CN113039122B 用于控制航空器的方法和航空器(变型) （乌瓦沃斯控股有限公司）

2021.05.14PCT/BY2019/0000132019.09.16WO2020/056481RU2020.03.26US2017349266A1,2017.12.07US2063030A,1936.12.08US8333348B1,2012.12.18一种具有多桁杆设计的航空器包括至少一通过用于确定机翼优化形状的模块所确定的机2第一机翼和第二机翼，所述第二机翼被布置在所述第一横向于所述第一机翼和所述第二机翼中的每一者布置的至少其中，所述第一机翼被安装在所述桁杆上，使得所述第一机翼的不同部分处的几何扭转角度的关系来改变或维持所述第一机翼的给定机翼形状优化模块，用于确定所述第一机翼的优化形状，用于测量所分析模块，所述分析模块被配置成从用于测量所述第一机翼的变形的装置接收数据，7.一种用于通过根据权利要求3至6中的任一者所述的用于控制机翼几何扭转的系统(i)借助于所述机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定所述第一机(iii)将获得的所述第一机翼的变形的当前值发送到所述分析模块，(iv)基于所接收(v)通过所述分析模块将所述第一机翼的当前形状与已确定的所述第一机翼的优化形在确定所述第一机翼的当前形状与所述第一机翼的优化形状3通过所述致动模块将所述至少一个致动器致动，从而使所述第一机使得所述第一机翼的左部分的攻角和所述第一机翼的右部分的攻角相对于所述第一4[0004]机翼展弦比对于将航空器用作所谓的大气卫星(大气卫星、伪卫星)具有主要作[0008]在1920年代提出了一种方案，在理论上可以将机翼展弦比增大最高至任何期望5应于环境状况来进行自适应变形。这样的机翼包括驱动可移动框架部件和/或弹性复合材经典的空气动力学布置而制造的用于航空器的升降舵被布置在稳定器的后缘上并且是尾的迎角以及V形的改变在航空器设计阶段被设定并在飞行中[0016]已知具有柔性机翼并由多个桁杆制成的大气卫星X-HALE(例如，参见链接至少一部分能够通过致动器绕基本上沿对应机翼延[0023](i)通过机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机翼6[0024](ii)通过用于测量至少一个机翼的变形的装置，来获得对应机翼的变形的当前[0027](v)通过分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进行[0032](i)通过机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机翼[0033](ii)通过用于测量至少一个机翼的变形的装置，来获得对应机翼的变形的当前[0036](v)通过分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进行水平稳定器的至少一个升降舵以改变由配备有所述水平稳定器的桁杆在所述桁杆与机翼7[0046]图8是参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器的机翼几何扭[0047]图9示意性地表示了根据本发明的实施方式之一的用于控制航空器的机翼几何扭[0048]图10表示参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器倾斜的方[0049]图11表示参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器V形的方[0053]机翼(1)连接到桁杆(2)并且被配置成借助于致动器(4)使得机翼的至少一部分绕[0054]桁杆(2)的优化数量为至少三个，而机翼(1)则通过对应的致动器(4)连接到桁杆[0056]由于机翼(1)具有足够的弹性，在致动器(4)的作用点处由机翼(1)的旋转所引起翼几何扭转即沿机翼(1)的几何扭转分布将被改变。机翼几何扭转的可控改变将引起攻角沿机翼(1)的可控分布。攻角的可控改变(几何扭转的可控改变)引起空气动力学的力作用8某个部分独立于机翼(1')的其他部分绕基本上沿机翼(1')延伸的轴线枢转而彼此独立地数量的机翼被配置成绕着沿翼展线延伸的轴线相对于桁杆(2)中的每一个桁杆独立地枢转适合于实现本发明的目的的任何平面形式。机翼可以具有静态机翼几何扭转和/或空气动[0067]在根据本发明的航空器的任何实施方式中，桁杆(2)或机身被用于在其上布置发伺服电动机的形式制成。驱动单元和致动器的具体实施方式是本领域技术人员众所周知9流器以执行偏航控制(用来改变偏航姿态)。方向舵和/或扰流器的构造和布置选项对于本[0072]机翼几何扭转和机翼变形是通过一种用于控制航空器的机翼几何扭转的系统来[0074]用于测量变形的装置是变形传感器。所述传感器可以包括惯性位置传感器(姿态[0078]用于测量变形的装置被安装在与桁杆(2)连接的每个机翼上，以相对于每个桁杆处理来自用于测量变形的装置的数据，该用于测量变形的装置被安装在与桁杆(2)连接的[0082]改变机翼的不同部分处的几何扭转角度的关系使得能够控制航空器并改变或维机翼部分的攻角增大右机翼部分的攻角和左机翼部分的攻角。对V形的该控制可以在具有[0087](i)借助于机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机[0088](ii)借助于用于测量至少一个机翼的变形的装置，确定对应机翼的变形的当前[0091](v)借助于分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进得至少对应机翼的机翼几何扭转的由此产生的改变引起至少对应机翼的至少一部分的攻连接件等的技术特征来限定机翼变形的两次连续测[0099]另外，相对于每个桁杆(2)绕着沿翼展线延伸的轴线将仅一个机翼枢转地连接到于每个桁杆(2)绕沿着翼展线延伸的轴线独立地枢转，以及每个桁杆(2)装配有水平尾翼，性性质而造成的这个变形沿机翼(1)进一步延伸到与机翼(1)连接到对应桁杆(2)的该特定一种用于控制航空器的机翼几何扭转的系统来进行控制的(图8)，该系统包括机翼形状优感器的类型由设计者来选择。应变传感器被安装在机翼的测量值预期最大的那些部段(部[0112]改变机翼的不同部分的几何扭转角度的关系使得能够控制航空器并改变或维持[0113]对多桁杆航空器的机翼几何扭转分布的控制旨在通过优化机翼形状来抵消或补[0114](i)借助于机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定机翼的优化[0118](v)借助于分析模块将机翼的当前形状与先前确定的机翼的优化形状进行比较，翼展产生的攻角相对于初始攻角增大，或者使得沿翼展产生的攻角相对于初始攻角减小对应机翼的左部分的攻角和对应机翼的右部分的攻角相对于对应机翼的中央部分的攻角