相同的翼型部件被示成完全缩进。因此，参照图7，如所示，可缩进的左右翼型支撑连杆机构560A和560B经由左右联接接头560C和560D直接联接至相应的左右翼型部件530A、530B的端部。左右翼型支撑连杆机构560A和560B在相反两端处联接至相应的友连杆机构562A和562B，友连杆机构又在它们各自的联接接头550C和550D处直接联接至前起落架支柱550。参照图8，将显而易见的是，上述支撑连杆机构以及友连杆机构构造成按照雨伞的性质绕它们各自的联接接头一起折叠以实现左右翼型部件550A和550B的缩进。相反，友连杆机构延展开以达到图7中描绘的完全展开状态。本领域中的普通技术人员会理解，所描述的布置仅是用于实现所描绘的翼型部件的展开与收存的许多选择中的一者。

现在参照图9，前起落架620设置有翼型630的另一实施方式，此翼型附接至垂直支柱650。在此实施方式中，成镜像的左右翼型部件630A和630B类似于图2、图3、图5、图6、图7以及图8的实施方式那样还是一致地移动，并且翼型部件还是被相似的接头650A和650B枢转地支撑。然而，在此实施方式中，左右支撑连杆机构660A和660B经由各自的接头660C和660D附接至翼型部件630A和630B的跨中部分。这与图7和图8的后描述的固定至先前描述的翼型部件530A和530B的端部的联接接头560C和560D不同。另一方面，左右翼型支撑连杆机构660A和660B联接至友连杆机构662A和662B，并且以与图7和图8中描述的实施方式的支撑连杆机构和友连杆机构相似的伸缩方式操作。

现在参照图10，图9的跨中附接实施方式的另选形式利用了弧状翼型730，此翼型具有节段式的左右翼型部件。照此，翼型部件限定分别附接至成角度的内侧节段730A’和730B’的平直的外侧节段730A和730B。在此实施方式中，仅内侧节段730A’和730B’反映上反角。

现在参照图11，图10的跨中附接实施方式的变型例包括弧状翼型830，此翼型包括外侧节段830A和830B。后一节段具有垂直取向的外侧元件870A和870B，外侧元件提供横向稳定控制以增强翼型830的性能。如飞行器部件设计中的那些技术人员可理解的，外侧元件870A和870B也可用作端板以容纳翼型830上的增大负载。

最后，图12描绘了翼型930的再一实施方式，此翼型包括提供下反角的左右翼型部件930A和930B。然而，在此实施方式中，如在展开状态中示出的，左右翼型支撑连杆机构960A和960B以及它们的联接的友连杆机构962A和962B物理定位在翼型930下方。然而，支撑连杆机构与友连杆机构以与先前描述的它们的对应实施方式的支撑连杆机构与友连杆机构相似的折叠与延展(伸缩)方式操作。

公开的翼型30、130、230等的实施方式可以具有本文中既未描述也未提出的其他变型例以及另选架构。例如，尽管描述了具体的结构与部件，但是可以利用(并且可能在其他环境中)其他构件以及/或者其他部件。而且，尽管本公开提出了仅呈所描绘的形状和尺寸的结构，但是如本领域中的普通技术人员可理解的，可以设想公开的结构的众多变型以用于另选实施方式。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的飞行控制装置，所述飞行器包括着陆装置，所述飞行控制装置包括：

能缩进地安装至所述着陆装置的翼型，其中，所述翼型在低速飞行过程中能从所述着陆装置延伸。

2.根据权利要求1所述的飞行控制装置，该飞行控制装置进一步包括能缩进的起落架，此起落架能从所述着陆装置延伸，其中，所述翼型安装至所述能缩进的起落架以便在低速飞行过程中随所述能缩进的起落架展开。

3.根据权利要求2所述的飞行控制装置，其中，所述起落架是前起落架。

4.根据权利要求3所述的飞行控制装置，其中，当所述前起落架展开时所述翼型展开；其中，当所述前起落架缩进时所述翼型缩进；并且其中，当展开时，所述翼型提供飞行器俯仰控制。

5.根据权利要求1所述的飞行控制装置，其中，所述翼型具有尾缘襟翼。

6.根据权利要求3所述的飞行控制装置，所述翼型包括至少两个翼型部件，并且所述翼型部件构造用于俯仰控制运动。

7.根据权利要求3所述的飞行控制装置，其中，所述翼型包括至少两个翼型部件，并且所述翼型部件构造用于飞行器俯仰运动以及翻滚运动。

8.根据权利要求7所述的飞行控制装置，其中，所述至少两个翼型部件是构造成绕所述飞行器的翻滚轴线有差异地移动的左右翼型部件，各个翼型部件能以不同的角速率和移动量相对于彼此移动。

9.根据权利要求6所述的飞行控制装置，其中，所述前起落架包括垂直支柱，并且进一步包括附接至所述垂直支柱的支撑连杆机构以及友连杆机构；其中，所述支撑连杆机构以及所述友连杆机构还附接至所述翼型部件；并且其中，所述翼型部件构造用于通过所述支撑连杆机构以及所述友连杆机构的伸缩运动而展开。

10.根据权利要求1所述的飞行控制装置，其中，所述翼型包括垂直取向的外侧元件以提供横向稳定控制。

11.根据权利要求6所述的飞行控制装置，其中，展开的所述翼型部件包括上反角。

12.根据权利要求6所述的飞行控制装置，其中，展开的所述翼型部件包括下反角。

13.根据权利要求1所述的飞行控制装置，其中，所述翼型是弧状的。

14.一种在低速飞行过程中增强飞行器的控制的方法，所述方法包括以下步骤：

使用加接至飞行器的能缩进的起落架的翼型；

将所述翼型构造成在所述起落架展开时展开；

将所述翼型构造成在所述起落架缩进时缩进；以及

将所述翼型构造成能在飞行过程中移动以在展开时主动控制所述飞行器；

其中，所述翼型在所述起落架缩进时缩进。