的机翼部件，机翼部件具有相对于所述固定 翼面至少可平移移动的"可移动翼面"； ?相对于所述固定翼面从缩回位置到展开位置至少平移移动所述可移动翼面的移动 系统，在缩回位置时所述机翼部件的参照弦在最小值，在展开位置时所述机翼部件的参照 弦在最大值；以及 ?连接到移动系统的控制系统，当旋翼机具有小于第一速度阈值的向前速度时，控制 系统将所述可移动翼面定位在缩回位置，以及当旋翼机具有比高于第一速度阈值的第二速 度阈值更高的向前速度时，控制系统将可移动翼面定位在展开位置。
[0056] 例如，在缩回位置，可移动翼面被安排在固定翼面的前缘和后缘之间。
[0057] 相反，在缩回位置之外，可移动翼面从固定翼面的后缘横向突出。
[0058]术语元件的"参照弦"指定为位于距该元件的根部的指定距离的该元件的参照弦。 例如，元件的参照弦表示为该元件一端(并且具体而言在其自由端)的弦。
[0059] 因此，当可移动翼面位于缩回位置时，机翼部件具有第一翼面积和具有第一值的 参照弦。
[0060] 当可移动翼面位于展开位置时，机翼部件还具有第二翼面积和具有第二值的参照 弦。在该情况下，第一翼面积和第一值分别小于第二翼面积和第二值。
[0061] 本发明因此提出可变弦的横尾翼和/或尾翼。参照弦可以变化非常可观的量。对于 旋翼机，可移动翼面具有在固定翼面的参照弦的四分之一到二分之一范围内的参照弦。
[0062] 在该情况下，机翼部件在低速缩回，从而机翼部件向来自旋翼的涡流呈现了最小 面积。例如，第一速度阈值可设定为40kt。
[0063] 因此，作为横尾翼使用的可变翼面积稳定器装置可最小化姿态驼峰现象。另外，在 非管道尾旋翼的情况下，作为尾翼使用的可变翼面积稳定器装置可最小化尾翼阻塞现象。
[0064] 高于第一速度阈值，可移动翼面平移移动以增加机翼部件的参照弦，从而最大化 机翼部件的空气动力学效果。
[0065]当向前速度达到第二速度阈值，例如，大约70kt，可移动翼面处于展开位置。
[0066] 在过渡阶段，当向前速度位于第一阈值和第二阈值之间，可移动翼面因此位于缩 回位置和展开位置之间的中间位置。例如，仿射函数提供作为向前速度函数的中间位置。
[0067] 传统现有技术副翼绝大部分旋转地工作以修正翼面的弧高。
[0068] 本发明通过平移移动可移动翼面而与克服了这些偏见。
[0069] 另外，本发明克服了应用于飞机的远程教导。在飞机上，制造者致力于在低速增加 翼面面积。相反地，本发明致力于在低速降低机翼部件的翼面积。
[0070] 由于旋翼机的特殊特征，从缩回位置到展开位置的平移不必迅速，反之亦然。
[0071]因此，移动系统可具有相对缓慢且可能使用开环调节来控制的致动器。
[0072] 例如，为了获得在40kt和70kt之间具有从600毫米(mm)到800mm(+33%的弦）的参 照弦的机翼部件，发现能够以大约3毫米每秒(mm/s)到12mm/s的速度伸展的致动器是足够 的。
[0073] 另外，控制平移运动的致动器呈现出对控制力相对不敏感的优点。
[0074] 进一步，本发明在安全方面并不挑剔。
[0075] 如果可移动翼面在缩回位置变阻塞，则机翼部件可继续有效，可能与速避范围相 关联。
[0076] 相反，如果可移动翼面在展开位置阻塞，则低速移动被惩罚，但是它们并非不可能 执行。
[0077] 旋翼机也可包括下面特征中的一个或多个。
[0078] 例如，当至少两个稳定器装置是"可变翼面积稳定器装置"时，各可变翼面积稳定 器装置可具有共同的控制系统。
[0079]这一规定致力于最小化旋翼机的重量。
[0080] 类似地，当至少两个稳定器装置是"可变翼面积稳定器装置"时，各可变翼面积稳 定器装置可具有共同的移动系统。
[0081] 进一步，所述移动系统是具有发动机、蜗杆、以及啮合在蜗杆上的至少一个螺母的 蜗杆系统。
[0082] 蜗杆致动器使用起来相对简单，并且对控制力的问题非常不敏感。
[0083]发动机可是电力发动机。
[0084] 因此，蜗杆可由发动机旋转驱动，例如，螺母紧固到可移动翼面，从而防止相对于 所述可移动翼面旋转。
[0085] 在一变型中，移动系统包含起重器。
[0086] 独立于该变型，当机身具有支撑可变翼面积稳定器装置的尾桁时，移动系统可例 如至少部分安排在所述尾桁中。
[0087] 因此，蜗杆系统或者起重器可被容纳在尾桁内，以避免使旋翼机的空气动力学结 构降级。
[0088] 进一步，所述控制系统可包括计算机，计算机连接到测量旋翼机的向前速度的系 统和移动系统。
[0089] 计算机可包括用于确定可移动翼面的适当位置的至少一个关系。
[0090] 例如，该计算机可包含执行储存在存储器中的指令的逻辑电路或者处理器。
[0091] 计算机然后可基于测量的向前速度通过向移动系统应用开环调节来控制移动系 统。
[0092] 计算机然后可依赖于测量的旋翼机的向前速度来应用主调节关系。
[0093] 为了此目的，测量向前空速的系统可包含使得能够测量指示空速（IAS)的空速测 量装置。
[0094] 该空速测量装置可以是空气数据计算机测量系统。
[0095] 在一变型中，或者作为补充，测量向前速度的系统包含测量所述旋翼机的至少一 个飞行控制的位置的测量传感器。具体地，测量传感器确定控制主旋翼的叶片的循环倾角 的控制位置。
[0096]例如，如果空速测量系统故障，则测量系统使用该测量传感器。
[0097] 进一步，计算机可包括降级移动系统控制的关系，从而在测量向前空速的系统故 障的情况下将可移动翼面定位在展开位置。
[0098] 为了安全的目的，在向前速度测量系统故障的情况下，可移动翼面被置于其展开 位置。
[0099] 旋翼机可接着具有确定向前速度测量系统是否正确操作的常规监视系统。监视系 统可连接到计算机，或者其可合并到计算机内。
[0100] 另外，控制系统包括由飞行员操作的手动控制机构，手动控制机构连接到移动系 统。
[0101] 因此，在向前速度测量失效的情况下，本发明可具有用于驾驶关系的一个或多个 降级模式。
[0102] 可移动翼面可被手动控制，可完全展开，或者根据在至少一个飞行控制位置的基 础上被估计的速度来控制。
[0103] 可选地，飞行员可使用选择器选择哪个降级模式被应用。
[0104] 进一步，所述固定翼面可选地包括向外对着所述固定翼面的后缘开口的壳体，当 位于缩回位置时，所述可移动翼面至少部分容纳在所述壳体中。
[0105] 术语"壳体"用于指示至少部分被固定翼面限定的空间。壳体可内接在固定翼面的 压力侧和吸入侧之间，或者其可仅由压力侧或者吸入侧限定。
[0106] 当可移动翼面位于缩回位置时，壳体的存在可往往降低机翼部件的参照弦。
[0107] 在所述可移动翼面位于缩回位置时至少部分容纳在所述壳体中的情况下，机翼部 件的参照弦在所述可移动翼面位于缩回位置时有利地等于固定翼面的参照弦。
[0108] 机翼部件的翼面积于是最小化。
[0109] 当所述可移动翼面位于展开位置，为了最大化该翼面积，可移动翼面的前缘可相 反地安排成抵靠固定翼面的后缘。狭窄的间隙可选地将后缘和前缘分开。
[0110] 另外，当位于展开位置，可移动翼面在旋翼机的向前方向上与固定翼面连续展开。
[0111] 例如，当所述旋翼机具有低于第一速度阈值的向前速度，来自旋翼的气流冲击所 述固定翼面的面，并且所述壳体被面对所述气流的所述面遮盖。
[0112] 进一步，翼面可旋转移动和平移移动。旋转移动使得可能够避免可移动翼面阻塞 固定翼面和/或其可使得可移动翼面能够被定位成扩展固定翼面。
[0113] 在另一个替换方案中，可移动翼面相对于固定翼面仅可平移移动，移动系统将可 移动翼面仅相对于固定翼面从缩回位置平移到展开位置，在缩回位置机翼部件的参照弦是 最小值，在展开位置机翼部件的参照弦是最大值。
【附图说明】
[0114] 本发明和其优点通过各示例的以下描述的上下文中更详细地显现，这些示例是作 为说明并参考附图来给出的，附图中： ?附图1是具有横尾翼的旋翼机的概略俯视图，该横尾翼具有处于缩回位置的可移动 翼面； ?附图2是具有处于缩回位置是可移动翼面的机翼部件的概略视图； ?附图3是具有处于展开位置的可移动翼面的机翼部件的概略视图； ?附图4是解释可移动翼面展开超过的阈值的图表； ?附图5是具有横尾翼的旋翼机的