Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета

Авторы патента:


Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета

 


Владельцы патента RU 2551703:

ЭЙРБАС ХЕЛИКОПТЕРС (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы. При этом разность подъемной силы между полукрыльями (11,11') позволяет компенсировать влияние несущего винта (3) на полукрылья (11, 11'). Достигается возможность автоматического поддержания положения гибридного вертолета при устойчивой фазе полета. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относиться изобретение

Настоящее изобретение относится к технической области механики полета летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью. Оно касается способа управления таким летательным аппаратом в устойчивой фазе полета на высокой скорости. Оно также касается устройства управления таким летательным аппаратом.

Этот способ и это устройство предназначены, в частности, для гибридных вертолетов, то есть для летательных аппаратов с вращающейся несущей поверхности, оснащенных вспомогательным тяговым средством.

Классически летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью содержит, по меньшей мере, один несущий винт, обеспечивающий одновременно подъемную силу и движение летательного аппарата, фюзеляж и силовую установку.

Гибридный вертолет дополнительно содержит, по меньшей мере, один тяговый винт, а также несущую поверхность, как правило, состоящую из двух полукрыльев, расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа, и из горизонтального оперения, расположенного на конце летательного аппарата.

Например, с одной и другой стороны фюзеляжа на каждом полукрыле установлены два тяговых винта изменяемого шага.

Кроме того, каждое полукрыло можно оборудовать, по меньшей мере, одним подвижным закрылком, позволяющим изменять подъемную силу каждого полукрыла. Точно так же, горизонтальное оперение содержит, по меньшей мере, одну подвижную поверхность, чтобы изменять подъемную силу горизонтального оперения. Эта подвижная поверхность может быть выполнена в виде руля высоты или может полностью представлять собой горизонтальное оперение.

Основной функцией двух полукрыльев является участие в создании подъемной силы гибридного вертолета во время полета на высокой скорости движения, при этом такую скорость обеспечивают тяговый винт или тяговые винты. При полетах на меньших скоростях движения можно говорить о полете с умеренной скоростью.

Во время полета на высокой скорости движения подвижное горизонтальное оперение или руль высоты гибридного вертолета эквивалентны триммеру высоты самолета, называемому также на английском языке “trim”. Контроль гибридного вертолета по тангажу осуществляют при помощи циклического управления несущим винтом, тогда как подвижное горизонтальное оперение (или его руль высоты) позволяет регулировать балансировку по тангажу летательного аппарата в соответствии с заранее определенными критериями, такими как пространственное положение летательного аппарата или же момент изгиба стойки несущего винта. В этой конфигурации полукрылья обеспечивают участие в общей подъемной силе летательного аппарата, необходимой для поддержания летательного аппарата. Следовательно, несущий винт частично создает подъемную силу гибридного вертолета в полете на высокой скорости движения и, в случае необходимости, участвует в обеспечении его движения вперед.

Таким образом, можно отметить, что пилотирование гибридным вертолетом при полете на высокой скорости движения требует специальных средств управления, чтобы изменять значения подъемной силы полукрыльев и горизонтального оперения, а также шаг тяговых винтов.

Следовательно, во время полета на высокой скорости движения на пилота ложится большая и сложная рабочая нагрузка, чтобы управлять специальными средствами управления гибридного вертолета в дополнение к традиционным средствам управления летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

В связи с этим настоящее изобретение призвано предложить способ помощи пилоту для определения и регулирования значений подъемной силы полукрыльев и горизонтального оперения, характерных для этого гибридного вертолета во время устойчивой фазы полета.

Под «устойчивой фазой полета» следует понимать полет на высокой скорости движения, то есть касающийся гибридных вертолетов, при котором условия полета являются постоянными, то есть основные параметры полета являются постоянными. В частности, речь идет о вертикальной скорости и о траектории летательного аппарата. Постоянную вертикальную скорость можно получить, в частности, поддерживая постоянное пространственное положение и/или угол атаки летательного аппарата. В частном случае, когда вертикальная скорость является нулевой, устойчивая фаза полета происходит на постоянной высоте, и в этом случае говорят о крейсерском полете. Постоянная траектория соответствует траектории без изменения направления движения летательного аппарата. Во время этой устойчивой фазы полета предпочтительно скорость движения тоже является постоянной. Вместе с тем, она может меняться, как правило, медленно. Способ в соответствии с изобретением, характеризующийся медленным динамическим изменением, является совместимым с этим изменением скорости движения.

Уровень техники

Из документа US2008/0237392 известен гибридный вертолет, в котором используют систему контроля всех средств управления летательного аппарата. Действительно, летательный аппарат имеет базы данных, содержащие оптимизированные и заранее определенные параметры полета для различных условий полета и различных типов полета.

Пилот выбирает необходимый ему тип полета, например, с целью минимизации расхода топлива, минимизации вибраций или для обеспечения скорости движения. Система контроля определяет условия полета при помощи различных датчиков, установленных на гибридном вертолете, и выбирает в базах данных заранее определенные регулировки различных средств управления летательного аппарата, соответствующие этим условиям полета.

Система контроля передает эти заранее определенные регулировки в автопилот, который применяет их без вмешательства пилота для различных органов пилотирования гибридного вертолета.

В документе FR2959205 описан способ управления и регулирования угла отклонения горизонтального оперения гибридного вертолета на высокой и устойчивой скорости движения. Целью этого регулирования угла отклонения является оптимизация мощности, потребляемой летательным аппаратом.

Этот способ включает в себя три контура регулирования. Первый контур управляет пространственным положением летательного аппарата при помощи циклического продольного шага, и второй контур управляет скоростью движения летательного аппарата при помощи шага тяговых винтов. Эта два контура обеспечивают стабилизацию летательного аппарата по продольному пространственному положению и по скорости движения. Наконец, третий контур оптимизирует мощность летательного аппарата при помощи угла отклонения горизонтального оперения, поддерживая постоянные продольное пространственное положение и скорость движения.

Действительно, изменение угла отклонения горизонтального оперения изменяет его подъемную силу. Следовательно, поскольку первый контур регулирования поддерживает постоянное продольное пространственное положение, это изменение подъемной силы горизонтального оперения позволяет создавать действующий на фюзеляж пикирующий или кабрирующий момент тангажа. В этом случае необходимо воздействовать на ориентацию несущего винта, чтобы сделать его «кабрирующим», то есть с наклоном в сторону хвоста летательного аппарата, или «пикирующим», то есть с наклоном в сторону носа летательного аппарата, чтобы компенсировать, в случае необходимости, эффект момента тангажа, создаваемый оперением.

Когда несущий винт является пикирующим, он создает тяговое усилие, то есть участвует в движении летательного аппарата вперед, и его вращает силовая установка летательного аппарата. Когда, наоборот, несущий винт является кабрирующим, он находится в режиме автожира, то есть его вращает не силовая установка, а воздушный поток, создаваемый за счет движения летательного аппарата. В этом случае несущий винт создает только подъемную силу.

Следовательно, изменение угла отклонения горизонтального оперения влияет на работу несущего винта и, в частности, на его потребляемую мощность.

Кроме того, в документе FR 2916420 описан гибридный вертолет, содержащий, по меньшей мере, один руль высоты на горизонтальном оперении, углом отклонения которого можно управлять в зависимости от момента изгиба стойки несущего винта. Кроме того, управление циклическим шагом лопастей несущего винта позволяет управлять продольным пространственным положением гибридного вертолета, и подъемная сила крыльев этого гибридного вертолета может быть конкретной процентной частью его общей подъемной силы во время крейсерского полета.

Кроме того, в документе WO 2005/005250 описан гибридный вертолет, крылья которого обеспечивают примерно 70% общей подъемной силы во время крейсерского полета.

Известен также документ FR 2916419, в котором описан гибридный вертолет, в котором скорость вращения несущего винта можно снижать во время крейсерского полета. При этом контроль циклического продольного шага лопастей несущего винта позволяет уменьшить лобовое сопротивление фюзеляжа гибридного вертолета. Кроме того, этот вертолет содержит, по меньшей мере, один руль высоты на горизонтальном оперении, углом отклонения которого можно управлять для устранения момента изгиба стойки несущего винта.

Известно также устройство автоматического пилотирования гибридного вертолета, обеспечивающее поддержание аэродинамического угла атаки летательного аппарата постоянным и равным контрольному углу атаки в случае устойчивого крейсерского полета. Для поддержания этого постоянного угла атаки автопилот воздействует на общий шаг лопастей несущего винта.

Точно так же, это устройство позволяет поддерживать продольное пространственное положение летательного аппарата вокруг его оси тангажа постоянным и равным контрольному пространственному положению в случае устойчивого крейсерского полета. В этом случае автопилот воздействует на продольный циклический шаг лопастей несущего винта.

Кроме того, устройство содержит отображение, на котором можно представлять контрольный угол атаки и контрольное пространственное положение. При этом пилот может визуально отслеживать на этом отображении текущие пространственное положение и угол атаки летательного аппарата и, в случае необходимости, их контрольные значения.

Раскрытие изобретения

Объектом настоящего изобретения является способ управления летательным аппаратом с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, позволяющий управлять одновременно подъемной силой его полукрыльев и его горизонтального оперения во время устойчивой фазы полета. Согласно изобретению, такой летательный аппарат содержит фюзеляж, по меньшей мере, один несущий винт, оборудованный множеством лопастей, по меньшей мере, один тяговый винт изменяемого шага, по меньшей мере, одну несущую поверхность и, по меньшей мере, одну силовую установку, приводящую во вращение несущий винт и каждый тяговый винт. Несущая поверхность может содержать два полукрыла, расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа, а также, по меньшей мере, одно горизонтальное оперение, расположенное на конце летательного аппарата и оборудованное, по меньшей мере, одной подвижной поверхностью.

Этот способ позволяет определить необходимую общую подъемную силу летательного аппарата, затем регулировать подъемную силу двух полукрыльев таким образом, чтобы подъемная сила двух полукрыльев представляла собой заранее определенную процентную часть общей подъемной силы летательного аппарата во время устойчивой фазы полета. Подъемную силу двух полукрыльев, которая равна сумме подъемной силы каждого полукрыла, регулируют, воздействуя на аэродинамическое средство летательного аппарата.

Действительно, устойчивая фаза полета соответствует полету на постоянных траектории и горизонтальной скорости летательного аппарата, при этом вертикальная скорость является постоянной и даже нулевой. Такой полет можно осуществлять, в частности, при помощи автопилота, имеющегося на летательном аппарате, регулирующего средства управления продольного циклического шага и общего шага лопастей несущего винта летательного аппарата. Автопилот может также регулировать шаг тягового винта.

Однако полная стабилизация летательного аппарата во время устойчивой фазы полета обеспечивается не оптимально.

Прежде всего, во время полета общая подъемная сила летательного аппарата меняется, в частности, в зависимости от массы летательного аппарата.

Кроме того, объемная масса воздуха, окружающего летательный аппарат, меняется в зависимости от температуры и от высоты, влияя на регулирование подъемной силы летательного аппарата.

Далее, расход топлива облегчает летательный аппарат во время полета. Кроме того, во время выполнения полетного задания производят погрузку и выгрузку грузов или пассажиров, что тоже сказывается на его массе.

Кроме того, общая подъемная сила летательного аппарата действует противоположно его весу, чтобы поддерживать летательный аппарат под действием подъемной силы, при этом вес летательного аппарата определяют путем умножения его массы на ускорение силы тяжести. При этом под «общей подъемной силой» следует понимать подъемную силу, необходимую для уравновешивания веса летательного аппарата.

Когда общая подъемная сила летательного аппарата точно противодействует его весу, летательный аппарат движется с нулевым вертикальным ускорением, то есть с постоянной вертикальной скоростью. Когда эта общая подъемная сила превышает этот вес, летательный аппарат движется с положительным вертикальным ускорением, то есть его скорость набора высоты повышается. И, наоборот, если эта общая подъемная сила меньше этого веса, летательный аппарат движется с отрицательным вертикальным ускорением, то есть повышается скорость его снижения.

Поэтому, чтобы поддерживать устойчивую фазу полета, общую подъемную силу летательного аппарата необходимо постоянно регулировать для адаптации к изменениям массы летательного аппарата и объемной массы воздуха.

Во время полета на умеренной скорости эта общая подъемная сила летательного аппарата в основном представляет собой подъемную силу несущего винта. Что же касается полета на высокой скорости движения, то она в основном представляет собой сумму подъемной силы несущего винта и подъемной силы полукрыльев. Фюзеляж летательного аппарата и его горизонтальное оперение тоже могут оказывать влияние на эту общую подъемную силу летательного аппарата. Однако в дальнейшем это влияние не будет учитываться, так как для большинства летательных аппаратов оно является ничтожным.

По сути дела, во время полета на высокой скорости движения присутствие этих полукрыльев позволяет уменьшить участие несущего винта в общей подъемной силе летательного аппарата. Кроме того, использование, по меньшей мере, одного тягового винта позволяет также уменьшить участие несущего винта в создании тяги летательного аппарата. Следовательно, подъемную силу и тягу несущего винта можно уменьшить, а, значит, можно также уменьшить аэродинамическое лобовое сопротивление несущего винта.

Способ в соответствии с изобретением отличается тем, что позволяет определять общую подъемную силу летательного аппарата и регулировать подъемную силу полукрыльев летательного аппарата таким образом, чтобы эта подъемная сила была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

Следует напомнить, что общая подъемная сила летательного аппарата противодействует весу летательного аппарата, чтобы поддерживать летательный аппарат под действием подъемной силы, причем этот вес определяют на основании массы летательного аппарата. Массу летательного аппарата можно вывести, например, на основании измерений расхода топлива силовой установки летательного аппарата при помощи расходомеров, установленных на этой силовой установке. Эти измерения расхода позволяют определить количество и, следовательно, массу расходуемого топлива. Таким образом, вычитая ее из общей массы летательного аппарата на взлете, можно в каждый момент оценивать массу летательного аппарата.

Эта первая заранее определенная процентная часть позволяет, чтобы распределение общей подъемной силы летательного аппарата между подъемными силами несущего винта и полукрыльев соответствовало правильным условиям работы летательного аппарата.

Это распределение позволяет, в частности, оптимизировать аэродинамическое качество несущего винта в случае устойчивой фазы полета. Например, это распределение является таким, при котором подъемная сила полукрыльев составляет 40% общей подъемной силы летательного аппарата.

Этот способ позволяет также регулировать подъемную силу двух полукрыльев путем воздействия на аэродинамическое средство летательного аппарата.

Это регулирование подъемной силы можно, например, осуществлять за счет изменения аэродинамического угла атаки или просто «угла атаки» полукрыльев летательного аппарата. Если полукрылья являются полностью неподвижными, это изменение угла атаки можно осуществить посредством изменения пространственного положения летательного аппарата. Действительно, поскольку траектория летательного аппарата является неизменной, изменение пространственного положения летательного аппарата и, следовательно, его угла атаки приводит к изменению угла атаки двух полукрыльев. В этом случае аэродинамическое средство летательного аппарата позволяет изменять пространственное положение летательного аппарата.

Полукрылья могут быть также полностью подвижными, например, поворотными. В этом случае аэродинамическое средство летательного аппарата позволяет приводить в движение полукрылья, например, поворотом без изменения пространственного положения летательного аппарата и, следовательно, изменять угол атаки упомянутых полукрыльев.

Предпочтительно аэродинамическое средство летательного аппарата содержит на каждом полукрыле, по меньшей мере, один подвижный закрылок сзади неподвижной поверхности и, по меньшей мере, одну систему привода каждого закрылка. Это приведение в движение может соответствовать перемещению этих закрылков, например, с изменением площади каждого закрылка, что позволяет, таким образом, изменять подъемную силу полукрыльев, при этом угол атаки полукрыльев остается постоянным. Изменение подъемной силы можно также осуществлять поворотом каждого закрылка с его перемещением или без перемещения.

Кроме того, закрылок каждого полукрыла можно приводить в движение по-разному, чтобы получить разность подъемной силы между двумя полукрыльями. Эта разность подъемной силы между двумя полукрыльями позволяет, например, компенсировать влияние несущего винта, например, во время движения с креном.

Действительно, воздушные потоки, создаваемые при вращении несущего винта, действуют по-разному на два полукрыла, установленные с одной и другой стороны от фюзеляжа летательного аппарата. Эти потоки являются вихревыми и проходят спереди назад на одном полукрыле и сзади вперед на другом полукрыле. Таким образом, они создают асимметрию угла атаки между двумя полукрыльями. По этой причине возникает расхождение подъемной силы между двумя полукрыльями, что приводит к кренению летательного аппарата.

Чтобы компенсировать это расхождение подъемной силы и избежать, таким образом, кренения летательного аппарата, пилот должен постоянно воздействовать на боковой циклический шаг лопастей несущего винта. Предпочтительно способ в соответствии с изобретением позволяет определить разность подъемной силы между каждым полукрылом. Затем способ позволяет приводить в движение каждый закрылок при помощи системы привода, чтобы регулировать подъемную силу двух полукрыльев и получать эту разность.

Таким образом, пилот может больше не заниматься компенсацией асимметрии угла атаки между двумя полукрыльями, создаваемой несущим винтом.

Точно так же, способ позволяет регулировать подъемную силу каждого полукрыла, по-разному приводя в движение каждый закрылок при помощи средства привода закрылков, таким образом, чтобы боковой циклический шаг лопастей несущего винта был равен заданному боковому циклическому шагу. В этом случае получаемая таким образом разность подъемной силы между двумя полукрыльями позволяет соблюдать целевое боковое пространственное положение летательного аппарата. Закрылками полукрыльев приводят в движение с низкой частотой, чтобы летательный аппарат пришел к этому боковому пространственному положению. Этот заданный боковой циклический шаг определяют при помощи способа, и он может зависеть от скорости движения летательного аппарата и от плотности воздуха.

Кроме того, способ в соответствии с изобретением применяют только в устойчивых фазах полета. Следовательно, скорость движения летательного аппарата должна превышать 50 узлов. Кроме того, этот способ следует деактивировать во время изменения маневров летательного аппарата, в частности, на виражах. Например, он будет активным только, когда угол крена летательного аппарата меньше 10°. Наконец, чтобы не мешать маневру пилота летательного аппарата, способ деактивируют, как только обнаруживается действие на средства управления летательного аппарата со стороны пилота.

Согласно варианту выполнения, подъемную силу полукрыльев определяют, в частности, в зависимости от объемной массы ρ воздуха в условиях полета, от массы летательного аппарата, от угла атаки αfus летательного аппарата, от площади S и от коэффициента подъемной силы Cz двух полукрыльев, а также от скорости TAS летательного аппарата относительно окружающего воздуха. Коэффициент подъемной силы полукрыльев зависит от угла атаки α полукрыльев. Значения этих коэффициентов подъемной силы, охватывающие возможные углы атаки, определяют путем измерений в аэродинамической трубе и оформляют в виде таблицы, сохраняемой в запоминающем устройстве летательного аппарата.

Таким образом, подъемную силу крыла определяют при помощи следующей общей формулы:

Z a i l e = 1 / 2. ρ . T A S 2 . S . C z

Известна также формула, дающая угол атаки летательного аппарата:

α f u s = θ A r c sin ( V z / T A S ) , где θ является продольным пространственным положением летательного аппарата, а Vz- вертикальной скоростью воздуха относительно летательного аппарата.

Значения продольного пространственного положения летательного аппарата и его скоростей получают при помощи датчиков, которые традиционно присутствуют на летательных аппаратах с несущим винтом. Точно так же, объемную массу воздуха определяют при помощи таблиц, связанных с данными стандартной атмосферной обстановки.

Кроме того, на угол атаки полукрыльев влияет несущий винт, который создает воздушный поток, обдувающий оба полукрыла, создавая, таким образом, угол атаки взаимодействия несущего винта с двумя полукрыльями. При этом угол атаки α каждого крыла соответствует углу атаки αfus летательного аппарата, к которому добавляют влияние взаимодействия αInteraction, отсюда:

α=αfusInteraction

Следует отметить, что влияние взаимодействия αInteraction учитывает также возможное угловое смещение между фюзеляжем и полукрыльями, а также угол нулевой подъемной силы упомянутых полукрыльев. Таким образом, αInteraction является поправкой угла атаки.

Это влияние взаимодействия αInteraction можно определить количественно в ходе летных испытаний или в аэродинамической трубе.

Таким образом, способ определяет подъемную силу двух полукрыльев по формуле:

Z a i l e = 1 / 2. ρ . T A S 2 . S . C z ¯ , где C z ¯ является коэффициентом средней подъемной силы полукрыльев при угле атаки αfusInteraction.

Затем способ регулирует эту подъемную силу полукрыльев, воздействуя на аэродинамическое средство, пока эта подъемная сила не будет соответствовать первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения подъемную силу полукрыльев регулируют в зависимости от массы летательного аппарата и на основании значения подъемной силы несущего винта.

Летательный аппарат содержит главный редуктор, механически напрямую связанный с несущим винтом, чтобы передавать движение вращения от силовой установки на этот несущий винт. Этот главный редуктор соединен с фюзеляжем летательного аппарата при помощи множества крепежных штанг.

Способ в соответствии с изобретением определяет значение подъемной силы несущего винта на основании измерений усилий на этих крепежных штангах главного редуктора. Действительно, правило геометрического транспонирования позволяет определить подъемную силу несущего винта на основании усилий, измеряемых на этих крепежных штангах. Этой подъемной силе соответствует сумма вертикальных составляющих этих измеренных усилий. Кроме того, наклон этих крепежных штанг известен, при этом продольное и поперечное пространственное положение летательного аппарата получают при помощи датчиков летательного аппарата. Возможными деформациями этих крепежных штанг, создаваемыми этими измеряемыми усилиями, а также влиянием системы амортизации на эти крепежные штанги можно пренебречь.

Общая подъемная сила летательного аппарата в основном представляет собой сумму подъемной силы несущего винта и подъемной силы полукрыльев в случае устойчивой фазы полета. Кроме того, согласно заявленному способу, подъемная сила полукрыльев равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

Следовательно, подъемная сила несущего винта равна второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата, при этом сумма первой заранее определенной процентной части и второй заранее определенной процентной части равна 100%. Например, если подъемная сила полукрыльев составляет 40% от общей подъемной силы летательного аппарата, то подъемная сила несущего винта составляет 60% от этой общей подъемной силы.

После определения значения подъемной силы несущего винта способ регулирует подъемную силу полукрыльев, воздействуя на аэродинамическое средство, чтобы значение подъемной силы несущего винта было равно этой второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

В другом варианте выполнения изобретения способ позволяет определять и регулировать подъемную силу горизонтального оперения, воздействуя на средство привода подвижной поверхности горизонтального оперения таким образом, чтобы мощность несущего винта была равна заданной мощности.

Действительно, силовая установка летательного аппарата, как правило, имеет, по меньшей мере, одну зону, в которой ее работа является оптимальной, например, для минимизации расхода топлива или для получения максимальной мощности. Этой зоне обычно соответствует, по меньшей мере, одна мощность несущего винта, которую можно использовать как заданную мощность.

Испытания в различных условиях полета позволили определить изменения мощности несущего винта в зависимости от циклического и общего шага лопастей несущего винта, а также от этих условий полета. Фактически, заданная мощность несущего винта соответствует паре заданных значений продольного циклического шага и общего шага, которые зависят от условий полета летательного аппарата, в частности, от скорости движения летательного аппарата и от плотности воздуха.

Кроме того, как было указано выше, известно, что изменение подъемной силы горизонтального оперения позволяет сделать несущий винт пикирующим или кабрирующим во время устойчивой фазы полета, при этом пространственное положение (или угол атаки) летательного аппарата является постоянным. В этом случае изменяют продольный циклический шаг, чтобы противодействовать этому эффекту горизонтального оперения, при этом характеристики устойчивой фазы полета, например, такие как скорость движения летательного аппарата или его пространственное положение, остаются постоянными.

Следовательно, согласно способу, регулируют подъемную силу горизонтального оперения, пока продольный циклический шаг не станет соответствовать этому заданному значению продольного циклического шага. Точно так же, чтобы сохранить эти условия полета и достичь заданной мощности, общий шаг изменяют до заданного значения общего шага. Подъемную силу горизонтального оперения регулируют, воздействуя на средство привода каждой подвижной поверхности горизонтального оперения.

При этом мощность несущего винта равна заданной мощности, соответствующей заданным значениям продольного циклического шага и общего шага.

Каждая подвижная поверхность оперения может представлять собой подвижный руль высоты горизонтального оперения. Предпочтительно горизонтальное оперение содержит два руля.

В этих условиях испытания позволили определить оптимальную конфигурацию летательного аппарата в устойчивой фазе полета, при которой мощность несущего винта составляет от 20 до 40% от мощности несущего винта в режиме висения.

Согласно варианту выполнения изобретения, способ может регулировать подъемную силу горизонтального оперения таким образом, чтобы продольный циклический шаг лопастей несущего винта был равен заданному продольному циклическому шагу. В этом случае не ставится задача достичь непосредственно уровня мощности летательного аппарата, а преследуют цель соблюдения целевого продольного пространственного положения летательного аппарата. Подвижными поверхностями оперения управляют с низкой частотой, чтобы летательный аппарат мог подойти к этому целевому продольному пространственному положению. Этот заданный продольный циклический шаг может зависеть от скорости движения летательного аппарата и от плотности воздуха.

Согласно варианту заявленного способа, подъемную силу горизонтального оперения регулируют в зависимости от измеряемого значения необходимой мощности на несущем винте. В этом случае два датчика позволяют определить мощность несущего винта, при этом крутящий момент несущего винта измеряют при помощи измерителя крутящего момента, а частоту его вращения - при помощи обычного средства. При этом подъемную силу горизонтального оперения регулируют, пока эта измеренная мощность несущего винта не будет равной заданной мощности. Продольный циклический шаг и общий шаг регулируют, чтобы поддерживать условия полета без изменения, независимо от вышеупомянутых заданных значений циклического шага и общего шага.

В другом варианте этого способа при помощи соответствующего датчика измеряют непосредственно момент изгиба стойки несущего винта. Этот момент позволяет определить момент продольного изгиба и момент бокового изгиба стойки несущего винта.

Подъемная сила горизонтального оперения, которая позволяет несущему винту быть пикирующим или кабрирующим, непосредственно влияет на значение этого момента продольного изгиба. Фактически способ позволяет регулировать подъемную силу горизонтального оперения, пока этот момент продольного изгиба не станет равным заданному моменту продольного изгиба. В этом случае горизонтальное оперение позволяет осуществлять устойчивую фазу полета с моментом изгиба стойки несущего винта, соответствующим этому заданному моменту продольного изгиба, например, чтобы уменьшить продольные напряжения стойки несущего винта. В данном случае также регулируют продольный циклический шаг и общий шаг для поддержания неизменными условия полета.

Точно так же, можно регулировать момент бокового изгиба стойки несущего винта, по-разному управляя закрылками двух полукрыльев, чтобы получить разность подъемной силы между двумя полукрыльями. Действительно, разные значения подъемной силы на каждом полукрыле позволяют создать момент крена, который может противостоять этому моменту бокового изгиба. Фактически, способ регулирует подъемную силу каждого полукрыла, пока момент бокового изгиба стойки несущего винта не станет равным заданному моменту бокового изгиба, определенным в рамках способа, например, чтобы уменьшить боковые напряжения стойки несущего винта.

Регулирование подъемной силы двух полукрыльев достигают, воздействуя на систему привода каждого закрылка. В данном случае тоже регулируют продольный циклический шаг и общий шаг для поддержания неизменных условий полета.

Заданные моменты продольного изгиба и бокового изгиба зависят от условий полета.

В другом варианте осуществления заявленного способа одновременно определяют значение циклического шага и значение общего шага лопастей несущего винта, а также подъемную силу горизонтального оперения и подъемную силу полукрыльев при устойчивой фазе полета.

Известно, что контроль общего шага и циклического шага, а также шага каждого тягового винта позволяет обеспечивать устойчивую фазу полета.

Фактически значение общего шага лопастей несущего винта определяют таким образом, чтобы угол атаки летательного аппарата был равен заданному углу атаки, например, чтобы высота полета летательного аппарата была постоянной и равной заданной высоте полета.

Кроме того, циклический шаг лопастей несущего винта можно разложить на продольный циклический шаг и на боковой циклический шаг. При этом определяют значение продольного циклического шага несущего винта таким образом, чтобы продольное пространственное положение летательного аппарата было равно заданному продольному наклону.

Точно так же, значение бокового циклического шага лопастей несущего винта определяют таким образом, чтобы боковое пространственное положение летательного аппарата было равно заданному боковому пространственному положению.

Во время устойчивой фазы полета скорость движения летательного аппарата является постоянной. В этом случае шагом тягового винта управляют, например, при помощи контура регулирования параллельно и независимо от заявленного способа. Скоростью движения можно управлять вручную, при этом способ в соответствии с изобретением адаптируется к изменениям этой скорости движения. Эта адаптация не мешает пилотированию летательного аппарата, поскольку его динамическое изменение является медленным по сравнению с быстрой системой, которая могла бы стать причиной явлений помпажа.

Вместе с тем, полная стабилизация летательного аппарата оптимально не обеспечивается. Действительно, подъемная сила летательного аппарата распределяется, с одной стороны, между несущим винтом и, с другой стороны, двумя полукрыльями.

При этом определяют подъемную силу полукрыльев таким образом, чтобы она соответствовала первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата, и подъемную силу горизонтального оперения определяют таким образом, чтобы мощность несущего винта была равна заданной мощности. Таким образом, можно получить оптимизированное распределение подъемной силы, чтобы уменьшить аэродинамическое лобовое сопротивление несущего винта и, следовательно, повысить его аэродинамическое качество.

Наконец, чтобы учитывать асимметрию угла атаки между двумя полукрыльями, создаваемую несущим винтом, определяют разность подъемной силы между каждым полукрылом, которая позволяет компенсировать эту асимметрию угла атаки.

В варианте выполнения изобретения на средстве визуализации летательного аппарата отображают информацию, касающуюся подъемной силы несущего винта и заданной подъемной силы несущего винта, по меньшей мере, одну информацию, касающуюся закрылков двух полукрыльев, и, по меньшей мере, одну информацию, касающуюся горизонтального оперения.

Действительно, чтобы помочь пилоту оптимизировать работу летательного аппарата, на это средство визуализации индицируют информацию, которая позволяет ему оптимально регулировать значения подъемной силы полукрыльев и горизонтального оперения.

Для этого выводят текущую подъемную силу несущего винта, получаемую, например, посредством измерений усилий на штангах крепления главного редуктора, а также заданную подъемную силу, которая фактически соответствует второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

Кроме того, чтобы информировать пилота об уровне подъемной силы полукрыльев, на средстве визуализации отображают среднее положение закрылков двух полукрыльев, а также разность положений между этими закрылками. Среднее положение закрылков соответствует положению закрылков, идентичному для каждого полукрыла, позволяющему получить подъемную силу полукрыльев. Разность положений между закрылками соответствует разности подъемной силы двух полукрыльев, позволяющей компенсировать асимметрию угла атаки, создаваемую несущим винтом между двумя полукрыльями.

Наконец, На средстве визуализации отображают положение подвижной поверхности (руля высоты) горизонтального оперения, соответствующее подъемной силе оперения.

Объектом изобретения является также летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения в устойчивой фазе полета, выполненный с возможностью применения вышеупомянутого способа управления.

Такой летательный аппарат содержит фюзеляж, по меньшей мере, один несущий винт, оборудованный множеством лопастей, по меньшей мере, один тяговый винт изменяемого шага, по меньшей мере, одну несущую поверхность и, по меньшей мере, одну силовую установку, приводящую во вращение несущий винт и каждый тяговый винт.

Эта несущая поверхность содержит, по меньшей мере, два полукрыла, расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа, и, по меньшей мере, одно аэродинамическое средство, предназначенное для изменения подъемной силы полукрыльев. Кроме того, эта несущая поверхность содержит, по меньшей мере, одно горизонтальное оперение, расположенное на конце летательного аппарата и содержащее, по меньшей мере, одну подвижную поверхность, а также, по меньшей мере, одно средство привода этой подвижной поверхности.

Аэродинамическое средство летательного аппарата позволяет регулировать подъемную силу двух полукрыльев, чтобы эта подъемная сила двух полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата во время устойчивой фазы полета.

В варианте выполнения изобретения средство привода подвижной поверхности оперения позволяет приводить в движение эту подвижную поверхность, регулируя при этом подъемную силу горизонтального оперения таким образом, чтобы мощность несущего винта была равна заданной мощности во время устойчивой фазы полета. Эта заданная мощность соответствует зоне оптимальной работы, например, для минимизации мощности несущего винта и, следовательно, расхода топлива.

Согласно варианту выполнения изобретения, аэродинамическое средство летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один подвижный закрылок на каждом полукрыле и, по меньшей мере, одну систему привода каждого закрылка. Каждая система привода позволяет приводить в движение закрылки, чтобы регулировать подъемную силу каждого полукрыла.

В варианте выполнения изобретения летательный аппарат содержит средство визуализации, отображающее информацию, позволяющую пилоту оптимизировать работу летательного аппарата.

Действительно, это средство визуализации отображает текущую подъемную силу несущего винта, получаемую, например, путем измерений усилий на штангах крепления главного редуктора, а также заданную подъемную силу, которая фактически соответствует второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата.

Кроме того, чтобы информировать пилота об уровне подъемной силы полукрыльев, это средство визуализации показывает среднее положение закрылков двух полукрыльев, а также разность положений между этими закрылками, соответствующую разности подъемной силы двух полукрыльев, позволяющей компенсировать асимметрию угла атаки, создаваемую несущим винтом между двумя полукрыльями.

Это средство визуализации отображает также положение подвижной поверхности горизонтального оперения, соответствующее подъемной силе оперения.

Наконец, это средство визуализации отображает активированный режим работы на уровне закрылков и горизонтального оперения. Действительно, система привода, обеспечивающая приведение в движение закрылков каждого полукрыла, может управляться автопилотом, присутствующим на летательном аппарате, или пилотом. Эта система привода может выйти из строя и, следовательно, не работать. Таким образом, это средство визуализации позволяет, таким образом, индицировать, какой режим пилотирования активирован, или на то, что эта система привода не работает. Это же относится и к средству привода горизонтального оперения.

Краткое описание чертежей

Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания иллюстративных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 и 2 - два варианта осуществления заявленного способа.

Фиг. 3-5 - летательный аппарат, выполненный с возможностью применения заявленного способа.

Фиг. 6 - средство визуализации этого летательного аппарата.

Одни и те же элементы на разных фигурах обозначены одинаковыми позициями.

Варианты осуществления изобретения

На фиг. 1 и 2 представлены два варианта осуществления способа управления летательным аппаратом 1 с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, которые состоят из нескольких этапов. На фиг. 3-5 представлен летательный аппарат 1 с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, выполненный с возможностью применения способа управления в соответствии с изобретением.

Этот способ позволяет регулировать подъемную силу полукрыльев 11, 11' и горизонтального оперения 20 во время устойчивой фазы полета летательного аппарата 1. Во время такой устойчивой фазы полета основные параметры полета летательного аппарата 1 являются постоянными, в частности, его траектория и его угол атаки, а также скорость его движения. Кроме того, этот способ активируют на летательном аппарате 1, только когда угол крена летательного аппарата 1 меньше 10° и скорость движения летательного аппарата 1 превышает 50 узлов, при этом пилот не оказывает никакого действия на средства управления летательного аппарата 1.

Такой летательный аппарат 1, показанный на фиг. 3 и 4, содержит фюзеляж 2, несущий винт 3, оборудованный множеством лопастей 31, два тяговых винта 4, 4' изменяемого шага, два полукрыла 11, 11', расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа 2, горизонтальное оперение 20, расположенное на заднем конце летательного аппарата 1, и силовую установку 5, приводящую во вращение несущий винт 3 и тяговые винты 4, 4'. Силовая установка 5 соединена, в частности, с несущим винтом 3 через главный редуктор 6, который закреплен на фюзеляже 2 летательного аппарата 1 при помощи множества крепежных штанг 7.

Полукрылья 11, 11' содержат аэродинамическое средство, предназначенное для регулирования подъемной силы каждого полукрыла. Это аэродинамическое средство содержит закрылок 12, 12' на каждом полукрыле 11, 11', а также систему привода каждого закрылка 12, 12'. Горизонтальное оперение 20 содержит две подвижные поверхности 21, 21', которые можно приводить в движение при помощи средства привода подвижных поверхностей 21, 21'. Привод каждого закрылка 12, 12' и подвижных поверхностей 21, 21' соответственно приводит к регулированию подъемной силы каждого полукрыла 11, 11' и горизонтального оперения 20.

Описанный со ссылками на фиг. 1 способ включает в себя шесть этапов.

На этапе 51 определяют общую подъемную силу летательного аппарата 1. Эта общая подъемная сила точно противодействует весу летательного аппарата 1, чтобы обеспечивать его поддержание, при этом летательный аппарат 1 остается на постоянной высоте. Этот вес определяют на основании массы летательного аппарата 1 и массы расходуемого топлива, которую определяют, например, посредством измерения расхода топлива силовой установкой 5 при помощи расходомеров, установленных на этой силовой установке.

На этапе 52 определяют подъемную силу двух полукрыльев при помощи формулы:

Z a i l e = 1 / 2. ρ . T A S 2 . S . C z ¯ , где

ρ является объемной массой воздуха в условиях полета, TAS является скоростью движения летательного аппарата 1, S является площадью двух полукрыльев, C z ¯ является коэффициентом средней подъемной силы полукрыльев 11, 11' при угле атаки α=αfus + αInteraction, αfus является углом атаки летательного аппарата 1, и αInteraction является поправкой угла атаки, определенной, например, в ходе летных испытаний.

Известна также формула, дающая угол атаки летательного аппарата: α f u s = θ A r c sin ( V z / T A S ) , где θ является продольным пространственным положением летательного аппарата, а Vz- вертикальной скоростью воздуха относительно летательного аппарата.

Значения этого продольного пространственного положения летательного аппарата 1, его скорости движения и вертикальной скорости воздуха получают при помощи датчиков, присутствующих на летательном аппарате 1. Точно так же, объемная масса воздуха соответствует условиям стандартной атмосферы на высоте полета.

Согласно предпочтительному варианту осуществления этапа 52, на этапе 52' определяют подъемную силу несущего винта 3 путем измерения усилий на крепежных штангах 7, причем эти усилия пропорциональны подъемной силе несущего винта 3.

Одновременно с этапом 52 на этапе 53 определяют разность подъемной силы между каждым полукрылом 11, 11', чтобы компенсировать влияние несущего винта 3 на каждое полукрыло 11, 11'. Действительно, воздушные потоки, создаваемые вращением несущего винта 3, по-разному действуют на два полукрыла 11, 11', расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа 2 летательного аппарата 1, и создают, таким образом, асимметрию угла атаки между двумя полукрыльями 11, 11'. Фактически это расхождение подъемной силы появляется между каждым полукрылом 11, 11' и приводит к крену летательного аппарата 1.

На этапе 53 определяют разность подъемной силы между каждым полукрылом 11, 11', чтобы компенсировать это расхождение подъемной силы и избежать, таким образом, кренения летательного аппарата 1.

Во время этапа 54 подъемную силу полукрыльев 11, 11' регулируют таким образом, чтобы она была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата 1. Эта первая заранее определенная процентная часть соответствует хорошему распределению подъемной силы между несущим винтом 3 и полукрыльями 11, 11', обеспечивающему нормальную работу такого летательного аппарата 1. Предпочтительно эта первая заранее определенная процентная часть равна 40%.

Однако в случае этапа 52', поскольку общая подъемная сила летательного аппарата 1 равна сумме подъемной силы несущего винта 3 и подъемной силы двух полукрыльев 11, 11', то, значит, подъемная сила несущего винта 3 должна быть равна второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата 1, при этом сумма первой заранее определенной процентной части и второй заранее определенной процентной части равна 100%. Например, если первая заранее определенная процентная часть равна 40%, то вторая заранее определенная процентная часть равна 60%. Во время этого этапа 54 подъемную силу полукрыльев 11, 11' регулируют таким образом, чтобы подъемная сила несущего винта 3, определенная на этапе 51, была равна второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата 1.

Одновременно с этапами 51-54, на этапе 55 регулируют подъемную силу горизонтального оперения 20 таким образом, чтобы мощность несущего винта 3 была равна заданной мощности, при этом эта заданная мощность предпочтительно составляет от 20 до 40% мощности несущего винта 3 во время режима висения летательного аппарата 1.

Действительно, как показано на фиг. 5, изменение подъемной силы оперения 20, полученное в результате перемещения подвижных поверхностей 21, 21', изменяет наклон несущего винта 3, поскольку летательный аппарат 1 находится в устойчивой фазе полета. В зависимости от этого наклона несущий винт 3 может быть пикирующим, как показано на фиг. 5, или кабрирующим с точки зрения момента тангажа, при этом общий и циклический шаги лопастей несущего винта 3 изменяют таким образом, чтобы сохранять постоянные параметры устойчивой фазы полета. При этом регулирование подъемной силы оперения 20 приводит к изменению мощности, потребляемой несущим винтом 3. Следовательно, подъемную силу оперения 20 можно регулировать таким образом, чтобы мощность несущего винта 3 была равна заданной мощности. Например, мощность несущего винта 3 можно измерять при помощи измерителя крутящего момента или при помощи обычного средства, выдающего частоту вращения несущего винта 3.

Согласно варианту этого этапа 55, заданная мощность соответствует паре заданных значений циклического шага и общего шага. При этом подъемную силу оперения 20 регулируют таким образом, чтобы циклический шаг и общий шаг лопастей несущего винта 3 летательного аппарата 1 были равны этой паре заданных значений.

Согласно другой версии этого этапа 55, подъемную силу горизонтального оперения 20 регулируют таким образом, чтобы момент продольного изгиба стойки несущего винта 3 был равен заданному моменту продольного изгиба. Действительно, можно измерять момент изгиба стойки несущего винта 3, в частности, в случае летательного аппарата с жесткой втулкой. Затем изменение подъемной силы оперения 20 меняет наклон несущего винта 3 и, следовательно, влияет на изгиб стойки этого несущего винта 3. Фактически, регулируя подъемную силу оперения 20, можно привести момент продольного изгиба стойки несущего винта к заданному моменту продольного изгиба, чтобы этот момент изгиба был слабым и даже, например, нулевым, и ограничить, таким образом, напряжения этой стойки.

Наконец, одновременно с этапами 52-54 на этапе 56 на средстве 40 визуализации, показанном на фиг. 6, отображают информацию 33 и 34, касающуюся подъемной силы несущего винта 3 и заданной подъемной силы несущего винта 3, по меньшей мере, одну информацию 15, 16, 17 и 18, касающуюся закрылков 12, 12' двух полукрыльев 11, 11', и, по меньшей мере, одну информацию 25 и 26, касающуюся горизонтального оперения 20. Эта информация известна, при этом подъемную силу несущего винта 3 определяют посредством измерения усилий на штангах 7 крепления главного редуктора 6. Кроме того, заданная подъемная сила несущего винта 3 равна второй заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата 1.

Это средство 40 визуализации показывает также активированный режим работы 16 на уровне закрылков 12, 12' и горизонтального оперения 20. Действительно, система привода, которая обеспечивает приведение в движение закрылков 12, 12', может управляться автопилотом, имеющимся на летательном аппарате, или вручную пилотом. Эта система привода может выйти из строя и, следовательно, не работает. При этом средство 40 визуализации отображает для закрылков 12, 12' информацию 16 или появляется «Режим А», когда включен автопилот, «Режим М», когда закрылками 12, 12' управляет вручную пилот, и «Режим F», когда система привода вышла из строя. Это же касается и средства привода горизонтального оперения 20.

Эта информация позволяет пилоту оптимизировать работу летательного аппарата 1.

Представленный на фиг. 2 способ в соответствии с изобретением включает в себя семь этапов. На этапе 61 определяют общую подъемную силу летательного аппарата 1.

Затем одновременно определяют значение циклического шага и значение общего шага лопастей несущего винта 3, а также подъемную силу горизонтального оперения 20 и подъемную силу двух полукрыльев 11, 11' для устойчивой фазы полета.

На этапе 62 определяют значение общего шага лопастей несущего винта 3 таким образом, чтобы угол атаки летательного аппарата 1 был равен заданному углу атаки. На этапе 63 определяют значение циклического продольного шага лопастей несущего винта 3 таким образом, чтобы продольное пространственное положение летательного аппарата было равно заданному продольному пространственному положению.

На этапе 64 определяют значение бокового циклического шага лопастей несущего винта 3 таким образом, чтобы боковое пространственное положение летательного аппарата 1 было равно заданному боковому наклону.

На этапе 65 определяют подъемную силу полукрыльев 11, 11' таким образом, чтобы она соответствовала первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы летательного аппарата 1, и подъемную силу горизонтального оперения 20 таким образом, чтобы мощность несущего винта 2 была равна заданной мощности.

На этапе 66 определяют разность подъемной силы между каждым полукрылом 11, 11', чтобы учитывать асимметрию угла атаки между двумя полукрыльями 11, 11', создаваемую несущим винтом 3.

Естественно, в настоящее изобретение можно вносить различные изменения с точки зрения его осуществления. Выше были описаны несколько вариантов выполнения, но понятно, что все возможные варианты невозможно идентифицировать исчерпывающе. Разумеется, можно предусмотреть замену одного описанного средства эквивалентным средством, не выходя за рамки настоящего изобретения.

Например, регулирование подъемной силы двух полукрыльев 11, 11', которую в описанном варианте выполнения осуществляют при помощи аэродинамического средства, которое содержит закрылки 12, 12' и приводные системы, можно производить полностью путем поворота полукрыльев, которые не содержат закрылков. Это регулирование можно также осуществлять при помощи полукрыльев без закрылков, неподвижных относительно фюзеляжа 2 летательного аппарата 1, и посредством изменения пространственного положения летательного аппарата 1.

Точно так же, регулирование подъемной силы горизонтального оперения 20, осуществляемое в описанном варианте выполнения при помощи двух подвижных поверхностей 21, 21' и средства привода, можно производить за счет подвижности всего горизонтального оперения 20.

1. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим:
- фюзеляж (2),
- по меньшей мере, один несущий винт (3), оборудованный множеством лопастей (31),
- по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага,
- по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенных с одной и другой стороны фюзеляжа (2),
- аэродинамическое средство упомянутого летательного аппарата (1), содержащее, по меньшей мере, один подвижный закрылок (12, 12') на каждом полукрыле (11, 11') и, по меньшей мере, одну систему привода упомянутых закрылков (12, 12'),
- по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), расположенное на конце упомянутого летательного аппарата (1), при этом упомянутое горизонтальное оперение (20) содержит, по меньшей мере, одну подвижную поверхность (21, 21'), и
- по меньшей мере, одну силовую установку (5), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4),
во время которого
- определяют общую подъемную силу летательного аппарата (1), учитывая, что упомянутая общая подъемная сила противодействует весу упомянутого летательного аппарата (1), и
- регулируют подъемную силу каждого полукрыла (11, 11'), действуя на упомянутую систему привода упомянутых закрылков (12, 12') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1) во время устойчивой фазы полета, при этом разность подъемной силы между упомянутыми полукрыльями (11, 11') позволяет компенсировать влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') равна 40% общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1).

3. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутый вес упомянутого летательного аппарата (1) определяют на основании расхода топлива упомянутой силовой установки (5).

4. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') определяют при помощи следующего отношения: Z a i l e = 1 / 2. ρ . T A S 2 . S . C z ¯ ,
где “Zaile” обозначает упомянутую подъемную силу упомянутых двух полукрыльев (11, 11'),
“ρ” обозначает объемную массу воздуха в условиях полета,
“TAS” обозначает скорость движения упомянутого летательного аппарата (1),
“S” обозначает общую площадь двух полукрыльев (11, 11'),
C z ¯ ” обозначает коэффициент средней подъемной силы двух полукрыльев (11, 11'), который зависит от аэродинамического угла атаки α упомянутых полукрыльев (11, 11') при α=αfus + αInteraction,
“αfus” обозначает аэродинамический угол атаки упомянутого летательного аппарата (1), определяемый как: α f u s = θ A r c sin ( V z / T A S ) ,
“αInteraction” обозначает поправку угла атаки упомянутых полукрыльев (11, 11'),
“Vz” обозначает вертикальную скорость воздуха относительно упомянутого летательного аппарата (1),
“θ” обозначает продольное пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1), и
“.” обозначает знак умножения,
затем регулируют упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1).

5. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что, поскольку упомянутый несущий винт (3) приводят в действие от главного редуктора (6), соединенного с упомянутым фюзеляжем при помощи множества крепежных штанг (7), измеряют усилия на упомянутых крепежных штангах (7), определяют подъемную силу упомянутого несущего винта (3) на основании измерений упомянутых усилий на упомянутых крепежных штангах (7), затем регулируют подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутого несущего винта (3) была равна второй заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы летательного аппарата (1), при этом сумма упомянутой первой заранее определенной процентной части и упомянутой второй заранее определенной процентной части равна 100%.

6. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') регулируют, когда:
- угол крена упомянутого летательного аппарата (1) меньше 10°,
- скорость движения TAS упомянутого летательного аппарата (1) превышает 50 узлов, и
- не обнаружено никакого действия на средства управления упомянутого летательного аппарата (1).

7. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют упомянутую разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11'), чтобы компенсировать упомянутое влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').

8. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют заданный боковой циклический шаг таким образом, чтобы упомянутая разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11') позволяла, чтобы боковой циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен упомянутому заданному боковому циклическому шагу.

9. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что определяют заданный момент бокового изгиба таким образом, чтобы упомянутая разность подъемной силы между упомянутыми двумя полукрыльями (11, 11') позволяла, чтобы момент бокового изгиба стойки упомянутого несущего винта (3) был равен упомянутому заданному моменту бокового изгиба.

10. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы продольный циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен заданному продольному циклическому шагу.

11. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна заданной мощности во время упомянутой устойчивой фазы полета.

12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что упомянутая заданная мощность упомянутого несущего винта (3) в устойчивой фазе полета соответствует значению, составляющему от 20 до 40% мощности упомянутого несущего винта (3) во время режима висения упомянутого летательного аппарата (1).

13. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) регулируют, действуя на средство привода каждой подвижной поверхности (21, 21'), таким образом, чтобы момент продольного изгиба стойки упомянутого несущего винта (3) был равен заданному моменту продольного изгиба во время упомянутой устойчивой фазы полета.

14. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что одновременно определяют:
- продольный циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы продольное пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1) было равно заданному продольному пространственному положению,
- общий шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы высота полета упомянутого летательного аппарата (1) была равна заданной высоте полета или чтобы угол атаки упомянутого летательного аппарата (1) был равен заданному углу атаки,
- боковой циклический шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) таким образом, чтобы боковое пространственное положение упомянутого летательного аппарата (1) было равно заданному боковому пространственному положению,
- подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна объективной мощности,
- подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11'), соответствующую упомянутой первой заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1),
- разность подъемной силы между каждым полукрылом (11, 11'), чтобы компенсировать асимметрию угла атаки, создаваемую упомянутым несущим винтом (3) между упомянутыми полукрыльями (11, 11').

15. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что на средстве (40) визуализации упомянутого летательного аппарата (1) отображают информацию, касающуюся упомянутой подъемной силы упомянутого несущего винта (3) и упомянутой заданной подъемной силы упомянутого несущего винта (3), по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутых закрылков (12, 12'), и, по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутого горизонтального оперения (20).

16. Летательный аппарат (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащий:
- фюзеляж (2),
- по меньшей мере, один несущий винт (3), оборудованный множеством лопастей (31),
- по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага,
- по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), расположенное на конце упомянутого летательного аппарата (1) и содержащее, по меньшей мере, одну подвижную поверхность (21, 21'),
- по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно аэродинамическое средство, предназначенное для изменения подъемной силы упомянутых двух полукрыльев (11, 11'), при этом упомянутое аэродинамическое средство содержит, по меньшей мере, один подвижный закрылок (12, 12') на каждом полукрыле (11, 11') и, по меньшей мере, одну систему привода упомянутых закрылков (12, 12'), и
- по меньшей мере, одну силовую установку (5), приводящую в действие упомянутый несущий винт (3) и упомянутый тяговый винт (4),
отличающийся тем, что упомянутая система привода позволяет приводить в движение каждый закрылок (12, 12') для регулирования подъемной силы упомянутых полукрыльев (11, 11') таким образом, чтобы упомянутая подъемная сила упомянутых полукрыльев (11, 11') была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы упомянутого летательного аппарата (1) во время устойчивой фазы полета, при этом разность подъемной силы между упомянутыми полукрыльями (11, 11') позволяет компенсировать влияние упомянутого несущего винта (3) на упомянутые полукрылья (11, 11').

17. Летательный аппарат по п. 16, отличающийся тем, что упомянутое средство привода упомянутой подвижной поверхности (21, 21') позволяет регулировать подъемную силу упомянутого горизонтального оперения (20) таким образом, чтобы мощность упомянутого несущего винта (3) была равна заданной мощности.

18. Летательный аппарат по любому из пп. 16-17, отличающийся тем, что содержит средство (40) визуализации, отображающее:
- информацию, касающуюся упомянутой подъемной силы упомянутого несущего винта (3) и упомянутой заданной подъемной силы упомянутого несущего винта (3), соответствующей второй заранее определенной процентной части упомянутой общей подъемной силы летательного аппарата (1), при этом сумма упомянутой первой заранее определенной процентной части и упомянутой второй заранее определенной процентной части равна 100%,
- по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутых закрылков (12, 12'),
- активированный режим работы упомянутых закрылков (12, 12'),
- по меньшей мере, одну информацию, касающуюся упомянутого горизонтального оперения (20),
- активированный режим работы упомянутого горизонтального оперения (20).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к воздухоплаванию. Способ управления, стабилизации и создания дополнительной подъемной силы дирижабля, имеющего корпус, хвостовое оперение, гондолу с полезным грузом и бортовые системы, характеризуется тем, что устойчивость и управляемость дирижабля для требуемых характеристик взлета, полета и посадки обеспечена путем использования на нем автожирного винта с управляемым вектором полной аэродинамической силы.

Изобретение относится к области формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота.

Изобретение относится к транспортным средствам для перемещения в воздушной среде и по поверхности дороги. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает использование двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота посредством разворотного механизма.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Вертолет // 2246426
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах. .

Изобретение относится к средствам управления летательным аппаратом (ЛА), а также к индикаторам, отображающим информацию о параметрах полета и ЛА. .

Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3').

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА). .
Наверх