本发明专利技术涉及一种控制混合式直升机（１）的偏航程度的方法，所述混合式直升机具有机身（２）且包括附加升力表面（３），所述附加升力表面设有在所述机身（２）两侧延伸的第一半翼和第二半翼（８′，８″），每个半翼（８′，８″）设有相应的第一螺旋桨或第二螺旋桨（６′，６″）。此外，混合式直升机设有推力控制器（３０），所述推力控制器（３０）适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨（６′）的第一桨叶（Ｐ′）的第一桨距（Ｐ１）和所述第二螺旋桨（６″）的第二桨叶（Ｐ″）的第二桨距（Ｐ２）。在这些情况下，所述混合式直升机包括偏航控制装置（２０），所述偏航控制装置适合于产生原始指令，从而通过增大一个螺旋桨的桨距并减小另一螺旋桨的桨距来修改所述混合式直升机（１）的偏航程度，根据推力控制器（３０）的位置可优化所述原始指令（Ｏ１），从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令（Ｏ２）。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及控制混合式直升机偏航的方法、以及设有适合于实施所述方法的偏航 控制设备的混合式直升机。更具体地说，本专利技术涉及应用垂直起落飞机(VTOL)的先进概念的混合式直升机。这种先进的概念通过可使用推进螺旋桨并安装现代涡轮发动机来以合理的成本 将传统直升机的垂直飞行效率与高速行进性能组合起来。
技术介绍
为了清楚地理解本专利技术的目的，适宜地应想到，该主要类型的飞行器对应于飞机 和旋翼飞行器。术语“旋翼飞行器”用来表示任一运载工具，其中，其所有或部分升力是由具有基 本垂直轴线和较大直径的一个或多个螺旋桨来提供的，该螺旋桨称为旋翼或旋转机翼。旋翼飞行器的范畴自身可细分成几个不同类型。首先，有一种直升机，由合适动力装置驱动的至少一个主旋翼既提供升力又提供 推进力。然后，有一种自转旋翼机，自转旋翼机是这样一种旋翼飞行器，其中，旋翼不接受 动力，而是通过在旋翼飞行器的向前速度效应下自转而提供升力。推进力由涡轮发动机来 提供，或者由具有一在向前飞行中基本水平的轴线并用传统发动机驱动的螺旋桨来提供。旋翼推进飞机是一种介于直升机和自转旋翼机之间的旋翼飞行器，其中，旋翼只 提供升力。在起飞、悬停或垂直飞行、以及降落阶段，旋翼通常由动力装置来驱动，就像直升 机一样。旋翼推进飞机因此包括附加的推进系统，该推进系统与旋翼组件完全不同。在向 前飞行中，旋翼继续提供升力，但只以自转模式提供升力，即无需将动力传输至所述旋翼。已经或多或少地研究了另外几种新颖的方式，其中有些已经形成实际的实施例。 在这方面，可能要提及复合式直升机，其在起飞和降落时像直升机，而在巡航时像 自转旋翼机其旋翼由于飞行器的向前速度而实施自转并提供一些升力，其余升力由辅助 机翼来提供。具有基本水平轴线的牵引式螺旋桨输出平移运动所需的力。例如，文献GB 613715描述了一种复合式直升机。类似地，文献US-6513752描述了一种飞行器，该飞行器包括机身和机翼；两个可变桨距螺旋桨；旋翼，该旋翼“在其端部”具有重量；驱动两个螺旋桨和旋翼的动力装置；用于调节螺旋桨的桨距的控制设备，从而·在向前飞行时，来自螺旋桨的推进力朝向飞行器的前部施加；以及·在悬停飞行时，通过使一个螺旋桨输出朝向飞行器前部的推力而使另一螺旋桨 输出朝向飞行器后部的推力来提供反扭矩功能，而旋翼由动力装置来驱动；以及该动力装置包括发动机和离合器，离合器通过将旋翼与发动机脱开而由于上述重 量能使旋翼旋转得比所述发动机的输出端更快。此外，已经指出，离合器能允许向前飞行中的自转旋翼机模式。因此，根据文献 US-6513752的飞行器是复合式的。此外，设置在动力装置和螺旋桨之间的动力传输变速箱能使所述螺旋桨相对于所 述动力装置输出端的速度以多个不同转速运转。可变式旋翼飞行器构成了另一特定的旋翼飞行器形式。该术语覆盖了在飞行时改 变构造的所有旋翼飞行器起飞和降落时处于直升机构造；而巡航飞行时处于飞机构造； 例如两个旋翼倾斜转过约90°以用作螺旋桨。已知另一新颖形式简称为“混合式”直升机。混合式直升机具有带有主旋翼的机身，在至少一个涡轮发动机的驱动之下，主旋 翼用于使桨叶旋转。此外，混合式直升机还设有由两个半翼构成的机翼，两个推进螺旋桨设置在机身 各侧的相应一个半翼上。此外，混合式直升机装配有一体的驱动系统，该一体的驱动系统不仅包括涡轮发 动机、旋翼和两个螺旋桨，而且包括这些元件之间的机械互连系统。由于这种构造，涡轮发动机、螺旋桨、主旋翼、以及机械互连系统的输出转速是相 互成比例的，在一体的驱动系统的正常运行条件下，无论混合式直升机的飞行构造如何，所 述比例都是恒定的。因此，有利的是，无论处于混合式直升机的何种构造，是向前飞行还是悬停飞行， 旋翼总是由涡轮发动机驱动旋转，并且总是输出升力。混合式直升机因此既不是自转旋翼 机，也不是旋翼推进飞机，也不是复合式飞行器，而是一种新颖的旋翼飞行器。更确切地说，旋翼设计成在起飞、降落和垂直飞行阶段提供混合式直升机的所有 升力，而在巡航飞行期间提供一部分升力，机翼则贡献用来支承所述混合式直升机的一部 分升力。因此，旋翼在巡航飞行时提供混合式直升机的大部分升力，并且可能贡献小部分 的推进力或牵引力并总是以最小阻力工作。通过以相同的量来修改混合式直升机的螺旋桨桨叶的总距，还可控制螺旋桨所产 生的推力。相比之下，反扭矩功能和偏航控制功能通过使用由螺旋桨施加的推力差来提供， 例如通过飞行员操作方向舵杆来实施。然而，已经发现，方向舵杆的滥用会导致使直升机经受苛刻机械应力的机动飞行， 或者甚至导致混合式直升机极端偏航。本专利技术的
因此是用于混合式直升机的飞行控制的狭义
然而，可提及专利FR 2476013和FR 1132452，它们描述了允许控制表面在低速时 大幅度运动而在高速时限制所述运动的装置。因此，根据专利FR 2476013，一种调节构件限制可由飞行员移动的控制设备运动， 这种限制是从动压力获得的信号的函数。相比之下，专利FR 1132452提供了限制由于飞行器向前速度变化而运动控制设备对于控制表面的影响，从而控制设备的相同运动引起控制表面随所述向前速度而变的不 同运动。尽管它们不是所要关心的，但是这些解决方案将呈现为不太适合于混合式直升机 的尤其具体方面。此外，文献FR 2916421描述了一种控制系统，该控制系统具有用于产生平均桨矩 设定值的构件。
技术实现思路
因此，本专利技术的目的是提出一种能避免上述局限性而保持混合式直升机的实体完 整性的方法。根据本专利技术，一种控制混合式直升机的偏航程度的方法，所述混合式直升机具有 机身且包括主升力旋翼，所述主升力旋翼设置在所述机身上方；附加升力表面，所述附加升力表面设有在所述机身两侧延伸的第一半翼和第二半 翼，每个半翼设有设置在机身两侧的相应的第一螺旋桨和第二螺旋桨；机械互连系统，所述机械互连系统位于主旋翼和所述螺旋桨之间，至少一个涡轮 发动机与所述机械互连系统啮合以连续地驱动主旋翼和螺旋桨旋转；以及推力控制器，所述推力控制器适合于以相同的量(即平均桨距)修改所述第一螺 旋桨的第一桨叶的第一桨距和所述第二螺旋桨的第二桨叶的第二桨距；显著之处在于，所述混合式直升机包括偏航控制装置，所述偏航控制装置适合于 产生原始指令，从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶的桨距并减小所述第二桨叶的桨 距来修改所述混合式直升机的偏航程度，通过随所述推力控制器变化的可变增益来优化所 述原始指令，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令。因此，例如杆之类的推力控制器用来确定第一螺旋桨和第二螺旋桨的第一桨叶和 第二桨叶的平均桨距。通过移动推力控制器，飞行员以相同的方式操作第一螺旋桨和第二 螺旋桨的所述第一桨叶和第二桨叶。相比之下，为了控制混合式直升机实施偏航，飞行员操作例如方向舵杆之类的偏 航控制设备。第一桨叶和第二桨叶的第一桨距和第二桨距然后偏移其平均桨距，一个螺旋桨的 桨距增大一差值桨距，而另一螺旋桨的桨距减小相同的差值桨距。因此，一个螺旋桨的桨矩 等于平均桨矩加上差值桨矩的和，而另一螺旋桨的桨矩等于平均桨矩减去差值桨矩的差。 换言之，差值桨距例如等于第二螺旋桨的桨距减去第一螺旋桨的桨距的差的一半。此外，根据本专利技术，差值桨距以本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种控制混合式直升机（１）的偏航程度的方法，所述混合式直升机（１）具有机身（２）且包括：主升力旋翼（１０），所述主升力旋翼（１０）设置在所述机身（２）上方；第一螺旋桨和第二螺旋桨（６′，６″），所述第一螺旋桨和第二螺旋桨（６′，６″）设置在所述机身（２）的两侧上；推力控制器（３０），所述推力控制器（３０）适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨（６′）的第一桨叶（Ｐ′）的第一桨距（Ｐ１）和所述第二螺旋桨（６″）的第二桨叶（Ｐ″）的第二桨距（Ｐ２）；以及偏航控制装置（２０），所述偏航控制装置（２０）适合于产生原始指令（Ｏ１），从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶（Ｐ′）的桨距并减小所述第二桨叶（Ｐ″）的桨距来修改所述混合式直升机（１）的偏航程度；其中，根据所述推力控制器（３０）的位置来优化所述原始指令（Ｏ１），从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令（Ｏ２）。
【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：B戈马蒂，N丘拉斯，P艾格林，
申请(专利权)人：尤洛考普特公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]
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