專利名稱：主動螺旋槳旋翼穩(wěn)定系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本申請大體上涉及一種飛機的推進系統(tǒng)，其可操作用于至少一種直升機飛行模式。本申請?zhí)貏e適用于傾斜旋翼飛機領域，其既可以操作用于飛機飛行模式也可以操作用于直升機飛行模式。
背景技術：
直升飛機和傾斜旋翼飛機的控制系統(tǒng)為復雜的電子和/或機械系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)響應于飛行員的輸入，但是還必須提供作用于旋翼組件上的動力，這通常不在飛行員的控制范圍之內。機械控制系統(tǒng)典型地包括傾斜盤配置，其由靜止部分和旋轉部分組成。典型地，下方的靜止部分固定在某一位置上并且不會旋轉，但是具有上下移動和/或以任意給定方向傾斜的能力。這通常被稱為“靜止”或“非旋轉”盤。飛行員的輸入通過集中控制改變靜止盤的垂直位置，并且通過循環(huán)控制使靜止盤傾斜。傾斜盤配置的旋轉部分可以自由旋轉。當然，飛行員向非旋轉部分發(fā)出的輸入經(jīng)過控制系統(tǒng)的旋轉部分。旋轉部分典型地機械地連接到每個單獨的旋翼葉片 。例如，在一種類型的控制系統(tǒng)中，俯仰連桿連接到由旋翼葉片承載的俯仰操縱桿，由此允許旋轉盤改變每個旋翼葉片的葉片角度。然而，在控制系統(tǒng)中包含一個子系統(tǒng)也是必須的，其可以盡可能地減小搖擺角度。在現(xiàn)有技術中，有兩種基本方法:一種是使用△ 3鉸鏈；另一種是使用偏置的俯仰操縱桿。在傾斜旋翼飛機中，尤其重要的是消除翻轉的不利影響，特別是在飛機飛行模式中，飛機以非常高的速度移動的情況下。在一些情況下，過度的翻轉和/或其它由旋翼葉片施加的力能夠在機翼上產(chǎn)生不利的力，可能導致飛機失靈。盡管旋翼系統(tǒng)的控制力領域已經(jīng)有了巨大的進步，仍然存在許多缺點。


被認為是本申請的特性的新穎特征在所附的權利要求中進行描述。然而，本申請自身，其應用的優(yōu)選模式，以及進一步的目標和優(yōu)點將參照下面的詳細描述并結合附圖獲得最好的理解，其中:圖1，2和3描繪了本申請的具有傾斜旋翼組件的飛機的一個實施例；圖4為本申請的一個替代的實施例，其為一種具有改進的控制系統(tǒng)的傳統(tǒng)的直升飛機；圖5為用于旋翼組件的一種機械控制系統(tǒng)的簡化圖示；圖6，7A，7B，7C和7D為現(xiàn)有技術的用于減小旋翼組件翻轉的方法的簡化控制圖示；圖8A為機翼/吊掛架/旋翼組件的響應的簡化圖示；圖8B為圖8A的簡化圖示，描繪出根據(jù)優(yōu)選實施例的控制系統(tǒng)；圖9描繪出螺旋槳旋翼的氣動彈性不穩(wěn)定性的起因；
圖1OA和IOB為在具有傾斜旋翼組件的小型飛機上測量的頻率，阻尼，以及空速的圖示；圖11為控制系統(tǒng)中Λ 3角度效果的簡化圖示；圖12為Λ 3角度效果在傾斜旋翼飛機的氣動穩(wěn)定性上的圖示；并且圖13為控制由傾斜旋翼飛機的旋翼系統(tǒng)引起的反向機翼運動的方法的流程圖
/Jn ο雖然本申請的系統(tǒng)和方法可以具有各種變形和替代形式，其具體的實施方式通過圖中的例子示出并且在這里進行詳細的描述。然而，應當理解的是這里對具體實施方式
的描述并不是將本申請限定于公開的特定實施方式，而恰恰相反，其目的是為了覆蓋全部的落入由所附的權利要求所限定的本申請的工藝的精神和范圍之內的變形，等同，以及替代的方案。
具體實施例方式本申請的系統(tǒng)和方法的說明性實施方式將在下面進行說明。可以意識到的是在任何實際實施方式的發(fā)展中，為了實現(xiàn)開發(fā)者的具體目標，將作出多種具體實施決定，例如服從組件相關和商業(yè)相關的約束條件，其將從一種實施方式變化到另一種。更多的，可以意識到這種發(fā)展效果可能是復雜和耗時的，但是仍然是享有本公開的益處的本領域普通技術人員所必須經(jīng)歷的常規(guī)程序。本申請的系統(tǒng)克服了與傳統(tǒng)旋翼系統(tǒng)相關的缺點。特別是，包括控制系統(tǒng)的旋翼飛機具有一個或多個配置用于探測飛機機翼的旋轉和彎曲運動的傳感器，并且配置用于調整旋翼葉片以相應地消除任何的機翼運動。該系統(tǒng)具有重要的優(yōu)點，也就是，如果沒有消除機翼運動，那么至少減少了在飛機飛行模式中由螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性引起的飛機機翼的失靈。本申請的系統(tǒng)和方法，關于其結構和運行方法，將通過附圖并結合所附的描述被理解。這里示出了系統(tǒng)的幾種實施方式。應當理解的是不同實施方式的各種組件，部件，以及特征可以彼此結合在一起和/或相互交換，即使并沒有在圖中示出全部的變形和具體的實施方式，其全部位于本申請的范圍之內。本申請涉及改進的飛機和飛機飛行控制系統(tǒng)。更具體地，本申請可以用于固定機翼飛機以及旋翼飛機。旋翼飛機可以包括傳統(tǒng)的直升機，還有具有傾斜旋翼組件的飛機，例如由貝爾直升機德事隆公司(Bell Helicopter Textron, Inc.)制造并且使用“TILTR0T0R”商標的飛機?，F(xiàn)在參照附圖，其中相同的參考標記表示在幾種視角中相應或類似的元件，圖1，2和3示出采用本申請的控制系統(tǒng)的飛機。圖1描繪了一種以飛機飛行模式運行的傾斜旋翼飛機11。機翼15，17被用于響應于推進器組件19，21的動作而提升飛機主體13。如在圖1的視角中所示，推進器組件19，21由多個旋翼葉片組成，它們在基本上橫向于飛機主體13的旋翼盤上旋轉。在該模式中，用于飛機飛行模式的旋翼組件19，21作為雙引擎運行。相反地，圖3描繪處于直升機飛行模式的飛機11，其具有基本上平行于飛機主體13設置的旋翼組件19，21。在該視角，示出了吊掛架23，25。吊掛架23，25在原位旋轉以允許飛機在飛機飛行模式和直升機飛行模式之間切換。
圖2描繪了處于轉換模式的飛機11，其旋翼組件19，21在飛機飛行模式的位置和直升機飛行模式的位置之間進行轉換。這種類型飛機的一個重要的優(yōu)點在于其能夠以類似于直升機的方式起飛和降落，并且能夠以飛機的方式以相對很高的速度飛行。本申請改進的控制系統(tǒng)被集成到例如在圖1-3中描述的傾斜旋翼飛機中，以使得飛行運行更穩(wěn)定。這將在下面作更進一步的詳細描述。現(xiàn)在參照圖4，描繪了根據(jù)本申請的集成有本申請的控制系統(tǒng)的直升機。如圖所示，直升機51包括機身53和旋翼組件55。旋翼組件55限定有旋翼盤57，其基本上平行于機身53。直升機51的運動由旋翼推力矢量59所確定，旋翼推力矢量59由垂直分量61和向前推力分量63組成。歸結起來，旋翼推力矢量59的垂直分量61必須抵消向下拉動機身53的總重65。直升機51向前和向后的運動由總旋翼推力矢量59的向前推力分量63所確定。根據(jù)本申請的優(yōu)選實施方式，改進的控制系統(tǒng)被集成到直升機51中以在飛機飛行模式中穩(wěn)定飛機。本申請的一個重要的優(yōu)點在于其允許使用較多數(shù)量的旋翼葉片，這通常用于商業(yè)飛機中。例如，在本申請被集成進入旋翼飛機中時，可以使用四個，五個，六個，或更多的葉片。由于本申請具有最優(yōu)化的反饋系統(tǒng)以消除并不是最優(yōu)化的與△ 3位置或配置相關的不穩(wěn)定性，因此上述內容成為可能。這種不穩(wěn)定性非常有可能在包括多于三個葉片的飛機中發(fā)生。本申請的這種穩(wěn)定效果將在下面進一步詳細描述。參照圖5，給出了用于直升機或傾斜旋翼飛機中的基本機械控制系統(tǒng)的簡化圖示。這種組件已知被稱為“傾斜盤控制系統(tǒng)”并且其包括非旋轉部分67和旋轉部分68。桅桿81延伸穿過旋轉和非旋轉元件67，68并且連接到多個葉片上，例如葉片83。每個葉片通過俯仰操縱桿，例如俯仰操縱桿85，以及連接件例如俯仰連桿87連接回到非旋轉元件67以及飛行員控制系統(tǒng)。槳轂87采用傳遞扭矩和推力同時允許旋翼推力矢量傾斜的方式將旋翼葉片連接到桅桿81。例如，在機械系統(tǒng)中，槳轂包括有萬向軛(yoke)，但是在電子機械系統(tǒng)中其可能包括其它類型的連接。為了簡化視圖，并沒有在該視圖中描繪出槳轂。圖5中以簡化形式描繪的控制系統(tǒng)可以是集中控制和循環(huán)控制的組合。集中控制和循環(huán)控制都通過傾斜盤配置實現(xiàn)，并且傾斜盤的工程細節(jié)在不同的直升機設計之間發(fā)生變化。如上面所討論的，組件的上部(旋轉部分)相對于下面的靜止部分(非旋轉部分)能夠自由旋轉。提供飛行員輸入以通過集中控制改變靜止盤的垂直位置以及通過循環(huán)控制改變盤的傾斜。由于旋轉盤總是跟隨靜止盤的方向，任何對于靜止盤的飛行員輸入都被轉移到位于其上的旋轉盤上。俯仰連桿和俯仰操縱桿被用于允許旋轉盤改變每個葉片的葉片角度。向上拉動集中桿使得傾斜盤垂直向上移動，以使得所有葉片包含相同的葉片角度增加。類似的，向下推動集中桿減小所有葉片的葉片角度。葉片角度的變化改變生成的總旋翼推力的大小。相應地，集中控制的改變引起總旋翼推力的大小的變化，但是并不會改變總旋翼推力的方向?，F(xiàn)在參照圖6，7A，7B，7C和7D，描繪了現(xiàn)有的用于降低旋翼的翻轉的方法。圖7A-7D為使用俯仰操縱桿控制翻轉的簡化圖示。圖6和7A-7D為使用Λ 3鉸鏈的簡化圖示。如圖3所示，葉片83可以向上或向下翻動。葉片83通過允許向上和/或向下翻動的翻動鉸鏈91連接到槳轂。如圖6所示，偏置俯仰操縱桿85連接到葉片83的一個部分上。連桿87連接到俯仰操縱桿85并且通過傾斜盤(在該圖中未示出)向引航控制提供翻轉輸入。實際上，當葉片83向上翻轉，俯仰操縱桿87與葉片的前緣的連接阻止葉片的該部分并且減小葉片角度。當葉片83向下翻轉時反向也是如此。圖7A-7D描述了偏置俯仰操縱桿的一種替代形式，也就是使用Λ 3鉸鏈。Λ 3鉸鏈設置成相對于順槳軸呈90度之外的角度。當葉片向上翻轉時，俯仰角自動地減小。相反地，與順槳軸呈90度角的鉸鏈在葉片翻轉時并不會引起任何的俯仰角的差別。在圖7Α和7Β中，葉片連接到具有直角翻轉鉸鏈的旋翼槳轂上。圖7Β示出向上和向下翻轉并不會對葉片的俯仰角產(chǎn)生影響。因此，用于消除上升不對稱的升力系數(shù)的任何改變僅僅通過向上和向下翻轉而發(fā)生作用。在圖7C和7D中描繪了一種替代的方式，其中翻轉鉸鏈處于不是90度角的位置。葉片向上翻轉出頁面，并且由于鉸鏈的幾何結構使得后緣上升到高于前緣的位置。這在圖7D中清晰地示出，圖7D描繪了與俯仰角的減小相關聯(lián)的向上翻轉。這種減小有助于減小升力系數(shù)，使得葉片以較少的翻轉獲取相同的效果。當傾斜旋翼飛機以飛機模式配置運行時，其能夠達到非常高的空速和高度?，F(xiàn)有的傾斜旋翼飛機顯示出其可以具有高達385哩每小時(knots)的空速和高達20，000英尺的飛行高度，新出現(xiàn)的傾斜旋翼飛機設計能夠達到更高的空速。這些性能提供了超越于傳統(tǒng)的直升機的重要的益處，但是在同時，也引起了新型氣動彈性不穩(wěn)定性的出現(xiàn)的可能性，其在傳統(tǒng)的直升機中并沒有出現(xiàn)。兩個要求最嚴格的穩(wěn)定性問題為螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性和旋翼翻轉-擺振不穩(wěn)定性。這些穩(wěn)定性問題的每一個的簡要描述將在下面給出。傾斜旋翼飛機在飛機飛行模式中經(jīng)歷一種被稱為螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性的現(xiàn)象。這種不穩(wěn)定為一種不利的氣動彈性的后果，其由于旋翼系統(tǒng)與機翼及吊掛架系統(tǒng)之間的連接而產(chǎn)生。這種不穩(wěn)定性為一種重要的設計驅動力，其意味著對機翼結構剛性和吊掛架質量特性的需求，典型地基于螺旋槳旋翼氣動彈性穩(wěn)定性的需求。如果旋翼和機翼的設計參數(shù)沒有被正確地選取，那么螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性將限制高速傾斜旋翼的可用速度范圍。為此，需要尋求在最小化重量影響的同時最大化氣動彈性穩(wěn)定性的設計方案和控制系統(tǒng)。螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性類似于經(jīng)典的螺旋槳螺旋顫振，但是它更復雜，因為傾斜旋翼飛機具有在螺旋槳中并沒有出現(xiàn)的翻轉自由度。旋翼的翻轉自由度引起另外的不穩(wěn)定力，可能導致在傳統(tǒng)螺旋槳上不可能出現(xiàn)的不穩(wěn)定性。這種不穩(wěn)定性的物理機制為在高速飛機飛行條件下傳遞給機翼/吊掛架系統(tǒng)的不穩(wěn)定旋翼剪切力。這些不穩(wěn)定旋翼剪切力作為旋翼翻轉結果而產(chǎn)生，旋翼翻轉響應于例如強風或者飛行員的操作等擾動。現(xiàn)在參照圖8A，示出引起機翼111以一個或多個其自身的基本固有頻率震動的擾動。因為旋翼113和其控制系統(tǒng)連接到機翼111和吊掛架115，機翼/吊掛架111，115的運動改變旋翼系統(tǒng)113的攻角并且使得旋翼系統(tǒng)113翻轉。如圖9所示，對于一種具體的旋翼設計配置，存在著一個機翼震動頻率范圍，在該范圍內旋翼系統(tǒng)翻轉將產(chǎn)生不穩(wěn)定的槳轂剪切力，這是負阻尼和負剛性的根源。圖8A為具有與機翼111和旋翼系統(tǒng)113可操作關聯(lián)的控制系統(tǒng)801的旋翼飛機的斜視圖。控制系統(tǒng)801配置用于克服通常與由旋翼系統(tǒng)113和機翼111產(chǎn)生的擾動相關聯(lián)的問題。尤其，控制系統(tǒng)801包括承載在機翼111上用于感測由旋翼系統(tǒng)113引起的擾動的傳感器805，以及配置用于消除擾動的子系統(tǒng)807，子系統(tǒng)807通過傳遞信息給與旋翼系統(tǒng)可操作關聯(lián)的一個或多個致動器809以消除干擾，其中所述旋翼系統(tǒng)用于改變旋翼葉片的俯仰角和/或其它控制動作。該特征大大地減少了、尤其是在某些情況下消除了由旋翼系統(tǒng)作用在機翼上的不利作用力。根據(jù)優(yōu)選的實施方式，傳感器805感測機翼的彎曲時刻并且優(yōu)選地同時布置在機翼的吸力面和壓力面上。在運行過程中，傳感器805感測機翼在飛行過程中的彎曲動作并且將感測到的動作傳遞給控制子系統(tǒng)807。子系統(tǒng)807包括用于確定感測到的數(shù)據(jù)是否會對機翼111產(chǎn)生潛在的危害所必須的軟件和硬件。如果該動作有潛在危害，那么子系統(tǒng)傳遞一個信號給一個或多個與旋翼系統(tǒng)113可操作關聯(lián)的致動器809。致動器809接著調整旋翼系統(tǒng)113以使得施加在機翼111上的不利作用力被減少和/或消除?？梢砸庾R到如果施加在機翼上的力會對機翼的結構整體性造成潛在的危害，那么控制系統(tǒng)801可以配置成分別地調整每個葉片。進而，傳感器805也可以適用于通過作用在機翼上的外部氣動負荷和/或作用在飛機的其它部分上的外部氣動負荷感測施加在機翼上的力?，F(xiàn)在參照圖9，如果機翼/吊掛架以低于A點的頻率振動，旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生負剛性和負阻尼。來自旋翼槳轂剪切作用的負阻尼可以克服機翼/吊掛架系統(tǒng)中的固有的結構性阻尼并且最終引起在高速向前飛行中的氣動彈性不穩(wěn)定?，F(xiàn)在參照圖1OA和10B，示出了小比例的傾斜旋翼氣動彈性模型的測量曲線圖。在圖1OA中，示出頻率與空速的關系的曲線圖。在圖1OB中，示出阻尼比與風洞空速的關系的曲線圖。如圖所示，在低空速時，旋翼系統(tǒng)可以產(chǎn)生正阻尼并且穩(wěn)定飛機，但是在高空速時，旋翼產(chǎn)生負阻尼，其最終導致在速度超過146哩每小時(模型比例)時產(chǎn)生不穩(wěn)定性。有幾種方案可以用于改善傾斜旋翼的氣動彈性穩(wěn)定性。機翼/吊掛架剛性和質量特性可被設計成最大化系統(tǒng)的穩(wěn)定性。旋翼系統(tǒng)還可以通過結合有益的旋翼調諧頻率，氣動彈性耦合，以及通過調整旋翼控制的動力學進行改善。另一個需要避免的不穩(wěn)定性為旋翼翻轉/擺振不穩(wěn)定性。與螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性不同，翻轉/擺振不穩(wěn)定性被限制于單獨的旋翼并且不會與機翼和吊掛架的動力性發(fā)生明顯的相互作用。這種不穩(wěn)定性是旋翼翻轉模式頻率和旋翼面內彎曲模式頻率結合的結果。在高速飛機飛行模式中，作用在旋翼上的氣動力非常大并且能夠顯著地改變這兩種旋翼模式的頻率和阻尼。對于設計不正確的旋翼系統(tǒng)，這兩種旋翼模式的頻率隨著空速的提高而彼此接近。如果這種問題發(fā)生，這兩種模式將強烈地相互作用，并且將它們的特征混合形成兩種高度耦合模式。這兩種耦合模式中的每一種都會受到強烈的氣動力的影響，然而，一種模式是穩(wěn)定而另一種模式是不穩(wěn)定的。旋翼設計參數(shù)必須被正確地選擇以避免旋翼模式的結合，防止翻轉/擺振不穩(wěn)定性的產(chǎn)生。影響氣動彈性穩(wěn)定性的最重要的旋翼參數(shù)之一為旋翼的仰角-擺振耦合，或者Λ3角。圖11為旋翼槳轂的示意圖，其示出用在旋翼系統(tǒng)上的Λ3角。由于俯仰操縱桿的一端被傾角控制連桿所約束，并且另一端連接到翻轉葉片上，俯仰角將隨著葉片的翻轉而變化。因此，Λ 3角在旋翼翻轉和旋翼葉片俯仰之間產(chǎn)生耦合。隨著旋翼葉片向上翻轉，具有正Λ 3角的旋翼系統(tǒng)將經(jīng)歷一個俯沖的俯仰，同時具有負Λ 3角的旋翼系統(tǒng)將經(jīng)歷一個升起的俯仰。限定由Λ 3角引起俯仰角改變的公式被定義為:Λ Θ =-tan(A3) Δ β。由Λ3角引起的俯仰/翻轉耦合改變了作用在旋翼上的氣動力，氣動力改變了翻轉頻率。旋翼Λ3角用于在強風擾動或飛行員操作時減小旋翼翻轉振幅。這防止了過度翻轉的發(fā)生，過度翻轉可以引起高旋翼負荷和機械干擾。在一種傾斜旋翼上，△ 3角可以如圖11中所示通過相對于翻轉軸移動俯仰操縱桿而被調整。在具有三個葉片的傾斜旋翼飛機上，Λ 3角通常設定成接近-15度的值，其提供足夠的強度用于翻轉衰減。Λ 3角較大的值能夠更大程度減少翻轉，但是這會使得上面描述的氣動彈性穩(wěn)定性問題變得嚴重。Λ3角對氣動彈性穩(wěn)定性的影響將在下面進行描述。由于Λ3角的耦合改變了旋翼的翻轉頻率，因此其對基本的旋翼翻轉響應特征，還有不穩(wěn)定旋翼剪切力產(chǎn)生影響。這既影響了螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定性又影響了旋翼翻轉-擺振不穩(wěn)定性。關于螺旋槳旋翼氣動彈性不穩(wěn)定問題，△ 3角很大的負值將提高圖9中所示的不穩(wěn)定旋翼槳轂剪切力的大小。負旋翼阻尼的增長將減小飛機的穩(wěn)定邊界。同樣，大的正Λ3角值有益于螺旋槳旋翼穩(wěn)定性。然而，大的正Λ 3角值會引起翻轉頻率增加并且接近旋翼面內模式頻率。這會導致在高速時的旋翼翻轉/擺振的不穩(wěn)定性。同樣，大的負△ 3角值能夠通過阻止這兩種旋翼模式的合并而改善旋翼的翻轉/擺振穩(wěn)定性。所選的△ 3的設計值為可接受的翻轉減少的需求，良好的螺旋槳旋翼氣動彈性穩(wěn)定性，以及可接受的翻轉/擺振穩(wěn)定·性之間的折中值。現(xiàn)在參照圖12，示出旋翼Λ3角與穩(wěn)定邊界的關系的曲線圖。圖12表示計算出的用于典型的高速傾斜旋翼的穩(wěn)定邊界如何隨著旋翼Λ3角的改變而變化。如圖所示，如果Λ 3角被設定成零度，穩(wěn)定性是最好的，但是由于強風和操作而產(chǎn)生的旋翼翻轉響應則不存在有益的減少。對于大的負Λ 3角值，螺旋槳旋翼氣動彈性穩(wěn)定性會顯著地降低。在大的正Λ 3角值時，旋翼翻轉/擺振不穩(wěn)定性發(fā)生并且嚴格地限制可用的空速范圍。由此，接近于-15度的小的△ 3角值提供對于傾斜旋翼來說是翻轉控制和氣動彈性穩(wěn)定性之間的良好的折中選擇。接下來參照圖13，流程圖1301描繪了控制施加在飛機機翼上的不利的力的優(yōu)選的方法。尤其，該方法包括控制由旋翼系統(tǒng)施加在飛機機翼上的不利的彎曲，俯仰，和/或其它動作的過程。方框1303示出第一過程步驟，其包括使用傳感器感測機翼運動。接著，傳感器將感測到的運動傳遞給控制子系統(tǒng)。方框1305中描述的為子系統(tǒng)確定力是否對機翼是潛在有害的。如果力是潛在有害的，那么旋翼系統(tǒng)被調整以抵消這樣的力，如方框1307所示。該特征通過對旋翼葉片和/或吊掛架進行的俯仰，傾斜，和/或調整來實現(xiàn)。顯而易見的是上面描述和示出了具有顯著優(yōu)點的組件和方法。上面公開的具體實施方式
僅是示意性的，這些實施方式可以修改并且可以以對享有這里公開的教導的益處的本領域技術人員來說不同但是等效的方式實行。因此顯而易見的是上面公開的具體實施方式
可以被改變或修改，并且所有的變形都被認為位于本申請的范圍和精神之內。因此，這里尋求的保護如在描述中所提出的一樣。盡管現(xiàn)有的實施方式在上面示出，它們并不僅僅限定于這些實施方式，而是可以具有各種變化和修改而不會脫離本申請的精神。
權利要求
1.一種旋翼飛機，包括: 機身； 牢固地連接到機身的機翼； 樞轉地連接到機翼的旋翼系統(tǒng)，旋翼系統(tǒng)具有: 多個旋翼葉片；以及 與旋翼組件可操作關聯(lián)的控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)具有: 傳感器，配置用于感測由旋翼系統(tǒng)施加在機翼上的力； 子系統(tǒng)，配置用于接收感測到的力并且確定感測到的力是否會對機翼產(chǎn)生潛在危害； 其中如果力會對機翼產(chǎn)生潛在的危害，那么控制系統(tǒng)調節(jié)多個葉片的動作。
2.按權利要求1所述的旋翼飛機，旋翼系統(tǒng)進一步包括: 與多個旋翼葉片可操作關聯(lián)的傾斜盤，傾斜盤配置成調整多個旋翼葉片的動作。
3.按權利要求2所述的旋翼飛機，旋翼系統(tǒng)進一步包括: 與傾斜盤可操作關聯(lián)的致動器，致動器配置成調節(jié)傾斜盤的動作。
4.按權利要求1所述的旋翼飛機，其中控制系統(tǒng)根據(jù)探測到的潛在危害力分別調節(jié)多個葉片的動作。
5.按權利要求1所述的旋翼飛機，其中傳感器配置成測量施加在機翼上的外部氣動力。
6.按權利要求1所述的旋翼飛機，其中傳感器配置成測量施加在飛機的機身上的外部氣動力。
7.按權利要求1所述的旋翼飛機，旋翼系統(tǒng)進一步包括: 桅桿；以及 連接到桅桿的軛，該軛連接到多個旋翼葉片。
8.按權利要求7所述的旋翼飛機，其中多個旋翼葉片中的每一個旋翼葉片均采用具有大約負45度的Λ 3角的Λ 3鉸鏈連接到軛上。
9.按權利要求7所述的旋翼飛機，其中多個旋翼葉片中的每一個旋翼葉片采用具有大于負15度的Λ 3角的Λ 3鉸鏈連接到軛上。
10.按權利要求1所述的旋翼飛機，其中多個旋翼葉片為至少四個旋翼葉片。
11.一種用于旋翼飛機的控制系統(tǒng)，所述旋翼飛機具有多個旋翼葉片和飛機機翼，控制系統(tǒng)包括: 連接到飛機機翼的傳感器，傳感器配置成感測由多個旋翼葉片的旋轉動作施加在飛機機翼上的力；以及 與傳感器可操作關聯(lián)的子系統(tǒng)，子系統(tǒng)配置成接收來自傳感器的感測到的力，并且配置成確定該感測到的力是否會對機翼產(chǎn)生潛在的危害； 其中控制系統(tǒng)調節(jié)多個葉片的俯仰以抵消施加在飛機機翼上的力。
12.按權利要求11所述的控制系統(tǒng)，進一步包括: 與多個旋翼葉片可操作關聯(lián)的傾斜盤，傾斜盤配置成調節(jié)多個旋翼葉片的動作。
13.按權利要求12所述的控制系統(tǒng)，進一步包括: 與傾斜盤操作關聯(lián)的致動器，致動器配置成調節(jié)傾斜盤的動作。
14.按權利要求13所述的控制系統(tǒng)，其中致動器為電子控制的致動器。
15.按權利要求13所述的控制系統(tǒng)，其中致動器為液壓致動器。
16.按權利要求11所述的控制系統(tǒng)，其中傳感器為彎曲傳感器。
17.一種抵消由旋翼系統(tǒng)施加在飛機機翼上的力的方法，所述旋翼系統(tǒng)樞轉地連接到飛機機翼上，該方法包括: 在飛機機翼上安裝傳感器； 利用傳感器感測施加在飛機機翼上的力； 將感測到的力傳遞給子系統(tǒng)； 確定該感測到的力是否會對機翼產(chǎn)生潛在的危害；并且 調節(jié)旋翼系統(tǒng)以抵消施加在飛機機翼上的有咅的力。
18.按權利要求17所述的方法，進一步包括: 調節(jié)旋翼系統(tǒng)的旋翼葉片的俯仰，以抵消施加在飛機機翼上的有害的力。
19.按權利要求17所述的方法，進一步包括: 相對于飛機機翼轉動旋翼系統(tǒng)，以抵消施加在飛機機翼上的有害的力。
20.按權利要求 17所述的方法，進一步包括: 調節(jié)旋翼系統(tǒng)的傾斜盤的傾斜度，以抵消施加在機翼上的有害的力。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種用于根據(jù)探測到的施加在飛機機翼上的有害的力調節(jié)旋翼葉片的系統(tǒng)和方法，所述系統(tǒng)包括安裝到機翼上的傳感器和與傳感器可操作關聯(lián)的子系統(tǒng)。該方法包括利用傳感器感測施加在機翼上的力，并且確定感測到的力是否會對機翼的結構整體性產(chǎn)生危害。該方法進一步包括通過調節(jié)旋翼葉片的動作而抵消有害的力。
文檔編號B64C27/02GK103085970SQ20121037129
公開日2013年5月8日 申請日期2012年9月28日 優(yōu)先權日2011年11月1日
發(fā)明者弗蘭克·B·斯坦普斯, 大衛(wèi)·A·波佩爾卡, 查爾斯·E·科文頓, 托馬斯·C·帕勒姆 申請人:貝爾直升機泰克斯特龍公司