本發(fā)明涉及一種飛行器的側(cè)翻、偏航和偏航穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)，屬于飛機(jī)控制系統(tǒng)的技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

從萊特兄弟時(shí)代，就已開始利用可轉(zhuǎn)動(dòng)的控制面作為飛機(jī)的控制系統(tǒng)。最早的飛機(jī)上使用的升降舵和方向舵分別控制飛機(jī)的俯仰和偏航/側(cè)翻。這些飛機(jī)的側(cè)翻和轉(zhuǎn)向都很慢。翹曲機(jī)翼是由萊特兄弟發(fā)明的，首次實(shí)現(xiàn)了獨(dú)立的飛機(jī)三軸控制，并增加了側(cè)翻速率，減少了轉(zhuǎn)彎半徑。后來，格倫·柯蒂斯發(fā)明了飛機(jī)副翼aileron來控制側(cè)翻，與翹曲機(jī)翼相比，是一個(gè)有顯著的簡(jiǎn)化和改良的偉大發(fā)明。

此后，又有人發(fā)明了升降穩(wěn)定器（stabilator），它是把水平穩(wěn)定器的穩(wěn)定功能和升降舵的俯仰控制功能結(jié)合的一個(gè)控制系統(tǒng)。然后又發(fā)明了升降副翼（elevon），它結(jié)合了升降舵和副翼的功能，通常用于飛翼機(jī)和混合翼身設(shè)計(jì)中。該升降副翼利用對(duì)稱偏轉(zhuǎn)差異來實(shí)現(xiàn)獨(dú)立的俯仰和滾轉(zhuǎn)控制。類似的，垂直全動(dòng)尾翼也被發(fā)明了，實(shí)現(xiàn)了垂直穩(wěn)定器和方向舵的功能的結(jié)合。

一些固定翼垂直起降（VTOL）飛機(jī)被形容為X-翼機(jī)，其上有四個(gè)可移動(dòng)的控制表面，本質(zhì)上是兩個(gè)相鄰的V-機(jī)尾。這些機(jī)型可能有四個(gè)鉸接在固定穩(wěn)定器上、可分別轉(zhuǎn)動(dòng)的獨(dú)立控制面，類似于原始固定翼機(jī)的傳統(tǒng)方向舵和升降舵。

方向舵和垂直全動(dòng)機(jī)尾傳統(tǒng)上不是作為一個(gè)有顯著貢獻(xiàn)的側(cè)翻控制，因?yàn)閭鹘y(tǒng)上垂直尾翼比機(jī)翼短得多，過短的力矩臂導(dǎo)致無法進(jìn)行有效的側(cè)翻控制。對(duì)于較新的機(jī)身設(shè)計(jì)，包括低展弦比固定翼垂直起降飛機(jī)，側(cè)翻慣量和抑制側(cè)翻的氣動(dòng)阻力是非常低的，這樣使得垂直尾翼表面作為主要側(cè)翻控制成為可能，但這一技術(shù)從來沒有實(shí)踐過。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是提供一種用于飛機(jī)的側(cè)翻、偏航和偏航穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種飛行器的側(cè)翻、偏航和偏航穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)，其特征在于，包括由上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器組成的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器，上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的底端和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的頂端分別轉(zhuǎn)動(dòng)連接在飛行器尾端的上下的飛行器對(duì)稱面上，并能夠圍繞上下方向的軸獨(dú)立轉(zhuǎn)動(dòng)，其中上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器在飛機(jī)的質(zhì)量中心之上，下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器在飛機(jī)的質(zhì)量中心之下；兩個(gè)偏航側(cè)翻穩(wěn)定器尺寸和形狀相同或近似。

所述的上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器能夠分別向相同或不同的方向偏轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生相互補(bǔ)足的側(cè)翻力矩或相反的側(cè)翻力矩。

所述的上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器分別通過上下方向的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)連接在飛行器尾端的上面和下面，該轉(zhuǎn)軸分別通過一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)與設(shè)在飛行器尾端或機(jī)身內(nèi)的馬達(dá)傳動(dòng)連接。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：當(dāng)與俯仰舵或類似的俯仰控制裝置相結(jié)合時(shí)，本發(fā)明可以實(shí)現(xiàn)航空器的全部三軸控制。對(duì)于垂直起飛和著陸的飛翼和低展弦比的混合翼身的航空器，本發(fā)明尤其具有利用價(jià)值。本發(fā)明的對(duì)稱布置有助于對(duì)航空器的簡(jiǎn)單和平穩(wěn)的控制。本發(fā)明位于帶有牽引式機(jī)鼻螺旋槳的航空器的中心線上，以確保其充分利用航空推進(jìn)器產(chǎn)生的滑流，在即使是低速飛行和懸停時(shí)，都能產(chǎn)生有效的側(cè)翻和偏航控制。

附圖說明

圖1是本發(fā)明在垂直起降固定翼飛機(jī)上的立體結(jié)構(gòu)示意圖（靜止或直飛狀態(tài)）；

圖2描述了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的對(duì)稱偏轉(zhuǎn)（兩部分同向偏轉(zhuǎn)）來控制飛機(jī)的偏航角度（圖中為向左偏航）；

圖3展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的差分偏轉(zhuǎn)（兩部分反向偏轉(zhuǎn)）來控制飛機(jī)的側(cè)翻角度（圖中為向右側(cè)翻）；

圖4展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的上部或下部偏轉(zhuǎn)90°獲得的空中氣動(dòng)制動(dòng)并對(duì)協(xié)助機(jī)身俯仰動(dòng)作的示意圖。

圖5展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的差分偏轉(zhuǎn)90°獲得用于特技飛行的以暫時(shí)喪失偏航穩(wěn)定性為代價(jià)的快速全面空中氣動(dòng)制動(dòng)。

具體實(shí)施方式

參見圖1，本發(fā)明一種飛行器的側(cè)翻、偏航和偏航穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)，包括上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2，上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1的底端和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的頂端分別轉(zhuǎn)動(dòng)連接在飛行器尾端3的上下的飛行器對(duì)稱面上，并能夠圍繞上下方向的軸獨(dú)立轉(zhuǎn)動(dòng)，其中上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1在飛機(jī)的質(zhì)量中心之上，下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2在飛機(jī)的質(zhì)量中心之下；兩個(gè)偏航側(cè)翻穩(wěn)定器尺寸和形狀相同或近似。

所述的上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2能夠分別向相同或不同的方向偏轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生相互補(bǔ)足的側(cè)翻力矩或相反的側(cè)翻力矩。

所述的上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2分別通過上下方向的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)連接在飛行器尾端3的上面和下面，該轉(zhuǎn)軸分別通過一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)（常規(guī)技術(shù)，未圖示）與設(shè)在飛行器尾端3或機(jī)身內(nèi)的馬達(dá)（未圖示）傳動(dòng)連接。

偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的偏轉(zhuǎn)能有效地改變其自身攻角，增加或減少作用于自身的空氣動(dòng)力的大小和方向。所產(chǎn)生的氣動(dòng)力將主要作用在縱向和橫向方向，幾乎沒有垂直分量。因?yàn)槠絺?cè)翻穩(wěn)定器產(chǎn)生的等效合成氣動(dòng)力能夠在其自身和飛機(jī)的質(zhì)量中心之間產(chǎn)生在垂直方向和縱向方向上的力矩臂，所以能產(chǎn)生偏航、側(cè)翻和俯仰的力矩。

偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的中等對(duì)稱偏轉(zhuǎn)（即上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1和下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2同向偏轉(zhuǎn)，如圖2所示）將主要在橫向方向產(chǎn)生近似相等的空氣動(dòng)力。縱向方向的力距臂較長(zhǎng)，形成強(qiáng)大的偏航力矩，確保有效偏航控制。由于偏航側(cè)翻穩(wěn)定器在飛機(jī)質(zhì)量中心上下兩側(cè)的近似對(duì)稱分布，和其類似的大小、形狀、和偏轉(zhuǎn)角，該控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)對(duì)造成偏航-側(cè)翻耦合的可能幾乎不存在。俯仰-偏航耦合也可以忽略不計(jì)，因?yàn)樽鳛樯舷缕絺?cè)翻穩(wěn)定器產(chǎn)生的時(shí)間平均的誘導(dǎo)阻力將大致相等。偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的中等差分偏轉(zhuǎn)（如圖3所示）將產(chǎn)生一個(gè)圍繞機(jī)身軸線的旋轉(zhuǎn)力矩（順時(shí)針或逆時(shí)針）而造成機(jī)身向右或向左側(cè)翻。

深度偏航側(cè)翻穩(wěn)定器偏轉(zhuǎn)將導(dǎo)致其自身深度失速，產(chǎn)生一個(gè)較大的縱向時(shí)間平均空氣動(dòng)力。當(dāng)兩個(gè)偏航側(cè)翻穩(wěn)定器同時(shí)失速，將造成一個(gè)快速空氣制動(dòng)功能，同時(shí)有效偏航控制和穩(wěn)定性（附圖5）將暫時(shí)喪失。當(dāng)上偏航側(cè)翻穩(wěn)定器1或下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2深度失速時(shí)（附圖4），將引起一個(gè)非零俯仰力矩，其可以被對(duì)稱升降副翼偏轉(zhuǎn)增強(qiáng)或減弱，以造成一個(gè)快速的俯仰力矩，或快速空中氣動(dòng)制動(dòng)。在這種情況下，偏航穩(wěn)定性和控制將不會(huì)丟失，只會(huì)被減弱。

如上所述，本專利技術(shù)提供了一個(gè)全新的飛機(jī)控制概念，即集合垂直穩(wěn)定器、方向舵和副翼的功能組合成一個(gè)稱為偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的新部件，用以增加偏航穩(wěn)定性以及提供獨(dú)立偏航和側(cè)翻控制。偏航側(cè)翻穩(wěn)定器還可以與升降舵結(jié)合控制飛機(jī)的沿三軸線的全部旋轉(zhuǎn)動(dòng)作。