改进失速/过失速状态固定翼飞机俯仰控制的装置和方法与流程

本发明涉及一种用于改进固定翼飞机的俯仰控制的装置和方法，特别是在失速/过失速状态下。

背景技术：

稳定被称为稳定器的鳍是操纵飞机的关键组成部分。开发稳定器及其控制面的大部分努力都是在19世纪完成的，当时英国的乔治·凯利爵士和法国的阿方斯·佩诺德等航空先驱开始试验模型以及载人滑翔机^[1]。如今，典型的固定翼飞机(或飞机)仍然大量继承了凯利在19世纪上半叶开发的基本设计构思。虽然基于鳍的稳定器即使在超音速域中也如预期那样运行，但是，在失速/过失速状态以及经常在该状态下操作的极限特技飞行中，缺点变得明显。缺点在于，水平稳定器及其升降机需要足够的空气流以便有效地进行飞机的俯仰控制。出于这个原因，大多数特技飞行固定翼飞机被设计成使得控制面浸没在螺旋桨洗流中，使得它们能够执行许多标志性的过失速特技飞行，例如“支撑”(竖直悬停)、“平螺旋”、“搅拌机”、“鹞式”、“尾旋”、“瀑布式”及其衍生物^[2-5]。与本发明最相关的特技操纵是鹞式和瀑布式。这种鹞式操纵是飞机利用抬头升降器输入45°附近的大迎角以匀平状态在过失速状态下飞行的操纵。这种操纵依赖于来自机翼的升力和螺旋桨推力的垂直分量，以维持水平匀平飞行^[5]。这些飞机的显著特点是推力-重量比超过单位一^[2]，因此，可以用来制造具有超机动性的vtol飞机。

然而，在稳定器上具有足够气流的要求对特技飞机可以执行的过失速操纵的范围和质量施加了基本限制。举例来说，在“瀑布式”操纵中，飞机以很小的向前运动在其俯仰轴上枢转360°，并且飞机可能涉及一次或多次翻转^[6,7]。具有传统水平稳定器的特技飞机难以执行“瀑布式”操纵，尽管其看似简单，因为为了围绕俯仰轴施加俯仰力矩，必须存在强烈的螺旋桨洗流以及因此的向前推力，这不可避免地将飞机向前拉。非常希望克服这种缺点，使得飞机的螺旋桨推力和俯仰控制可以独立操作。

因此，本发明提出了“旋转稳定器”的构思，作为对于传统稳定器的可行的替代物，并作为克服过失速状态下常规稳定器的限制的有效解决方案。

技术实现要素：

本发明的目的是改进失速/过失速状态下固定翼飞机的俯仰控制。

根据本发明的装置包括至少一个旋转翼单元，用于产生绕所述飞机的俯仰轴线(横向轴线)的俯仰力矩，即使在过失速状态下。该装置起到控制所述飞机的俯仰的水平稳定器的作用。该装置的力矩臂应优选地基本上等于或大于它所替代的水平稳定器的力矩臂。本发明优于常规稳定器-升降器方法的主要优点是，其在深度失速期间有效且主导的俯仰控制能力，深度失速包括当飞机的起落架在地面上且飞机的空速为零的情况。计算机模拟结果表明，配备有本发明的无发动机滑翔机形式的飞机将能够容易地执行多翻转的瀑布式操纵。模拟进一步表明，本发明将使得飞机能够在地面静止时将其迎角提高到大角度以便执行基于鹞式操纵的超短距离起飞。当机头角度进一步升高到90°时，可以进行垂直起飞和着陆(vtol)。另外，配备有本发明的飞机将通过宽范围的重心(cg)位置保持控制余量。这样做的明显好处是，在飞行期间不需要定期分配大的燃料负载以维持cg限制，从而简化设计并提高飞行安全性。我们将本发明称为“旋转稳定器”，我们相信旋转稳定器的构思将在航空的未来发挥重要作用。

现在参考附图，其中相似的附图标记始终表示相似的元件。前述公开内容是作为示例而非限制提供的。

附图说明

图1是无发动机滑翔机形式的飞机的透视图，该飞机具有尾后布局的水平稳定器和垂直稳定器。

图2(a)是示出了如图1的示例性滑翔机的透视图，区别在于其水平稳定器完全不存在并且被根据本发明的装置代替。

图2(b)是本发明中的装置的实施例的特写图。

图3是采用根据本发明的装置的无发动机滑翔机的透视图，其中，旋转翼单元以相反的对存在，因为使用了固定俯仰角度的旋转翼。插图显示了在本发明中提出的称为“不对称-v”的控制方案。

图4示出了本发明中的装置的实施例，其用于鸭式布局的固定翼飞机上。

图5(a)至(c)示出了典型的超短距起飞序列的一系列侧视图。最初，前进空速v＝0km·h^-1。

图6示出了如图4的鸭式飞机的侧视图，并且，本发明的装置的可能位置可以由包括虚拟圆的二维图形表示，其中圆的中心与关注的飞机的cg重合，并且圆的半径基本上是装置的力矩臂。

图7是包含根据本发明的装置的具有“cg上方”布局的示例性飞机的透视图。

具体实施方式

在本发明中提出的旋转稳定器的构思总体上涉及使用一个或多个旋转翼单元作为关注的稳定器的主要替代物。这一构思广泛适用于水平稳定器和垂直稳定器，但鉴于水平稳定器的独特优点，本发明的主要聚焦于水平稳定器。

本发明(旋转稳定器)涉及一种用于改善飞机俯仰控制的装置，特别是在失速/过失速状态下，其对于与俯仰相关的特技飞行应用或超短距离起飞和着陆(超-stol)是有用的。在实施例中，根据本发明的装置包括至少一个旋转翼单元，其用于围绕飞机的俯仰轴产生力矩，以有效地致动俯仰控制，即使在深度机翼失速的情况下。所述装置的力矩臂17应该优选地基本上等于或大于它所替代的水平稳定器10的力矩臂13。本文提出了本发明的三个不同的一般示例性实施例，其中两个实施例在航空中是众所周知的，即尾后和鸭式布局。另一种布局是(一个或多个)旋转翼单元基本上设置在所述飞机的cg上方的布局。这种布局不能利用传统的基于表面的升降器正常工作，因此对于本发明而言非常独特，从而导致新的机身设计，这可能成为私人航空和城市空中交通的新兴领域的具有吸引力的备选方案。

图1示出了无发动机滑翔机的透视图，该滑翔机具有处于尾后布局的水平稳定器10和垂直稳定器12。属于水平稳定器10的元件的标号前面标有数字“10”，并且相同的编号方法用于具有子元件的其它组件。升降器控制面102附接到水平稳定器10，用于滑翔机的俯仰控制。水平稳定器10的力矩臂用虚线13表示。值得注意的是，无发动机滑翔机依靠上升的空气或热量来保持空中飞行。

图2(a)示出了相同的示例性滑翔机，其中，其水平稳定器10完全不存在并且被根据本发明的装置代替，所述装置涉及至少一个旋转翼单元14。换句话说，对于尾后布局飞机而言，(一个或多个)旋转翼单元14位于cg的后面。每个旋转翼单元14还包括多个旋转翼142和驱动器144，驱动器144驱动所述旋转翼142旋转以产生推力，如图2(b)所示。该示例中的驱动器144是无刷电动机；另一合适的可选项是内燃机。此外，旋转翼142可以直接安装在驱动器144上，或者例如通过传动轴或同步带间接地安装，如在模型直升机的常规尾桨系统中那样。旋转翼142可以是具有可变俯仰角度或固定俯仰角度，并且每个机构都有其自身的优点和缺点。在该示例中，所述旋转翼142具有可变俯仰角度，并且实际的角度行程范围通常为±10°。当旋转翼142的俯仰角度为0°时，可变俯仰角度的旋转翼单元14产生零的空气动力学推力。致动旋转翼142的可变俯仰角度的常用手段是数字伺服，特别在所述飞机相对较小且翼展约为2米的情况下。旋转的旋转翼142分别在如箭头16a、16b所示的向上或向下方向上产生空气动力学推力。本发明中的装置的力矩臂由虚线17表示。根据经验，装置的力矩臂17应该优选地基本上等于或大于它所替代的水平稳定器10的力矩臂13。由旋转翼单元14与其力矩臂17组合产生的空气动力学推力产生俯仰力矩，该俯仰力矩根据旋转翼142的角度俯仰值使得滑翔机的机头向上或向下俯仰。由于推力的产生不需要飞机具有向前的空速，因此飞机可以在低于失速速度的空速下进行快速多次翻转，从而产生多次翻转的瀑布式操纵——这是常规无电动机滑翔机(无论是全尺寸的还是其他的)很少能够完成的壮举。另外，不需要向前的空速的飞机的强大俯仰控制导致与城市空中移动领域相关的重要的超stol或vtol应用，将使用鸭式布局的实施例更详细地公开和讨论其细节。

在常规的基于表面的升降器102操作中，其角位移可以通过飞行员的手动输入直接致动，或者可选地，飞行员的控制输入可以在被传输到升降器102之前被馈送到陀螺仪中以用于自动稳定。同样，可以通过任一种方法控制本发明中的装置。虽然模拟结果表明，仅通过依靠飞行员的直接输入就可以获得足够的纵向稳定性，但优选地，可以包括陀螺仪以增强稳定性并可以减少飞行员的工作量。

平飞模拟显示，配备有本发明中的装置和俯仰陀螺仪的模型滑翔机的飞行特性与具有常规稳定器的原始滑翔机的飞行特性几乎没有区别。模拟滑翔机的翼展为3.16米。旋转翼单元14由无刷电动机直接驱动，该无刷电动机具有6800rpm的几乎恒定的旋转速度，并且在任一方向16a、16b上产生3.8n的最大静推力。旋转翼142的直径为254mm。配备有根据本发明的装置的滑翔机的最终机翼载荷为32.94g·dm^-2。环境风设定为约20kmh^-1，地形上升气流为约1.7ms^-1。

根据本发明，旋转翼142也可以具有固定俯仰角度。俯仰控制可以使用由于重力引起的自然俯仰和空气动力学推力的组合而以一个旋转翼单元14工作，然而，优选地，旋转翼单元14以相反的对存在，如图3所示。这是因为每个单元14只能在一个方向上施加推力。另外，在本发明中提出了一种控制方案，以消除与无刷电动机的抖动问题有关的众所周知的缺点，将其称为“非对称-v”。所述控制方案应用于旋转翼单元14a、14b，使得向驱动固定俯仰角度的旋转翼142的电动机144供电，以确保无论何时使用，它们均以基本上最小的速度旋转。

图3中的插图示出了作为俯仰输入的函数的驱动旋转翼142的电动机的输出的一般曲线图的示例。例如，如果所述电机预先确定为以没有抖动的方式以5％输出平稳运行，则零俯仰角度输入处的5％输出将确保电动机144以最小的无抖动转速旋转。为使飞机俯仰向上，旋转翼单元14a的动力增加，而另一旋转翼单元14b的动力保持恒定在5％；并且，飞机俯仰向下的情况相反。

图4示出了根据本发明的装置的示例性实施例，其用于鸭式布局的飞机上。该装置通常朝向机身的前端设置。在该示例中，该装置包括安装在连接到机身19的鼻锥18上的一个旋转翼单元14。如图4的插图所示，鼻锥18可以可选地制成可绕与飞机的俯仰轴线平行的轴线‘a’旋转。换句话说，旋转翼单元14位于用于所述鸭式布局的飞机的cg的前面。本示例中的飞机的翼展为2000mm，机身长度约为1145mm。机翼载荷为73.27g·dm^-2，这导致名义失速速度约为43.6km·h^-1。该飞机有两个主推进器20，每个推进器附接有螺旋桨22，并且它们一起产生超过飞机重量的总静态推力，如3d特技飞机中常见的那样。主推进器20附接到机翼23。来自主螺旋桨22的差动推力用于致动偏航，尤其是在过失速状态下。除了具有本发明的装置之外，该飞机还配备有常规鸭翼10，鸭翼10装配有用作升降器的后缘襟翼102。本发明中的装置能够使飞机的机头升高以建立大迎角，从而利用鹞式操纵来实现超stol，或者甚至vtol，如果迎角要进一步增加到90°。浸没在强螺旋桨洗流中的副翼232将确保在鹞式操纵期间主导的横滚控制。鸭式飞机具有三起落架布局，具有前起落架26和主起落架28。该飞机还配备有方向舵122。

图5是典型的超短距起飞序列的一系列侧视图。最初，飞机静止，其前起落架26和主起落架28在地面上[图5(a)]。在起飞序列开始时，本发明的装置将飞机的迎角提高到大约45°的大角度[图5(b)]。随着机头升起，飞机启动涉及来自主推进器20的推力的鹞式操纵。从模拟来看，所需的地面行驶距离仅为约3m，或约3个体长。此外，起飞空速仅为约25km·h^-1，明显低于其失速速度(43.6km·h^-1)，这是鹞式操纵的标志[图5(c)]。在这种情况下，水平加速度约为3m·s^-2或0.31g。在全尺寸飞机应用中，这一加速度对于飞行员或乘客来说是舒适的，因此是可行的起飞方法。一旦飞机收集到足够的空速，它就可以回到由常规的鸭式升降器102进行俯仰控制，并且，本发明的装置可以通过鼻锥18旋转，使得其推力矢量指向前方以增强推进力。短着陆姿态基本上是下降的鹞式通行，即，与图5中所示的过程恰好相反的过程。一旦飞机的主起落架28在地面上，前起落架26通过本发明中的装置逐渐降低到地面。降低机头角度可以与飞机减速一起进行，也可以在停止后进行。从主起落架接触地面到模拟模型完全停止的距离约为5.8米。如果需要，可以在降落前的鹞式下降期间以更大的迎角实现更短的地滚距离。在迎角为90°时，它基本上是垂直着陆。

在升降器表面242发生故障的情况下，本发明中的装置还可以用作安全冗余。另一方面，如果本发明的装置在飞行途中遭受损坏，则飞机可以使用飞行控制面(即副翼232、升降器102和方向舵122)进行常规的跑道着陆。

基于以上公开的这些实施例，可以得出关于本发明中的装置相对于飞机在空中的cg的布局布置的概括。现在参考图6，其示出了鸭式飞机的侧视图，所述装置的可能位置可以由包括虚拟圆30的二维图表示，其中，圆的中心与所关注的飞机的cg重合，并且圆的半径基本上是所述装置的力矩臂17。因此，所述装置可以沿圆的圆周30放置在任何位置，并且推力矢量16a、16b优选地基本上与圆周30相切。

然而，当飞机在地面上静止时，枢转点将被移动以与主起落架28的轴线重合，从中可以推断出为了有效的超短距离起飞，主推进器20的推力线32应优选地不高于穿过主起落架28的轴线282的中心的水平线34，以便最小化来自主推进器20的扭矩的反作用的影响，该影响导致飞机的机头被向下推。注意，如果飞机被配置为从地面起飞，则所述装置的实际放置将减少到几乎半圆形，因为其余部分被地面隐藏而因此不可用。用手或弹射器发射的飞机将保留完整的虚拟圆。通过分析如图6所示的虚拟圆图，另一可能的实施例是，包括至少一个旋转翼单元14的装置基本上位于cg的上方，如图6所示，并且，其在本发明中被称为“cg上方”布局。

图7是包含根据本发明的装置的具有“cg上方”布局的示例性飞机的透视图。该示例性飞机具有大于1的推力-重量比，并且包括至少一个主推进器20。虽然与鸭式飞机的物理外观看起来不同，但它们都具有相似的超stol或vtol能力。此外，根据分析图6中的虚拟圆图而获得的启示，有意降低主推进器20的推力线32。这种“cg上方”实施例的明显优点在于，(一个或多个)旋转翼单元14的推力矢量在巡航飞行期间基本上是水平的，因此可以容易地增加主推进器20产生的推进力而不需要额外的复杂旋转机构，并且这导致提高可靠性并减轻重量。

已经出于示意和描述的目的呈现了本发明的前述描述。此外，该描述并非旨在将本发明限制于在此公开的形式。因此，与上述教导相对应的变型和修改以及相关领域的技术和知识都在本发明的范围内。上文描述的实施例还旨在解释实践本发明的已知的最佳模式，并且使得本领域技术人员能够在这样的或其他实施例中并且以本发明的特定应用或用途所需的各种修改利用本发明。所附权利要求旨在被解释为包括现有技术允许范围内的替代实施例。

参考文献：

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