具有稳定器装置的旋翼机的制作方法
【专利说明】具有稳定器装置的旋翼机 相关申请的交叉引用
[00011 本申请要求2014年9月30日提交的FR1402194的权益，其公开的内容通过援引整体 纳入于此。
技术领域
[0002] 本发明涉及具有稳定器装置的旋翼机。具体地，旋翼机是直升机。
[0003] 本发明因此位于旋翼机稳定器装置的狭窄技术领域，该装置受不在飞机上出现的 现象的支配。
[0004] 通常地，飞行器包括从前端到后端纵向延伸并且在前后对称面的任一侧上的机 身。
[0005] 进一步，飞行器有时候在其后端包括用于稳定飞行器的某种运动的稳定器装置。
[0006] 稳定器装置包括用于稳定飞行器的偏航运动的稳定器表面。
[0007] 该偏航运动稳定器表面通常称为"尾翼"。
[0008] 进一步，该稳定器装置包括用于稳定飞行器的俯仰运动的稳定器机构。用于稳定 俯仰运动的机构通常包括至少一个稳定器表面，该表面相对于飞机的前后对称面呈现绝对 值在0°到正负90°范围内的角度。
[0009] 用于稳定俯仰运动的该机构有时候称为"水平横尾翼"，或者更简单地在以下称为 "横尾翼"。在稳定器机构不必须是水平的时候更具体地使用术语"横尾翼"。还使用术语"俯 仰稳定器机构"。
[0010] 俯仰稳定器机构可包括在横向上恰好穿过飞行器后端的至少一个翼面，或者实际 上它可包括从所述后端横向延伸的非贯穿翼面。
[0011]该稳定器机构在飞机向前飞行时扮演实质的稳定角色，但是他们对旋翼机是不利 的。
[0012] 飞机通常具有支撑机身的至少一个翼，并且在机身的后端也具有横尾翼和尾翼。
[0013] 相反地，旋翼机具有提供升力和可能也提供推力的至少一个旋翼，该旋翼为了方 便也称为"主旋翼"。然后旋翼机的机身例如在垂直方向上从具有起落装置的底部延伸到支 撑该主旋翼的顶部。
[0014] 直升机类旋翼机因此提供有向该飞机提供其至少一些升力和推力的至少一个主 旋翼。
[0015] 进一步，具有单个主旋翼的直升机有时候在其后端装配有被尾部支撑的尾旋翼。 具体地，尾旋翼用于对抗通过主旋翼施加在机身上的偏航力矩。进一步，尾旋翼用于控制直 升机偏航中的运动。
[0016] 直升机的尾旋翼然后或者在Fenestron?型的管道尾旋翼情况下设置在尾翼内，或 者在非管道尾旋翼情况下被尾翼支撑。
[0017]结果，旋翼机可具有以有害的方式与稳定器装置相互作用的至少一个主旋翼和尾 旋翼。
[0018] 旋翼式飞机，具体地是直升机，还能够执行悬停飞行或以非常低的速度飞行，即例 如以小于70节(kt)的速度飞行。
[0019] 在这些悬停或低速飞行阶段期间，可发现这样的稳定器装置是有害的。
[0020] 在该情形中，当尾翼支撑尾旋翼，在悬停或者低速飞行阶段期间，尾旋翼产生的气 流可对尾翼冲击。然后尾翼部分地阻塞该气流，从而减少由尾旋翼施加在飞行器机身上的 偏航力矩。
[0021] 在该情形中，操作尾旋翼所必需的功率需要增加以补偿由尾翼引起的效率损失。
[0022] 因为飞机没有尾旋翼，有时候称之为"尾翼阻塞现象"的该现象不发生在飞机上。
[0023] 为了限制增加功率的这一需求，尾翼的后缘可缩短。然而，由于其翼面积的减少， 尾翼然后在向前飞行时变得较低效。
[0024] 同样地，俯仰稳定器机构在巡航飞行阶段是有效的，随着直升机向前速度的增加， 有效性增加。进一步，俯仰稳定器机构的有效性通过最大化其翼面积而被最大化。
[0025] 然而，在飞行中，穿过传统直升机的主旋翼的气流向下偏转，并且在某些飞行情况 下，其结果会向俯仰稳定器机构冲击，尤其是以低速平移时或在悬停期间。该气流然后施加 力到俯仰稳定器机构，从而飞行员需要通过操作飞行控制进行补偿。
[0026] 然而，当飞行条件变化时，气流偏转也修正。结果，由气流施加在俯仰稳定器机构 上的力也被修正。
[0027] 该现象被本领域技术人员称为"姿态驼峰"，并且其不发生在飞机上。
[0028]在悬停飞行和巡航飞行之间的过渡阶段阶段，例如，在40kt到70kt的范围内，由穿 过主旋翼的气流施加的力主要趋向于使横尾翼失去升力，并且通过冲击俯仰稳定器机构在 直升机上施加抬头姿态。该飞行阶段通常称为"过渡阶段"，其通常处于悬停飞行阶段和巡 航飞行阶段之间的低速。
[0029] 为了平衡直升机，飞行员必须接着使用控制主旋翼的叶片的循环倾角的操纵杆以 降低直升机的抬头姿态。
[0030] 在该情况下，由俯仰稳定器机构引起的升力损失对于飞机性能是有害的。进一步， 飞机的抬头运动对于飞行员的能见度是有害的尤其在接近起落区域的阶段期间。
[0031] 进一步，通过最大化其翼面积来优化俯仰稳定器机构加重了姿态驼峰。
[0032] 在该情形下，在不导致姿态驼峰现象的增加的情况下在直升机上使用大翼面积的 俯仰稳定器机构显现为是不可能的。
[0033] 在该情况下，旋翼机受飞机制造者未知的困难的困扰。
[0034] 旋翼机(具体地是直升机）的稳定器装置的设计因此涉及快速平移时的飞行阶段 和悬停或低速时的飞行阶段之间的折衷。
[0035] 为了补救该问题，稳定器装置具有固定翼面和相对于固定翼面可旋转移动的翼 面。相对于稳定器表面的可移动表面的位置然后可使用至少一个致动器控制。
[0036]可移动翼面的功能是修正稳定器装置的弧高以修正其升力。
[0037]致动器可通过飞行控制和/或计算机来控制。
[0038] 尽管有优点，但该解决方案的主要困难在于功能和致动器所受的控制力的临界性 质。
[0039] 相对于向前飞行位置，横尾翼副翼在悬停飞行中转动70°角。由于递送的高水平的 力，该角度可能与电致动器的工作范围不相容。
[0040] 在该情形中，该装置可包括被液压致动器备份的电致动器，从而使其架构更加复 杂。
[0041] 进一步，具有主动旋转副翼的横尾翼需要具有由计算闭环来进行伺服控制的大带 宽的致动器。该类型的架构造成的问题在于寻找在高频率操作的致动器。
【背景技术】
[0042] 文献FR2689854描述了直升机尾翼。该尾翼具有翼面。尾翼接着具有副翼，该副翼 通过铰接到翼面的后缘而可旋转移动。副翼相对于中间位置转过的角度是飞行器旋翼叶片 的集体倾角角度的函数和飞行器向前速度的函数。
[0043]进一步，关于远离本发明技术领域的技术领域的文献是已知的，也就是飞机的技 术领域。这些文献仅是作为说明来提到的。
[0044]文献EP2371707B1根据其第13段，涉及降低飞机的尾翼的面积而不降低尾翼的副 翼在存在大偏航时（即在引擎故障，源自输送的外部负载、阵风、或者跑道洪水的不平衡的 情况下)旋转移动的能力。
[0045]为了这个目的，文献EP2371707A2描述了具有翼面的尾翼。尾翼接着具有通过铰接 到翼面的后缘而可旋转移动的可伸缩副翼。
[0046]尾翼阻塞和姿态驼峰现象因此在该文献中没有提到。
[0047]类似地，文献FR29 111 13描述了飞机横尾翼。
[0048]横尾翼具有铰接到滑动件的旋转副翼，该滑动件相对于固定表面平移移动。具体 地，副翼相对于固定表面滑动以在起飞和着陆（即低速)期间最大化尾翼面积，并且在巡航 飞行（即高速)时最小化尾翼面积。
[0049] 该文献FR2911113显示了在起飞和着陆阶段期间处于展开位置且在巡航飞行期间 处于缩回位置的水平横尾翼。
[0050]这些效果对旋翼机遭遇的尾翼阻塞和姿态驼峰现象而言显得是有害的。
[0051 ]文献US2013/313355描述了具有穿过俯仰稳定器机构厚度的至少一个槽的俯仰稳 定器机构。至少一个偏转器在所述槽内分隔出两个隔间。
[0052] 文献 EP2409917，EP2708466 和 EP2105378 也是已知的。
【发明内容】
[0053] 本发明的目的因此是提供趋向于降低尾翼阻塞和/或姿态驼峰现象的旋翼机。
[0054] 根据本发明，旋翼机具有从前端到后端区域纵向延伸的机身。旋翼机包含至少一 个主拉升旋翼和控制偏航运动且安排在所述后端区域的至少一个尾旋翼，旋翼机包括安排 在后端区域的至少一个稳定器装置，每个稳定器装置是从包含在俯仰时稳定旋翼机的横尾 翼和在偏航时稳定旋翼机的尾翼的列表中选择的。
[0055] 进一步，稳定器装置中的至少一者被称为"可变翼面积稳定器装置"。每个可变翼 面积稳定器装置包含： ?具有相对于所述机身固定的"固定翼面"