CN105667786B - 直升机的尾桨驱动系统及其控制方法、直升机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机的尾桨驱动系统及其控制方法，其中，该尾桨驱动系统包括：尾桨；尾桨变距结构与尾桨相连对其进行变距操作使尾桨通过桨距调节改变尾桨的拉力；舵机与尾桨变距结构相连对其操纵以实现尾桨的桨距调节；电动机与尾桨相连驱动尾桨；电机控制器与电动机相连控制其转速；飞行控制器分别与舵机和电机控制器相连根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨转速信息发送至电机控制器控制电动机驱动尾桨，以及根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨桨距信息发送至舵机控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该系统能够确定尾桨的最佳旋转转速，降低尾桨的功耗，保证尾桨的稳定运行。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种直升机的尾桨驱动系统及其控制方法，以及一种直升机。
背景技术
直升机主流的构型为主桨带尾桨形式，尾桨与主旋翼同样工作在恒定转速的状态，在使用过程中考虑到侧风对尾桨产生的影响，通常尾桨的桨距调整范围较大。目前主桨带尾桨直升机通过传动轴或同步带将发动机的动力传递到尾桨，同时尾桨处设置变距舵机保证对尾桨桨距操纵以控制尾桨产生的拉力。目前也有的使用电动尾桨的方式，该方式通过调整定桨距尾桨转速的方式，控制尾桨产生的拉力，即直升机尾桨主要工作在变转速定桨距状态，少数小型无人直升机的电动尾桨工作在定转速变桨距状态。
但是，上述这些方式存在着一些缺点：例如使用传统机械传动装置进行动力传输的方式需要增加传动轴或同步带，因机械故障会导致尾桨失效；电动定桨距尾桨使用转速调节的方式进行拉力控制，在有侧风时会导致定桨距尾桨失速，因此在有侧风状态下无法提供足够的拉力，同样导致尾桨功能失效；定转速尾桨通过桨距调节的方式改变拉力，由于桨距变化范围较大，会造成在整个飞行过程中，尾桨的效率会因飞行状态不同降低等问题。
发明内容
本发明的目的旨在至少在一定程度上解决上述的技术问题之一。
为此，本发明的第一个目的在于提出一种直升机的尾桨驱动系统，该系统能够有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
本发明的第二个目的在于提出一种用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法。
本发明的第三个目的在于提出了一种直升机。
本发明的第四个目的在于提出了另一种直升机。
为达上述目的，本发明第一方面实施例提出了一种直升机的尾桨驱动系统包括：尾桨；尾桨变距结构，所述尾桨变距结构与所述尾桨相连，所述尾桨变距结构用于对所述尾桨进行变距操作，以使所述尾桨通过桨距调节改变所述尾桨的拉力；舵机，所述舵机与所述尾桨变距结构相连，所述舵机用于通过对所述尾桨变距结构的操纵以实现所述尾桨的桨距调节；电动机，所述电动机与所述尾桨相连，所述电动机用于驱动所述尾桨；电机控制器，所述电机控制器与所述电动机相连，所述电机控制器用于控制所述电动机的转速；以及飞行控制器，所述飞行控制器分别与所述舵机以及所述电机控制器相连，所述飞行控制器用于获取所述直升机当前的起飞重量和飞行速度，根据所述起飞重量和飞行速度确定所述尾桨的转速信息，并将所述转速信息发送至所述电机控制器，以使所述电机控制器根据所述转速信息控制所述电动机驱动所述尾桨，以及获取所述直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，根据所述当前机体航向角速率和航向操纵参数确定所述尾桨的桨距信息，并将所述桨距信息发送至所述舵机，以使所述舵机根据所述桨距信息控制所述尾桨变距结构对所述尾桨进行变距操作。
根据本发明实施例的直升机的尾桨驱动系统，通过飞行控制器根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该系统可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的转速信息：ωTR＝F(mg,v)，其中，ωTR为所述转速信息，mg为所述直升机当前的起飞重量，v为所述直升机当前的飞行速度，F()为尾桨转速确定函数，所述函数通过对已标定的所述尾桨转速与起飞重量和飞行速度的二维表进行插值确定所述尾桨转速。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的桨距信息：θTR＝H(r,δped,Δω)其中，θTR为所述桨距信息，r为所述当前机体航向角速率，δped为所述当前航向操纵参数，Δω为所述飞行控制器给出的所述尾桨的转速命令变化值，H()为尾桨桨距确定函数，所述函数通过机体角速率的反馈控制以及尾桨转速变化前馈控制确定当前尾桨的桨距值。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器获取所述直升机结构中变质量环节的测量值，并根据所述测量值、所述直升机的当前燃油消耗率、当前主旋翼的总距值以获取所述直升机当前的起飞重量。
为达上述目的，本发明第二方面实施例提出了一种用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法，包括以下步骤：获取所述直升机当前的起飞重量和飞行速度，并根据所述起飞重量和飞行速度确定所述尾桨的转速信息；将所述转速信息发送至所述电机控制器，以使所述电机控制器根据所述转速信息控制所述电动机驱动所述尾桨；获取所述直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，并根据所述当前机体航向角速率和航向操纵参数确定所述尾桨的桨距信息；将所述桨距信息发送至所述舵机，以使所述舵机根据所述桨距信息控制所述尾桨变距结构对所述尾桨进行变距操作。
根据本发明实施例的用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法，根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息，并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该方法可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的转速信息：ωTR＝F(mg,v)，其中，ωTR为所述转速信息，mg为所述直升机当前的起飞重量，v为所述直升机当前的飞行速度，F()为尾桨转速确定函数，所述函数通过对已标定的所述尾桨转速与起飞重量和飞行速度的二维表进行插值确定所述尾桨转速。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的桨距信息：θTR＝H(r,δped,Δω)其中，θTR为所述桨距信息，r为所述当前机体航向角速率，δped为所述当前航向操纵参数，Δω为所述飞行控制器给出的所述尾桨的转速命令变化值，H()为尾桨桨距确定函数，所述函数通过机体角速率的反馈控制以及尾桨转速变化前馈控制确定当前尾桨的桨距值。
在本发明的一个实施例中，所述飞行控制器获取所述直升机结构中变质量环节的测量值，并根据所述测量值、所述直升机的当前燃油消耗率、当前主旋翼的总距值计算得出所述直升机当前的起飞重量。
为达上述目的，本发明第三方面实施例提出了一种直升机，包括本发明第一方面实施例的直升机的尾桨驱动系统。
根据本发明实施例的直升机，通过飞行控制器根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该直升机可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
为达上述目的，本发明第四方面实施例提出了另一种直升机，所述直升机用于执行本发明第二方面实施例的控制方法。
根据本发明实施例的直升机，根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息，并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该直升机可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
附图说明
本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1为根据本发明一个实施例的直升机的尾桨驱动系统的结构示意图；
图2为根据本发明一个具体实施例的直升机的尾桨驱动系统的结构示意图；
图3为根据本发明一个实施例的直升机的尾桨驱动系统的控制方法的流程图；
图4为根据本发明一个实施例的直升机的尾桨驱动系统的桨距控制方法的结构框图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
下面参考附图描述本发明实施例的直升机的尾桨驱动系统及其控制方法、以及直升机。
图1为根据本发明一个实施例的直升机的尾桨驱动系统的结构示意图。
如图1所示，该尾桨驱动系统包括：尾桨11、尾桨变距结构12、舵机13、电动机14、电机控制器15和飞行控制器16。
其中，尾桨变距结构12与尾桨11相连，尾桨变距结构12用于对尾桨11进行变距操作，以使尾桨11通过桨距调节改变尾桨11的拉力，舵机13与尾桨变距结构12相连，舵机13用于通过对尾桨变距结构12的操纵以实现尾桨11的桨距调节，电动机14与尾桨11相连，电动机14用于驱动尾桨11，电机控制器15与电动机14相连，电机控制器15用于控制电动机14的转速，以及
飞行控制器16分别与舵机13以及电机控制器15相连，飞行控制器16用于获取直升机当前的起飞重量和飞行速度，并根据起飞重量和飞行速度确定尾桨11的转速信息，并将转速信息发送至电机控制器15，以使电机控制器15根据转速信息控制电动机14驱动尾桨11，以及获取直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，并根据当前机体航向角速率和航向操纵参数确定尾桨11的桨距信息，并将桨距信息发送至舵机13，以使舵机13根据桨距信息控制尾桨变距结构12对尾桨11进行变距操作。
具体而言，飞行控制器16获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度，其中，实际飞行过程中无法直接测量直升机当前的起飞重量的大小，因此可以通过对直升机结构中变质量环节的测量，比如使用油位传感器测量当前油量大小、根据当前的燃油消耗率、当前主旋翼的总距值来估计出直升机当前的起飞重量；当前直升机的飞行速度通常由导航系统给出，根据获得的起飞重量和飞行速度确定尾桨11的转速信息，具体可以通过公式ωTR＝F(mg,v)来确定转速信息，ωTR为转速信息，mg为直升机当前的起飞重量，v为直升机当前的飞行速度，确定转速信息后，将其发送至电机控制器15，电机控制器15根据转速信息控制电动机14驱动尾桨11。
具体而言，飞行控制器16获取直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，根据当前机体航向角速率和航向操纵参数确定尾桨11的桨距信息，并将桨距信息发送至舵机13，以使舵机13根据桨距信息控制尾桨变距结构12对尾桨11进行变距操作。
为了使得本领域的技术人员能够更加清楚地了解本发明，下面可举例说明本发明实施例的直升机的尾桨驱动系统的实现过程。图2为根据本发明一个具体实施例的直升机的尾桨驱动系统的结构示意图。
如图2所示，尾桨11通过尾桨变距机构12进行变距操纵从而可以通过桨距调节改变尾桨的拉力，舵机13通过对变距机构的操纵实现尾桨11桨距的调节，电动机14对尾桨11直接驱动，不需要减速环节，提高可靠性，电动机控制器15控制尾桨11电机恒定在需要的转速，飞行控制器16根据目前直升机的飞行状态，给出尾桨11的转速和桨距信息，具体控制如下：
ωTR＝F(mg,v) (1)
公式(1)为尾桨11的转速公式，其中尾桨11的转速由两个参数决定：mg为直升机当前的起飞重量是尾桨11需要提供的用于平衡反扭矩的拉力大小的主要因素，由于实际飞行过程中无法直接测量mg的大小，因此可以通过对直升机结构中变质量环节的测量如使用油位传感器测量当前油量大小、根据当前的燃油消耗率、当前主旋翼的总距值来估计出当前的起飞重量；v为当前对直升机的飞行速度一般通过导航系统给出。电机控制器15通过查表(该表是使用仿真计算与试验修正得到的二维表)的方式确定当前最佳的尾桨转速ωTR。
θTR＝H(r,δped,Δω) (2)
公式(2)为尾桨桨距控制方式，通过所需要的航向操纵δped以及当前的机体航向角速率r，控制器给出合适的尾桨桨距值。Δω为飞行控制器16给出的尾桨转速命令变化，该信息同样影响尾桨桨距，主要用于让尾桨拉力在尾桨转速变化过程中基本保持恒定。在确定尾桨转速的情况下，转速不随尾桨桨距的变化而改变，只由当前的飞行状态决定，一般的飞行状态指起飞重量和飞行速度。在侧风条件下，此时的尾桨桨距可以根据侧风引起的机体航向的偏移进行桨距调节，从而可以提高尾桨11抗侧风能力。同时尾桨11的转速一直工作在最优的转速下，进而降低尾桨11的需用功率。
根据本发明实施例的直升机的尾桨驱动系统，通过飞行控制器根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该系统可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
为了实现上述实施例，本发明还提出了一种用于上述直升机的尾桨驱动系统的控制方法。
图3根据本发明又一个实施例的用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法的流程图。
如图3所示，该用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法可以包括：
S301，获取直升机当前的起飞重量和飞行速度，并根据起飞重量和飞行度确定尾桨的转速信息。
S302，将转速信息发送至电机控制器，以使电机控制器根据转速信息控制电动机驱动尾桨。
S303，获取直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，并根据当前机体航向角速率和航向操纵参数确定尾桨的桨距信息，同时尾桨转速命令变化值也参与到尾桨桨距的计算中。
S304，将桨距信息发送至舵机，以使舵机根据桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。
在本发明的一个实施例中，通过以下公式确定尾桨的转速信息：ωTR＝F(mg,v)，其中，ωTR为所述转速信息，mg为所述直升机当前的起飞重量，v为所述直升机当前的飞行速度，F()为尾桨转速确定函数，该函数通过对已标定的尾桨转速与起飞重量和飞行速度的二维表进行插值确定尾桨转速。
在本发明的一个实施例中，通过以下公式确定尾桨的桨距信息：θTR＝H(r,δped,Δω)，其中，θTR为桨距信息，r为当前机体航向角速率，δped为当前航向操纵参数，Δω为飞行控制器给出的尾桨的桨距命令变化值，H()为尾桨桨距确定函数，该函数通过机体角速率的反馈控制以及尾桨转速变化前馈控制确定当前尾桨的桨距值，具体而言，如图4所示的直升机的尾桨驱动系统的桨距控制方法，Δω为飞行控制器给出的尾桨的桨距命令变化值作为前馈控制的输入和δped为当前航向操纵参数经过目标转速换算在经过角速率反馈控制两者一起确定尾桨桨距。
在本发明的一个实施例中，获取直升机当前的起飞重量，包括：获取直升机结构中变质量环节的测量值，并根据测量值、直升机的当前燃油消耗率、当前主旋翼的总距值以估计出直升机当前的起飞重量。
需要说明的是，前述对直升机的尾桨驱动系统的实施例的解释说明也适用于该实施例的直升机的尾桨驱动系统的控制方法，其实现原理类似，此处不再赘述。
根据本发明实施例的用于直升机的尾桨驱动系统的控制方法，根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息，并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该方法可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
为了实现上述实施例，本发明还提出了一种直升机，包括上述任一个实施例所述的直升机的尾桨驱动系统。
需要说明的是，前述对直升机的尾桨驱动系统的实施例的解释说明也适用于该实施例的直升机，其实现原理类似，此处不再赘述。
根据本发明实施例的直升机，通过飞行控制器根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该直升机可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
为了实现上述实施例，本发明还提出了一种直升机，该直升机用于执行上述任一个实施例所述的直升机的尾桨驱动系统的控制方法。
需要说明的是，前述对直升机的尾桨驱动系统的控制方法的实施例的解释说明也适用于该实施例的直升机，其实现原理类似，此处不再赘述。
根据本发明实施例的直升机，根据获取的直升机当前的起飞重量和飞行速度确定尾桨的转速信息，并将该转速信息发送至电机控制器，电机控制器根据该转速信息控制电动机驱动尾桨，并根据获取的直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数确定尾桨的桨距信息，并将其发送至舵机，舵机根据该桨距信息控制尾桨变距结构对尾桨进行变距操作。该直升机可以有效根据起飞重量和飞行速度确定尾桨的需用拉力，并根据该拉力确定尾桨的最佳旋转转速，降低了尾桨的功耗，并根据当前的尾桨转速命令变化进行桨距控制，可以保证尾桨的稳定运行，减少在尾桨转速变化以后机体航向扰动。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种直升机的尾桨驱动系统，其特征在于，包括：
尾桨；
尾桨变距结构，所述尾桨变距结构与所述尾桨相连，所述尾桨变距结构用于对所述尾桨进行变距操作，以使所述尾桨通过桨距调节改变所述尾桨的拉力；
舵机，所述舵机与所述尾桨变距结构相连，所述舵机用于通过对所述尾桨变距结构的操纵以实现所述尾桨的桨距调节；
电动机，所述电动机与所述尾桨相连，所述电动机用于驱动所述尾桨；
电机控制器，所述电机控制器与所述电动机相连，所述电机控制器用于控制所述电动机的转速；以及
飞行控制器，所述飞行控制器分别与所述舵机以及所述电机控制器相连，所述飞行控制器用于获取所述直升机当前的起飞重量和飞行速度，并根据所述起飞重量和飞行速度确定所述尾桨的转速信息，并将所述转速信息发送至所述电机控制器，以使所述电机控制器根据所述转速信息控制所述电动机驱动所述尾桨，以及获取所述直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，并根据所述当前机体航向角速率和航向操纵参数确定所述尾桨的桨距信息，并将所述桨距信息发送至所述舵机，以使所述舵机根据所述桨距信息控制所述尾桨变距结构对所述尾桨进行变距操作。
2.如权利要求1所述的直升机的尾桨驱动系统，其特征在于，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的转速信息：
ωTR＝F(mg,v)
其中，ωTR为所述转速信息，mg为所述直升机当前的起飞重量，v为所述直升机当前的飞行速度，F()为尾桨转速确定函数，所述函数通过对已标定的所述尾桨转速与起飞重量和飞行速度的二维表进行插值确定所述尾桨转速。
3.如权利要求1所述的直升机的尾桨驱动系统，其特征在于，所述飞行控制器通过以下公式确定所述尾桨的桨距信息：
θTR＝H(r,δped,Δω)
其中，θTR为所述桨距信息，r为所述当前机体航向角速率，δped为所述当前航向操纵参数，Δω为所述飞行控制器给出的所述尾桨的转速命令变化值，H()为尾桨桨距确定函数，所述函数通过机体角速率的反馈控制以及尾桨转速变化前馈控制确定当前尾桨的桨距值。
4.如权利要求1所述的直升机的尾桨驱动系统，其特征在于，所述飞行控制器获取所述直升机结构中变质量环节的测量值，并根据所述测量值、所述直升机的当前燃油消耗率、当前主旋翼的总距值以获取所述直升机当前的起飞重量。
5.一种用于如权利要求1至4中任一项所述的直升机的尾桨驱动系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取所述直升机当前的起飞重量和飞行速度，并根据所述起飞重量和飞行速度确定所述尾桨的转速信息；
将所述转速信息发送至所述电机控制器，以使所述电机控制器根据所述转速信息控制所述电动机驱动所述尾桨；
获取所述直升机的当前机体航向角速率和当前航向操纵参数，并根据所述当前机体航向角速率和航向操纵参数确定所述尾桨的桨距信息；
将所述桨距信息发送至所述舵机，以使所述舵机根据所述桨距信息控制所述尾桨变距结构对所述尾桨进行变距操作。
6.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，通过以下公式确定所述尾桨的转速信息：
ωTR＝F(mg,v)
其中，ωTR为所述转速信息，mg为所述直升机当前的起飞重量，v为所述直升机当前的飞行速度，F()为尾桨转速确定函数，所述函数通过对已标定的所述尾桨转速与起飞重量和飞行速度的二维表进行插值确定所述尾桨转速。
7.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，通过以下公式确定所述尾桨的桨距信息：
θTR＝H(r,δped,Δω)
其中，θTR为所述桨距信息，r为所述当前机体航向角速率，δped为所述当前航向操纵参数，Δω为所述飞行控制器给出的所述尾桨的转速命令变化值，H()为尾桨桨距确定函数，所述函数通过机体角速率的反馈控制以及尾桨转速变化前馈控制确定当前尾桨的桨距值。
8.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述获取直升机当前的起飞重量，包括：
获取所述直升机结构中变质量环节的测量值，并根据所述测量值、所述直升机的当前燃油消耗率、当前主旋翼的总距值以估计出所述直升机当前的起飞重量。
9.一种直升机，其特征在于，包括：如权利要求1至4中任一项所述的直升机的尾桨驱动系统。
10.一种直升机，其特征在于，所述直升机用于执行如权利要求5至8中任一项所述的控制方法。
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| US10479491B2 (en) * | 2017-08-17 | 2019-11-19 | Textron Innovations Inc. | System and method for rotorcraft collective power hold |
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Family Cites Families (5)
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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