[发明专利]具有稳定器装置的旋翼机

说明书

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。