СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАКРЫЛКАМИ КРЫЛЬЕВ И ГОРИЗОНТАЛЬНЫМ ОПЕРЕНИЕМ ГИБРИДНОГО ВЕРТОЛЕТА

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 (2), 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).
<mrow><msub><mi>Z</mi><mrow><mi>a</mi><mi>i</mi><mi>l</mi><mi>e</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2.</mn><mi>ρ</mi><mo>.</mo><mi>T</mi><mi>A</mi><msup><mi>S</mi><mn>2</mn></msup><mo>.</mo><mi>S</mi><mo>.</mo><mover accent="true"><mrow><msub><mi>C</mi><mi>z</mi></msub></mrow><mo stretchy="true">¯</mo></mover></mrow>
4. Способ по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что упомянутую подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11') определяют при помощи следующего отношения:
,
aile
где “Z” 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'),
<mrow><mover accent="true"><mrow><msub><mi>C</mi><mi>z</mi></msub></mrow><mo stretchy="true">¯</mo></mover></mrow>
fus
Interaction
“
” обозначает коэффициент средней подъемной силы двух полукрыльев (11, 11'), который зависит от аэродинамического угла атаки α упомянутых полукрыльев (11, 11') при α=α + α,
fus
<mrow><msub><mi>α</mi><mrow><mi>f</mi><mi>u</mi><mi>s</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mi>θ</mi><mo>−</mo><mi>A</mi><mi>r</mi><mi>c</mi><mi>sin</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>V</mi><mi>z</mi><mo>/</mo><mi>T</mi><mi>A</mi><mi>S</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
“α” обозначает аэродинамический угол атаки упомянутого летательного аппарата (1), определяемый как:
,
Interaction
“α” 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 продольно ей 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 (2), 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).