本實用新型涉及一種集俯仰、側(cè)翻、偏航為一體的、并能作為空氣制動控制的飛機控制系統(tǒng)，主要用于固定翼、旋轉(zhuǎn)翼、混合動力和撲翼機等有翼機型，也可用于直升機、四轉(zhuǎn)子、氣球、和飛艇等所有旋翼機和浮力驅(qū)動的飛機。

背景技術(shù)：

從萊特兄弟時代，就已開始利用可轉(zhuǎn)動的控制面作為飛機的控制系統(tǒng)。最早的飛機上使用的升降舵和方向舵分別控制飛機的俯仰和偏航/側(cè)翻。這些飛機的側(cè)翻和轉(zhuǎn)向都很慢。翹曲機翼是由萊特兄弟發(fā)明的，首次實現(xiàn)了獨立的飛機三軸控制，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)明了飛機副翼aileron來控制側(cè)翻，與翹曲機翼相比，是一個有顯著的簡化和改良的偉大發(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，通常用于飛翼機和混合翼身設(shè)計中。該升降副翼利用對稱偏轉(zhuǎn)差異來實現(xiàn)獨立的俯仰和滾轉(zhuǎn)控制。類似的，垂直全動尾翼也被發(fā)明了，實現(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）飛機被形容為X-翼機，其上有四個可移動的控制表面，本質(zhì)上是兩個相鄰的V-機尾。這些機型可能有四個鉸接在固定穩(wěn)定器上、可分別轉(zhuǎn)動的獨立控制面，類似于原始固定翼機的傳統(tǒng)方向舵和升降舵。

方向舵?zhèn)鹘y(tǒng)上不是作為一個有顯著貢獻(xiàn)的側(cè)翻控制，因為傳統(tǒng)上垂直尾翼比機翼短得多，過短的力矩臂導(dǎo)致無法進(jìn)行有效的側(cè)翻控制。對于較新的機身設(shè)計，包括低展弦比固定翼垂直起降飛機，側(cè)翻慣量和抑制側(cè)翻的氣動阻力是非常低的，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)從來沒有實踐過。

氣動空中制動技術(shù)已有多種發(fā)明，分別利用了如下多種技術(shù)，包括：推力矢量法、功分器、擾流板、降落傘等。就筆者所知，從來沒有任何空氣制動系統(tǒng)是依賴于兩個不同的獨立成套的誘導(dǎo)旋轉(zhuǎn)的控制表面，彼此相對偏轉(zhuǎn)以顯著增加空氣阻力為目的的制動方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型提供了一個全新的飛機控制系統(tǒng)，即集合垂直穩(wěn)定器、方向舵和副翼的功能組合成一個稱為偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）的新部件，用以增加偏航穩(wěn)定性以及提供獨立偏航和側(cè)翻控制。

本實用新型的技術(shù)方案是：一種飛機控制系統(tǒng)，其特征在于，在機尾設(shè)有兩個沿飛機對稱面對稱設(shè)置、能夠上下偏轉(zhuǎn)的升降副翼，以及兩個位于機尾處的飛機對稱面上、從質(zhì)量中心向上向下延伸的、能夠轉(zhuǎn)動的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的上、下部和升降副翼的左、右部均設(shè)有能夠分別驅(qū)動該偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的上、下部和升降副翼的左、右部向相同或不同的方向偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置，以產(chǎn)生相互補足的側(cè)翻力矩或相反的側(cè)翻力矩。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器為對稱翼型。

所述的側(cè)翻穩(wěn)定器的上、下兩部分使用相同的翼型件。

所述的側(cè)翻穩(wěn)定器的上、下兩部分距離飛機的質(zhì)量中心等距或近似等距。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的上部和下部分別通過上下方向的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動連接在機尾的上面和下面，該轉(zhuǎn)軸分別通過一傳動機構(gòu)與設(shè)在機尾或機身內(nèi)的電動機傳動連接。

本實用新型的優(yōu)點是：利用兩個沿飛機對稱面對稱分布的升降副翼和兩個位于飛機對稱面上、靠近機尾、從質(zhì)量中心向上向下同時延伸的、差異對稱、可全方位轉(zhuǎn)動的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的組合作用，集俯仰、側(cè)翻、偏航為一體，并能具有空氣制動控制的作用。

本實用新型的升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）的對稱布置最大限度地減少旋轉(zhuǎn)動作耦合，以保證飛機的控制簡單流暢。把控制表面集中在推進(jìn)器產(chǎn)生的滑流中心線附近，確?？諝鈩恿刂频挠肋h(yuǎn)有效性，即使在低速飛行和懸停時也萬無一失。飛機的俯仰動作由升降副翼的對稱偏轉(zhuǎn)來控制，偏航由偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）的對稱偏轉(zhuǎn)來控制，側(cè)翻由升降副翼和/或偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）的差動偏轉(zhuǎn)來控制?？罩袣鈩又苿拥姆椒ㄊ且粋€平穩(wěn)過程，當(dāng)升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）以較寬數(shù)值范圍的差動偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生連續(xù)增加的阻力而對飛機進(jìn)行制動。因為升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）同時產(chǎn)生相對抵消的轉(zhuǎn)動力矩，在產(chǎn)生氣動阻力的同時不會誘導(dǎo)凈力矩的產(chǎn)生。一旦控制表面恢復(fù)失速前的偏轉(zhuǎn)位置，其自身滑流可導(dǎo)致快速空氣復(fù)位貼合，所以控制表面只需要短暫地偏轉(zhuǎn)到失速角度，即可迅速控制飛機的速度和動作。該升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）的組合還能實現(xiàn)富于攻擊性和新穎性的特技飛行動作。

偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）還可以與升降舵結(jié)合控制飛機的沿三軸線的全部旋轉(zhuǎn)動作。通過結(jié)合偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）與副翼或升降副翼，一個全新的空氣制動的概念得以實現(xiàn)，稱為“反側(cè)翻空氣制動方法”。通過同時誘導(dǎo)偏航側(cè)翻穩(wěn)定器（stabiruderon）和副翼/升降副翼產(chǎn)生的差分偏轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的相反側(cè)翻力矩，在不增加凈側(cè)翻力矩情況下產(chǎn)生大量氣動阻力。這種嶄新的氣動空中制動系統(tǒng)對能夠低速飛行垂直起降的低展弦比的固定翼機型特別有用。

附圖說明

圖1描述了垂直起降固定翼飛機的升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器；

圖2展示了通過升降副翼對稱偏轉(zhuǎn)來控制飛機的俯仰角度；

圖3描述了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的對稱偏轉(zhuǎn)來控制飛機的偏航角度；

圖4展示了通過升降副翼的差分偏轉(zhuǎn)來控制飛機的側(cè)翻動作；

圖5展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的差分偏轉(zhuǎn)來控制飛機的側(cè)翻角度；

圖6展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器和升降副翼的差分偏轉(zhuǎn)來控制飛機的側(cè)翻角度；

圖7展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器和升降副翼的差分偏轉(zhuǎn)來進(jìn)行空氣制動；

圖8展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的差分偏轉(zhuǎn)造成深度失速式空氣制動；

圖9展示了通過偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的深度失速獲得的特技飛行。

具體實施方式

參見圖1，本實用新型一種飛機控制系統(tǒng)的一個實施例，在機尾3設(shè)有兩個沿飛機對稱面對稱設(shè)置、能夠上下偏轉(zhuǎn)的升降副翼1，以及兩個位于機尾3處的飛機對稱面上、從質(zhì)量中心向上向下延伸的、能夠轉(zhuǎn)動的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的上、下部和升降副翼1的左、右部能夠分別向相同或不同的方向偏轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生相互補足的側(cè)翻力矩或相反的側(cè)翻力矩。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2為對稱翼型，其上、下兩部分使用相同的翼型件。

所述的側(cè)翻穩(wěn)定器2的上、下兩部分距離飛機的質(zhì)量中心等距或近似等距（相差小于20%）。

所述的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的上部和下部分別通過上下方向的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動連接在機尾3的上面和下面，該轉(zhuǎn)軸分別通過一傳動機構(gòu)與設(shè)在機尾3或機身內(nèi)的電動機傳動連接。

下面說明本實用新型的工作原理：

1、升降副翼1的偏轉(zhuǎn)：

升降副翼1偏轉(zhuǎn)有效地改變其翼型的攻角和受偏轉(zhuǎn)影響而改變的中弧線形狀，導(dǎo)致這些翼型的周圍流場的壓力分布變化。翼型表面的壓力分布的集成產(chǎn)生一個差分空氣動力，這些力有大小，應(yīng)用點，以及在該翼面的平面翼型的方向之分。因為這些力在翼型的平面內(nèi)（忽略粘性效應(yīng)），沒有橫向分量，因此不能誘導(dǎo)偏航力矩。不過，這些力在縱向和垂直方向有分量，所以具有產(chǎn)生側(cè)翻和俯仰力矩的潛力。簡化來講，每個翼型差分力可以在每個機翼半跨度上集成以獲得等效的合力，這些力有大小，方向和在每個半翼上的應(yīng)用點之分。

2、升降副翼1對稱偏轉(zhuǎn)：

如果等效合力在升降副翼1的每個半翼上相同，并且具有相同的應(yīng)用點，則誘導(dǎo)側(cè)翻的垂直投影力將是相同的，并從通過質(zhì)量重心的對稱線測量，橫向的定向力矩臂將有相同的長度和相反的方向。其結(jié)果是在對稱升降副翼偏轉(zhuǎn)時發(fā)生的機翼每側(cè)的側(cè)翻力矩相互抵消，造成零凈側(cè)翻力矩，如附圖2所示。在對稱升降副翼偏轉(zhuǎn)時，等效合力的應(yīng)用點通常會從穿過飛機質(zhì)量中心的主體固定橫向軸線偏離，在飛機縱向上產(chǎn)生一個非零力矩臂和一個非零垂直投影空氣動力，從而產(chǎn)生一個非零的氣動俯仰力矩。因此，對稱升降副翼偏轉(zhuǎn)可以用于控制飛機的俯仰動作。

3、升降副翼1差動偏轉(zhuǎn)：

在升降副翼1差動偏轉(zhuǎn)的情況下（附圖4），升降副翼1的兩側(cè)（兩部分）的偏轉(zhuǎn)幅度是相同的，但方向相反，升降副翼1表面的壓力分布使得任一側(cè)的誘導(dǎo)俯仰力矩大部分取消，產(chǎn)生近似為零的俯仰力矩。垂直投射力將會在升降副翼1一側(cè)增加而在另一側(cè)減少，造成側(cè)翻力矩不再取消，實現(xiàn)使用差分升降副翼偏轉(zhuǎn)來控制側(cè)翻動作。

4、偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的偏轉(zhuǎn)：

偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2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力的大小和方向。所產(chǎn)生的氣動力將主要作用在縱向和橫向方向，幾乎沒有垂直分量。因為偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2產(chǎn)生的等效合成氣動力能夠在其自身和飛機的質(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2的中等對稱偏轉(zhuǎn)（附圖3）將主要在橫向方向產(chǎn)生近似相等的空氣動力?？v向方向的力距臂較長，形成強大的偏航力矩，確保有效偏航控制。由于偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2在飛機質(zhì)量中心上下兩側(cè)的近似對稱分布，和其類似的大小、形狀、和偏轉(zhuǎn)角，該控制系統(tǒng)設(shè)計對造成偏航-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，因為作為上下偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2產(chǎn)生的時間平均的誘導(dǎo)阻力將大致相等。

圖5中的偏航側(cè)翻穩(wěn)定器的差分偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生以機身中心線為軸的扭轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的側(cè)翻角度。

深度偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2偏轉(zhuǎn)將導(dǎo)致其自身深度失速，產(chǎn)生一個較大的縱向時間平均空氣動力。當(dāng)兩個偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2同時失速，將造成一個快速空氣制動功能，同時有效偏航控制和穩(wěn)定性（附圖8）將暫時喪失。當(dāng)一個偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2深度失速時（附圖9），將引起一個非零俯仰力矩，其可以被對稱升降副翼偏轉(zhuǎn)增強或減弱，以造成一個快速的俯仰力矩，或快速空中氣動制動。在這種情況下，偏航穩(wěn)定性和控制將不會丟失，只會被減弱。

5、升降副翼和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的差分偏轉(zhuǎn)：

升降副翼1和偏航側(cè)翻穩(wěn)定器2的同時差動偏轉(zhuǎn)，將產(chǎn)生相互增強（圖6）或相互制約（圖7）的側(cè)翻力矩。在相互增強的情況下，能非?？焖俚夭渴饎幼?，提高了飛機的機動性，使之對飛行員更“好玩”。在相互制約的情況下，能實現(xiàn)流暢并且連續(xù)的空中氣動制動。快速飛行的固定翼垂直起降飛機從傳統(tǒng)的固定機翼水平飛行模式，到一個近乎垂直盤旋面向飛行模式的過渡期間，有一個 “快速攀登”的問題。這個問題是由于一個貼合機翼前緣的漩渦造成的，這個前緣漩渦能夠延遲機翼失速并增加最大機翼升力。本實用新型的空中氣動制動技術(shù)，已經(jīng)證明能夠緩解現(xiàn)存的“快速攀登”的問題。