具有穩定器裝置的旋翼機的制作方法
【專利說明】具有穩定器裝置的旋翼機 相關申請的交叉引用
[00011 本申請要求2014年9月30日提交的FR1402194的權益，其公開的內容通過援引整體 納入于此。
技術領域
[0002] 本發明涉及具有穩定器裝置的旋翼機。具體地，旋翼機是直升機。
[0003] 本發明因此位于旋翼機穩定器裝置的狹窄技術領域，該裝置受不在飛機上出現的 現象的支配。
[0004] 通常地，飛行器包括從前端到后端縱向延伸并且在前后對稱面的任一側上的機 身。
[0005] 進一步，飛行器有時候在其后端包括用于穩定飛行器的某種運動的穩定器裝置。
[0006] 穩定器裝置包括用于穩定飛行器的偏航運動的穩定器表面。
[0007] 該偏航運動穩定器表面通常稱為"尾翼"。
[0008] 進一步，該穩定器裝置包括用于穩定飛行器的俯仰運動的穩定器機構。用于穩定 俯仰運動的機構通常包括至少一個穩定器表面，該表面相對于飛機的前后對稱面呈現絕對 值在0°到正負90°范圍內的角度。
[0009] 用于穩定俯仰運動的該機構有時候稱為"水平橫尾翼"，或者更簡單地在以下稱為 "橫尾翼"。在穩定器機構不必須是水平的時候更具體地使用術語"橫尾翼"。還使用術語"俯 仰穩定器機構"。
[0010] 俯仰穩定器機構可包括在橫向上恰好穿過飛行器后端的至少一個翼面，或者實際 上它可包括從所述后端橫向延伸的非貫穿翼面。
[0011]該穩定器機構在飛機向前飛行時扮演實質的穩定角色，但是他們對旋翼機是不利 的。
[0012] 飛機通常具有支撐機身的至少一個翼，并且在機身的后端也具有橫尾翼和尾翼。
[0013] 相反地，旋翼機具有提供升力和可能也提供推力的至少一個旋翼，該旋翼為了方 便也稱為"主旋翼"。然后旋翼機的機身例如在垂直方向上從具有起落裝置的底部延伸到支 撐該主旋翼的頂部。
[0014] 直升機類旋翼機因此提供有向該飛機提供其至少一些升力和推力的至少一個主 旋翼。
[0015] 進一步，具有單個主旋翼的直升機有時候在其后端裝配有被尾部支撐的尾旋翼。 具體地，尾旋翼用于對抗通過主旋翼施加在機身上的偏航力矩。進一步，尾旋翼用于控制直 升機偏航中的運動。
[0016] 直升機的尾旋翼然后或者在Fenestron?型的管道尾旋翼情況下設置在尾翼內，或 者在非管道尾旋翼情況下被尾翼支撐。
[0017]結果，旋翼機可具有以有害的方式與穩定器裝置相互作用的至少一個主旋翼和尾 旋翼。
[0018] 旋翼式飛機，具體地是直升機，還能夠執行懸停飛行或以非常低的速度飛行，即例 如以小于70節(kt)的速度飛行。
[0019] 在這些懸停或低速飛行階段期間，可發現這樣的穩定器裝置是有害的。
[0020] 在該情形中，當尾翼支撐尾旋翼，在懸停或者低速飛行階段期間，尾旋翼產生的氣 流可對尾翼沖擊。然后尾翼部分地阻塞該氣流，從而減少由尾旋翼施加在飛行器機身上的 偏航力矩。
[0021] 在該情形中，操作尾旋翼所必需的功率需要增加以補償由尾翼引起的效率損失。
[0022] 因為飛機沒有尾旋翼，有時候稱之為"尾翼阻塞現象"的該現象不發生在飛機上。
[0023] 為了限制增加功率的這一需求，尾翼的后緣可縮短。然而，由于其翼面積的減少， 尾翼然后在向前飛行時變得較低效。
[0024] 同樣地，俯仰穩定器機構在巡航飛行階段是有效的，隨著直升機向前速度的增加， 有效性增加。進一步，俯仰穩定器機構的有效性通過最大化其翼面積而被最大化。
[0025] 然而，在飛行中，穿過傳統直升機的主旋翼的氣流向下偏轉，并且在某些飛行情況 下，其結果會向俯仰穩定器機構沖擊，尤其是以低速平移時或在懸停期間。該氣流然后施加 力到俯仰穩定器機構，從而飛行員需要通過操作飛行控制進行補償。
[0026] 然而，當飛行條件變化時，氣流偏轉也修正。結果，由氣流施加在俯仰穩定器機構 上的力也被修正。
[0027] 該現象被本領域技術人員稱為"姿態駝峰"，并且其不發生在飛機上。
[0028]在懸停飛行和巡航飛行之間的過渡階段階段，例如，在40kt到70kt的范圍內，由穿 過主旋翼的氣流施加的力主要趨向于使橫尾翼失去升力，并且通過沖擊俯仰穩定器機構在 直升機上施加抬頭姿態。該飛行階段通常稱為"過渡階段"，其通常處于懸停飛行階段和巡 航飛行階段之間的低速。
[0029] 為了平衡直升機，飛行員必須接著使用控制主旋翼的葉片的循環傾角的操縱桿以 降低直升機的抬頭姿態。
[0030] 在該情況下，由俯仰穩定器機構引起的升力損失對于飛機性能是有害的。進一步， 飛機的抬頭運動對于飛行員的能見度是有害的尤其在接近起落區域的階段期間。
[0031] 進一步，通過最大化其翼面積來優化俯仰穩定器機構加重了姿態駝峰。
[0032] 在該情形下，在不導致姿態駝峰現象的增加的情況下在直升機上使用大翼面積的 俯仰穩定器機構顯現為是不可能的。
[0033] 在該情況下，旋翼機受飛機制造者未知的困難的困擾。
[0034] 旋翼機(具體地是直升機）的穩定器裝置的設計因此涉及快速平移時的飛行階段 和懸停或低速時的飛行階段之間的折衷。
[0035] 為了補救該問題，穩定器裝置具有固定翼面和相對于固定翼面可旋轉移動的翼 面。相對于穩定器表面的可移動表面的位置然后可使用至少一個致動器控制。
[0036]可移動翼面的功能是修正穩定器裝置的弧高以修正其升力。
[0037]致動器可通過飛行控制和/或計算機來控制。
[0038] 盡管有優點，但該解決方案的主要困難在于功能和致動器所受的控制力的臨界性 質。
[0039] 相對于向前飛行位置，橫尾翼副翼在懸停飛行中轉動70°角。由于遞送的高水平的 力，該角度可能與電致動器的工作范圍不相容。
[0040] 在該情形中，該裝置可包括被液壓致動器備份的電致動器，從而使其架構更加復 雜。
[0041] 進一步，具有主動旋轉副翼的橫尾翼需要具有由計算閉環來進行伺服控制的大帶 寬的致動器。該類型的架構造成的問題在于尋找在高頻率操作的致動器。
【背景技術】
[0042] 文獻FR2689854描述了直升機尾翼。該尾翼具有翼面。尾翼接著具有副翼，該副翼 通過鉸接到翼面的后緣而可旋轉移動。副翼相對于中間位置轉過的角度是飛行器旋翼葉片 的集體傾角角度的函數和飛行器向前速度的函數。
[0043]進一步，關于遠離本發明技術領域的技術領域的文獻是已知的，也就是飛機的技 術領域。這些文獻僅是作為說明來提到的。
[0044]文獻EP2371707B1根據其第13段，涉及降低飛機的尾翼的面積而不降低尾翼的副 翼在存在大偏航時（即在引擎故障，源自輸送的外部負載、陣風、或者跑道洪水的不平衡的 情況下)旋轉移動的能力。
[0045]為了這個目的，文獻EP2371707A2描述了具有翼面的尾翼。尾翼接著具有通過鉸接 到翼面的后緣而可旋轉移動的可伸縮副翼。
[0046]尾翼阻塞和姿態駝峰現象因此在該文獻中沒有提到。
[0047]類似地，文獻FR29 111 13描述了飛機橫尾翼。
[0048]橫尾翼具有鉸接到滑動件的旋轉副翼，該滑動件相對于固定表面平移移動。具體 地，副翼相對于固定表面滑動以在起飛和著陸（即低速)期間最大化尾翼面積，并且在巡航 飛行（即高速)時最小化尾翼面積。
[0049] 該文獻FR2911113顯示了在起飛和著陸階段期間處于展開位置且在巡航飛行期間 處于縮回位置的水平橫尾翼。
[0050]這些效果對旋翼機遭遇的尾翼阻塞和姿態駝峰現象而言顯得是有害的。
[0051 ]文獻US2013/313355描述了具有穿過俯仰穩定器機構厚度的至少一個槽的俯仰穩 定器機構。至少一個偏轉器在所述槽內分隔出兩個隔間。
[0052] 文獻 EP2409917，EP2708466 和 EP2105378 也是已知的。

【發明內容】

[0053] 本發明的目的因此是提供趨向于降低尾翼阻塞和/或姿態駝峰現象的旋翼機。
[0054] 根據本發明，旋翼機具有從前端到后端區域縱向延伸的機身。旋翼機包含至少一 個主拉升旋翼和控制偏航運動且安排在所述后端區域的至少一個尾旋翼，旋翼機包括安排 在后端區域的至少一個穩定器裝置，每個穩定器裝置是從包含在俯仰時穩定旋翼機的橫尾 翼和在偏航時穩定旋翼機的尾翼的列表中選擇的。
[0055] 進一步，穩定器裝置中的至少一者被稱為"可變翼面積穩定器裝置"。每個可變翼 面積穩定器裝置包含： ?具有相對于所述機身固定的"固定翼面"