CN105460205B - 具有稳定器装置的旋翼机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及具有横尾翼(15)和/或尾翼(20)型的至少一个稳定器装置(10)的旋翼机(1)。至少一个稳定器装置(10)是可变翼面积稳定器装置(11)，该装置包含提供有固定翼面(31)和可移动翼面(35)的机翼部件(30)。控制***(50)连接到移动***(40)，移动***(40)用于在缩回位置(POS1)和展开位置之间平移所述可移动翼面(35)，当旋翼机具有低于第一速度阈值(110)的向前速度(IAS)时可移动翼面(35)占据缩回位置(POS1)，当旋翼机(1)具有比高于第一速度阈值(110)的第二速度阈值(120)更高的向前空气速度(IAS)时可移动翼面(35)占据展开位置。
Description
相关申请的交叉引用
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
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。
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。
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。
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。
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。
该偏航运动稳定器表面通常称为“尾翼”。
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。
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”。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
直升机的尾旋翼然后或者在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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
在该情况下，旋翼机受飞机制造者未知的困难的困扰。
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。
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。
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。
致动器可通过飞行控制和/或计算机来控制。
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。
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。
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。
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
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。
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。
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。
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。
尾翼阻塞和姿态驼峰现象因此在该文献中没有提到。
类似地，文献FR2911113描述了飞机横尾翼。
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。
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。
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。
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。
文献EP2409917，EP2708466和EP2105378也是已知的。
发明内容
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。
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。
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”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***，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***的控制***，当旋翼机具有小于第一速度阈值的向前速度时，控制***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***将可移动翼面定位在展开位置。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
本发明通过平移移动可移动翼面而与克服了这些偏见。
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。
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。
因此，移动***可具有相对缓慢且可能使用开环调节来控制的致动器。
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。
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。
进一步，本发明在安全方面并不挑剔。
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。
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。
旋翼机也可包括下面特征中的一个或多个。
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***。
这一规定致力于最小化旋翼机的重量。
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***。
进一步，所述移动***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***。
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。
发动机可是电力发动机。
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。
在一变型中，移动***包含起重器。
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***可例如至少部分安排在所述尾桁中。
因此，蜗杆***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。
进一步，所述控制***可包括计算机，计算机连接到测量旋翼机的向前速度的***和移动***。
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。
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。
计算机然后可基于测量的向前速度通过向移动***应用开环调节来控制移动***。
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。
为了此目的，测量向前空速的***可包含使得能够测量指示空速(IAS)的空速测量装置。
该空速测量装置可以是空气数据计算机测量***。
在一变型中，或者作为补充，测量向前速度的***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。
例如，如果空速测量***故障，则测量***使用该测量传感器。
进一步，计算机可包括降级移动***控制的关系，从而在测量向前空速的***故障的情况下将可移动翼面定位在展开位置。
为了安全的目的，在向前速度测量***故障的情况下，可移动翼面被置于其展开位置。
旋翼机可接着具有确定向前速度测量***是否正确操作的常规监视***。监视***可连接到计算机，或者其可合并到计算机内。
另外，控制***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***。
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。
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。
可选地，飞行员可使用选择器选择哪个降级模式被应用。
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。
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。
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。
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。
机翼部件的翼面积于是最小化。
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。
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。
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。
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。
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***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
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概略俯视图，该横尾翼具有处于展开位置的可移动翼面；
·附图6是具有尾翼的旋翼机的概略俯视图，该尾翼包括处于缩回位置的可移动翼面；
·附图7是具有尾翼的旋翼机的概略侧视图，该尾翼包括处于缩回位置的可移动翼面；
·附图8是具有尾翼的旋翼机的概略俯视图，该尾翼包括处于展开位置的可移动翼面；
·附图9是具有尾翼的旋翼机的概略侧视图，该尾翼包括处于展开位置的可移动翼面；
·附图10是具有尾翼和横尾翼的旋翼机的概略俯视图，尾翼和横尾翼中的每一者包括处于缩回位置的可移动翼面；
·附图11是具有尾翼和横尾翼的旋翼机的概略俯视图，尾翼和横尾翼中的每一者包括处于展开位置的可移动翼面；以及
·附图12是具有可旋转和平移移动的可移动翼面的机翼部件的概略视图。
具体实施方式
在超过一个附图中出现的元素在这些附图中的每一者中具有相同的标记。
可以看到，三个相互正交的方向X、Y和Z被示出在一些附图中。
第一方向X称为纵向。术语“纵向”涉及平行于第一方向X的任何方向。
第二方向Y称为横向。术语“横向”涉及平行于第二方向Y的任何方向。
最后，第三方向Z称为高度方向。术语“高度方向”涉及平行于第三方向Z的任何方向。
附图1显示了本发明的旋翼机1。
无论哪个实施例，旋翼机包括机身2。机身2从前端4到后端区域5纵向延伸。后端区域5通过机身的尾桁3支撑。该后端区域5通常被本领域技术人员称为“尾部”。
旋翼机1具有用于提供升力的至少一个主旋翼6。附图1中的主旋翼6安排在机身2上方。另外，主旋翼6提供有多个叶片7。
飞行员可以按常规方式通过经由飞行控制58改变叶片7的集体倾角和循环倾角来控制旋翼机的运动。这些飞行控制可包括用于主旋翼的叶片的循环倾角控制和用于主旋翼的叶片的集体倾角控制。
另外，旋翼机提供有使飞行员能够在偏航时控制旋翼机运动的尾旋翼8。例如，踏板使得尾旋翼8的叶片9的倾角能被控制。
在该情况下，尾旋翼安排在旋翼机的尾部5上。
进一步，旋翼机1具有安排在尾部5的至少一个稳定器装置10，每个稳定器装置10是从以下列表中选择的：该列表包括在俯仰时稳定旋翼机1的横尾翼15和在偏航时稳定旋翼机1的尾翼20。
在附图1的示例中，旋翼机1具有支撑横尾翼15和尾翼20的尾桁，尾旋翼8被尾翼20支撑。
所示横尾翼具有横向穿过尾部的机翼部件。然而，还设想了其它结构。因此，横尾翼可包括只在旋翼机一侧延伸的单个机翼部件，或者它可包括多个机翼部件，多个机翼部件的每一个在旋翼机的至少一侧上横向延伸。
进一步，至少一个稳定器装置10是可变翼面积的稳定器装置11。
附图1和5显示了具有横尾翼型的可变翼面积的稳定器装置11的旋翼机。附图6到9显示具有尾翼型的可变翼面积的稳定器装置11的旋翼机。附图10和11显示了具有尾翼型的可变翼面积的稳定器装置11和横尾翼型的可变翼面积的稳定器装置11。
独立于该变型且参考附图2，可变翼面积稳定器装置11包括机翼部件30。
机翼部件30提供有紧固到旋翼机机身的翼面31。在该情况下，该翼面称为固定翼面31。
另外，机翼部件30提供有相对于旋翼机机身以及相对于相关联的固定翼面31可移动的翼面35，该移动至少是平移。在该情况下，翼面称为可移动翼面35。
因此，可移动翼面可平移移动，具体是在附图2所示的缩回位置POS1和附图3所示的展开位置POS2之间移动。
可移动翼面因此呈现为机翼部件的副翼，该副翼可平移移动以及可能在一替换方案中旋转移动。
参照附图2，机翼部件的固定翼面31然后限定了用于接纳至少部分地处于缩回位置的所述机翼部件30的可移动翼面35的壳体70。
该壳体70通向固定翼面31的后缘33。
例如，壳体内接在固定翼面的吸入侧表面和压力侧表面之间。
在附图2的变型中，壳体70部分地由固定翼面的单个面限定。具体地，壳体70由固定翼面的与被来自旋翼机的旋翼6、8的气流100冲击的面34相对的面来限定。
当所述旋翼机1具有低于第一速度阈值110的向前速度时，壳体70于是遮盖避免该气流100。
在缩回位置POS1，可移动翼面35有利地被完全容纳在壳体70内。机翼部件30的参照弦90于是等于固定翼面31的参照弦91。
参照附图3，示出了处于其展开位置POS2的可移动翼面35，作为对比，可移动翼面35在旋翼机1的行进方向X上延伸固定翼面31。槽38可任选地将可移动翼面的前缘36与固定翼面的后缘33分开。
为了给可移动翼面35沿着纵向方向X平移移动的自由度，可变翼面积的稳定器装置包括用于相对于固定翼面31至少平移移动可移动翼面35的移动***40。
在附图3的变型中，移动***40可包括起重器型致动器45。起重器45可以是电动、液压、或气动起重器。
在附图1的变型中，移动***40可包括蜗杆***型致动器。该蜗杆***提供有发动机41，例如比如为电动、液压、或气动发动机。另外，蜗杆***提供有蜗杆42和蜗杆42通过的螺母43。
在该情况下，螺母可紧固到可移动翼面35，从而提供有至少平移移动的自由度，最终提供平移移动的单个自由度。
结果，发动机驱动蜗杆42旋转。螺母43然后沿着蜗杆滑动，从而引起相关联的可移动翼面至少平移移动。
独立于移动***的致动器的性质，致动器有利地至少部分地安排在尾桁3上。
另外，移动***可包括引导可移动翼面的平移移动的至少一个滑道44。
在一替换方案中，可移动翼面35只可平移移动。
然而，在附图12的替换方案中，可移动翼面35可平移和旋转移动。例如，可移动翼面35具有在弯曲滑道44滑动的螺柱46。在该情况下，移动***的致动器45的平移移动导致可移动翼面35的旋转移动和平移移动两者。
进一步，并且参照附图1，可变翼面积的稳定器装置包括连接到移动***40的控制***50。
控制***50控制移动***，从而当旋翼机具有第一速度阈值110的向前速度IAS时，将可移动翼面35定位在缩回位置POS1，以及当旋翼机1具有比高于第一速度阈值110的第二速度阈值120更高的向前速度时，将可移动翼面35定位在展开位置。
该向前速度可以是旋翼机的指示空速(IAS)。
附图4显示了沿着横坐标以节(kt)为单位绘制的旋翼机的向前速度和沿纵坐标以毫米为单位绘制的机翼部件的可移动翼面35的行进的图表。
低于第一速度阈值110，可移动翼面35位于缩回位置POS1。高于第二速度阈值120，可移动翼面35位于展开位置POS2。
在缩回位置POS1和展开位置POS2之间，作为示例通过作为旋翼机向前速度的函数的关系来确定可移动翼面35的平移移动。该函数可以是仿射函数。
参照附图1，控制***50可包括连接到移动***40的计算机51。
进一步，计算机51连接到用于测量旋翼机1向前速度的***55以确定应找到可移动翼面的位置。
在该情况下，测量向前空速的***55可包含用于测量指示空速IAS的常规类型的空速测量装置56。
可选地，测量向前速度的***55包含测量旋翼机1的至少一个飞行控制58的位置的测量传感器57。
在空速测量装置56发生故障的情况下，计算机可使用测量传感器57以求得旋翼机的向前速度。例如，计算机可根据控制主旋翼叶片的循环倾角的装置的位置来估计向前速度。
可选地，计算机51也可包括降级的驾驶关系，在测量向前速度的***55故障的情况下，该关系用于告知移动***40将可移动翼面35置于展开位置POS2。
控制***50也可包括至少一个飞行员可操作的手动控制机构60。手动控制机构60直接或通过计算机间接连接到移动***40。
在该情况下，移动***的致动器可自动或手动控制。例如，只要手动控制机构不运转，移动***就可被自动控制。
附图1和5解释了包括横尾翼型的可变翼面积的稳定器装置的旋翼机的操作。
参照附图1，横尾翼15提供有固定翼面31和可移动翼面35。
在旋翼机的低向前速度时，即当旋翼机以低于第一速度阈值110的向前速度行进时，可移动翼面35位于缩回位置。横尾翼的参照弦于是被最小化，从而导致姿态驼峰现象最小化。
参考附图5，当旋翼机翼以高于第一速度阈值110的向前速度行进时，可移动翼面35被自动或手动地在纵向方向上从固定翼面移开，从而增加横尾翼的参照弦。
当旋翼机以高于第二阈值速度120的向前速度行进时，可移动翼面35位于展开位置POS2，横尾翼的参照弦于是被最大化。
附图6到9显示了具有尾翼型的可变翼面面积稳定器装置11的旋翼机。
参照附图6和7，尾翼20具有固定翼面31和可移动翼面35。
在旋翼机的低向前速度时，即当旋翼机以低于第一速度阈值110的向前速度行进时，可移动翼面35位于缩回位置。尾翼的参照弦于是被最小化，从而导致尾翼锁定现象最小化。
参照附图8和9，当旋翼机以高于第一速度阈值110的向前速度行进时，可移动翼面35被自动或者手动地在纵向方向上从固定翼面移开，以增加尾翼的参照弦。
当旋翼机以高于第二速度阈值120的向前速度行进时，可移动翼面35位于展开位置POS2，尾翼的参照弦于是被最大化。
附图10和11显示了具有尾翼型的可变翼面积稳定器装置11和横尾翼型的可变翼面积稳定器装置11的旋翼机。
可选地，可变翼面积稳定器装置11具有共同控制***50和共同移动***40。
自然地，本发明的实现可具有许多变型。尽管描述了若干实施例，但将容易地理解的是，完全标识所有可能的实施例是难以想象的。自然地可以构想的是，任何机构可被等同的机构替代而不超出本发明的范围。
Claims (18)
1.一种具有从前端(4)到后端区域(5)纵向延伸的机身(2)的旋翼机(1)，所述旋翼机(1)包含至少一个主提升旋翼(6)和控制偏航运动且安排在所述后端区域(5)的至少一个尾旋翼(8)，所述旋翼机(1)包括安排在所述后端区域(5)的至少一个稳定器装置(10)，每个稳定器装置(10)是从包含在俯仰时稳定所述旋翼机(1)的横尾翼(15)和在偏航时稳定所述旋翼机(1)的尾翼(20)的列表中选择的，所述稳定器装置(10)中的至少一者是“可变翼面积稳定器装置”(11)，每一可变翼面积稳定器装置(11)包含具有相对于所述机身(2)固定的“固定翼面”(31)的机翼部件(30)，所述机翼部件(30)具有能相对于所述固定翼面(31)移动的“可移动翼面”(35)，其中所述可移动翼面能相对于所述固定翼面(31)至少平移移动，所述旋翼机包含：
·相对于所述固定翼面(31)从缩回位置(POS1)到展开位置(POS2)至少平移移动所述可移动翼面(35)的移动***(40)，在所述缩回位置(POS1)时所述机翼部件(30)的参照弦(90)在最小值，在所述展开位置(POS2)时所述机翼部件(30)的参照弦(90)在最大值；以及
·连接到所述移动***(40)的控制***(50)，当所述旋翼机具有小于第一速度阈值(110)的向前速度(IAS)时，所述控制***(50)将所述可移动翼面(35)定位在所述缩回位置(POS1)，以及当所述旋翼机(1)具有比高于第一速度阈值(110)的第二速度阈值(120)更高的向前速度(IAS)时，所述控制***(50)将所述可移动翼面(35)定位在展开位置。
2.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，至少两个稳定器装置是“可变翼面积稳定器装置”(11)，所述可变翼面积稳定器装置(11)具有共同的控制***(50)。
3.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，至少两个稳定器装置是“可变翼面积稳定器装置”(11)，所述可变翼面积稳定器装置(11)具有共同的移动***(40)。
4.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述移动***(40)是具有发动机(41)、蜗杆(42)、以及啮合在所述蜗杆(42)上的至少一个螺母(43)的蜗杆***。
5.根据权利要求4的旋翼机，其特征在于，所述蜗杆(42)由所述发动机(41)驱动旋转，所述螺母(43)紧固到可移动翼面(35)且防止相对于所述可移动翼面(35)旋转移动。
6.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述移动***(40)包含起重器(45)。
7.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述机身(2)包括支撑可变翼面积稳定器装置(11)的尾桁(3)，以及所述移动***(40)至少部分地被安排在所述尾桁(3)中。
8.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述控制***(50)包括计算机(51)，计算机(51)连接到用于测量所述旋翼机(1)的向前速度的***(55)并且连接到所述移动***(40)。
9.根据权利要求8的旋翼机，其特征在于，所述计算机(51)包括用于降级所述移动***(40)的控制的关系，从而在测量向前速度的***(55)故障的情况下将所述可移动翼面(35)定位在所述展开位置(POS2)。
10.根据权利要求8的旋翼机，其特征在于，测量所述向前速度的所述***(55)包含使得能够测量指示空速(IAS)的空速测量装置(56)。
11.根据权利要求8的旋翼机，其特征在于，测量向前速度的所述***(55)包含测量所述旋翼机(1)的至少一个飞行控制(58)的位置的测量传感器(57)。
12.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述控制***(50)包括能由飞行员操作的手动控制机构(60)，所述手动控制机构(60)连接到所述移动***(40)。
13.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述固定翼面(31)包括向外对着所述固定翼面(31)的后缘(33)开口的壳体(70)，所述可移动翼面(35)在处于所述缩回位置(POS1)时至少部分容纳在所述壳体(70)中。
14.根据权利要求13的旋翼机，其特征在于，所述可移动翼面(35)在处于所述缩回位置(POS1)时至少部分容纳在所述壳体(70)中，所述可移动翼面(35)在处于所述缩回位置(POS1)时，所述机翼部件(30)的参照弦(90)等于所述固定翼面(31)的参照弦(90)。
15.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述可移动翼面(35)在处于所述展开位置(POS2)时在所述旋翼机(1)的向前方向(X)上与所述固定翼面(31)连续展开。
16.根据权利要求13的旋翼机，其特征在于，当所述旋翼机(1)具有低于所述第一速度阈值(110)的向前速度时，来自旋翼(6，8)的气流(100)冲击所述固定翼面(31)的面(34)，并且所述壳体(70)被面对所述气流(100)的面(34)遮盖。
17.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述可移动翼面能相对于所述固定翼面(31)旋转移动和平移移动，所述移动***(40)相对于所述固定翼面(31)从缩回位置(POS1)到展开位置(POS2)能旋转和平移移动所述可移动翼面(35)，在所述缩回位置(POS1)所述机翼部件(30)的参照弦(90)是最小值，在所述展开位置(POS2)所述机翼部件(30)的参照弦(90)是最大值。
18.根据权利要求1的旋翼机，其特征在于，所述可移动翼面能相对于所述固定翼面(31)平移移动，所述移动***(40)相对于所述固定翼面(31)从缩回位置(POS1)到展开位置(POS2)平移移动所述可移动翼面(35)，在所述缩回位置(POS1)所述机翼部件(30)的参照弦(90)是最小值，在所述展开位置(POS2)所述机翼部件(30)的参照弦(90)是最大值。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |