控制和调节混合式直升机中尾翼平面的偏转角的方法

专利名称：控制和调节混合式直升机中尾翼平面的偏转角的方法
技术领域：
本申请要求2010年4月27日提交的法国专利申请第1001789号的优先权，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。本发明涉及自动或半自动飞行控制系统的一般技术领域，更具体地说，涉及用于对特定类型的旋翼飞行器、确切的是混合式直升机的运动尾翼平面的偏转角进行控制和调节的方法。本发明涉及旋翼飞行器及其用于控制可动尾翼平面的系统，而根据以高巡航速度所进行稳定飞行中的特定参数来确定尾翼平面的偏转角。
背景技术：
术语“旋翼飞行器”用来表示这样的飞行器，其升力全部或部分是由一个(或多个)具有基本垂直轴线的大直径螺旋桨来提供，该螺旋桨称为“旋翼”或“旋转机翼”。总的来说，旋翼飞行器各种不同类型的分类是很明显的，然而，除了至少一个主旋翼之外，根据本发明的混合式直升机包括至少一个推进螺旋桨，较佳的是两个可变桨距的推进螺旋桨，这两个推进螺旋桨形成位于混合式直升机左侧和右侧的推进单元的部件。对于传统的直升机来说，在合适驱动下的至少一个主旋翼既用于提供升力又用于提供推进力。直升机能够悬停并且能够在三维空间中的一点处保持静止，且直升机能够垂直起飞和降落，还能够沿任何方向(向前和向后、侧向、向上和向下)运动。对驱动传统直升机(不具有推进螺旋桨)的驱动动力进行调节通常包括控制构件或模块，该控制构件或模块将动力装置输出的动力改适成运动组件(旋翼和附件)所需动力，以此方式使主旋翼和动力传输系统的转速保持在设定值。在由一个或多个可变桨距的螺旋桨推进的飞行器中，动力调节通常包括调节构件和/或模块(通常是液压机械式)，该调节构件和/或模块改适推进螺旋桨的桨距从而消耗所有的可用动力，该可用动力取决于飞行员如何操作油门(或推力)控制构件或杆。这两种类型的调节无法叠加用来对装配有推进螺旋桨的旋翼飞行器的动力进行调节，这是由于这些调节技术是对立的。在对直升机进行传统调节的过程中用来改适动力的构件会与动力传输系统中瞬时速度变化相对抗，而这种瞬时速度变化会由于致使螺旋桨所输出的推力变化而引起。此外，对于装配有推进螺旋桨的旋翼飞行器来说，对所述推进螺旋桨进行调节，藉此飞行员直接改变推进螺旋桨的桨距，而这会致使推进器由于输送到该推进器的驱动力矩突变而损坏。在具有可变桨距螺旋桨的混合式直升机中，飞行员必须同时限制向上方向的累积桨距变化和因此由动力装置经由传输构件传输至旋翼的动力变化，从而避免超出所述元件的机械或温度极限，此外，由于相同原因而限制施加于螺旋桨的推力控制，即螺旋桨桨距控制，如上文所述。此外，由于混合式直升机的动力装置由一个或多个涡轮发动机构成，涡轮发动机、螺旋桨、旋翼、以及将它们互连在一起的机械系统的输出转速是相互成比例的，在整合的驱动链的正常运行条件下，无论混合式直升机的飞行构造如何，该均衡性比例都是恒定的。因此可以理解，如果混合式直升机只装配一个涡轮发动机，则该发动机经由机械互连系统使旋翼和螺旋桨旋转。然而，如果混合式直升机装配有两个或两个以上涡轮发动机，则旋翼和螺旋桨通过所述涡轮发动机经由机械互连系统而被驱动旋转。换言之，在无需对涡轮发动机、螺旋桨、旋翼和机械互连系统之间的转速比进行改变的条件下使驱动系统运行起来。因此，旋翼总是有利地以正常飞行构造由涡轮发动机来驱动旋转，并且无论飞行器构造如何，该旋翼总是产生升力。更确切地说，旋翼由此设计成为混合式直升机提供其在起飞、降落和垂直飞行阶段的所有升力，并且提供其在巡航飞行期间部分升力，辅助机翼则为支承所述混合式直升机贡献部分升力。因此，在巡航飞行时，旋翼为混合式直升机提供部分升力，还可能对推进力或牵引力(在直升机中)有少量贡献，但对阻力没有任何贡献。这些工作条件因此产生减小量的动力，该动力用于提供输送给旋翼的牵引力。通过使旋翼盘朝飞行器前部作少量倾斜来实现对于推进力的少量贡献。该过程对于旋翼的升力/阻力比的劣化非常微小，因此在动力平衡方面比将由螺旋桨施加附加推力的要求更加有利。有利的是，机翼包括两个半翼，在机身的相应侧上各有一个半翼。这些半翼可一起形成高机翼，在这种情况下，这些半翼较佳地具有负的二面角。然而，半翼还可构成较佳地具有正二面角的低机翼，，或者半翼实际上是具有任何二面角的中间机翼。根据各种变型， 这些半翼的平面形状可与矩形半翼、锥形半翼、前掠机翼或后掠机翼等等相对应。下文参照可动飞行器尾翼平面或发动机驱动的尾翼平面，意味着所述尾翼平面的偏转角可采取不同数值。此外，术语“飞行器”相当广泛地用于各种类型的构成讨论主题的飞行器。在“飞行器”构造中，尾翼平面是飞行器的升降控制。这是用于对飞行器的桨距和垂直速度进行引导控制的构件。在“直升机”构造中，飞行器的尾翼平面通常是静止的。在直升机上具有可变偏转角的尾翼平面可用于抵抗“姿态隆起(attitude hump)”现象或者在向前飞行过程中以水平姿态飞行，从而当直升机的重心朝后部偏移较长距离时使阻力最小或者使上仰姿态的程度最小。然而，对于某一行进速度来说，由于施加在旋翼桅杆上的弯曲力矩、通常称为“桅杆力矩”会变得过大，因而传统的直升机无法在其整个定心范围(即，飞行器重心可变化的范围)内保持水平姿态。因此，具有可变偏转角的尾翼平面的益处在较低或中等行进速度的条件下可获得。上述介绍使得具有侧翼或不具有侧翼的静止尾翼平面被优先考虑。例如，文献FI^916420披露了一种具有发动机驱动的尾翼平面的旋翼飞行器，该发动机驱动的尾翼平面具有发动机驱动的竖直控制表面，以在向前飞行过程中保持零桅杆力矩。这可减小各种机械部件上的力。零桅杆力矩与飞行器的特定操作点相对应，因此仅仅允许对动力平衡进行极其有限的优化。此外，在某些数量的飞行构造中，无法保持零桅杆力矩。此外，使得桅杆力矩在巡航飞行中最小化的构造并不必然是使所需动力最小化的构造。

发明内容
本发明的目的是提供一种新颖的混合式直升机类型的旋翼飞行器，其中对动力平衡进行优化，而且在各种不同的高且稳定的行进速度下进行优化，而不管旋翼的桅杆力矩如何。因此，本发明的目的是提出一种新颖的控制和调节方法，该方法对混合式直升机类型的旋翼飞行器的发动机驱动水平尾翼平面的偏转角进行控制和调节，以优化动力平因此，本发明的另一目的是试图提出一种新颖的自动驾驶系统，该自动驾驶系统包含控制和调节功能，以确定和修改混合式直升机类型的旋翼飞行器的尾翼平面的角度位置，以优化其动力平衡。应理解的是，术语“优化动力平衡”用于指代由混合式直升机类型的旋翼飞行器的旋翼和推进螺旋桨在快且稳定的巡航飞行过程中所消耗的总动力最小。此外，在对本发明的理解上，应理解的是，术语“发动机驱动的水平尾翼平面”还覆盖包含如下稳定尾翼平面的实施例，该稳定尾翼平面具有一个或多个可偏转的侧翼类型的发动机驱动水平控制表面。显然，本发明涉及一种具有一个或多个推进螺旋桨的飞行器。下文提出各种物理参数，包括所指示的空气速度IAS、永不应超过的永不超速度 (VNE)、可动尾翼平面相对于飞行器机身的角行进速度U以及致动持续时间T。借助一种对具有高且稳定的行进速度的旋翼飞行器进行控制和调节的方法来实现本发明的目的，该旋翼飞行器包括至少一个主升力旋翼、至少一个可变桨距推进螺旋桨以及至少一个用于驱动主旋翼和至少一个螺旋桨的动力装置，所述方法包括使用第一回路，以借助用于主旋翼桨叶的纵向周期桨距控制来对俯仰或纵向姿态进行调节，和使用第二回路以借助对推进螺旋桨的桨叶进行平均桨距控制来进行速度调节，其中该方法还包括通过使用第三回路来控制水平尾翼平面的偏转角，从而对于给定的行进速度和姿态来说， 使由主旋翼和推进螺旋桨所消耗的总动力最小，而第三回路用于对水平尾翼平面的所述偏转角进行控制和调节。因此，该控制和调节方法使混合式飞行器的尾翼平面能被控制，从而对于飞行器在速度和姿态方面的给定平衡点来说，对旋翼和推进螺旋桨之间共享的动力比例进行改变和优化。通过第一回路和第二回路来确定该平衡点，第一回路用于借助纵向周期桨距控制对纵向姿态或俯仰进行调节，而第二回路用于借助对推进螺旋桨的平均桨距进行控制来调节速度。在根据本发明的一实施例中，该控制和调节方法包括借助调节水平尾翼平面的偏转角来对相对应的桨距控制起作用，以在主旋翼和推进螺旋桨之间共享所消耗的总动力。在根据本发明的一实施例中，该控制和调节方法包括仅仅在如下条件下，致动用于对尾翼平面的偏转角进行控制和调节的回路滚转角小于10° ；
所指示的空气速度IAS大于100节(kts)；以及在飞行器的控制轴线上并未检测到驾驶行为。在根据本发明的一实施例中，该控制和调节方法基于极小化算法，该极小化算法包括步骤a)，确定动力装置在对控制和调节回路进行致动之后所输出的当前动力Pe ；步骤b)，存储所输送的当前动力Pe ；步骤C)，对发动机驱动的尾翼平面持续时间为T的第一行进速度U = θ +进行控制；步骤d)，然后确定并存储新的当前动力Pe'；步骤e) JfPe'与Pe进行比较；步骤f)，如果Pe'彡Pe，则对发动机驱动尾翼平面持续时间为T+1/2T的第二行进速度U= θ _进行控制，否则返回步骤b)，其中θ _是与第一速度U= θ +相反的速度；步骤g)，在持续时间T+1/2T的端值处，确定并存储新的当前动力Pe"；步骤h)，将Pe 〃与Pe ‘进行比较；以及步骤i)，如果Pe" ^Pe'，则对发动机驱动的尾翼平面的零行进速度U进行控制， 否则返回步骤b)。在本发明的一实施例中，该控制和调节方法包括对主旋翼桨叶的纵向周期桨距的控制裕度进行控制，并且当所述裕度小于预定阈值，例如，等于10%时，抑制对尾翼平面的发动机驱动。在极限情形下，即使飞行器的姿态是水平的或甚至是正向的，驾驶员可具有邻抵于俯冲位置的控制杆。在这些情形下，驾驶员并不具有控制裕度。因此，解决方案在于，对纵向周期桨距的控制裕度进行监测，并且当该裕度低于预定阈值时抑制对尾翼平面的发动机驱动。在一相反的极限构造中，旋翼进入自转运行模式，且旋翼桨叶的向后侧翼变得越来越大，并伴随有机械损坏的风险。在根据本发明方法的一实施例中，一种解决方案包括在主旋翼处于自旋翼机模式的条件下，当到达主旋翼的当前动力的最小阈值时，抑制对尾翼平面的用于正向运动 (尾翼平面的前缘向上运动)的发动机驱动，并只要未超过桅杆力矩上的最大限度则持续如此作用。这会加重桅杆和旋翼毂的疲劳。因此，根据本发明的控制和调节方法对动力消耗在推进螺旋桨和主旋翼之间的分配进行优化，同时确保使纵向周期桨距不会达到侧翼极限或控制裕度极限。在根据本发明的一实施例中，该方法包括在自转运行模式，使尾翼平面正向地 (尾翼平面的前缘较高)定向成极限位置，以增强飞行器的自旋翼机类型构造。此种构造使得更易于实现自转，这是由于该构造将主旋翼保持在负的动力下。如果有必要的话，主旋翼向后倾斜并因此便于实现自转。还借助用于执行旋翼飞行器控制和调节方法的控制和调节系统来实现本发明的目的，所述旋翼飞行器包括至少一个主升力旋翼、至少一个可变桨距推进螺旋桨以及至少一个用于驱动主旋翼和螺旋桨的动力装置，所述控制和调节系统包括用于执行第一回路的装置，执行第一回路以借助对主旋翼的桨叶桨距的纵向周期控制来对纵向姿态或俯仰进行调节；以及
用于执行第二回路的装置，执行第二回路以借助对推进螺旋桨进行平均桨距控制来调节速度；其中，该控制和调节系统还包括用于致动和停用第三回路的装置，致动和停用第三回路用于对发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角进行控制和调节；计算机，该计算机用于检测出发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角位置；至少一个致动器，该致动器由计算机控制并驱动发动机驱动的水平尾翼平面枢转；以及至少一个传感器，该传感器用于检验偏转角的位置。在一实施例中，控制和调节系统还可包括实时运行以确定桅杆力矩和主旋翼所消耗动力的装置。本发明的目的还借助一种用于旋翼飞行器的自动驾驶系统来实现，该旋翼飞行器具有至少一个主升力旋翼、至少一个可变桨距的推进螺旋桨以及至少一个用于驱动主旋翼和螺旋桨的驱动装置，其中，该自动驾驶系统包括如上所述的控制和调节系统。还借助一种用于执行本发明的控制和调节方法的旋翼飞行器控制程序来实现本发明的目的，其中该程序包括存储在诸如存储器之类的介质上或实施为信号的编码，该编码可由至少一个诸如机载处理器或适合于安装在旋翼飞行器上的处理器之类的数据处理单元读取和/或执行，以控制和/或调节发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角，该编码包括分别用于实施该控制和调节方法的特征操作或步骤的编码段。还借助一种旋翼飞行器类型的飞行器来实现本发明的目的，该飞行器包括如上所述的控制和调节系统。根据本发明的控制和调节方法具有如下优点对于给定的行进速度和姿态来说， 使飞行器所消耗的动力优化。根据本发明的控制和调节方法还具有如下优点增大飞行器能够运动的范围。因此，为了对该范围进行优化，可设定水平姿态设定点、将所指示的空气速度(IAQ设定为与最大经济巡航速度相等，以及根据本发明实施用于管理尾翼平面角位置的关系。类似地例如当以浅的斜度进行攀升时，可使姿态设定点与攀升飞行通路的斜度相等，并可具有作为所述斜度和所述设定点IAS函数的攀升速率，然后可实施用于管理尾翼平面角位置的关系，使得在攀升阶段能够运动的距离优化。此外，根据本发明的控制和调节方法具有影响飞行器稳定性的优点，这是由于使用推进模式的主旋翼为飞行器提供较佳的稳定性。根据本发明的控制和调节方法还具有便于自转操纵的优点。此外，本发明可通过一旦俯冲裕度下降到低于预定阈值时(旋翼处于推进模式) 或一旦累积桨距下降到低于预定阈值时(旋翼处于自转旋翼机模式)就抑制对尾翼平面的发动机驱动，来符合主旋翼桨叶桨距的纵向周期桨距和累积桨距的控制范围。


从下文对参照附图并借助示例给出的实施例的描述中，本发明的其它方面、特征和优点变得显而易见，在附图中
图1是根据本发明的混合式直升机的一实施例的立体图；图加是本发明混合式直升机的一实施例的示意侧视图，包括偏转成给定角度位置的可动尾翼平面；图2b是本发明混合式直升机的一实施例的示意侧视图，具有偏转成另一角度位置的可动尾翼平面；以及图3是示出一回路实施例流程图，在根据本发明控制方法的范围中，该回路用于根据所消耗动力平衡对发动机驱动的尾翼平面的偏转角进行控制。
具体实施例方式在本申请的意义上，术语“混合式直升机”是指装配有至少一个螺旋桨类型推进器的旋翼飞行器，且适合于对升力还有螺旋桨旋翼的操作、且还对推进器的操作进行调节。除非明确地或隐含地指出相反，术语“旋翼”或“主旋翼”是指旋翼飞行器的旋转机翼。除非明确地或隐含地指出相反，在结构上和功能上相同且在一个以上附图中示出的元件每个都被赋予相同的数字标记或字母标记。参见图1，具体地说，混合式直升机1包括机身2和主旋翼10，机身2具有设在其前部的驾驶舱7，主旋翼10用于在来自两个涡轮发动机5并经由第一主变速箱MGB (在图 1中未示出)传送的驱动力作用下驱动桨叶11旋转，这两个涡轮发动机位于机身2的顶部 (在图1中由于存在整流罩而无法看到)并且在飞行器的纵向对称平面的两侧上。此外，混合式直升机1设有高机翼3，高机翼由设置在机身2顶部的两个半翼8构成，这些半翼8基本上具有矩形平面形状且具有负的二面角。混合式直升机1由两个推进螺旋桨6来推进，这两个推进螺旋桨由两个涡轮发动机5所驱动，其中一个推进螺旋桨6位于机翼3的各个端部处。此外，在机身2的尾端附近设有稳定和控制表面，该稳定和控制表面用于提供上仰控制，即，具有两个可相对于前部34运动的上仰控制表面25和35的水平尾翼平面30，且该稳定和控制表面用于为两个合适的尾翼40提供转向控制，这两个尾翼40各自位于水平尾翼平面30的相应端部处。有利的是，垂直的或相对于垂线倾斜的尾翼40可由相应的静止前部(翼片本身)44构成，而构成用于偏航控制的方向舵45的相应可动部分位于这些静止前部44后方。确切地说，水平尾翼平面30和柱形尾翼40在机身2顶上形成一倒置U形。此外，混合式直升机1装配有一体的驱动链(在图1中未示出)，该驱动链除了两个涡轮发动机5、旋翼10和两个螺旋桨6以外，还包括这些元件之间的机械互连系统(图1 中未示出)，应该理解，旋翼10和螺旋桨6在正交平面而不是平行平面中旋转。由于这种构造，混合式直升机1的特征在于，涡轮发动机、螺旋桨、旋翼、以及机械互连系统所输出的转速是相互成比例的，在整合驱动链的正常工作条件下，无论混合式直升机的飞行构造如何，该比例都是恒定的。当然，在可能的机械故障情况下，也可启用本发明范围之外的特定装置。对于传统直升机或根据本发明的飞行器来说，转速设定值可被认为是常数。然而， 存在本身已知的方法，用来计算和/或确定推进螺旋桨6的转速设定值。在某些应用中，在恒定飞行器速度下，转速设定值随着诸如海拔和温度之类的大气条件而变化。在下文所描述的实施例中，具体参照图加和2b，静止尾翼平面30和控制表面25 和35有利地由水平尾翼平面30所替代，该水平尾翼平面30整体由电动机驱动，并且位于飞行器的相应侧部以及相应的垂直翼片部分40a上。图加是本发明混合式直升机1的一实施例的示意侧视图，包括偏转成第一角度位置的可动水平尾翼平面30。图2b是本发明混合式直升机1的一实施例的示意侧视图，包括偏转成第二角度位置的可动水平尾翼平面30。以不同的飞行构造来示出尾翼平面的第一角度位置和第二角度位置。箭头M、C、V和F分别对应于主旋翼的升力、主旋翼的纵向上仰或俯冲力矩、由推进螺旋桨6所产生的推进力以及施加在飞行器尾翼上的合力或尾翼平面上的升力。借助示例，本发明提供控制和调节系统，该控制和调节系统用来实施用于旋翼飞行器的控制和调节方法。该控制和调节系统包括用于执行第一回路的装置和用于执行第二回路的装置，执行第一回路以借助纵向周期控制对俯仰或纵向姿态进行调节，而执行第二回路以通过对推进螺旋桨6的平均桨距进行控制来调节速度。控制和调节系统还包括装置和计算机，该装置对用于控制和调节发动机驱动的水平尾翼平面30偏转角的一第三回路进行致动和停用，而该计算机用于确定发动机驱动的水平尾翼平面30的偏转角位置。至少一个由计算机所驱动的电致动器驱动发动机驱动的水平尾翼平面30枢转。借助示例，通过使用至少一个传感器来控制尾翼平面30的角度，该传感器对所述尾翼平面30的角度偏转位置进行测量。控制和调节系统还可包括实时运行以确定桅杆力矩M和主旋翼所消耗动力的装置。该控制和调节系统有利地形成用于旋翼飞行器的自动驾驶系统的一部分。图3是一回路实施例的流程图，根据本发明控制方法，该回路用于根据所消耗动力平衡对发动机驱动的尾翼平面30的偏转角进行控制。因此，该控制和调节方法涉及一种具有高且稳定速度的旋翼飞行器，该旋翼飞行器具有至少一个主升力旋翼、至少一个可变桨距的推进螺旋桨6、以及至少一个用于驱动主旋翼和至少一个螺旋桨6的驱动装置。该控制和调节方法包括使用第一回路和使用第二回路，使用第一回路以借助对主旋翼桨叶进行纵向周期桨距控制而对俯仰或纵向姿态进行调节，而使用第二回路以借助对推进螺旋桨6的平均桨距进行控制来调节速度。根据本发明的控制和调节方法还包括通过使用用于控制和调节水平尾翼平面 30偏转角的第三回路来对水平尾翼平面30的所述偏转角进行控制，从而对于旋翼飞行器的给定行进速度和姿态来说，使由主旋翼和推进螺旋桨6所消耗的总动力最小。在一实施例中，该控制和调节方法包括通过调节水平尾翼平面30偏转角来对相对应的桨距控制起作用，以在主旋翼10和推进螺旋桨6之间共享所消耗的总动力。在一实施例中，用于致动用来控制和调节尾翼平面30偏转角的回路的条件列举如下滚转角小于10° ；
所指示的空气速度IAS大于IOOkts ；以及在飞行器的控制轴线上并未检测到驾驶行为。在一实施例中，该控制和调节方法基于极小化算法，该极小化算法包括步骤a)，确定动力装置在对控制和调节回路进行致动之后所输出的当前动力Pe ；步骤b)，存储所输送的当前动力Pe ；步骤c)，对发动机驱动的尾翼平面30持续时间为T的第一行进速度U= θ +进行控制，其中θ +是尾翼平面30前缘的向上行进速度；步骤d)，然后确定并存储新的当前动力Pe'；步骤e) JfPe'与Pe进行比较；步骤f)，如果Pe'彡Pe，则对发动机驱动的尾翼平面持续时间为T+1/2T的第二行进速度U= θ _进行控制，否则返回步骤b)，其中θ _是与第一速度U= θ +相反的速度；步骤g)，在持续时间T+1/2T的端值处，确定并存储新的当前动力Pe"；步骤h)，将Pe 〃与Pe ‘进行比较；以及步骤i)，如果Pe" ^Pe'，则对发动机驱动的尾翼平面的零行进速度U进行控制， 否则返回步骤b)。借助示例，例如速度U是等于0. 1度每秒(°/s)的角速度，而持续时间T等于10秒
(S)。在一实施例中，根据本发明的方法包括对主旋翼桨叶的纵向周期桨距的控制裕度进行控制，并且当所述裕度小于预定阈值时，抑制对尾翼平面30的发动机驱动。在一实施例中，在飞行器的自旋翼机(autogyro)运行模式的过程中，主旋翼10处于自转运行模式的条件下，根据本发明的控制和调节方法包括当主旋翼的当前动力达到最小阈值时，沿正方向(前部高)抑制对尾翼平面30的发动机驱动，并且只要并不超出最大桅杆力矩M的约束条件则持续进行抑制，而最大桅杆力矩M会致使桅杆和旋翼毂的疲劳加重。在一实施例中，并且在飞行器的自旋翼机运行模式过程中，即主旋翼自转的条件下，根据本发明的控制和调节方法包括使尾翼平面30正向地(前部高)定向成极限位置， 以增强主旋翼10的自转类型构造。本发明还提供一种用于实施该控制和调节方法的旋翼飞行器控制程序。该程序包括存储在诸如存储器之类的介质上或实施为信号的编码，该编码可借助诸如机载的或适合于放置在旋翼飞行器上的处理器之类的数据处理单元读取和/或执行，以控制和/或调节发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角，该编码包括分别用于实施所述控制和调节方法的特有操作或步骤的编码段。因此，对于混合构造的飞行器来说，发动机驱动的尾翼平面30具有与传统直升机相同的优点，即减小“姿态隆起”和限制向前飞行中的俯冲姿态。在飞行器的高前行速度条件下，发动机驱动的尾翼平面30的使用很困难。混合式飞行器能以水平姿态飞行，这是由于主旋翼实质上为飞行器提供升力。具有负角度(尾翼平面的前缘向下)的尾翼平面在飞行器上产生上仰力矩。为了保持水平姿态，则需要周期控制以采用俯冲位置，从而使用主旋翼10来对抗尾翼平面30的作用。然后， 主旋翼处于推进模式，而其升力的分量用于推进飞行器。于是，由主旋翼10所消耗的动力较高。在图加中示出此种构造的例子。在相反的情形中，具有正角(尾翼平面的前缘向上)的尾翼平面30产生致使飞行器具有俯冲姿态的力矩。为了保持水平姿态，需要进行周期控制以得到上仰姿态。然后，主旋翼10转到自旋翼机模式，且其推力仅仅用于为飞行器提供升力，从而主旋翼的动力消耗较低或甚至是零或负值。在图2b中示出此种构造的例子。此外，为了保持恒定速度，推进螺旋桨6需要对在来自主旋翼10的推进力方面所感知的变化进行补偿。如果主旋翼10处于推进模式，则该主旋翼在减小其升力/阻力比的同时用于推进飞行器。然后，可以卸载螺旋桨6，以保存飞行器的相同行进速度。这还可改善螺旋桨6的推进效率。螺旋桨6的桨距可以减小，就像螺旋桨消耗的动力可以减小那样。因此，在行进速度恒定而尾翼平面30的偏转角变化的条件下，如果由主旋翼10所消耗的动力增大，则由螺旋桨6所消耗的动力减小。当飞行器处于自旋翼机模式时，相反地应用类似推论。如果保持相同前进速度的同时由主旋翼10所消耗的动力减小，则螺旋桨6的桨距就像螺旋桨的动力消耗那样需要增大。在自旋翼机模式中，主旋翼10的升力/阻力比有所改进，然而螺旋桨6的推进效率却劣化。因此，施加于尾翼平面30的发动机驱动可对动力在主旋翼10和螺旋桨6之间的共享方式进行调整，同时保持水平姿态和恒定速度。主旋翼10的机械部件上的应力与存在于传统直升机中的应力显著不同。因此，尾翼平面借助根据本发明方法所进行的定位可在给定姿态的条件下实现最小动力消耗。藉由本发明的方法和系统可在性能标准和减少燃料消耗方面有显著改进。尾翼平面30的控制因而构成第三调节回路，该第三调节回路对飞行器在俯仰和推进方面的平衡起作用。串联致动器和并联致动器首先用于将飞行器稳定在飞行器的俯仰轴线和推进轴线上。一旦姿态稳定且速度维持恒定之后，应用附加调节来对尾翼平面30的位置起作用。然后，改变尾翼平面30的角度，以寻求最小动力消耗的位置，同时保持飞行器的速度和姿态。这可通过在主旋翼10和螺旋桨6之间共享动力消耗和通过它们在给定行进速度下的相应效率来实现。根据本发明的方法，更具体来说是在具有一个主旋翼10和两个推进螺旋桨6的应用场合下的方法，也可毫无难度地转换到例如具有单个推进螺旋桨6和/或两个主升力旋翼10的应用场合，而这仍在本发明范围内。机载的航空电子系统包括各种测量功能和/或计算功能，这些功能适合于提供本发明所用的飞行参数值。这些功能本身都是已知的，因此不再进行描述。当然，本发明在其实施方式上还可有许多变型。尽管描述了若干实施例和实施方式，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能的实施例和实施方式。当然可设想用等同装置或等同步骤来替换所述装置中的任一个或所述步骤中的任一个，而仍落在本发明范围内。
权利要求
1.一种对具有高且稳定的行进速度的旋翼飞行器进行控制和调节的方法，所述旋翼飞行器包括至少一个主升力旋翼(10)、至少一个可变桨距推进螺旋桨(6)以及至少一个用于驱动所述主旋翼(10)的动力装置，所述方法包括使用第一回路，以借助用于所述主旋翼 (10)的桨叶的纵向周期桨距控制(C)来对俯仰或纵向姿态进行调节，以及使用第二回路以借助对所述推进螺旋桨(6)的桨叶进行平均桨距控制来进行速度调节，其中所述方法还包括通过使用第三回路来控制水平尾翼平面(30、25、3幻的偏转角，从而对于给定的行进速度和姿态来说，使由所述主旋翼(10)和所述推进螺旋桨(6)所消耗的总动力最小，而所述第三回路用于对所述水平尾翼平面的所述偏转角进行控制和调节。
2.如权利要求1所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括通过借助对所述水平尾翼平面(30、25、3幻的偏转角进行调整来对相应的桨距控制起作用，而在所述主旋翼(10)和所述推进螺旋桨(6)之间共享所消耗的总动力。
3.如权利要求1所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括仅仅在如下条件下，致动用于对所述尾翼平面(30、25、3幻的偏转角进行控制和调节的回路滚转角小于10° ；所指示的空气速度IAS大于IOOkts ；以及在所述飞行器的控制轴线上并未检测到驾驶行为。
4.如权利要求3所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括步骤a)，确定动力装置在对所述控制和调节回路进行致动之后所输出的当前动力Pe ； 步骤b)，存储所输送的当前动力Pe ；步骤c)，对所述发动机驱动的尾翼平面(30、25、3幻持续时间为T的第一行进速度U = θ +进行控制；步骤d)，然后确定并存储新的当前动力Pe'； 步骤e) JfPe'与Pe进行比较；步骤f)，如果Pe'彡Pe，则对所述发动机驱动的尾翼平面(30、25、35)持续时间为 T+1/2T的第二行进速度U = θ _进行控制，否则返回步骤b)，其中θ _是与所述第一速度U =θ +相反的速度；步骤g)，在所述持续时间T+1/2T的端值处，确定并存储新的当前动力Pe"； 步骤h)，将Pe"与Pe'进行比较；以及步骤i)，如果Pe" ^Pe'，则对所述发动机驱动的尾翼平面的零行进速度U进行控制， 否则返回步骤b)。
5.如权利要求1所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括对用于所述主旋翼(10)的桨叶的纵向周期桨距的控制裕度进行监测，和当所述裕度低于预定阈值时抑制对所述尾翼平面(30、25、3幻的发动机驱动。
6.如权利要求1所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括在所述主旋翼 (10)处于自转运行模式的条件下，当到达所述主旋翼的当前动力的最小阈值时，抑制对所述尾翼平面(30、25、35)的用于正向运动(前部向上)的发动机驱动，并只要未超过桅杆力矩(M)上的最大限度则持续如此作用。
7.如权利要求1所述的控制和调节方法，其特征在于，所述方法包括在自转运行模式，使所述尾翼平面(30、25、35)正向地(前部向上)定向成极限位置，以增强所述旋翼飞行器的自旋翼机类型构造。
8.一种用于执行如权利要求1所述的旋翼飞行器控制和调节方法的控制和调节系统， 所述旋翼飞行器包括至少一个主升力旋翼(10)、至少一个可变桨距推进螺旋桨(6)、以及至少一个用于驱动所述主旋翼(10)和所述螺旋桨(6)的动力装置，所述控制和调节系统包括用于执行第一回路的装置，执行所述第一回路以借助对所述主旋翼(10)的桨叶桨距的纵向周期控制来对纵向姿态或俯仰进行调节；以及用于执行第二回路的装置，执行所述第二回路以借助对所述推进螺旋桨(6)的桨叶的平均桨距控制来调节速度；其中，所述控制和调节系统还包括用于致动和停用第三回路的装置，致动和停用所述第三回路用于对所述发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角进行控制和调节；计算机，所述计算机用于至少检测出所述发动机驱动的水平尾翼平面的偏转角位置；至少一个致动器，所述致动器由所述计算机控制并驱动所述发动机驱动的水平尾翼平面枢转；以及至少一个传感器，所述传感器用于检验所述偏转角位置。
9.如权利要求8所述的控制和调节系统，其特征在于，所述控制和调节系统包括实时作用的装置，以确定桅杆力矩(M)和由所述主旋翼(10)所消耗的动力。
10.一种用于旋翼飞行器的自动驾驶系统，所述旋翼飞行器具有至少一个主升力旋翼 (10)、至少一个可变桨距推进螺旋桨(6)、以及至少一个用于驱动所述主旋翼(10)和所述螺旋桨(6)的动力装置，其中所述自动驾驶系统包括如权利要求8所述的控制和调节系统。
11.一种用于执行如权利要求1所述的控制和调节方法的旋翼飞行器控制程序，其中所述程序包括存储在诸如存储器之类的介质上或实施为信号的编码，所述编码可由至少一个诸如机载的处理器或适合于安装在旋翼飞行器上的处理器之类的数据处理单元读取和/ 或执行，以控制和/或调节发动机驱动的水平尾翼平面(30、25、3幻的偏转角，所述编码包括分别用于实施所述控制和调节方法的特征操作或步骤的编码段。
12.—种旋翼飞行器类型的飞行器，所述飞行器包括如权利要求8所述的控制和调节系统。
全文摘要
本发明涉及一种对具有高且稳定的行进速度的旋翼飞行器进行控制和调节的方法，该旋翼飞行器包括至少一个主升力旋翼(10)、至少一个可变桨距推进螺旋桨(6)以及至少一个用于驱动主旋翼(10)和至少一个螺旋桨(6)的动力装置，所述方法包括使用第一回路，以对俯仰或姿态进行调节，和使用第二回路以借助对推进螺旋桨(6)进行平均桨距控制来调节速度，其中该方法还包括通过使用第三回路来控制水平尾翼平面(30、25、35)的偏转角，从而对于给定的行进速度和姿态来说，使由主旋翼(10)和推进螺旋桨(6)所消耗的总动力最小，而第三回路用于对水平尾翼平面(30、25、35)的所述偏转角进行控制和调节。
文档编号B64C27/00GK102267561SQ201110112899
公开日2011年12月7日 申请日期2011年4月25日 优先权日2010年4月27日
发明者A·巴拉蔻, F·玛布雷特, N·库艾拉斯, P·艾格林 申请人:尤洛考普特公司