СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ ГИБРИДНОГО ВЕРТОЛЕТА, ИМЕЮЩЕГО ПЛАНЕР, УДЕРЖИВАЕМЫЙ С ПОСТОЯННЫМ УГЛОМ АТАКИ ПОСРЕДСТВОМ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПОЛОЖЕНИЯ ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ ОДНОЙ ПОДВИЖНОЙ ПЛОСКОСТИ ОПЕРЕНИЯ
METHOD FOR PILOTING A HYBRID HELICOPTER HAVING A GLIDER HOLDED WITH A CONSTANT ANGLE OF ATTACK BY REGULATION OF THE POSITION OF AT LEAST ONE MOVABLE PLANE

Настоящее изобретение относится к способу пилотирования гибридного вертолета, имеющего планер, удерживаемый с постоянным углом атаки посредством регулирования положения по меньшей мере одной подвижной плоскости оперения, а также к гибридному вертолету, в котором применяют этот способ. Изобретение относится к общей технической области автоматических или полуавтоматических систем управления полетом.
Проект, предусматривающий это изобретение, получил финансирование исследовательской и инновационной программы Horizon 2020 Европейского союза в рамках соглашения о субсидиях CleanSky 2 N GAM-FRC-2014-001 Issue E.
Термином «винтокрылый летательный аппарат» обозначают летательный аппарат, оснащенный вращающимся несущим винтом, называемым просто винтом. Обычно винтокрылый летательный аппарат содержит планер и по меньшей мере один винт, приводимый во вращение силовой установкой. Такой винт можно считать «несущим винтом» с учетом его участия в подъемной силе летательного аппарата, причем этот винт может также участвовать в обеспечении поступательного движения летательного аппарата. Винтокрылый летательный аппарат может также содержать один или несколько движущих воздушных винтов, по меньшей мере частично участвующих в обеспечении движения винтокрылого летательного аппарата. Для упрощения в дальнейшем термин «воздушный винт» будет использоваться для обозначения толкающего или тянущего движущего воздушного винта.
В частности, винтокрылый летательный аппарат, для удобства называемый «гибридным вертолетом», содержит планер, по меньшей мере один винт, оперение, один или несколько движущих воздушных винтов, возможно, расположенных сбоку от планера, и даже дополнительное несущее средство, такое как крыло.
Это крыло или несущая поверхность может состоять, например, из двух крыльев, расположенных с двух сторон от фюзеляжа.
Согласно другому признаку, силовая установка гибридного вертолета может содержать по меньшей мере один двигатель. Этот двигатель или эти двигатели могут быть соединены через механическую соединительную систему с воздушным винтом или воздушными винтами и с винтом. Скорости вращения выхода двигателя или двигателей, воздушного винта или винтов, винта и механической соединительной системы являются, например, пропорциональными между собой, при этом отношение пропорциональности является постоянным при любой конфигурации полета гибридного вертолета в нормальных условиях работы встроенной кинематической цепи.
Следовательно, винт предпочтительно постоянно приводится во вращение двигателем или двигателями в нормальных конфигурациях полета.
Для пилотирования гибридного вертолета можно управлять составляющей общего шага и составляющей циклического шага лопастей винта. Таким образом, вертолет может содержать кинематические цепи, включающие в себя органы управления шагом. Такой орган управления шагом может быть выполнен, например, в виде сервопривода. Например, органы управления шагом шарнирно соединены с набором циклических площадок, соединенных тягами с каждой лопастью главного винта. Эти кинематические цепи могут содержать органы, управляемые пилотом, и домкраты, управляемые автопилотом.
Кроме того, гибридный вертолет может содержать по меньшей мере одну кинематическую цепь для управления шагом лопастей воздушного винта или винтов, чтобы контролировать тягу, создаваемую каждым воздушным винтом. Таким образом, воздушный винт или винты могут влиять на скорость поступательного движения гибридного вертолета и даже на его движение с рысканием.
Кроме того, гибридный вертолет содержит оперение, оснащенное несущими узлами. Эти несущие узлы могут быть подвижными. Выражение «подвижная плоскость оперения» в дальнейшем будет обозначать узел оперения, позволяющий действовать на равновесие летательного аппарата по тангажу, в частности, на высоких скоростях. Такая подвижная плоскость оперения может иметь форму горизонтального или наклонного оперения, полностью подвижного во вращении, или подвижного закрылка, шарнирно соединенного с неподвижной плоскостью горизонтального или наклонного оперения, или их эквивалента. Контроль тангажа гибридного вертолета можно осуществлять, циклически управляя шагом лопастей главного винта, тогда как по меньшей мере на одну подвижную плоскость оперения воздействуют, чтобы регулировать равновесие летательного аппарата по тангажу в соответствии с заранее определенными критериями.
Гибридные вертолеты описаны в документах US 8181901 B2, US8170728 B2, US8052094 B2 и US8113460 В2.
Такой гибридный вертолет представляет интерес, в частности, поскольку может достигать высоких скоростей и/или покрывать большие расстояния при перемещении. Однако, учитывая специфику и большое количество управляемых узлов, трудно управлять воздушным винтом или винтами и/или винтом во время стабилизированной фазы полета, чтобы обеспечить летательному аппарату оптимальные условия работы, не создавая большой рабочей нагрузки для пилота.
Под «стабилизированной фазой полета» следует понимать полет по существу на постоянной, возможно, высокой скорости движения, во время которого летательный аппарат следует по постоянной траектории, удерживая планер с постоянным углом атаки. В конкретном случае, когда вертикальная скорость является нулевой, стабилизированная фаза полета происходит на постоянной высоте, при этом говорят о полете на крейсерской скорости или о полете со ступеньками. Постоянная траектория соответствует траектории, следуемой без ускорения и даже без изменения направления летательного аппарата.
Оптимальные рабочие условия могут соответствовать рабочим точкам воздушного винта или винтов и винта, которые необходимо соблюдать, чтобы минимизировать расход топлива, чтобы максимально задействовать воздушные винты, или в других целях.
Кроме того, гибридный вертолет необходимо постоянно пилотировать, чтобы следовать постоянной траектории с постоянным углом атаки. Общую подъемную силу, создаваемую несущими узлами гибридного вертолета, необходимо корректировать во время полета, чтобы адаптировать ее к изменениями массы гибридного вертолета, например, при расходе топлива, и к плотности воздуха.
В документе FR 2959205 описан способ управления и регулирования при помощи контура регулирования по тангажу или по положению, контура регулирования скорости через управление средним шагом лопастей воздушного  винта или винтов и контура управления и регулирования упомянутого угла поворота горизонтального оперения. Этот контур управления и регулирования предусматривает следующие этапы: определяют первоначальную мощность, выдаваемую силовой установкой после активации контура управления и регулирования, задают первую скорость перемещения механизированного узла оперения, сравнивают новую мощность, выдаваемую силовой установкой, с первоначальной мощностью. В этим патенте ставится задача, отличная от задачи изобретения, которое должно минимизировать общую мощность, генерируемую силовой установкой гибридного вертолета.
В документе FR 2990684 описан способ, согласно которому определяют заданный общий шаг и заданный продольный циклический шаг лопастей главного винта гибридного вертолета, чтобы гибридный вертолет стремился достичь оптимизированной рабочей точки упомянутого главного винта во время стабилизированной фазы полета, сохраняя при этом задачу постоянного вертикального удержания, такую как вертикальная скорость или постоянный угол атаки, и задачу постоянного продольного положения, соответствующую упомянутой стабилизированной фазе полета.
Согласно документу FR 2990684, создаваемую крылом гибридного вертолета подъемную силу корректируют, действуя на аэродинамическое средство и применяя контур регулирования, который должен стремиться привести общий шаг несущего винта к заданному общему шагу. В частности, подъемную силу, создаваемую крылом, корректируют, чтобы учитывать изменения массы летательного аппарата вследствие расхода топлива.
Согласно документу FR 2990684, корректируют также подъемную силу, создаваемую горизонтальным оперением, применяя контур регулирования, приводящий продольный циклический шаг лопастей винта к заданному продольному циклическому шагу, чтобы учитывать изменения центровки. В альтернативном варианте регулирование может учитывать момент продольного прогиба мачты упомянутого главного винта, называемой в дальнейшем «мачтой винта», и заданный момент продольного прогиба.
Настоящее изобретение призвано предложить новый способ, позволяющий гибридному вертолету следовать траектории по существу с постоянным углом атаки, оптимизируя работу воздушного винта или винтов и главного винта, называемого «несущим», и не создавая при этом перегрузки для пилота, например, чтобы минимизировать расход топлива или чтобы максимально задействовать воздушный винт или винты.
Таким образом, объектом изобретения является способ пилотирования гибридного вертолета, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит по меньшей мере один несущий винт, имеющий лопасти изменяемого шага, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит по меньшей мере один движущий воздушный винт, имеющий лопасти, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит оперение, имеющее по меньшей мере одну подвижную плоскость оперения, выполненную с возможностью создавать по меньшей мере момент тангажа на планере гибридного вертолета, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит по меньшей мере один привод оперения, чтобы перемещать, например, по меньшей мере вращением упомянутую по меньшей мере одну подвижную плоскость оперения.
Способ содержит стабилизированную фазу полета, включающую в себя фазу регулирования винта, содержащую этап удержания продольного положения и этап удержания вертикальной скорости, а также фазу регулирования воздушного винта, содержащую этап удержания скорости поступательного движения, при этом стабилизированная фаза полета включает в себя фазу регулирования оперения, содержащую следующие этапы:
- при помощи главного датчика определяют текущее значение параметра винта, обуславливающее текущую мощность, потребляемую упомянутым несущим винтом,
- при помощи схемы оценки определяют текущее заданное значение упомянутого параметра винта, фиксированное или зависящее от значения по меньшей мере одного параметра контроля, при этом упомянутый параметр винта является мощностью, потребляемой несущим винтом, и упомянутое текущее заданное значение является заданным значением мощности, или упомянутый параметр винта является крутящим моментом, передаваемым на несущий винт, а упомянутое текущее заданное значение является заданным значением крутящего момента,
- при помощи регулятора поворота регулируют положение упомянутой подвижной плоскости оперения в зависимости от упомянутого текущего значения и от упомянутого текущего заданного значения.
Новизна заключается в том, что этот способ предлагает устанавливать текущее заданное значение параметра винта, которое является фиксированным или зависит от текущего случая полета.
Параметр винта является характеристикой мощности, потребляемой несущим винтом, в отличие от способов, фиксирующих, например, заданные шаги. Текущее заданное значение параметра винта устанавливают, например, путем испытаний и/или моделирования, и оно является характеристикой мощности, потребляемой несущим винтом, которую определяют как оптимальную, в случае необходимости, для текущего случая полета. Например, текущее заданное значение параметра винта соответствует значению, которое должен достичь параметр винта, чтобы для текущего случая полета расход топлива был минимальным.
При этом в течение одного и того же полета текущее заданное значение может быть фиксированным или меняется в зависимости от значения параметра или параметров контроля, при этом параметр или параметры контроля отличаются от параметров винта.
Кроме того, согласно этому способу, положение по меньшей мере одной подвижной плоскости оперения и даже, в случае необходимости, нескольких или всех подвижных плоскостей оперения регулируют при помощи регулятора поворота, чтобы текущее значение параметра винта стремилось к его текущему заданному значению. В случае необходимости и в присутствии нескольких подвижных плоскостей оперения команда поворота, выдаваемая для каждой подвижной плоскости оперения, может также учитывать другую задачу, такую как задача обеспечения контроля крена гибридного вертолета или компенсации асимметрии. Изменение поворота подвижной плоскости или подвижных плоскостей оперения позволяет генерировать момент тангажа для пикирования или кабрирования на планере.
Однако стабилизированная фаза полета содержит этап удержания продольного положения. Во время этого этапа удержания продольного положения винтовой диск, описываемый лопастями несущего винта, имеет наклон, чтобы восстановить равновесие по тангажу после маневрирования подвижной плоскостью или подвижными плоскостями оперения.
Кроме того, стабилизированная фаза полета содержит этап удержания вертикальной скорости летательного аппарата, что позволяет сохранять по существу постоянный наклон проходимой траектории.
Угол атаки планера alpha, угол положения по тангажу theta гибридного вертолета и наклон gamma траектории связаны следующим отношением: alpha=theta - gamma. Таким образом, удерживание по существу постоянными угла положения по тангажу theta гибридного вертолета и наклона gamma траектории соответствует полету с постоянным углом атаки планера.
Кроме того, угол атаки винтового диска несущего винта обуславливает мощность, потребляемую этим несущим винтом. Угол атаки винтового диска выводят из угла атаки планера, а также из углов взмаха несущего винта и наклона мачты винта. При данном угле атаки планера изменение циклического шага лопастей несущего винта заставляет меняться угол атаки винтового диска, что позволяет приводить текущее значение параметра винта к установленному текущему заданному значению.
Кроме того, изменение угла атаки винтового диска приводит к изменению скорости поступательного движения летательного аппарата. Если винтовой диск наклонен в переднюю сторону летательного аппарата, его участие в скорости поступательного движения увеличивается. Если же винтовой диск наклонен в заднюю сторону летательного аппарата, его участие в скорости поступательного движения уменьшается. При этом во время этапа удержания скорости поступательного движения управление воздушным винтом или винтами происходит автоматически, чтобы удерживать эту скорость поступательного движения по существу постоянной.
Таким образом, в рамках способа предложено управлять положением подвижной плоскости или подвижных плоскостей оперения в зависимости от разности между текущим заданным значением и текущим значением параметра винта типа потребляемой мощности или крутящего момента, передаваемого на несущий винт. Управление подвижной плоскостью или подвижными плоскостями оперения позволяет приводить текущее значение к текущему заданному значению автоматически за счет изменения шага лопастей несущего винта, чтобы сохранять постоянный угол атаки планера с постоянным наклоном. В результате происходит изменение шага лопастей и/или скорости вращения воздушных винтов, чтобы поддерживать по существу постоянную скорость поступательного движения. Несущий винт, а также воздушный винт или винты работают в соответствии с заранее определенной рабочей точкой гибридного вертолета, которую считают оптимальной.
Преимуществом использования параметра винта типа потребляемой несущим винтом мощности или крутящего момента, передаваемого на несущий винт, позволяет использовать параметр винта, который можно определить во время полета относительно легко и надежно. Термин «надежно» значит, что используемый параметр винта можно определить при помощи датчиков, которые могут быть избыточными, и/или можно получить в результате тестов на когерентность, или посредством того и другого. Следовательно, текущее значение параметра винта можно использовать в рамках способа автоматического пилотирования гибридного вертолета, не подвергая сомнению безопасность полета из-за приблизительного измерения.
Кроме того, мощность, потребляемую несущим винтом, можно корректировать посредством регулирования угла положения по тангажу гибридного вертолета, которое можно производить, измеряя тоже точно и надежно текущий угол, например, при помощи инерциального счетчика текущих координат.
Кроме того, этот способ оказывается относительно простым и требует участия средств, которые уже могут присутствовать на борту гибридного вертолета.
Кроме того, соотношение между, с одной стороны, мощностью, потребляемой несущим винтом, или крутящим моментом, передаваемым на несущий винт, и, с другой стороны, положением подвижной плоскости или подвижных плоскостей оперения является монотонным, а именно всегда возрастающим или убывающим. Следовательно, обеспечивается приведение регулирования к оптимальному результату.
Наконец, этот способ является нечувствительным к изменениям центровки гибридного вертолета, которые могут, например, происходить во время полета по причине расходования топлива или сброса груза. Изменение этой центровки по сути приводит к изменению равновесия по тангажу гибридного вертолета, которое автоматически приводит к новому регулированию и, например, к коррекции циклического шага лопастей несущего винта.
Способ может иметь один или несколько следующих признаков.
Согласно одному признаку, упомянутое регулирование положения упомянутой подвижной плоскости оперения может включать в себя следующие этапы:
- определяют команду поворота упомянутой подвижной плоскости оперения при помощи регулятора поворота в зависимости от упомянутого текущего значения и от упомянутого текущего заданного значения,
- упомянутую подвижную плоскость оперения поворачивают при помощи упомянутого привода оперения в соответствии с упомянутой командой поворота.
Согласно признаку, совместимому с предыдущим, регулятор поворота может быть пропорционально-интегрально-дифференциальным регулятором, например, в функции значения, равного текущему значению минус упомянутое текущее заданное значение или наоборот.
Такой регулятор поворота позволяет текущему значению стремиться и даже достигать текущего заданного значения надежно и в соответствии с динамикой, которая не противоречит удержанию продольного положения, то есть положения по тангажу.
Согласно признаку, совместимому с предыдущими, текущее заданное значение может быть переменным и может быть установлено в зависимости от одного или нескольких параметров контроля, при этом параметр или параметры контроля могут быть параметрами следующих типов.
Так, упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя скорость поступательного движения гибридного вертолета.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя подъемную силу, создаваемую несущим винтом.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя скорость вращения упомянутого несущего винта.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя высоту полета или высоту гибридного вертолета.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя температуру воздуха снаружи упомянутого гибридного вертолета.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя угол поворота закрылка упомянутого крыла по отношению к точке отсчета.
Упомянутый по меньшей мере один параметр контроля может включать в себя значение, представляющее текущую массу гибридного вертолета, которую можно оценить, например, на основании взлетной массы и расхода топлива в сочетании с данными, вводимыми пилотом во время полета.
Согласно примеру, текущее заданное значение можно установить при помощи значений, предварительно сведенных в таблицу в ходе испытаний, вычислений и/или моделирований и являющихся функцией одного или нескольких предыдущих параметров контроля.
Согласно другому примеру, текущее заданное значение можно установить при помощи полинома, сохраненного в памяти в ходе испытаний, вычислений и/или моделирований и являющегося функцией одного или нескольких предыдущих параметров контроля.
Согласно признаку, совместимому с предыдущими, упомянутый способ может содержать фазу перевода в режим ожидания стабилизированной фазы полета, если соблюдено по меньшей мере одно из следующих условий:
- пилот действует усилием на орган управления циклическим шагом, управляющий циклическим шагом лопастей несущего винта, например, усилием, превышающим первый порог усилия,
- пилот действует усилием на орган управления общим шагом, управляющий общим шагом лопастей несущего винта, например, усилием, превышающим второй порог усилия,
- составляющая по наземной вертикали коэффициента нагрузки гибридного вертолета превышает по абсолютной величине установленный порог коэффициента нагрузки,
- угол крена упомянутого планера превышает по абсолютной величине установленный порог крена.
Этот признак предназначен для того, чтобы способ не мешал пилотированию гибридного вертолета пилотом. Например, если пилот действует на орган управления циклическим или общим шагом, способ блокируется, возможно, одномоментно, пока соблюдается это условие. Например, команда поворота либо не вычисляется или не передается, либо не учитывается.
Согласно признаку, совместимому с предыдущими, способ может содержать следующие этапы: измеряют скорость поступательного движения упомянутого гибридного вертолета и сравнивают измеренную скорость поступательного движения с заранее определенным порогом скорости, при этом упомянутую стабилизированному фазу полета применяют, когда упомянутая измеренная скорость поступательного движения превышает или равна порогу скорости.
Подвижная плоскость или подвижные плоскости оперения могут создавать момент тангажа, достаточный, чтобы вызвать изменение шага лопастей несущего винта, только начиная с высокой скорости поступательного движения. При этом регулирование поворота упомянутой подвижной плоскости оперения осуществляют, только когда измеренная скорость поступательного движения превышает или равна порогу активации. Например, порог активации равен примерно 150 узлов, то есть по существу 227 километров в час.
Способ может содержать этап поворота упомянутой подвижной плоскости оперения упомянутым по меньшей мере одним приводом оперения на сохраненный в памяти безопасный угол поворота, если упомянутая измеренная скорость поступательного движения ниже порога скорости.
Например, при значении ниже порога активации подвижную плоскость или подвижные плоскости оперения поворачивают на заранее определенный угол, например, на угол ноль градусов (0°) относительно точки отсчета.
Согласно признаку, совместимому с предыдущими, упомянутый этап удержания продольного положения может включать в себя регулирование угла положения по тангажу упомянутого планера в зависимости от контрольного угла путем изменения циклической составляющей упомянутого шага лопастей несущего винта.
Такой этап удержания продольного положения можно осуществлять обычным путем, используя набор домкратов, выполненных с возможностью управлять множеством сервоприводов, управляющих циклическим шагом лопастей несущего винта.
Контрольный угол может быть углом, задаваемым пилотом при помощи интерфейса человек-машина, или углом положения по тангажу упомянутого планера, достигнутым при инициации стабилизированной фазы полета или, в случае необходимости, например, в результате вышеупомянутого перевода в спящий режим.
Упомянутый этап удержания вертикальной скорости может включать в себя регулирование вертикальной скорости гибридного вертолета по отношению к контрольной вертикальной скорости путем изменения общей составляющей шага лопастей несущего винта.
Контрольная вертикальная скорость может быть скоростью, задаваемой пилотом при помощи интерфейса человек-машина, или вертикальной скоростью, достигнутой при инициации стабилизированной фазы полета или, в случае необходимости, например, в результате вышеупомянутого перевода в спящий режим.
Упомянутая фаза регулирования оперения может иметь более медленную динамику, чем динамика упомянутой фазы регулирования винта.
При этом фаза регулирования оперения не может войти в конфликт с фазой регулирования винта или помешать последней.
Согласно признаку, совместимому с предыдущими, упомянутый этап удержания скорости поступательного движения может включать в себя регулирование скорости поступательного движения упомянутого гибридного вертолета в зависимости от контрольной скорости поступательного движения посредством управления по меньшей мере упомянутым шагом лопастей или скоростью вращения упомянутого по меньшей мере одного движущего воздушного винта.
Выражение «управление по меньшей мере упомянутым шагом лопастей или скоростью вращения упомянутого по меньшей мере одного движущего воздушного винта» означает, что управляют шагом лопастей и/или скоростью вращения по меньшей мере одного воздушного винта, например, при помощи известных способов.
Контрольная скорость поступательного движения может быть скоростью, задаваемой пилотом при помощи интерфейса человек-машины, или скоростью поступательного движения, достигнутой при инициации стабилизированной фазы полета или, в случае необходимости, например, вследствие вышеупомянутого перевода в режим ожидания.
Объектом изобретения является также гибридный вертолет, содержащий по меньшей мере один несущий винт, имеющий лопасти изменяемого шага, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит по меньшей мере один движущий воздушный винт, имеющий лопасти, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит оперение, имеющее по меньшей мере одну подвижную плоскость оперения, выполненную с возможностью создавать по меньшей мере момент тангажа на планере гибридного вертолета, при этом упомянутый гибридный вертолет содержит по меньшей мере один привод оперения, чтобы перемещать, например, по меньшей мере вращением упомянутую по меньшей мере одну подвижную плоскость оперения.
Этот гибридный вертолет содержит систему отслеживания траектории с постоянным углом атаки, выполненную с возможностью осуществления заявленного способа, при этом система отслеживания траектории с постоянным углом атаки содержит:
- главный датчик, выполненный с возможностью измерять упомянутое текущее значение,
- по меньшей мере одну систему измерения, выполненную с возможностью определять упомянутое значение по меньшей мере одного параметра контроля,
- схему оценки, выполненную с возможностью определять упомянутое текущее заданное значение,
- регулятор поворота, выполненный с возможностью регулировать упомянутое положение упомянутой подвижной плоскости оперения в зависимости от упомянутого текущего значения и от упомянутого текущего заданного значения, при этом регулятор поворота находится на связи с упомянутым приводом оперения.
В присутствии фиксированного текущего заданного значения схема оценки может представлять собой, например, простую память.
В присутствии текущего заданного значения, меняющегося в зависимости от значения по меньшей мере одного параметра контроля, схема оценки может представлять собой вычислительное устройство или функцию, включенную в существующее вычислительное устройство. При этом регулятор может регулировать, в частности, положение упомянутой подвижной плоскости оперения в зависимости от скорости машины, от высоты полета, от давления или от температуры через текущее заданное значение.
Термин «датчик» следует понимать в широком смысле, и он обозначает устройство или систему, передающую, например, электрический или оптический сигнал, несущий необходимую информацию. Например, датчик может выдавать электрический сигнал с напряжением, которое меняется в зависимости от значения упомянутой данной. Термин «датчик» может обозначать один или несколько датчиков, взаимодействующих вместе, и даже комплекс, содержащий по меньшей мере один датчик и по меньшей мере один анализатор, который выдает сигнал измерения.
Кроме того, упомянутая по меньшей мере одна система измерения может содержать по меньшей мере один из следующих узлов: датчик скорости поступательного движения гибридного вертолета, датчик подъемной силы, генерирующий сигнал, характеризующий подъемную силу, создаваемую несущим винтом, датчик скорости вращения, генерирующий сигнал, характеризующий скорость вращения упомянутого несущего винта, датчик высоты полета или высоты гибридного вертолета, датчик температуры воздуха снаружи упомянутого гибридного вертолета, угловой датчик, измеряющий угол поворота закрылка упомянутого крыла по отношению к точке отсчета, датчик поворота, измеряющий угол поворота упомянутой подвижной плоскости оперения.
Гибридный вертолет может содержать по меньшей мере один из следующих узлов: датчик усилия на орган управления циклическим шагом, генерирующий сигнал, который меняется, когда пилот действует усилием на орган управления циклическим шагом, управляющий циклическим шагом лопастей несущего винта, датчик усилия на орган управления общим шагом, генерирующий сигнал, который меняется, когда пилот действует усилием на орган управления общим шагом, управляющий общим шагом лопастей несущего винта, датчик показателя нагрузки, генерирующий сигнал, который меняется в зависимости от составляющей по наземной вертикали коэффициента нагрузки гибридного вертолета, датчик угла крена.
Согласно возможности, совместимой с предыдущими, упомянутый гибридный вертолет может содержать систему регулирования угла положения упомянутого планера в зависимости от контрольного угла и систему регулирования вертикальной скорости гибридного вертолета по отношению к контрольной вертикальной скорости, каждая из которых выполнена с возможностью действовать по меньшей мере на один домкрат, связанный по меньшей мере с тремя сервоприводами изменения шага лопастей несущего винта. Гибридный вертолет может содержать систему регулирования скорости поступательного движения гибридного вертолета по отношению к контрольной скорости поступательного движения, причем эта система регулирования может быть выполнена с возможностью действовать на шаг лопастей воздушного винта или винтов и/или на скорость вращения воздушного винта или винтов.
Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания с примерами, который носят иллюстративный характер, со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
Фиг. 1 - вид заявленного гибридного вертолета.
Фиг. 2 - схема системы отслеживания траектории с постоянным углом атаки.
Фиг. 3 - схема заявленного способа.
Фиг. 4 - таблица с примером определения текущего заданного значения упомянутого параметра винта.
Фиг. 5 - таблица с примером определения текущего заданного значения упомянутого параметра винта.
Фиг. 6 - схема, иллюстрирующая поворот подвижной плоскости оперения в соответствии с командой поворота при кабрировании.
Фиг. 7 - схема, иллюстрирующая поворот подвижной плоскости оперения в соответствии с командой поворота при пикировании.
В рамках настоящего изобретения выражение «гибридный вертолет» обозначает винтокрылый летательный аппарат, оснащенный по меньшей мере одним толкающим или тянущим движущим воздушным винтом. Если только не указано иное, термины «винт» и «главный винт» или «несущий винт» обозначают вращающуюся несущую поверхность винтокрылого летательного аппарата. Если только не указано иное, конструктивно и функционально идентичные элементы, показанные на разных фигурах, имеют одно и то же обозначение.
На фиг. 1 представлен пример заявленного гибридного вертолета 1.
Независимо от варианта выполнения, гибридный вертолет 1 содержит планер 2, расположенный вдоль продольной оси в направлении сзади вперед от хвоста 4 к носу 3. Спереди планера 2 гибридный вертолет 1 может содержать кабину 7 летчика.
Независимо от варианта выполнения, гибридный вертолет 1 содержит по меньшей мере один несущий винт 10. Несущий винт 10 содержит множество лопастей 11, приводимых во вращение через мачту 12 винта, например, через ступицу 13 винта.
Независимо от варианта выполнения, гибридный вертолет 1 содержит по меньшей мере один воздушный винт 15 с лопастями 16. Лопасти 16 могут иметь изменяемый шаг и/или изменяемую скорость вращения. Например, по меньшей мере два воздушных винта 15 расположены с двух сторон планера 2, то есть поперечно относительно вышеупомянутой продольной оси.
Для приведения во вращение мачты 12 винта и воздушного винта или винтов 15 гибридный вертолет 1 содержит силовую установку 20, схематично показанную на фиг. 2. Эта силовая установка 20 содержит по меньшей мере один двигатель 21, например, газотурбинный двигатель. Кроме того, силовая установка 20 может содержать механическую систему 22 соединения, кинематически связывающую двигатель или двигатели 21 с мачтой винта 12 и даже с воздушным винтом или винтами 15. В альтернативном варианте по меньшей мере один воздушный винт может приводиться во вращение собственным двигателем или, например, собственной приводной системой. Такая механическая система 22 соединения может содержать по меньшей мере одну коробку 23 передачи мощности, по меньшей мере один вал 24.
Скорости вращения выхода двигателя или двигателей 21, воздушного винта или винтов 15, несущего винта 10 и механической системы 22 соединения являются, например, пропорциональными между собой, при этом, в случае необходимости, соотношение пропорциональности может быть постоянным при любой конфигурации полета гибридного вертолета 1 в нормальных условия работы встроенной кинематической цепи.
Независимо от варианта выполнения, как показано на фиг. 1, гибридный вертолет 1 может содержать по меньшей мере одно крыло 5 или другую несущую поверхность, например, верхнее крыло 5 в представленном примере. Это крыло 5 состоит из двух крыльев 6, 7, расположенных соответственно слева и справа от планера 2 по отношению к наблюдателю, находящемуся в направлении движения гибридного вертолета 1. Например, каждый воздушный винт 15 установлен на крыле 6, 7. Таким образом, согласно примеру, показанному на фиг.1, гибридный вертолет 1 содержит два воздушных винта 15, установленные соответственно на двух крыльях 6, 7, расположенных слева и справа от планера 2 по отношению к упомянутому наблюдателю.
Согласно другому, не показанному примеру, воздушный винт или винты могут быть установлены сбоку при помощи стоек или их эквивалентов, или могут быть расположены по-другому.
Независимо от варианта выполнения, как показано на фиг. 1, гибридный вертолет 1 имеет оперение 25, оснащенное поверхностями стабилизации и маневрирования. В частности, оперение 25 содержит по меньшей мере одну подвижную плоскость 26 оперения, выполненную с возможностью создавать по меньшей мере момент тангажа на планере 2. Такая подвижная плоскость 26 оперения может быть выполнена в виде закрылка или руля высоты, шарнирно соединенного с неподвижной плоскостью 28, или в виде полностью подвижного оперения. Чтобы управлять положением и, например, углом поворота по меньшей мере одной подвижной плоскости 26 оперения относительно точки отсчета, гибридный вертолет 1 может содержать по меньшей мере один привод 27 оперения. Например, такой привод 27 оперения содержит вращающийся двигатель или другое устройство, выполненное с возможностью создавать по меньшей мере вращение одной или нескольких подвижных плоскостей 26 оперения относительно одной или нескольких осей АХ.
Кроме того, поверхности стабилизации и маневрирования могут содержать подвижные и/или неподвижные поверхности стабилизации при рыскании. Оперение 25 может иметь разные формы, например, форму перевернутого U, как показано на фиг. 1.
Независимо от этого признака и как показано на фиг. 2, лопасти 11 несущего винта 10 являются лопастями изменяемого шага, с управляемым общим или циклическим шагом.
Согласно примеру, иллюстрирующему изобретение, гибридный вертолет 1 содержит множество кинематических цепей 40, соединяющих, например, орган 46 управления общим шагом и орган 45 управления циклическим шагом по меньшей мере с тремя сервоприводами 35. Каждой кинематической цепью 40 можно управлять через одно или несколько исполнительных устройств, например, через последовательный домкрат 41 и/или параллельный домкрат 42, причем эти цепи могут быть полностью независимыми. Каждый сервопривод 35 может быть шарнирно соединен с не вращающейся площадкой 31 набора циклических площадок 30. При этом вращающаяся площадка 32 набора циклических площадок 30 соединена с лопастями 11 несущего винта 10 через соответствующие тяги шага. Движение органа 46 управления общим шагом приводит к идентичному изменению длины каждого сервопривода 35, что позволяет одинаково изменять общий шаг лопастей 11 несущего винта 10. Движение органа 45 управления циклическим шагом приводит к изменению длины по меньшей мере одного сервопривода 35, отличному от изменения длины по меньшей мере одного другого сервопривода 35, что позволяет изменять циклический шаг лопастей 11 несущего винта 10 по их азимутам.
Согласно другому признаку, шагом лопастей 16 воздушного винта или винтов 15 можно управлять при помощи по меньшей мере одной кинематической цепи воздушного винта, содержащей по меньшей мере один привод 91, не показанный на фиг. 1. Дополнительно или альтернативно, скоростью вращения воздушного винта или винтов 15 можно управлять при помощи привода 91, например, привода 91 с изменяемой скоростью двигателя, приводящего винт в движение.
Независимо от варианта выполнения, гибридный вертолет 1 содержит систему 70 отслеживания траектории с постоянным углом атаки, выполненную с возможностью осуществлять описанный ниже заявленный способ.
Эта система 70 содержит главный датчик 50 измерения текущего значения параметра винта.
Этим параметром винта может быть мощность, потребляемая несущим винтом 10, или крутящий момент, передаваемый на несущий винт, например, крутящий момент, действующий на мачту 12 винта. В целом, различные бортовые авиационные системы позволяют измерять и/или вычислять значения параметров винта, используемые в рамках настоящего изобретения и перечисленные ниже. Эти параметры винта могут быть параметрами обычного типа, и, следовательно, нет необходимости подробно описывать главный датчик.
Однако, если параметром винта является мощность, потребляемая несущим винтом 10, главный датчик 50 может включать в себя, например, датчик 53 угловой скорости и измеритель 54 крутящего момента, измеряющий непосредственно или опосредованно соответственно скорость вращения мачты 12 винта и крутящий момент, действующий на эту мачту 12 винта, а также блок перемножения, перемножающий упомянутую скорость вращения мачты 12 винта и упомянутый крутящий момент. Главный датчик, оценивающий мощность, потребляемую несущим винтом, может также быть выполнен в виде системы, содержащей датчик двигателя, оценивающий развиваемую силовой установкой мощность, и датчик воздушного винта, оценивающий мощность, потребляемую воздушным винтом или винтами, при этом мощность, потребляемая несущим винтом 10, считается, например, равной разности между мощностью, развиваемой силовой установкой, и мощностью, потребляемой воздушным винтом или винтами, за вычетом соответствующих потерь.
Если параметром винта является крутящий момент, передаваемый на несущий винт, главный датчик 50 может содержать, например, только измеритель 54 крутящего момента. В альтернативном варианте можно использовать измеритель крутящего момента, расположенный перед мачтой винта на подвижном органе, вращающемся вместе с мачтой винта, в случае необходимости, учитывая коэффициент пропорциональности.
Кроме того, система 70 может содержать по меньшей мере одну систему измерения, выполненную с возможностью определять значение по меньшей мере одного параметра контроля, а именно, например, по меньшей мере один из следующих узлов:
- датчик 51 скорости поступательного движения, измеряющий скорость поступательного движения гибридного вертолета 1, например, такой как датчик с трубкой Пито или система спутникового позиционирования,
- датчик 52 подъемной силы, генерирующий сигнал, характеризующий подъемную силу, создаваемую несущим винтом 10, например, такой как система, измеряющая усилия на штангах коробки передачи мощности, вращающей мачту винта, что описано в литературе,
- датчик 53 скорости вращения, генерирующий сигнал, характеризующий скорость вращения упомянутого несущего винта 10,
- датчик 55 высоты полета или высоты гибридного вертолета 1, например, такой как барометрическая система или радиозонд, или система спутникового позиционирования, или даже радиолокационная система, или их эквивалент,
- датчик 56 температуры воздуха, находящийся снаружи упомянутого гибридного вертолета 1, например, такой как термометр или его эквивалент,
- угловой датчик 57, измеряющий угол поворота закрылка 8 крыла 5 по отношению к точке отсчета,
- датчик 58 поворота, измеряющий угол поворота по меньшей мере одной подвижной плоскости оперения.
В случае необходимости, система 70 может содержать по меньшей мере один из следующих узлов измерения:
- датчик 60 усилия на орган управления циклическим шагом, генерирующий сигнал, который меняется, когда пилот действует усилием на орган 45 управления циклическим шагом, управляющий цикличским шагом лопастей 11 несущего винта 10,
- датчик 61 усилия на орган управления общим шагом, генерирующий сигнал, который меняется, когда пилот действует усилием на орган 45 управления общим шагом, управляющий общим шагом лопастей 11 несущего винта 10,
- датчик 62 показателя нагрузки, генерирующий сигнал, который меняется в зависимости от составляющей Nz по наземной вертикали коэффициента нагрузки гибридного вертолета 1, при этом такой датчик 62 может входить в состав устройства, известного под сокращением AHRS от английского выражения “Altitude and Heading Reference System”,
- датчик 63 угла крена, измеряющий угол крена гибридного вертолета 1, при этом такой датчик 63 может быть уклономером или частью инерциального счетчика текущих координат,
- датчик 64 угла тангажа, измеряющий угол тангажа гибридного вертолета 1, при этом такой датчик 63 может быть уклономером или частью инерциального счетчика текущих координат,
- датчик 65, генерирующий сигнал, который меняется в зависимости от изменения вертикальной скорости VZ гибридного вертолета 1, например, через вариометр,
- датчик 66 текущей массы гибридного вертолета, который может, например, включать в себя датчик топлива для оценки топлива, присутствующего в летательном аппарате, при этом датчик 66 может иметь интерфейс человек-машина, позволяющий запоминать взлетную массу летательного аппарата и даже другие данные, позволяющие вычислительному устройству датчика 66 или другому устройству выводить на их основании значение массы летательного аппарата при помощи известных методов.
Кроме того, система 70 может содержать блок обработки, называемый для удобства «вычислительным устройством 75», который осуществляет способ при помощи сигнала или сигналов, передаваемых одним или несколькими предыдущими датчиками, для управления приводом или приводами 27 оперения, а также домкратами 41, 42, позволяющими действовать на шаг лопастей 11 несущего винта 10.
Вычислительное устройство 75 может содержать, например, по меньшей мере один процессор и по меньшей мере одну память, по меньшей мере одну логическую схему, причем эти примеры не ограничивают объем выражения «вычислительное устройство». Термин «процессор» может обозначать как центральный блок обработки, известный под сокращением CPU, графический блок обработки GPU, цифровой блок, известный под сокращением DSP, микроконтроллер.
Вычислительное устройство 75 может включать в себя различные модули, содержащие независимые блоки или, например, кодовые линии. Каждый модуль может содержать по меньшей мере один процессор и/или по меньшей мере одну память, по меньшей мере одну интегральную схему, по меньшей мере одну программируемую систему, по меньшей мере одну логическую схему, причем эти примеры не ограничивают объема выражения «модуль». Вычислительное устройство может быть вычислительным устройством системы, известной под сокращением AFCS от английского выражения “Aircraft Flight Control System”.
Так, вычислительное устройство 75 может содержать модуль, называемый «схемой 76 оценки», выполненный с возможностью определять текущее заданное значение, и модуль, называемый «регулятором 77 поворота», выполненный с возможностью определять команду поворота и передавать ее на привод или приводы 27 оперения. В рамках фиксированного текущего заданного значения схема 76 оценки может содержать просто память и может иметь вид кодового сегмента, например, в рамках переменного заданного значения.
Независимо от этих признаков, вычислительное устройство 75 может содержать систему 78 регулирования угла положения упомянутого планера 2 в зависимости от контрольного угла и/или систему 79 регулирования вертикальной скорости VZ гибридного вертолета 1, которые сообщаются с вышеупомянутыми домкратами 41, 42, чтобы управлять сервоприводами 35. Таким образом, система 78 является регулятором угла положения, а система 79 является регулятором вертикальной скорости.
Вычислительное устройство 75 может содержать систему 90 регулирования скорости поступательного движения VA упомянутого гибридного вертолета 1 в зависимости от контрольной скорости поступательного движения VA*, которая сообщается, например, по меньшей мере с одним приводом 91, действующим одинаково на шаг лопастей 16 каждого воздушного винта или на скорость вращения каждого воздушного винта.
Фиг. 3 иллюстрирует заявленный способ.
Этот способ содержит стабилизированную фазу полета STP1, которая включает в себя фазу регулирования оперения STP1, чтобы регулировать положение и, например, угол поворота подвижной плоскости или подвижных плоскостей 26 оперения относительно точки отсчета.
Эта фаза регулирования оперения STP1 содержит этап определения STP1.1 текущего значения параметра винта при помощи главного датчика 50. В частности, главный датчик 50 может выдавать электрический или оптический сигнал, выражающий упомянутое текущее значение параметра винта.
До этого, во время этого или после этого способ содержит этап определения STP1.2, при помощи схемы 76 оценки, текущего заданного значения, которое должен достигнуть этот параметр винта. Текущее заданное значение является либо фиксированным и, например, записано в памяти, либо его устанавливает схема 76 оценки в зависимости от значения по меньшей мере одного параметра контроля, измеряемого при помощи соответствующего датчика.
В присутствии текущего заданного значения, изменяющегося в зависимости от значения по меньшей мере одного параметра контроля, схема 76 оценки может применять заранее определенное правило изменения, например, ступенчатого, линейного или полиномиального изменения. Согласно возможному варианту, схема 76 оценки может применять правило, полученное при помощи методов интерполяции на основании одного или нескольких значений одного или нескольких параметров контроля. Ниже приведены различные примеры схемы 76 оценки, определяющей текущее заданное значение в зависимости от случая полета.
Согласно первому примеру, представленному на фиг. 4, схема 76 оценки содержит в памяти сведенные в таблицу значения параметра винта в зависимости от скорости поступательного движения гибридного вертолета 1, измеряемой датчиком 51 скорости поступательного движения. Таким образом, параметр винта принимает первое записанное в памяти значение Wrotor*1, если текущая скорость поступательного движения находится в интервале от первой скорости V1, включая предел, до второй скорости V2, превышающей первую скорость V1, второе записанное в памяти значение Wrotor*2, если текущая скорость поступательного движения находится в интервале от второй скорости V2, включая предел, до третьей скорости V3, превышающей вторую скорость V2, третье записанное в памяти значение Wrotor*3, если текущая скорость поступательного движения находится в интервале от третьей скорости V3, включая предел, до четвертой скорости V4, превышающей третью скорость V3, затем четвертое записанное в памяти значение Wrotor*4, если текущая скорость поступательного движения превышает или равна четвертой скорости V4.
Согласно второму примеру, представленному на фиг. 5, схема 76 оценки содержит в памяти сведенные в таблицу значения параметра винта в зависимости от скорости поступательного движения гибридного вертолета 1, а также от плотности воздуха dens1, dens2, dens3.
В случае необходимости, текущую плотность можно оценивать обычным образом при помощи данных, поступающих от датчика 55 высоты полета или высоты гибридного вертолета 1 и от датчика 56 температуры.
Согласно варианту, можно строить более сложные таблицы с использованием других параметров контроля, таких как подъемная сила несущего винта 10, определяемая при помощи датчика 52 подъемной силы, и даже угол поворота по меньшей мере одного закрылка крыла 5, измеряемый при помощи датчика 58 поворота.
Согласно третьему примеру, схема 76 оценки содержит в памяти полином. Например, этот полином имеет в качестве переменных скорость поступательного движения VA, а также плотность воздуха и скорость вращения несущего винта 10, измеряемую при помощи датчика 54 скорости вращения, и угол поворота закрылка 8 крыла, измеряемый при помощи углового датчика 57.
Независимо от варианта выполнения и как показано на фиг. 3, схема 76 оценки содержит в памяти текущее заданное значение или применяет, например, по меньшей мере одну кодовую линию, чтобы на каждом шаге вычисления определять текущее заданное значение, которого должен достигать параметр винта.
Представленная фаза регулирования оперения STP1 включает в себя регулирование подвижной плоскости или подвижных плоскостей 26 оперения. Например, эта фаза содержит этап определения STP1.3 команды поворота подвижной плоскости или подвижных плоскостей 26 оперения при помощи регулятора 77 поворота в зависимости от текущего значения и от текущего заданного значения параметра винта.
Например, схема 770 вычитания определяет разность между текущим значением и текущим заданным значением параметра винта и передает ее в регулятор 77 поворота. Регулятор 77 поворота может быть пропорционально-интегрально-дифференциальным регулятором в функции разности между упомянутым текущим значением и упомянутым текущим заданным значением. Таким образом, команда поворота ord может быть равна результату следующего отношения:
kp*(Wrotor-Wrotor*)+ki*int(Wrotor-Wrotor*)+kd*d(Wrotor-Wrotor*)/dt
где “kp”, “ki” и “kd” обозначают коэффициенты усиления, которые можно определять посредством испытаний, вычислений и/или моделирования, “Wrotor” является текущим значением, “Wrotor*” является текущим заданным значением, “int” является интегралом относительно времени, “d/dt” является производной функцией относительно времени, «/» является знаком деления, «*» является знаком умножения, «+» является знаком сложения, «-» является знаком вычитания.
При этом фаза регулирования оперения STP1 включает в себя фазу поворота STP1.4 подвижной плоскости или подвижных плоскостей 26 оперения при помощи привода или приводов 27 оперения в соответствии с упомянутой командой поворота. Например, регулятор 77 поворота передает сигнал, содержащий упомянутую команду поворота, при этом привод или приводы 77 оперения получают этот сигнал и соответственно поворачивают подвижную плоскость или подвижные плоскости 26 оперения, пока угол поворота delta, измеряемый датчиком 58 поворота, не будет соответствовать требуемому углу поворота. Например, требуемый угол поворота соответствует углу, на который следует повернуть подвижную плоскость или подвижные плоскости 26 оперения.
Кроме того, в присутствии нескольких подвижных плоскостей 26 оперения можно применить дифференциальный поворот через другой контур регулирования или путем сложения, чтобы решить дополнительные задачи, такие как компенсация асимметрии спутной струи, попадающей на оперение, или обеспечение контроля крена гибридного вертолета 1.
Согласно варианту, упомянутый способ содержит фазу перевода в режим ожидания STP0 стабилизированной фазы полета STP1, если соблюдено по меньшей мере одно из следующих условий:
- пилот действует усилием, обнаруживаемым датчиком 60 приводного усилия, на орган 45 управления циклическим шагом,
- пилот действует усилием, обнаруживаемым датчиком 61 приводного усилия, на орган 46 управления общим шагом,
- составляющая Nz по наземной вертикали показателя нагрузки, измеряемая датчиком 62 показателя нагрузки, превышает по абсолютной величине порог коэффициента нагрузки, записанный в памяти схемы 80 запрета,
- угол крена планера 2, измеряемый датчиком 63 угла крена, превышает по абсолютной величине порог крена, записанный в памяти схемы 80 запрета.
Такая схема 80 запрета может представлять собой, например, модуль вычислительного устройства 75 системы 70, который передает или не передает команду поворота на привод или приводы 27 оперения в зависимости от предыдущих условий. Согласно другому примеру, схема запрета может представлять собой дополнительный модуль, внешний по отношению к вычислительному устройству 75; причем этот модуль может быть установлен для этой же цели между вычислительным устройством 75 и приводом или приводами 27 оперения.
В альтернативном варианте схема 80 запрета может блокировать всю стабилизированную фазу полета STP1.
Согласно варианту, в случае необходимости, совместимому с предыдущим, способ может содержать этап измерения STP0.1 скорости поступательного движения VA гибридного вертолета 1 при помощи датчика 51.
Затем модуль системы и, например, схема 80 запрета может применить сравнение измеренной скорости поступательного движения VA с содержащимся в памяти порогом скорости. В этом контексте стабилизированную фазу полета STP1 можно применить, только когда измеренная скорость поступательного движения VA превышает или равна порогу скорости.
Если это не так, схема 80 запрета или другой модуль может подать команду на привод или приводы 27 оперения, чтобы повернуть подвижную плоскость или подвижные плоскости 26 оперения на записанный в памяти безопасный угол поворота.
Согласно варианту, совместимому с предыдущими, способ содержит фазу регулирования винта STP2, включающую в себя этап удержания продольного положения STP2.1. Этот этап удержания продольного положения STP2.1 может включать в себя регулирование угла theta положения по тангажу упомянутого планера 2 в зависимости от контрольного угла theta* и от текущего угла theta положения, измеренного датчиком 64. Схема 781 вычитания определяет разность между контрольным углом theta* и текущим углом положения theta. Регулятор 782 положения вырабатывает сигнал ошибки, например, путем пропорционально-интегрально-дифференциального регулирования в зависимости от этой разности, затем передает его в сумматор 783, который добавляет этот сигнал ошибки к командному сигналу theta0pil, меняющемуся в зависимости от положения органа управления циклическим шагом. После этого сумматор 783 передает сигнал заданного значения, например, в модуль 750 управления вычислительного устройства 75, чтобы получить изменение упомянутого циклического шага лопастей 11 несущего винта 10.
Фаза регулирования винта STP2 может содержать этап удержания вертикальной скорости STP 2.2. Этот этап удержания вертикальной скорости STP 2.2 может включать в себя регулирование вертикальной скорости VZ гибридного вертолета 1 относительно контрольной вертикальной скорости VZ* и вертикальной скорости VZ, измеряемой датчиком 65. Схема 791 вычитания определяет разность между контрольной вертикальной скоростью VZ* и вертикальной скоростью VZ. Регулятор 792 вертикальной скорости вырабатывает сигнал ошибки, например, посредством пропорционально-интегрально-дифференциального регулирования в зависимости от этой разности, затем передает его в сумматор 793, добавляющий этот сигнал ошибки к командному сигналу theta1pil, изменяющемуся в зависимости от положения органа управления общим шагом. При этом сумматор 793 передает сигнал заданного значения в модуль 750 управления, чтобы получить изменение общего шага лопастей 11 несущего винта 10.
Контрольная вертикальная скорость VZ и контрольный угол theta* могут быть равны, например, вертикальной скорости VZ и углу поворота theta, достигнутыми в момент запуска способа.
Кроме того, стабилизированная фаза полета может содержать этап удержания скорости поступательного движения STP3. Этот этап удержания скорости поступательного движения STP3 может включать в себя регулирование скорости поступательного движения VA, измеряемой при помощи датчика 51 скорости поступательного движения, в зависимости от контрольной скорости поступательного движения VA*, посредством автоматического управления шагом лопастей 16 и/или скорости вращения каждого движущего воздушного винта 15.
Например, система 90 регулирования содержит схему вычитания, которая определяет разность между контрольной скоростью поступательного движения VA* и измеряемой скоростью поступательного движения VA. Регулятор скорости системы 90 вырабатывает сигнал ошибки, например, посредством пропорционально-интегрально-дифференциального регулирования в зависимости от этой разности, затем передает его в сумматор, добавляющий этот сигнал ошибки к командному сигналу, изменяющемуся в зависимости от команды тяги. При этом сумматор передает сигнал заданного значения в каждый привод, чтобы получить коллективное изменение шага лопастей и/или скорости вращения воздушного винта или винтов.
Контрольная скорость поступательного движения VA* может быть равна, например, скорости поступательного движения, достигнутой в момент запуска способа, скорости, задаваемой при помощи интерфейса человек-машина, и даже, в случае необходимости, после перевода способа в режим ожидания.
Таким образом, как показано на фиг. 6, данная команда поворота может стремиться переместить подвижную плоскость или подвижные плоскости 26 оперения в положение, в котором они создают подъемную силу F, генерирующую момент кабрирования на планере 2. Чтобы оставаться в постоянном положении и на постоянной траектории для сохранения постоянного угла атаки, эта установка задает на этапе удержания продольного положения STP2.1 циклическую команду пикирования, передаваемую для наклона винтового диска, чтобы противодействовать действию оперения 25 на планер 2 и даже действию на общий шаг лопастей несущего винта 10 для следования требуемой траектории. В этом примере несущий винт 10 работает в толкающем режиме, при этом для движения гибридного вертолета 1 используют составляющую его аэродинамической силы Р. За счет этого мощность, потребляемая главным винтом 10, увеличивается. Для поддержания по существу постоянной скорости поступательного движения воздушные винты 6, наоборот, подвергаются разгрузке. Шаг лопастей 16 и/или скорость вращения воздушных винтов 6 будут уменьшаться во время этапа удержания скорости поступательного движения. Следовательно, уменьшается мощность, потребляемая этими воздушными винтами 6. Изменение подъемной силы винта, которое происходит при изменении наклона винтового диска, компенсируют при помощи этапа удержания вертикальной скорости, который задает изменение общего шага. Таким образом, траектория остается постоянной, и следовательно, угол атаки и подъемная сила крыла тоже остаются по существу постоянными.
В обратной ситуации, показанной на фиг. 7, подвижная плоскость или подвижные плоскости 26 оперения создают пикирующий момент гибридного вертолета 1. Чтобы оставаться в постоянном положении, во время удержания продольного положения генерируют циклическую команду кабрирования. Мощность, потребляемая несущим винтом 10, уменьшается, причем эта потребляемая мощность может стать небольшой, даже нулевой или отрицательной. При этом, чтобы удерживать по существу постоянную скорость поступательного движения, воздушные винты 6, наоборот, нагружают. Шаг лопастей 16 воздушных винтов 6 и/или скорость их вращения, а также мощность, потребляемая этими воздушными винтами, будут увеличиваться.
Таким образом, изобретение позволяет корректировать распределение мощности между несущим винтом 10 и воздушным винтом или винтами 6, сохраняя при этом изо-угол атаки, изо-траекторию и изо-скорость, чтобы достичь рабочей точки, оптимизированной для текущих условий полета.
Заявленный способ, описанный, в частности, для варианта выполнения, содержащего несущий винт 10 и два воздушных винта 6, можно без труда транспонировать для варианта выполнения, содержащего, например, только один воздушный винт 6 с крылом или без крыла и/или с двумя несущими винтами, не выходя за рамки настоящего изобретения.
Естественно, настоящее изобретение может подвергаться многочисленным изменениям, что касается его осуществления. Хотя было описано несколько вариантов выполнения, понятно, что все возможные варианты невозможно идентифицировать исчерпывающим образом. Можно, разумеется, предусмотреть замену описанного средства на эквивалентное средство, не выходя за рамки настоящего изобретения.