CN108528737A - 一种直升机电驱动尾桨控制系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种直升机电驱动尾桨的控制系统和方法，该控制系统包括：脚蹬、角位移传感器、直升机控制器、电机控制器、尾桨驱动电机的驱动器、尾桨变距结构的电机驱动器、检测单元、陀螺仪；驱动尾桨旋转的电机‑减速器一体化结构、电驱动变距结构。控制方法根据脚蹬角度变化和陀螺仪检测的直升机尾部姿态变化，自动控制尾桨驱动电机的转速并调节变距结构，从而实现直升机平衡或转向。本发明提供了一种直升机电驱动尾桨的控制系统与方法，代替传统直升机的内燃机驱动和过多的传动轴，从而实现直升机快速平稳的自动平衡和转向，降低操作难度，增强可靠性和稳定性，有利于促进电动直升机技术的进步与发展。
Description
技术领域
本发明涉及直升机设计与控制领域，具体涉及一种直升机电驱动尾桨控制系统及方法。
背景技术
传统直升机尾桨动力来源一般来自主发动机，通过减速器和传动轴传到尾桨。目前，直升机尾桨一般由中间减速器、尾传动轴、尾减速器、尾桨变距拉杆等部件组成，其中，中间减速器、尾传动轴、尾减速器将主减速器处的能量传递到尾桨，驱动尾桨转动；飞行员操纵脚蹬通过操纵线系带动尾桨变距拉杆，从而改变尾桨叶的迎角，改变尾桨叶推力(拉力)大小从而实现直升机平衡或方向改变的目的。
现有的直升机尾桨系统，具有结构重量大、能量损失大、振动噪声大、控制杆系可能卡阻、装配维修困难等特点。现有的直升机变距结构多采用蜗轮蜗杆机构控制变距环移动，结构较为复杂。而且在变距操作中完全通过驾驶员踩脚蹬进行直升机平衡和转向控制，驾驶难度高且不平稳，易振动。而且现有的直升机尾桨控制系统与控制方法主要针对机械式传动结构。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述技术缺陷，本发明提供一种直升机电驱动尾桨控制系统及方法。
本发明是通过以下技术方案实现的：
一种直升机电驱动尾桨控制系统，包括：角位移传感器、直升机控制器、电机控制器、第一检测单元、第一驱动器、陀螺仪、第二驱动器、第二检测单元、电机-减速器一体化结构、电驱动变距结构；其中：
所述角位移传感器分别与所述直升机的脚蹬和所述直升机控制器相连，用于检测脚蹬角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器。
所述陀螺仪安装在直升机尾部，且分别与所述电机控制器和所述直升机控制器相连，用于检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器和所述直升机控制器。
所述直升机控制器与所述电机控制器相连，用于根据所述角度信号和所述姿态信号计算出相应电机控制量，并发送相应的操作控制指令给电机控制器。
所述电机-减速器一体化结构将高速电机和减速器集成在一体化结构内，用于驱动尾桨旋转。
所述电驱动变距结构，采用直线电机作为变距执行器，用于实现尾桨桨叶的变距。
所述第一驱动器与所述电机-减速器一体化结构相连，用于驱动所述电机-减速器一体化结构中的电机旋转。
所述第二驱动器与所述电驱动变距结构相连，用于驱动所述电驱动变距结构中的电机旋转。
所述第一检测单元分别与所述电机-减速器一体化结构、所述第一驱动器和所述电机控制器相连，用于检测所述电机-减速器一体化结构中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据传送给所述电机控制器和所述第一驱动器。
所述第二检测单元分别与所述电驱动变距结构、所述第二驱动器和所述电机控制器相连，用于检测所述电驱动变距结构中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据传送给所述电机控制器和所述第二驱动器。
所述电机控制器分别与所述第一驱动器和所述第二驱动器相连，用于根据所述操作控制指令、所述尾桨电机检测数据、所述变距电机检测数据和所述姿态信号进行计算分析，并根据分析结果分别控制所述第一驱动器和所述第二驱动器的工作。
利用本发明提供的控制系统实现的直升机电驱动尾桨控制方法，包括如下步骤：
步骤S1，利用所述直升机控制器发送速度操作控制指令给所述电机控制器，所述电机控制器控制所述第一驱动器驱动所述电机-减速器一体化结构中电机以恒定转速运转；利用所述第一检测单元实时检测所述电机-减速器一体化结构中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据反馈给所述电机控制器和所述第一驱动器，形成反馈控制。
步骤S2，利用所述角位移传感器实时检测脚蹬角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器；利用所述陀螺仪实时检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器和所述直升机控制器。
步骤S3，利用所述直升机控制器根据所述角度信号判断是否需要转向：
若需要转向，则发送转向操作控制指令给所述电机控制器，系统进入转向控制模式，执行步骤S4。
若不需要转向，则根据所述姿态信号判断直升机姿态是否平衡，若直升机姿态不平衡，则发送平衡操作控制指令给所述电机控制器，系统进入平衡控制模式，执行步骤S5；若直升机姿态平衡，则回转执行步骤S2。
步骤S4，利用所述电机控制器根据所述转向操作控制指令控制所述第二驱动器驱动所述电驱动变距结构中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元实时检测所述电驱动变距结构中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器和所述第二驱动器，对所述电驱动变距结构进行反馈控制；同时，利用所述直升机控制器根据所述姿态信号判断转动方向是否符合脚蹬信号，若否，则控制所述电机控制器加大所述第二驱动器对变距结构的驱动信号以加大转向速度；若是，则继续原操作直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2。
步骤S5，利用所述电机控制器根据所述平衡操作控制指令控制所述第二驱动器所述电驱动变距结构中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元实时检测所述电驱动变距结构中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器和所述第二驱动器，对所述电驱动变距结构进行反馈控制；直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2。
本发明相对于现有技术的有益效果在于：
第一，本发明采用直升机电驱动尾桨的电控控制系统和控制方法，能够实现机身的自动平衡，同时能够保证机身在转向过程的平滑稳定，使驾驶更方便，降低操作难度，提高安全性和可靠性，降低直升机整体振动水平，有重要的现实意义，有利于直升机技术进步和发展。
第二，本发明采用了电驱动变距结构，采用直线电机作为执行器，替代了传统直升机尾桨用蜗轮蜗杆改变桨距的方式进行平衡和转向，提高了变距结构的性能、使用寿命和可靠性，易于调节和控制。
第三，尾桨采用电机-减速器一体化结构进行驱动，采取定转速、变转矩控制原理，省去了传统直升机从主发动机到尾桨的传动轴等机构，减少了多余箱体与安装零部件，起到了直升机轻量化、提高了发动机利用率、提高安全性可靠性、降低噪声与振动水平等作用。
附图说明
图1为本发明的控制系统的结构示意图；
图2为本发明的控制方法的流程图；
图3为本发明的控制方法详细流程图；
图4为本发明实施例尾桨驱动控制系统的结构示意图。
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，包括：
脚蹬1、角位移传感器2、直升机控制器3、电机控制器4、第一检测单元5、第一驱动器6、陀螺仪7、第二驱动器8、第二检测单元9、电机-减速器一体化结构10、电驱动变距结构11、尾桨12、桨叶13、变距拉杆14、传动连杆15、直线电机16、尾桨毂17、变距环18、滑动套筒19。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：
如图1所示，一种直升机电驱动尾桨控制系统，包括：角位移传感器2、直升机控制器3、电机控制器4、第一检测单元5、第一驱动器6、陀螺仪7、第二驱动器8、第二检测单元9、电机-减速器一体化结构10、电驱动变距结构11。其中：
所述角位移传感器2分别与所述直升机的脚蹬1和所述直升机控制器3相连，用于检测脚蹬1角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器3。
所述陀螺仪7安装在直升机尾部，且分别与所述电机控制器4和所述直升机控制器3相连，用于检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器4和所述直升机控制器3。
所述直升机控制器3与所述电机控制器4相连，用于根据所述角度信号和所述姿态信号计算出相应电机控制量，并发送相应的操作控制指令给电机控制器4。
所述电机-减速器一体化结构10将高速电机和减速器集成在一体化结构内，用于驱动尾桨12旋转。该电机-减速器一体化结构10的具体构造可参考申请号为CN201710840998.X，名称为一种直升机尾桨的电机减速器一体化结构及其控制系统的中国发明专利。
所述电驱动变距结构11，采用直线电机作为变距执行器，用于实现尾桨12桨叶的变距；所述第一驱动器6与所述电机-减速器一体化结构10相连，用于驱动所述电机-减速器一体化结构10中的电机旋转。
如图4所示，所述电驱动变距结构11的具体结构包括：直线电机16、传动连杆15、变距拉杆14、变距环18以及滑动套筒19；其中：通过所述直线电机16带动所述传动连杆15运动，从而带动变距拉杆14实现所述尾桨12的桨叶13的变距。所述尾桨12的桨叶13安装在尾桨毂17上，由电机-减速器一体化结构10驱动尾桨12旋转。
在实际工作中，所述传动连杆15和直线电机16与滑动套筒19相连，将直线电机16的直线运动传递给滑动套筒19；所述滑动套筒19与变距环18相连，变距环18与变距拉杆14相连，滑动套筒19上下运动带动变距环18和变距拉杆14上下运动，从而改变尾桨桨叶13的桨距。
所述第二驱动器8与所述电驱动变距结构11相连，用于驱动所述电驱动变距结构11中的电机旋转。
所述第一检测单元5分别与所述电机-减速器一体化结构10、所述第一驱动器6和所述电机控制器4相连，用于检测所述电机-减速器一体化结构10中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据传送给所述电机控制器4和所述第一驱动器6。
所述第二检测单元9分别与所述电驱动变距结构11、所述第二驱动器8和所述电机控制器4相连，用于检测所述电驱动变距结构11中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据传送给所述电机控制器4和所述第二驱动器8。
所述电机控制器4分别与所述第一驱动器6和所述第二驱动器8相连，用于根据所述操作控制指令、所述尾桨电机检测数据、所述变距电机检测数据和所述姿态信号进行计算分析，并根据分析结果分别控制所述第一驱动器6和所述第二驱动器8的工作。
在实际应用中，第一检测单元5和第二检测单元9的具体结构为：
所述第一检测单元5包括：用于采集所述电机-减速器一体化结构10中电机的电流和电压信号的第一霍尔传感器51；用于将所述电机-减速器一体化结构10中电机的电流和电压信号进行A/D转换的第一A/D转换器53；用于采集所述电机-减速器一体化结构10中电机的转速信号的第一光电编码器52。
所述第二检测单元9包括：用于采集所述电驱动变距结构11中电机的电流和电压信号的第二霍尔传感器91；用于将所述电驱动变距结构11中电机的电流和电压信号进行A/D转换的第二A/D转换器93；用于采集所述电驱动变距结构11中电机的转速信号的第二光电编码器92。
实施例2：
如图2和图3所示，基于实施例1提供的控制系统，本实施例提供一种直升机电驱动尾桨控制方法，包括如下步骤：
步骤S1，利用所述直升机控制器3发送速度操作控制指令给所述电机控制器4，所述电机控制器4控制所述第一驱动器6驱动所述电机-减速器一体化结构10中电机以恒定转速运转。利用所述第一检测单元5实时检测所述电机-减速器一体化结构10中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据反馈给所述电机控制器4和所述第一驱动器6，形成反馈控制。
上述反馈控制的有益技术效果在于：当外界载荷变化如直升机遇到强风、高空低空气压不同以及转向等情况时，转速可能发生变化，此时电机控制器4根据采集的信号进行计算，输出电压控制第一驱动器6，通过负反馈调节控制电机以恒定转速运行。
步骤S2，利用所述角位移传感器2实时检测脚蹬1角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器3；利用所述陀螺仪7实时检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器4和所述直升机控制器3。
步骤S3，利用所述直升机控制器3根据所述角度信号判断是否需要转向：
若需要转向，则发送转向操作控制指令给所述电机控制器4，系统进入转向控制模式，执行步骤S4。
若不需要转向，则根据所述姿态信号判断直升机姿态是否平衡，若直升机姿态不平衡，则发送平衡操作控制指令给所述电机控制器4，系统进入平衡控制模式，执行步骤S5；若直升机姿态平衡，则回转执行步骤S2。
具体的，在本步骤中，根据所述姿态信号判断直升机姿态是否平衡的方法具体为：利用所述直升机控制器3获取陀螺仪7采集的所述姿态信号，根据所述姿态信号计算直升机尾部转动方向、加速度和速度，确定直升机姿态是否处于平衡范围内。
步骤S4，利用所述电机控制器4根据所述转向操作控制指令控制所述第二驱动器8驱动所述电驱动变距结构11中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元9实时检测所述电驱动变距结构11中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器4和所述第二驱动器8，对所述电驱动变距结构11进行反馈控制；同时，利用所述直升机控制器3根据所述姿态信号判断转动方向是否符合脚蹬信号，若否，则控制所述电机控制器4加大所述第二驱动器8对变距结构的驱动信号以加大转向速度；若是，则继续原操作直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2。
具体的，在本步骤中，利用所述电机控制器4根据所述转向操作控制指令控制所述第二驱动器8所述电驱动变距结构11中电机执行变桨距操作的方法具体为：电驱动变距结构11中直线电机16根据所述第二驱动器8的驱动信号向上或向下移动，带动传动连杆15运动，从而带动变距拉杆14实现所述尾桨12的变距，完成机身的左转或右转。例如直升机需要左转时，直线电机16向上运动加大桨距。在以上过程中，直升机控制器3和电机控制器4根据陀螺仪7采集的姿态信号判断并计算直升机尾部转动方向、速度和加速度，确定当前所需的尾桨桨距信息，从而改变电机控制器4输出给第二驱动器8的电压，使直升机平稳转向，减小振动。
其中，直升机控制器3根据以下公式(1)确定当前所需的尾桨桨距信息：
PTR＝H(ωF，θped，ωTR) (1)
式中，PTR为所需尾桨桨距信息；ωF为直升机机体航向角速度，由陀螺仪采集角度信号后微分计算得到；θped为直升机航向操作参数，驾驶员操作脚蹬后角位移传感器采集角度信号得到；ωTR为直升机尾桨转速，由第一检测单元采集信号传递给直升机控制器；H()为尾桨桨距计算函数，所述函数通过机体航向角速度的反馈控制和尾桨转速变化的前馈控制来计算当前尾桨所需桨距值。
步骤S5，利用所述电机控制器4根据所述平衡操作控制指令控制所述第二驱动器8所述电驱动变距结构11中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元9实时检测所述电驱动变距结构11中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器4和所述第二驱动器8，对所述电驱动变距结构11进行反馈控制；直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2。
在本步骤中，利用所述电机控制器4根据所述平衡操作控制指令控制所述第二驱动器8所述电驱动变距结构11中电机执行变桨距操作的方法具体为：电驱动变距结构11中直线电机16根据所述第二驱动器8的驱动信号向上或向下移动，带动传动连杆15运动，从而带动变距拉杆14实现所述尾桨12的变距，使得机身进行左转或右转，直到直升机姿态平衡。
举例说明：如果机身处于平衡状态范围内则正常飞行，例如机身左右偏移15°内。如果超出平衡范围，例如强风使机身向右偏移了20°，则直升机控制器3计算后输出信号给电机控制器4，电机控制器4改变输出电压驱动第二驱动器8，控制电驱动变距结构11，使直线电机16向上运动增大桨距，使机身左转，当机身姿态处于平衡范围内时减小输出电压，机身姿态处于动态反馈调节中，始终在平衡状态内，降低了驾驶难度并增强了稳定性。
本领域的技术人员容易理解，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种直升机电驱动尾桨控制系统，其特征在于，包括：角位移传感器(2)、直升机控制器(3)、电机控制器(4)、第一检测单元(5)、第一驱动器(6)、陀螺仪(7)、第二驱动器(8)、第二检测单元(9)、电机-减速器一体化结构(10)、电驱动变距结构(11)；其中：
所述角位移传感器(2)分别与所述直升机的脚蹬(1)和所述直升机控制器(3)相连，用于检测脚蹬(1)角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器(3)；
所述陀螺仪(7)安装在直升机尾部，且分别与所述电机控制器(4)和所述直升机控制器(3)相连，用于检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器(4)和所述直升机控制器(3)；
所述直升机控制器(3)与所述电机控制器(4)相连，用于根据所述角度信号和所述姿态信号计算出相应电机控制量，并发送相应的操作控制指令给电机控制器(4)；
所述电机-减速器一体化结构(10)将高速电机和减速器集成在一体化结构内，用于驱动尾桨(12)旋转；
所述电驱动变距结构(11)，采用直线电机作为变距执行器，用于实现尾桨(12)桨叶的变距；
所述第一驱动器(6)与所述电机-减速器一体化结构(10)相连，用于驱动所述电机-减速器一体化结构(10)中的电机旋转；
所述第二驱动器(8)与所述电驱动变距结构(11)相连，用于驱动所述电驱动变距结构(11)中的电机旋转；
所述第一检测单元(5)分别与所述电机-减速器一体化结构(10)、所述第一驱动器(6)和所述电机控制器(4)相连，用于检测所述电机-减速器一体化结构(10)中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据传送给所述电机控制器(4)和所述第一驱动器(6)；
所述第二检测单元(9)分别与所述电驱动变距结构(11)、所述第二驱动器(8)和所述电机控制器(4)相连，用于检测所述电驱动变距结构(11)中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据传送给所述电机控制器(4)和所述第二驱动器(8)；
所述电机控制器(4)分别与所述第一驱动器(6)和所述第二驱动器(8)相连，用于根据所述操作控制指令、所述尾桨电机检测数据、所述变距电机检测数据和所述姿态信号进行计算分析，并根据分析结果分别控制所述第一驱动器(6)和所述第二驱动器(8)的工作。
2.根据权利要求1所述的一种直升机电驱动尾桨控制系统，其特征在于，所述电驱动变距结构(11)具体包括：直线电机(16)、传动连杆(15)、变距拉杆(14)、变距环(18)以及滑动套筒(19)；其中：通过所述直线电机(16)带动所述传动连杆(15)运动，从而带动变距拉杆(14)实现所述尾桨(12)的桨叶(13)的变距。
3.根据权利要求1所述的一种直升机电驱动尾桨控制系统，其特征在于：
所述第一检测单元(5)包括：用于采集所述电机-减速器一体化结构(10)中电机的电流和电压信号的第一霍尔传感器(51)；用于将所述电机-减速器一体化结构(10)中电机的电流和电压信号进行A/D转换的第一A/D转换器(53)；用于采集所述电机-减速器一体化结构(10)中电机的转速信号的第一光电编码器(52)；
所述第二检测单元(9)包括：用于采集所述电驱动变距结构(11)中电机的电流和电压信号的第二霍尔传感器(91)；用于将所述电驱动变距结构(11)中电机的电流和电压信号进行A/D转换的第二A/D转换器(93)；用于采集所述电驱动变距结构(11)中电机的转速信号的第二光电编码器(92)。
4.利用权利要求1所述的控制系统的直升机电驱动尾桨控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1，利用所述直升机控制器(3)发送速度操作控制指令给所述电机控制器(4)，所述电机控制器(4)控制所述第一驱动器(6)驱动所述电机-减速器一体化结构(10)中电机以恒定转速运转；利用所述第一检测单元(5)实时检测所述电机-减速器一体化结构(10)中电机的转速、电流、电压信号获得尾桨电机检测数据，并将所述尾桨电机检测数据反馈给所述电机控制器(4)和所述第一驱动器(6)，形成反馈控制；
步骤S2，利用所述角位移传感器(2)实时检测脚蹬(1)角度变化获取角度信号，并将所述角度信号传送给所述直升机控制器(3)；利用所述陀螺仪(7)实时检测直升机姿态变化获取姿态信号，并将所述姿态信号传送给所述电机控制器(4)和所述直升机控制器(3)；
步骤S3，利用所述直升机控制器(3)根据所述角度信号判断是否需要转向：
若需要转向，则发送转向操作控制指令给所述电机控制器(4)，系统进入转向控制模式，执行步骤S4；
若不需要转向，则根据所述姿态信号判断直升机姿态是否平衡，若直升机姿态不平衡，则发送平衡操作控制指令给所述电机控制器(4)，系统进入平衡控制模式，执行步骤S5；若直升机姿态平衡，则回转执行步骤S2；
步骤S4，利用所述电机控制器(4)根据所述转向操作控制指令控制所述第二驱动器(8)驱动所述电驱动变距结构(11)中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元(9)实时检测所述电驱动变距结构(11)中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器(4)和所述第二驱动器(8)，对所述电驱动变距结构(11)进行反馈控制；同时，利用所述直升机控制器(3)根据所述姿态信号判断转动方向是否符合脚蹬信号，若否，则控制所述电机控制器(4)加大所述第二驱动器(8)对变距结构的驱动信号以加大转向速度；若是，则继续原操作直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2；
步骤S5，利用所述电机控制器(4)根据所述平衡操作控制指令控制所述第二驱动器(8)所述电驱动变距结构(11)中电机执行变桨距操作；利用所述第二检测单元(9)实时检测所述电驱动变距结构(11)中电机的转速、电流、电压信号获得变距电机检测数据，并将所述变距电机检测数据反馈给所述电机控制器(4)和所述第二驱动器(8)，对所述电驱动变距结构(11)进行反馈控制；直到直升机姿态平衡，回转执行步骤S2。
5.根据权利要求4所述的直升机电驱动尾桨控制方法，其特征在于：在所述步骤S3中，根据所述姿态信号判断直升机姿态是否平衡的方法具体为：利用所述直升机控制器(3)获取陀螺仪(7)采集的所述姿态信号，根据所述姿态信号计算直升机尾部转动方向、加速度和速度，确定直升机姿态是否处于平衡范围内。
6.根据权利要求4所述的直升机电驱动尾桨控制方法，其特征在于：所述控制系统中的电驱动变距结构(11)具体包括：直线电机(16)、传动连杆(15)、变距拉杆(14)、变距环(18)以及滑动套筒(19)；其中：通过所述直线电机(16)带动所述传动连杆(15)运动，从而带动变距拉杆(14)实现所述尾桨(12)的桨叶(13)的变距；
在所述步骤S4中，利用所述电机控制器(4)根据所述转向操作控制指令控制所述第二驱动器(8)所述电驱动变距结构(11)中电机执行变桨距操作的方法具体为：电驱动变距结构(11)中直线电机(16)根据所述第二驱动器(8)的驱动信号向上或向下移动，带动传动连杆(15)运动，从而带动变距拉杆(14)实现所述尾桨(12)的变距，完成机身的左转或右转。
7.根据权利要求6所述的直升机电驱动尾桨控制方法，其特征在于，在所述步骤S5中，利用所述电机控制器(4)根据所述平衡操作控制指令控制所述第二驱动器(8)所述电驱动变距结构(11)中电机执行变桨距操作的方法具体为：电驱动变距结构(11)中直线电机(16)根据所述第二驱动器(8)的驱动信号向上或向下移动，带动传动连杆(15)运动，从而带动变距拉杆(14)实现所述尾桨(12)的变距，使得机身进行左转或右转，直到直升机姿态平衡。
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109445452A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-03-08 | 合肥工业大学 | 一种直升机电动尾部减速器系统的控制方法 |
| CN109506914A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 尾浆变距疲劳试验装置 |
| CN112220474A (zh) * | 2020-09-16 | 2021-01-15 | 广东工业大学 | 一种身体平衡检测装置 |
| CN112486218A (zh) * | 2020-12-01 | 2021-03-12 | 深圳联合飞机科技有限公司 | 一种直升机的控制方法和系统 |
| CN117782508A (zh) * | 2024-02-23 | 2024-03-29 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验用直升机尾桨机构及尾桨变桨距控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5816533A (en) * | 1995-07-27 | 1998-10-06 | Eurocopter | Method and device for reducing the vibration generated on the structure of a helicopter |
| CN102853773A (zh) * | 2012-09-29 | 2013-01-02 | 北京航空航天大学 | 一种直升机非接触式操纵量标定方法 |
| CN104787346A (zh) * | 2015-04-27 | 2015-07-22 | 中国直升机设计研究所 | 一种电驱动主减速器 |
| WO2016014301A1 (en) * | 2014-07-21 | 2016-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Multi-speed gearbox for tail rotor of a compound helicopter |
| CN107628257A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-26 | 合肥工业大学 | 一种直升机尾桨的电机减速器一体化结构及其控制系统 |
-
2018
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5816533A (en) * | 1995-07-27 | 1998-10-06 | Eurocopter | Method and device for reducing the vibration generated on the structure of a helicopter |
| CN102853773A (zh) * | 2012-09-29 | 2013-01-02 | 北京航空航天大学 | 一种直升机非接触式操纵量标定方法 |
| WO2016014301A1 (en) * | 2014-07-21 | 2016-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Multi-speed gearbox for tail rotor of a compound helicopter |
| CN104787346A (zh) * | 2015-04-27 | 2015-07-22 | 中国直升机设计研究所 | 一种电驱动主减速器 |
| CN107628257A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-26 | 合肥工业大学 | 一种直升机尾桨的电机减速器一体化结构及其控制系统 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109506914A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 尾浆变距疲劳试验装置 |
| CN109445452A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-03-08 | 合肥工业大学 | 一种直升机电动尾部减速器系统的控制方法 |
| CN112220474A (zh) * | 2020-09-16 | 2021-01-15 | 广东工业大学 | 一种身体平衡检测装置 |
| CN112486218A (zh) * | 2020-12-01 | 2021-03-12 | 深圳联合飞机科技有限公司 | 一种直升机的控制方法和系统 |
| CN117782508A (zh) * | 2024-02-23 | 2024-03-29 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验用直升机尾桨机构及尾桨变桨距控制方法 |
| CN117782508B (zh) * | 2024-02-23 | 2024-08-16 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验用直升机尾桨机构及尾桨变桨距控制方法 |
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