[发明专利]用于提高飞机可控性的系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空工业；更具体地，本发明涉及飞机设计领域，旨在设计其在飞机水平尾翼中的实施。

背景技术

本发明所要解决的技术问题是提供一种减小飞机水平尾翼(HTP)的设计尺寸的系统。从而减小了飞机重量及气动阻力，因而降低了飞机的运行成本。

本发明是为了用于结合“可调节HTP”的飞机，其在商用飞机中是常规的。可调节HTP结合“平衡系统”，用于为整个HTP提供在相对于飞机的给定角（安装角）的倾斜运动，产生HTP迎角的变化。平衡系统的功能是自动地(即，无需飞行员干预)为飞机提供“纵向”平衡。至于“纵向”应理解成“相对于飞机俯仰运动”。因此，当通过飞行员使用升降机、改变发动机推力、或操作机翼高升装置来修改所需的稳定的纵向平衡时，可调节HTP将自动倾斜而为新的稳定平衡位置提供必要的提升，同时升降机处于其正常位置。

对于给定的HTP构造和几何特性(翼展、反角、掠角、厚度、扭转(twist)、剖面形状等)的飞机设计中，HTP尺寸基本上取决于纵向稳定性(静态和动态)与飞机可控性之间的折衷。

飞机稳定性的定义为飞机在飞机处于平衡时从迎角和/或空速中的小扰动自动(即无飞行员干预)恢复平衡并继续维持此平衡的能力。纵向稳定性与飞机俯仰运动有关。

简单地说，HTP对飞机纵向稳定性的影响取决于飞机的重心(c.g.)，飞机重心在飞机运行期间是可变的，以及取决于表征HTP尺寸的系数(称为HTP体积)。c.g.定位得越远离HTP且HTP越大，它就导致更高的飞机纵向稳定性。

另外，飞机可控性的定义为提供必要的力和力矩从而允许执行任何所要求的操纵的能力。具体地，纵向可控性是指飞机提供足够的提升以产生必要的俯仰力矩的能力。

飞机纵向可控性是经由HTP提升系数(取决于其迎角)由HTP气动特性所给出；通常迎角不同于飞机的迎角，这是因为机翼及其高升装置通过称为“下洗角”的量来修改HTP迎角。对于给定的HTP构造(给定的安装角)，HTP提升系数分别呈现最大和最小，具有最大(正号)HTP迎角和最小(负号)；这些最大值和最小值称为失速值，是发生显著气动失速的值。

一旦最小HTP的设计尺寸已被确定以符合纵向稳定性标准，则通常必须取决于飞机型号相对于所提及的最小尺寸增加水平尾翼气动面积以确保符合可控性标准，在这些情况下据说飞机设计受限于可控性标准。气动面积增加意味着对于这些情况下所要求的操纵来说，必要的提升系数不超过失速值。

本发明所要解决的技术问题涉及减小受限于可控性的飞机设计中的可调节HTP尺寸，换句话说，具有决定于纵向稳定性标准的最小HTP尺寸。因此，本发明提供一种提高飞机可控性的系统，该系统进而提供对HTP提升系数的增加、允许减小HTP尺寸和飞机总重量，因而有助于降低飞机运行成本。

发明内容

为了实现气动表面的提升系数的增加，现有技术中众所周知的是高升装置，它们通常是用在机翼中。存在许多不同类型的高升装置，它们单独使用或者与其他组合使用，它们通常是通过修改剖面的外形(可移动的高升装置)或者是控制边界层(边界层抽吸或吹除系统)来延缓分离因而延缓失速的装置。

可移动高升装置是相对于机翼移动(高升装置的偏转运动)并且基于提供翼弦的加长或剖面曲率变化的装置。这些装置是由飞行员启动的，通常当飞机需要更大的提升(诸如起飞和着陆)时操纵。通常有两种常用方法可使高升装置偏转：(a)利用致动器使其延伸和收回；或者(b)利用电动马达通过一系列驱动轴、变速箱和机械连接来产生所需的延伸或收回。

将高升装置直接安装在HTP中，将为本发明所要解决的技术问题提供可能的解决方法，因为对于失速值该装置的操作将提供额外的提升，这样将使减小有效HTP表面(连同其尺寸)成为可能，用于可控性标准。已知在应用于AN-70飞机中的现有技术中的此解决方法，该飞机在前缘具有“缝翼”型高升装置，当使襟翼偏转时其偏转。然而，一般认为此解决方法是将可调节高升装置直接安装在HTP中，总体来说由于装置安装和操纵复杂性的弊端以及由于要实现的致动器或电动马达系统所导致的飞机重量困难，该方法对该技术问题而言并不十分令人满意。

可替代地，已知安装在HTP前缘(CBA-123飞机)的固定高升装置。这些装置为高HTP的迎角值增加提升；然而，它们具有在高迎角下的提升增加导致其它HTP迎角值的提升或阻力的恶化的弊端。

为了解决本发明要解决的技术问题，本发明结合了安装在HTP中的可移动高升装置，功能是提高HTP的提升系数。