CN108974348A - 使用电分布式反扭矩发电机和反向电动马达推力来使主旋翼减速的旋翼制动效果 - Google Patents

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Abstract

本发明包括一种用于使用例如用于旋翼飞行器的旋翼制动系统来使旋翼的旋转减速的系统和方法，其中旋翼制动系统包括：连接至主旋翼变速箱的一个或更多个发电机；安装在旋翼飞行器的尾梁上的电分布式反扭矩系统，该电分布式反扭矩系统包括连接至所述一个或更多个发电机的两个或更多个电动马达，其中，所述两个或更多个电动马达连接至一个或更多个叶片；并且其中，通过利用所述一个或更多个发电机对主旋翼变速箱施加驱动载荷以经由所述两个或更多个电动马达将来自旋翼的机械能转换成电能来使旋翼的旋转减速，其中，电分布式反扭矩系统产生方向相反的推力。

Description

使用电分布式反扭矩发电机和反向电动马达推力来使主旋翼 减速的旋翼制动效果
相关申请的交叉引用
不适用。
联邦资助研究的声明
不适用。
技术领域
本发明总体上属于旋翼制动器领域，并且更具体地涉及通过使用电分布式反扭矩发电机和反向电动马达推力来使主旋翼减速的旋翼制动效果。
背景技术
在不限制本发明的范围的情况下，结合旋翼制动器来对本发明的背景技术进行描述。
颁发给Conway的、名称为“Rotor brake control system(旋翼制动控制系统)”的美国专利No.9,267,561描述了一种旋翼制动控制系统，该旋翼制动控制系统包括：温度传感器，该温度传感器能够操作成测量旋翼制动器的操作温度；以及旋翼制动控制单元，该旋翼制动控制单元能够操作成指示卡钳基于所测得的操作温度来调节在制动片与旋翼制动器之间产生的摩擦量。
反扭矩尾部旋翼通常用在直升机中，并且总体上安装成与提供飞行器稳定性的垂尾相邻。在这种构型中，直升机旋翼产生横向气流。可以以高的角速度驱动尾部旋翼，以提供充足的空气动力学响应。有时，由主直升机旋翼产生的涡流与由尾部旋翼产生的涡流可能相互作用，而使由旋翼产生的推力的效率降低。涡流的干扰作用还可能会导致噪音的增大。为了解决这些问题，垂尾可以由环形翼型件(有时被称为环翼)代替，该环形翼型件的内径大于尾部旋翼的直径并且可以围绕尾部旋翼安装。
因此，仍然需要一种改进的旋翼制动器系统，该旋翼制动器系统使旋翼在着陆时的速度降低，同时增加安全性并减轻旋翼制动系统的部件的磨损。
发明内容
在一个实施方式中，本发明包括一种用于旋翼飞行器的主旋翼的旋翼制动系统，该旋翼制动系统包括：一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱，其中，主旋翼变速箱连接至主旋翼；以及电分布式反扭矩系统，该电分布式反扭矩系统安装在旋翼飞行器的尾梁上并且电连接至所述一个或更多个发电机，其中，电分布式反扭矩系统包括连接至一个或更多个叶片的两个或更多个电动马达；其中，通过利用所述一个或更多个发电机对主旋翼变速箱施加驱动载荷以将来自主旋翼的机械能转换成电能来使主旋翼的旋转减速，并且其中，通过使用电分布式反扭矩系统产生方向相反上的推力来使电能消散。在一个方面中，所述系统还包括飞行控制计算机，该飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生并被引导至所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的电能的量，以产生使尾梁上的侧向载荷最小化或者消除尾梁上的侧向载荷的方向相反的推力。在另一方面中，所述两个或更多个电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。在另一方面中，电分布式反扭矩系统被进一步限定为包括2个、3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个电动马达。在另一方面中，所述两个或更多个电动马达进行下述各项中的至少一项：独立地启动或关闭、成组地启动或关闭、成对地启动或关闭、以脉冲的方式启动或关闭、或者每个马达均能够独立地操作以使推力指向相同或不同的方向，其中，由所述两个或更多个电动马达产生的总推力不能在尾梁上提供显著的侧向载荷。在另一方面中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。在另一方面中，所述两个或更多个电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个电动马达单独地位于涵道中，或者叶片以及所述两个或更多个电动马达位于允许所述两个或更多个电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化并且使尾梁上的侧向载荷最小化或消除尾梁上的侧向载荷的枢轴上。在另一方面中，所述系统还包括飞行控制计算机中的用于进行下述各项中的至少一项的控制逻辑：计算由电分布式反扭矩系统产生的总扭矩、在应用机械旋翼制动器之前减小或消除主旋翼的扭矩并降低主旋翼的速度。在另一方面中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
在另一实施方式中，本发明包括一种用于旋翼飞行器的旋翼的旋翼制动系统，该旋翼制动系统包括：一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱；电分布式反扭矩系统，该电分布式反扭矩系统安装在旋翼飞行器的尾梁上，并且电分布式反扭矩系统包括连接至所述一个或更多个发电机的两个或更多个变速电动马达，其中，所述两个或更多个变速电动马达连接至提供反扭矩推力的一个或更多个叶片；并且其中，通过利用所述一个或更多个发电机对主旋翼变速箱施加驱动载荷以经由所述两个或更多个变速电动马达将来自旋翼的机械能转换成电能来使旋翼的旋转减速，其中，所述两个或更多个变速电动马达中的各个变速电动马达产生方向相反上的推力；以及机械旋翼制动器。在一个方面中，所述系统还包括飞行控制计算机，该飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生并被引导至所述两个或更多个变速电动马达的电能的量，以使尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除尾梁上的侧向载荷。在另一方面中，所述系统还包括飞行控制计算机中的控制下述各项中的至少一项以使尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除尾梁上的侧向载荷的逻辑：所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的速度、方向、或者速度和方向两者。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。在另一方面中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者电能的感应式传递。在另一方面中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个变速电动马达单独地位于涵道中，或者叶片和所述两个或更多个变速电动马达中的每一者位于允许所述两个或更多个变速电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化的枢轴上。在另一方面中，所述系统还包括飞行控制计算机中的用于进行下述各项中的至少一项的控制逻辑：计算由所述两个或更多个变速电动马达产生的总扭矩、减小或消除主旋翼的扭矩并降低主旋翼的速度。在另一方面中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
在又一实施方式中，本发明包括一种操作用于直升机的旋翼制动系统的方法，所述方法包括：设置一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱传动装置；连接安装在直升机的尾梁上的两个或更多个变速电动马达，其中，所述两个或更多个变速马达中的每个变速马达均连接至一个或更多个叶片以提供反扭矩推力；通过利用所述一个或更多个发电机对主旋翼变速箱施加驱动载荷以将来自旋翼的机械能转换成电能来使旋翼的旋转减速；以及使用由所述一个或更多个发电机产生的电能来使至少两个变速电动马达运转以产生方向相反上的推力，其中，旋翼的旋转在接合机械旋翼制动器之前被减速。在另一方面中，所述方法还包括设置飞行控制计算机，该飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生并被引导至所述两个或更多个变速电动马达的电能，以使尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除尾梁上的侧向载荷。在另一方面中，所述方法还包括飞行控制计算机中的用于控制下述各项中的至少一项以使尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除尾梁上的侧向载荷的逻辑：所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的速度、方向、或者速度和方向两者。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达还包括1个、2个、3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个额外的电动马达。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达能够进行下述各项中的至少一项：独立地启动或关闭、成组地启动或关闭、成对地启动或关闭、以脉冲的方式启动或关闭、或者每个马达均能够独立地操作以使推力指向相同或不同的方向，进而产生不会在尾梁上形成显著的侧向载荷的总推力。在另一方面中，额外的电能由于下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者感应式传递。在另一方面中，额外的电能由于经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。在另一方面中，所述两个或更多个变速电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个变速电动马达单独地位于涵道中，或者叶片和所述两个或更多个变速电动马达中的每一者位于允许各个固定桨距叶片和变速电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化的枢轴上。在另一方面中，所述方法还包括：连接飞行控制计算机中的控制逻辑以：计算由所述两个或更多个变速电动马达产生的总扭矩、减小或消除主旋翼的扭矩并降低主旋翼的速度。在另一方面中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
在另一实施方式中，本发明包括一种直升机，该直升机包括：机身、位于机身中的发动机、连接至发动机的传动装置、以及连接至传动装置的主旋翼；一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱；电分布式反扭矩系统，该电分布式反扭矩系统安装在旋翼飞行器的尾梁上，并且电分布式反扭矩系统包括连接至所述一个或更多个发电机的两个或更多个电动马达，其中，所述两个或更多个电动马达连接至一个或更多个叶片；并且其中，通过利用所述一个或更多个发电机对主旋翼变速箱施加驱动载荷以经由电分布式反扭矩系统将来自旋翼的机械能转换成电能来使旋翼的旋转减速，电分布式反扭矩系统产生方向相反的推力；以及机械旋翼制动器。在另一方面中，该直升机还包括飞行控制计算机，该飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生并被引导至所述两个或更多个电动马达的电能，以使尾梁上的侧向载荷最小化。在另一方面中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者电能的感应式传递。在另一方面中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。在另一方面中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
附图说明
为了更彻底地理解本发明的特征和优点，现在参照本发明的详细描述以及附图，在附图中：
图1是示出了具有叶片桨距固定或可变的马达的反扭矩矩阵的直升机的侧视示意图。
图2示出了使用多个涵道旋翼来产生反扭矩推力。
图3A至图3F示出了本发明的提供更高效率和减小的总体尺寸的反扭矩矩阵的各种示意图。
图4A至图4F示出了本发明的提供更高效率和减小的总体尺寸的反扭矩矩阵的各种示意图。
图5A和图5B示出了本发明的带有面向外部的桨距固定的叶片的同轴地定位的马达的变型。
图6A和图6B示出了本发明的带有面向外部的桨距固定的叶片的同轴地定位的马达的变型。
图7示出了用于对包括呈矩阵模式的变速马达和角度固定的叶片的直升机的旋转进行控制的控制逻辑的流程图。
图8示出了与以第一矩阵布置的或以第一矩阵和第二矩阵布置的多个变速马达一起使用的旋转控制系统。
图9示出了根据本发明的一个示例实施方式的可以与机械的旋翼制动系统配合工作的旋翼制动系统。
具体实施方式
尽管在下面详细讨论了本发明的各种实施方式的制作和使用，但是应当理解的是，本发明提供可以在范围广泛的具体环境中实施的许多可适用的发明构思。本文中所讨论的具体实施方式仅是对用以制造和使用本发明的具体方式的说明，而不限制本发明的范围。
为了便于理解本发明，下面限定了许多术语。本文中限定的术语具有如本发明所属技术领域的技术人员通常理解的含义。诸如“一”，“一个”和“该”的术语并不意在仅指单个实体，而是包括可以用于说明的特定示例的一般类型。本文中的术语用于描述本发明的具体实施方式，但是这些术语的使用不限制本发明，除非这些术语概述在权利要求中。
本发明使用向电分布式反扭矩(EDAT)系统供电的发电机来对主旋翼变速箱施加驱动载荷以使旋翼飞行器的主旋翼减速。例如，使用经由连接至主旋翼变速箱的一个或更多个发电机添加于主旋翼变速箱的载荷来增加着陆之后使主旋翼减速的载荷。需要所述一个或更多个发电机来为具有叶片或风扇的一组电动反扭矩马达供电并且还在主发动机停机后使主旋翼减速，其中，叶片或风扇用于为旋翼飞行器提供反扭矩。本发明通过使用发电机来在着陆之后使传动系减速并且放出由此产生的电能来工作。此外，本发明可以在利用摩擦使传动系减速的旋翼制动器之前使用或与其结合使用。由此产生的电能可以发送至EDAT系统以吸收电力，而不会在传动线路中存在旋翼制动器的摩擦和加热。至少两个电动推进器马达在反向推力下使用，而不会在尾梁上产生侧向载荷。在应用旋翼制动器之前，可以增加向EDAT系统中的电动马达供应的电力量以使旋翼减速。
除了EDAT系统以外，本发明还可以通过下述方式使用由发电机产生的电能来吸收由发电机产生的电能：所述方式例如为同时操作空调系统和加热器、对旋翼飞行器上或地面上的电池充电、或者使用感应式电能传递将电力传递至旋翼飞行器上的电池或不在旋翼飞行器上的电池(例如传递到电网中)。本发明还可以通过下述方式吸收由发电机产生的电能：所述方式比如为经由散热器、除冰毯将电能转换成热、或者甚至对贮存器中的气体或液体进行压缩。在电力传递离开旋翼飞行器的情况下，电能可以经由在着陆时连接至旋翼飞行器的线材传递，或者甚至将这些电能感应地传递至旋翼飞行器所着陆的表面。
具有单个主旋翼系统的大多数直升机需要单独的旋翼以克服扭矩。传统地，这在直升机上是使用桨距可变的反扭矩尾部旋翼来完成的，其中，该桨距可变的反扭矩尾部旋翼通过轴和变速箱接收来自发动机的动力。尽管已经进行了许多尝试以直接使用大型电动马达代替传统的轴和变速箱向传统单尾部旋翼供以动力。然而，这些尝试被证明是不切实际的，因为这暗示需要能够提供所需扭矩和速度的过重的电动马达来向传统尾部旋翼供以动力。此外，单个或甚至双电动马达的安全可靠性不似轴和变速箱的安全可靠性。
本发明还可以包括使用形成EDAT系统的叶片桨距固定或可变的马达模块的矩阵的反扭矩控制，该反扭矩控制用单个叶片桨距可变的电动反扭矩尾部旋翼——通过利用包括小型的叶片桨距固定或可变的电动马达模块的矩阵的EDAT系统——代替传统尾部旋翼来减少过重和安全可靠性问题。
本发明与现有的尾部旋翼构型相比具有一些优点。一个这样的优点是一起形成反扭矩矩阵的各个叶片桨距固定或可变的电动马达的低转动惯量，其中各个马达可以被单独控制以快速改变各个马达的速度和方向。本发明还消除了叶片桨距可变的系统的复杂性。本发明的优点包括使用小尺寸的叶片桨距固定或可变的电动马达模块来提供充足的对流冷却，从而消除了对主动冷却系统的需求。此外，操作大量的叶片桨距固定或可变的电动马达模块通过高水平的冗余提供针对部件故障的安全可靠性，而没有过重。此外，叶片桨距固定或可变的电动马达模块的广泛分布提供了针对诸如碰撞和闪电之类的外部威胁的增加的安全性。另外，当直升机在地面上并且主旋翼转动时，叶片桨距固定或可变的电动马达模块的较小惯性以及将叶片桨距固定的电动马达模块完全关闭的能力降低了因接触叶片而对人员造成的伤害风险。此外，本发明通过减速或停止所选择的叶片桨距固定或可变的电动马达模块来提高巡航效率。本发明的另一个重要优点是通过以较慢的速度操作叶片桨距固定或可变的电动马达模块的矩阵或停止所选择的叶片桨距固定或可变的电动马达模块来减小乘客噪声和振动。本发明还通过以不同的单独速度操作叶片桨距固定或可变的电动马达模块的矩阵从而将频率分布成横跨宽频带来减小悬停中的令人讨厌的地面噪声。在操作期间，本发明可以通过电传飞行控制器提供偏航稳定性增强能力来提高飞行期间的稳定性。最后，在高空操作时可以增大叶片桨距固定或可变的电动马达模块的速度，以补偿推力的减小。本发明还通过反扭矩矩阵的推力角度的方向优化来提高巡航效率。
本发明使用一种可转换直升机的反扭矩矩阵，所述可转换直升机的反扭矩矩阵使用叶片桨距固定或可变的电动马达、以及用于地面和低速前进飞行的变速马达。整个反扭矩矩阵或各个马达、成对的马达、或马达的其他组合可以具有代替直升机的传统尾部旋翼的包围环或整流罩，并且包围环或整流罩经由可以用于引导反扭矩矩阵的一个或更多个马达的推力的枢轴连接至直升机。替代性地，各个叶片桨距固定或可变的电动马达可以各自具有连接至枢轴的包围环或整流罩。形成模块的各种尾部旋翼马达的组合叶片可各自提供单独的推力。固定的反扭矩矩阵可以包括两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个或更多个单独的叶片桨距固定或可变的变速马达，所述单独的叶片桨距固定的变速马达可以沿一个或更多个方向单独地操作或以一个或更多个组合的形式操作。此外，本发明包括平行定位以提供向外推力的同轴(或偏离的)马达对。
当设置在整流罩内时，可以捕获各种涡流以形成循环空气模式，循环空气模式可以用作泵以从与马达上游表面相邻的区域通过叶片桨距固定或可变的电动马达的中央抽吸额外空气。循环空气模式和排气可以增大尾流的直径和由反扭矩矩阵输送的空气体积。反扭矩矩阵的尾流可以通过组合的叶片桨距固定或可变的电动马达、变速马达的操作而在包括较大质量的空气的同时以较小的速率输送，从而提高作为尾部旋翼的整体反扭矩矩阵的操作的效率。
通过使用较小的单独的电动马达——每个较小的单独的电动马达均具有其自己的桨距固定的推进器，每个推进器的总旋转能量要小得多，并且甚至可以使用更柔软或甚至是易碎的材料，这将在悬停或较慢速飞行期间在任何地勤人员接触时保护该地勤人员，同时仍然提供附加的气动力来控制前进飞行中的飞行器偏航、滚转或俯仰。
叶片桨距固定或可变的电动马达可以提供纵向俯仰调整和侧向偏航调整。在巡航模式下，叶片桨距固定或可变的电动马达的流动轴线与机身的长轴线大致对准或者沿着机身的长轴线，以用作水平稳定器。在悬停模式下，叶片桨距固定或可变的电动马达的布置消除了由于与来自主旋翼的向下洗流的干扰而可能会产生的水平尾表面的向下负荷。叶片桨距固定或可变的电动马达还可以通过经由飞行员配平控制将其以偏航方向入射角度定位来在前进飞行中卸载反扭矩矩阵，从而降低动力消耗。反扭矩矩阵在侧向飞行中呈现出表面区域，并且因此能够在被迫滚转中用作偏航阻尼器。反扭矩矩阵还可以帮助减小水平稳定器的尺寸。替代性地或此外，反扭矩矩阵的应用可以允许消除通常在传统直升机上使用的竖向表面和水平表面。这可以允许减轻重量、减小旋翼尾流中的水平稳定器的向下负荷以及减少在侧向(侧面)飞行中的投影侧面面积和阻力。
本发明解决了当前电动马达技术的局限性，并且获得了电动马达的用于直升机反扭矩控制的优点或独特性的能力。目前可用的电动马达技术具有用于直接替代飞行器上的机械传动系、涡轮发动机或内燃(IC)发动机的受限的实用性。这是由于尽管电动马达和电池技术有最新进展，但是随着马达尺寸的增大，可比功率密度(马达每单位重量的动力输出)变得不太实用。这就是为什么电动马达在小型无人驾驶飞行器上工作得特别好的原因，但是由于在固定翼战斗飞行器上使用的范围非常有限，因而仍然是不切实际的。
本发明获得了用于直升机反扭矩控制的电动马达的独特性能能力的优点。使用这种分布式电力推进设计和当今的飞行控制技术，可以独立地控制每个马达以改变单独的马达推力，从而定位反扭矩矩阵(铰接在中央并绕竖向轴线自由旋转)以获得最佳的总推力(方向和量值)。在悬停模式下，直升机需要垂直于机体中心线的反扭矩推力。随着直升机增大其前进空速，这种垂直推力需求降低。随着反扭矩推力需求的降低，马达的速度可以改变，以使动力利用率和整体飞行器性能最佳化。
由于随着马达尺寸的增大，电动马达的动力密度变得不太实用，因此“分布式推进器”使用较大量的较小马达。使用变速箱将多个小型马达的轴输出组合成单轴输出可以消除任何重量节省，并引入热问题，这可能需要增加流体冷却系统和更多的重量。然而，通过在机体上分配多个小型马达，可以通过在整个飞行器上散布推进引起的较小负荷来减少总飞行器结构重量。以至少一个旋翼直径来分离马达还提供了有效的对流冷却。利用现有的电能存储技术(电池、燃料电池)，分布式推进在载人固定翼飞行器上的应用变得越来越实用，但范围非常有限。在存储能量耗尽的情况下，固定翼飞行器仍然可以滑翔以安全着陆。这与在直升机上应用用于升力推进的分布式推进的情况不一样。在具有分布式推进的直升机上，多个小旋翼的旋转惯性不足以支承用于安全着陆的自动旋转。结合竖向升力旋翼所需的较高动力需求，使纯电动直升机变得不切实际，直到存在急剧提高电能的存储技术。
对于包含分布式推进的载人直升机配置，不需要用于反扭矩控制的专用系统。多个小旋翼抵消彼此的扭矩，并且改变旋翼速度可以控制偏航。因此，专门用于反扭矩控制的分布式推进应用似乎被忽视。
例如，使用用于尺寸分析的贝尔(Bell)模型407的尾部旋翼，使用现有的市售运动轻型应用电动马达和推进器，可以在大致相同的盘区域中通过叶片桨距固定或可变的电动马达模块的3×3或4×4矩阵产生等效推力。在保守重量近似为5磅(2.2千克)的叶片桨距固定或可变的电动马达模块(用于3×3矩阵)的情况下，总重量减去结构和系统装置为45磅(20千克)。该重量与当前贝尔模型407的旋翼和变速箱重量相当。贝尔模型407上的一个起动机/发电机不能提供足够的动力或可靠性来支承本发明的叶片桨距固定或可变的马达模块的矩阵的操作。然而，消除尾部旋翼输出轴为主旋翼变速箱附件传动装置安装座提供了安装冗余发电机的空间。由于增加的发电机容量超过了安全可靠性的所需量，因此，以约40kW功率运行的两个发电机可被用于非飞行临界用途。类似的计算还适用于其他类型的电动马达的使用。
使用叶片桨距固定或可变的马达模块的矩阵的另一优点是，在所有飞行器发动机功率损失的情况下，反扭矩控制推力的功率需求变得最小。因此，在自动旋转着陆的情况下，对飞行器电力系统和旋翼能量的影响也是最小的。随着前进飞行速度的增大，旋翼之间气流的相互作用导致最后方的旋翼失去了其有效性。相应地，随着前进速度的增大，所需的反扭矩推力减小。因此，随着前进速度的增大，最后方的模块将逐渐关闭，以消除不必要的功耗并降低噪声。
本发明可以使用两个或更多个电动马达。用于本发明的电动马达的非限制性示例包括：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。
图1是具有反扭矩矩阵110的直升机100的侧视示意图，该反扭矩矩阵110在该形式中描绘为具有九个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i，所述九个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i可以是叶片桨距固定或可变的电动马达和/或变速马达。直升机100包括由机身104承载的旋转系统102。连接至旋转系统102的旋翼叶片106为直升机100提供飞行。旋翼叶片106由位于机身104内的多个控制器控制。例如，在飞行期间，飞行员可以操纵用于改变旋翼叶片106的桨距角度的循环控制器(未示出)以及/或者可以操纵踏板(未示出)，以提供竖向飞行控制、水平飞行控制和偏航飞行控制。直升机100具有尾梁108，尾梁108在尾端部处支承反扭矩矩阵110。叶片桨距固定或可变的马达112a至112i中的每个叶片桨距固定或可变的马达均可以单独地或以组的形式操作，以提供用于使直升机100横向地稳定的反向扭矩力。叶片桨距固定或可变的马达112a至112i中的每个叶片桨距固定或可变的马达均作为反扭矩矩阵110的一部分安装在尾梁108上。反扭矩矩阵110居中在毂上，使得反扭矩矩阵110的前边缘位于直升机100的朝向尾梁108的一侧。例如，当直升机100的单个主旋翼从上方观察为逆时针旋转时，反扭矩矩阵110的前边缘位于直升机100的右(右舷)侧。
图2示出了使用多个涵道旋翼来产生反扭矩推力。在该示例中，直升机100具有反扭矩矩阵110，该反扭矩矩阵110在该形式中描绘为具有九个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i，所述九个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i可以是叶片桨距固定或可变的电动马达和/或变速马达，所述九个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i中的每个叶片桨距固定或可变的马达单独地位于涵道中。反扭矩矩阵110还可以包括形成用于九个叶片桨距固定的马达112a至112i的涵道的一部分的表面114。与图1中的直升机的情况一样，直升机100包括由机身104承载的旋转系统102。连接至旋转系统102的旋翼叶片106为直升机100提供飞行。旋翼叶片106由位于机身104内的多个控制器控制。例如，在飞行期间，飞行员可以操纵用于改变旋翼叶片106的桨距角度的循环控制器(未示出)以及/或者可以操纵踏板(未示出)，以提供竖向飞行控制、水平飞行控制和偏航飞行控制。直升机100具有尾梁108，尾梁108在后方端部处支承反扭矩矩阵110，尾梁108还允许反扭矩矩阵110绕尾梁108的纵向轴线旋转。叶片桨距固定或可变的马达112a至112i中的每个叶片桨距固定或可变的马达均可以单独地或以组的形式操作，以提供用于使直升机100横向地稳定的反向扭矩力。叶片桨距固定或可变的马达112a至112i中的每个叶片桨距固定或可变的马达均作为反扭矩矩阵110的一部分安装在尾梁108上。反扭矩矩阵110居中在毂上，使得反扭矩矩阵110的前边缘位于直升机100的朝向尾梁108的一侧。例如，当直升机100的单个主旋翼从上方观察为逆时针旋转时，反扭矩矩阵110的前边缘位于直升机100的右(右舷)侧。
在操作中，在直升机操作的第一模式期间，反扭矩矩阵110定向成与直升机100的尾梁108大致在同一平面内。本领域技术人员应当认识到的是，反扭矩矩阵110可以是第一反扭矩矩阵110，其中与第一反扭矩矩阵110大致平行的第二反扭矩矩阵110提供额外的马达和桨距固定的叶片，所述桨距固定的叶片通常彼此面向外部，其中马达位于反扭矩矩阵110的中央。通常，马达是同轴的，然而，在一些实施方式中，马达不必是同轴的。此外，尽管图1和图2示出了为3×3矩阵形式的反扭矩矩阵110，该反扭矩矩阵110通常为菱形形状，然而本领域技术人员应当认识到的是，反扭矩矩阵110可以呈任何形状并且包括2、3、4、5、6、7、8、9、10、11、12、13、14、15或更多的马达，这些马达还可以是同轴成对的。此外，反扭矩矩阵110可以呈任何形状，诸如圆形、椭圆形、月牙形、J形、对角形、正方形、矩形、三角形、五边形、六边形、多边形、菱形、梯形、X形、Y形或风筝形。
例如，直升机操作的第一模式是悬停模式，该悬停模式通常是直升机100坐落在地面上或地面附近的模式，其中，当直升机100以较慢速飞行运行时，反扭矩矩阵110提供来自一个或更多个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i的推力。在该取向中，反扭矩矩阵110可以为直升机操作提供操纵性及配平。在悬停期间，反扭矩矩阵110的一个或更多个叶片桨距固定或可变的马达112a至112i的推力方向可以为相反的方向，例如，一个子组马达可以使其推力指向一个方向，而另一子组可以指向相反的方向，以向直升机100提供更精细的旋转控制。当然，在飞行控制计算机中的逻辑控制下，各个马达的速度还可以被改变，该逻辑计算反扭矩矩阵110在至第一操作模式以及从第一操作模式转换至第二操作模式的过渡期间的位置，并且用于独立地控制各个风扇速度以定位矩阵，从而获得最佳推力角度以及最佳推力大小。
在第二操作模式下，在直升机操作的与第一模式不同的第二模式期间，反扭矩矩阵110定向成显著偏离于直升机100的尾梁108的平面。例如，直升机操作的第二模式是飞行模式(例如，从低速至高速的前进飞行模式)。在飞行模式下，反扭矩矩阵110的取向从与尾梁108大致共平面变为非共平面。例如，通过围绕枢轴枢转，反扭矩矩阵110可以与尾梁108的平面大致垂直。替代性地，反扭矩矩阵110的取向可以位于相对于尾梁108的共平面与垂直之间的任何位置。
图3A至图3F和图4A至图4F示出了本发明的提供较高效率和减小的总体尺寸的变速马达的矩阵模式的几种变型。本领域技术人员应当认识到的是，当使用2、3、4、5、6、7、8、9、10、11、12、13、14、15或更多的电动马达时，存在无穷数量的旋翼数量和旋翼位置模式的可能变型。当然，不同的马达还可以以2、3、4、5或更多的组的形式位于涵道中，此外，不同的马达具有各种形状和尺寸。此外，不同的马达可以为不同的尺寸，并且叶片的尺寸在整个矩阵中也可以变化。
图3A至图3F和图4A至图4F示出了带有直升机100的尾梁108的反扭矩矩阵的各种示意图。在图3A中，反扭矩矩阵300安装至具有表面114的尾梁108，并且反扭矩矩阵300被描绘为具有尺寸不同的各种电动马达和固定桨距角度叶片，并且大体上形成为三角形形状，其中三角形的顶点面向后方并且反扭矩矩阵110大体是竖向的。图4A示出了与图3A中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵400描绘为具有枢轴412。图3B示出了反扭矩矩阵302被安装至具有表面114的尾梁108或与该尾梁108成一体，并且被描绘为呈J形，其中各种电动马达和固定桨距角度叶片具有约相同的尺寸并位于涵道中。图4B示出了与图3B中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵402描绘为具有枢轴412。然而，在该构型中，反扭矩矩阵402示出了平面内变速马达和偏离平面变速马达的组合，其也可以适用于本文中所示的所有构型。图3C示出了反扭矩矩阵304安装至具有表面114a和114b的尾梁108，并且描绘为包括具有尺寸约相同的各种电动马达和固定桨距角度叶片，以及被描绘为大体上形成三角形形状，三角形的顶点面向前方。在图3C中，反扭矩矩阵304定向成偏离直升机100的尾梁108的平面，也就是说，反扭矩矩阵304关于以穿过上端部轴线114a与下端部轴线114b之间为取向的Z轴线垂直地旋转。在一些实现形式中，反扭矩矩阵304可以关于水平X轴线枢转以提供直升机100的偏航控制。图4C示出了与图3C中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵404被描绘为具有枢轴412。图3D示出了反扭矩矩阵306安装至具有表面114a和114b的尾梁108，并且被描绘为包括具有尺寸约相同的各种电动马达和固定桨距角度叶片，以及被描绘为大体上形成三角形形状，该三角形的顶点面向前方，然而，在该实施方式中，叉部是水平的。图4D示出了与图3D中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵406被描绘为具有枢轴412。图3E示出了反扭矩矩阵308安装至具有表面114的尾梁108，并且反扭矩矩阵308被描绘为包括具有尺寸约相同的各种电动马达和固定桨距角度叶片，以及大体上形成其中具有两个额外的马达的X形形状。图4E中示出了与图3E中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵408被描绘为具有枢轴412。图3F示出了反扭矩矩阵310安装至具有表面114a和114b的尾梁108，并且被描绘为包括具有尺寸约相同的各种电动马达和固定桨距角度叶片，以及大体上形成月牙形状，该月牙形的顶点面向前方。图4F中示出了与图3F中相同的构型，在这种情况下，反扭矩矩阵410被描绘为具有枢轴412。
图4A至图4F示出了位于直升机100的尾梁108的端部处的反扭矩矩阵400至410中的枢转机构可以包括有一个或更多个固定桨距旋翼。在一些实现形式中，枢转机构可以是电动的，或者甚至可以是钟形曲柄(bell crank)系统并且可以包括连接至钟形曲柄系统的滑轮线缆系统。枢转机构可以由直升机100的操作者控制，以在直升机操作的第一模式期间使反扭矩矩阵400至410定向成与直升机100的尾梁108大致在同一平面内，并且在直升机操作的与第一模式不同的第二模式期间使反扭矩矩阵400至410定向成显著偏离直升机100的尾梁108的平面。在电传飞行配置中，枢转机构可由飞行控制计算机中的逻辑控制，该逻辑计算反扭矩矩阵400至410在至第一操作模式以及从第一操作模式转换至第二操作模式的过渡期间的位置，并且用于独立地控制各个风扇速度以定位矩阵，从而获得最佳推力角度以及最佳推力大小。
图5A是在该形式中描绘为坐置于尾梁108上的反扭矩矩阵110的后端视图，其中在尾梁108的端部处可以包括反扭矩矩阵110，反扭矩矩阵110包括被示出位于反扭矩矩阵110的本体内的两组平行的变速马达502a至502f和角度固定的叶片，其中变速马达502a至502f是同轴的并且叶片面向外部。每对同轴马达(502a和502f、502b和502e以及502c和502d)被描绘为分别位于涵道504a、504b、504c内，并且示出了相对于尾梁位于内侧的三对马达。本领域技术人员应当认识到的是，在反扭矩矩阵110具有6、9、12或其他对数的马达的情况下，端视图在该形式中仅允许示出最靠近的马达(502a至502f)，然而，还可以从这些马达的前方发现其他成对的马达和涵道。
图5B是在该形式中描绘为位于尾梁108上的反扭矩矩阵110的后端视图，其中在尾梁108的端部处可以包括反扭矩矩阵110，反扭矩矩阵110包括被示出为从反扭矩矩阵110的塔杆506延伸的两组平行的变速马达502a至502f和角度固定的叶片，其中变速马达502a至502f是同轴的并且叶片面向外部。每对同轴马达(502a和502f、502b和502e以及502c和502d)被描绘为分别位于涵道504a、504b、504c内，并且示出了三对马达。本领域技术人员应当认识到的是，在反扭矩矩阵110具有6、9、12或其他对数的马达的情况下，端视图在该形式中仅允许示出最靠近的马达(502a至502f)，然而，还可以从这些马达的前方发现其他成对的马达和涵道。
图6A和图6B示出了与图5A和图5B相同的构型，但是在该构型中，马达602a至602f连接至枢转机构612。枢转机构612可以是电动的、机械的、或者甚至可以是钟形曲柄系统并且可以包括连接至钟形曲柄系统的滑轮线缆系统。在图6A和图6B中所示的构型中，反扭矩矩阵110的后部在尾部旋翼的后部中——比如在塔杆606处——配装有向后的凹槽或开口，以向旋翼飞行器增加推力。枢转机构可以由直升机100的操作者控制，以在直升机操作的第一模式期间使反扭矩矩阵110定向成与直升机100的尾梁108大致在同一平面内，并且在直升机操作的与第一模式不同的第二模式期间使反扭矩矩阵110定向成明显偏离直升机100的尾梁108的平面。在电传飞行配置中，枢转机构可由飞行控制计算机中的逻辑控制，该逻辑计算反扭矩矩阵110在至第一操作模式以及从第一操作模式转换至第二操作模式的过渡期间的位置，并且用于独立地控制各个风扇速度，以定位矩阵，从而获得最佳推力角度以及最佳推力大小。
图7示出了用于对包括呈矩阵模式的变速马达和角度固定的叶片的直升机的旋转进行控制的控制逻辑700的流程图。在步骤702中，例如飞行控制计算机中的控制逻辑700接收来自例如旋转传感器的直升机的旋转测量。在步骤704中，控制逻辑700改变一个或更多个变速马达的速度，以将扭矩或反扭矩增大至期望的旋转，而该期望的旋转可以包括不旋转。控制逻辑700可以包括根据马达的尺寸、桨距固定的叶片的尺寸或矩阵中的位置来查找变速马达中的每个变速马达的已知列表或估算的扭矩计算结果或公式。变速马达在矩阵中的位置将显著影响变速马达对直升机旋转的单独影响。例如，假设所有的变速马达和桨距固定的叶片都具有相同的尺寸和相同的动力，那么处于最后方位置的变速马达和桨距固定的叶片对扭矩影响最大，而在假设相同速度的情况下，位于其他马达前面的变速马达和桨距固定的叶片将具有较小的总体扭矩。因此，控制逻辑700可以查找针对每个单独马达(或如果同轴的话为成对的马达)的扭矩的估算影响或测量影响，并且然后增大或减小速度以调节直升机的旋转。在步骤706中，控制逻辑700接收来自旋转传感器的反映实际的直升机旋转的数据；以及在步骤708中，将直升机的估算的旋转或计算的旋转与实际旋转进行比较，并且然后可以调节马达速度以改变一个或更多个变速马达和桨距固定的叶片的速度，从而控制旋转，如果有的话。
图8示出了与以第一矩阵布置或者以第一矩阵和第二矩阵布置的多个变速马达一起使用的旋转控制系统800。控制逻辑802连接至旋转传感器804。控制逻辑802还连接并控制作为反扭矩模块808的一部分的一个或更多个桨距固定叶片的变速马达810a至810i的速度。控制逻辑802还连接至列表806，该列表806包括针对一个或更多个桨距固定叶片的变速马达810a至810i中的每个桨距固定叶片的变速马达的计算扭矩与速度。控制逻辑802查询马达的估算扭矩，以基于使用者的用于整个直升机旋转的输入来调节马达的速度(如果有的话)，然后测量实际旋转，并且最终调节一个或更多个固定桨距叶片的变速马达810a至810i在飞行操作期间的速度和扭矩。
图9示出了根据本发明的一个示例实施方式的可以与机械旋翼制动系统(未描绘)配合工作的旋翼制动控制系统900。在图9的示例中，旋翼制动控制系统900包括关于旋翼的旋转状态、尾部旋翼中的马达的状态、旋翼和马达的相对速度和推力、以及旋翼飞行器相对于地面的位置和姿态的状态的来自旋翼的输入902、来自尾部旋翼的输入904以及来自旋翼飞行器的输入906。这些输入由旋翼速度传感器908、电分布式反扭矩马达速度传感器910和偏航率传感器912来测量。来自传感器(908、910、912)的输出被用来控制对连接至主变速箱或传动装置914的发电机施加的机械载荷，其中通过增加发电机的需要来使旋翼减速，其中发电机产生必须经由发电机载荷控制器916放出的更多的电能。所有这些各种传感器和控制器都可以连接至主飞行控制计算机918或者其他计算机或处理器。在用于增大来自发电机的电载荷的交换中，发电机进而有助于使主旋翼变速箱减速，这继而使主旋翼减速。本发明在机械旋翼制动器接合之前降低了旋翼的速度，因此减少了旋翼制动器的磨损。通过减小旋翼制动器上的机械载荷，旋翼制动器例如可以在尺寸和重量上减小、具有更长的使用寿命、受到的加热减少(因此需要更少的时间来冷却，从而增加了飞行周转时间)。
发电机载荷在控制器916处的增加将发电机电连接至需要电能并有助于在旋翼减速期间消耗主旋翼的机械能从而增大供主旋翼的旋转减小的速度的一个或更多个系统。可以用来放出由发电机产生的电力的动力系统的非限制性示例包括：无线电感器920(其可以位于旋翼飞行器上或地面上)、除冰毯922、电分布式反扭矩系统924、机载电池926、机械存储器928(比如弹簧或线卷)、液压存储贮存器930、散热器932、或者甚至连接至旋翼飞行器的位于地面上的电池934。
转到电分布式反转矩系统924，电分布式反转矩系统924的电动马达通常将操作成使尾梁上的任何侧向载荷最小化或消除尾梁上的任何侧向载荷。具体而言，可以改变马达的速度和/或尾部旋翼叶片的桨距，以增大在大致相反的方向上的横向推力(考虑到在飞行操作期间对反扭矩推力的常规需要)。一旦旋翼飞行器位于地面上，就可以通过使用尾部旋翼中的以相反方向操作的两个或更多个电动马达来使尾部旋翼上的任何显著的侧向载荷最小化或者消除尾部旋翼上的任何显著的侧向载荷以放出电力。本发明考虑一些侧向载荷是可能的，然而，应当控制任何侧向载荷以及/或者使任何侧向载荷最小化，以不影响尾梁的机械完整性。
已经描述了许多实现形式。然而，应当理解的是，在不脱离本公开的精神和范围的情况下，可以进行各种修改。在一些实现形式中，叶片桨距固定或可变的电动马达模块可以通过飞行员输入与航空器的操作状态(例如，悬停、转捩或前进飞行)相结合来控制。在旋翼飞行器使用某种形式的电传飞行控制系统或光传飞行控制系统操作的实现形式中，叶片桨距固定或可变的电动马达模块操作可以通过计算机系统来控制，该计算机控制系统又可以从飞行员的输入等获得指示。
本说明书中提到的所有出版物和专利申请都指示了本发明所属领域技术人员的技术水平。所有出版物和专利申请通过引用并入本文，如同每个单独的出版物或专利申请具体且单独地指明通过引用并入那样。
当与权利要求和/或说明书中的术语“包括”结合使用时，使用词语“一”或“一个”可以表示“一个”，但是词语“一”或“一个”还与“一个或更多个”、“至少一个”和“一个或多于一个”的含义一致。在权利要求中使用术语“或”用于表示“和/或”，除非明确指出仅指代替代性方案或替代性方案是相互排斥的，但是该公开内容支持仅指代替代性方案和“和/或”的限定。贯穿本申请，术语“约”用于指示数值包括用来确定该数值的装置、方法的固有误差变化或研究物体之间存在的变化。
如在本说明书和权利要求中所使用的，词语“包括(comprising)”、“具有(having)”、“包含(including)”或者“含有(containing)”指内含性的或者开放式的，并且不排除额外的、未叙述的元件或方法步骤。在本文中提供的任何结构和方法的实施方式中，“包括(comprising)”可以用“基本上由...组成”或“由...组成”代替。如本文中所使用的，短语“基本上由...组成”需要指定的整体或步骤以及不会在实质上影响要求保护的发明的特征或功能的整体或步骤。如本文中所使用的，术语“组成”用于仅指示所叙述的整体(例如，特征、元件、特性、属性，方法/过程步骤或限制)或整体组(例如，特征、元件、特性、属性，方法/过程步骤或限制)的存在。
本文中所使用的术语“或其组合”是指术语前面列举的项目的所有排列和组合。例如，“A、B、C或其组合”意在包括A、B、C、AB、AC、BC或ABC中的至少一者，并且如果顺序在特定上下文中比较重要，则意在还包括BA、CA、CB、CBA、BCA、ACB、BAC或CAB。继续该示例，明确地包括的是包含一个或更多个项目或术语重复的组合，比如BB、AAA、AB、BBC、AAABCCCC、CBBAAA、CABABB等。本领域技术人员应当理解的是，除非从上下文中显而易见，否则通常不存在对任何组合中的项目或术语的数量的限制。
如本文中所使用的，近似的词语比如但不限于“约”、“基本”或“基本上”是指这样的情况：当这样的修饰被理解为不一定是绝对的或完美的，但对于本领域技术人员来说将被认为是足够接近的，以确保表明存在该情况。描述可能变化的程度将取决于可以进行多大的改变，并且本领域技术人员仍然认识到修改特征仍然具有未修改特征的所需特性和能力。通常，但是在前面的讨论的前提下，本文中由诸如“约”之类的近似词语修饰的数值可以从所述数值变化至少±1％、±2％、±3％、±4％、±5％、±6％、±7％、±10％、±12％或±15％。
根据本公开，本文中公开和要求保护的所有结构和/或方法可以在没有过多的实验的情况下制备和执行。尽管已经根据优选实施方式描述了本发明的结构和方法，但是对于本领域技术人员而言显而易见的是，在不脱离本发明的概念、精神和范围的情况下，可以对本文中所述的结构和/或方法以及方法的步骤或步骤顺序进行变型。对于本领域技术人员显而易见的所有这样的类似替代和修改被认为在由所附权利要求限定的本发明的精神、范围和概念内。

Claims (35)

1.一种用于旋翼飞行器的主旋翼的旋翼制动系统，所述旋翼制动系统包括：
一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱，其中，所述主旋翼变速箱连接至所述主旋翼；以及
电分布式反扭矩系统，所述电分布式反扭矩系统安装在所述旋翼飞行器的尾梁上并且电连接至所述一个或更多个发电机，其中，所述电分布式反扭矩系统包括连接至一个或更多个叶片的两个或更多个电动马达；
其中，通过利用所述一个或更多个发电机对所述主旋翼变速箱施加驱动载荷以将来自所述主旋翼的机械能转换成电能来使所述主旋翼的旋转减速，并且其中，通过使用所述电分布式反扭矩系统产生方向相反的推力来使所述电能消散。
2.根据权利要求1所述的系统，还包括飞行控制计算机，所述飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生的并被引导至所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的电能的量，以产生使所述尾梁上的侧向载荷最小化或者消除所述尾梁上的侧向载荷的方向相反的推力。
3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述两个或更多个电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。
4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述电分布式反扭矩系统被进一步限定为包括2个、3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个电动马达。
5.根据权利要求1所述的系统，其中，所述两个或更多个电动马达进行下述各项中的至少一项：独立地启动或关闭、成组地启动或关闭、成对地启动或关闭、以脉冲的方式启动或关闭、或者每个马达均能够独立地操作以使推力指向相同或不同的方向，其中，由所述两个或更多个电动马达产生的总推力不会在所述尾梁上提供显著的侧向载荷。
6.根据权利要求1所述的系统，其中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器、对所述旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者电能的感应式传递。
7.根据权利要求1所述的系统，其中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。
8.根据权利要求1所述的系统，其中，所述两个或更多个电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个电动马达单独地位于涵道中，或者所述叶片以及所述两个或更多个电动马达位于允许所述两个或更多个电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化并且使所述尾梁上的侧向载荷最小化或消除所述尾梁上的侧向载荷的枢轴上。
9.根据权利要求1所述的系统，还包括飞行控制计算机中的用于进行下述各项中的至少一项的控制逻辑：计算由所述电分布式反扭矩系统产生的总扭矩，在应用机械旋翼制动器之前减小或消除所述主旋翼的扭矩并降低所述主旋翼的速度。
10.根据权利要求1所述的系统，其中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
11.一种用于旋翼飞行器的旋翼的旋翼制动系统，所述旋翼制动系统包括：
一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱；
电分布式反扭矩系统，所述电分布式反扭矩系统安装在所述旋翼飞行器的尾梁上，并且所述电分布式反扭矩系统包括连接至所述一个或更多个发电机的两个或更多个变速电动马达，其中，所述两个或更多个变速电动马达连接至一个或更多个叶片，从而提供反扭矩推力；以及
其中，通过利用所述一个或更多个发电机对所述主旋翼变速箱施加驱动载荷以经由所述两个或更多个变速电动马达将来自旋翼的机械能转换成电能来使所述旋翼的旋转减速，其中，所述两个或更多个变速电动马达中的各个变速电动马达产生方向相反的推力；以及
机械旋翼制动器。
12.根据权利要求11所述的系统，还包括飞行控制计算机，所述飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生的并被引导至所述两个或更多个变速电动马达的电能，以使所述尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除所述尾梁上的侧向载荷。
13.根据权利要求11所述的系统，还包括飞行控制计算机中的控制下述各项中的至少一项以使所述尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除所述尾梁上的侧向载荷的逻辑：所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的速度、方向、或者速度和方向两者。
14.根据权利要求11所述的系统，其中，所述两个或更多个变速电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。
15.根据权利要求11所述的系统，其中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对所述旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者感应式传递。
16.根据权利要求11所述的系统，其中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。
17.根据权利要求11所述的系统，其中，所述两个或更多个变速电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个变速电动马达单独地位于涵道中，或者所述叶片和所述两个或更多个变速电动马达中的每一者位于允许所述两个或更多个变速电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化的枢轴上。
18.根据权利要求11所述的系统，还包括飞行控制计算机中的用于进行下述各项中的至少一项的控制逻辑：计算由所述两个或更多个变速电动马达产生的总扭矩，减小或消除所述主旋翼的扭矩并降低所述主旋翼的速度。
19.根据权利要求11所述的系统，其中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
20.一种操作用于直升机的旋翼制动系统的方法，所述方法包括：
设置一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱传动装置；
连接安装在所述直升机的尾梁上的两个或更多个变速电动马达，其中，所述两个或更多个变速马达中的每个变速马达均连接至一个或更多个叶片以提供反扭矩推力；
通过利用所述一个或更多个发电机对所述主旋翼变速箱施加驱动载荷以将来自所述旋翼的机械能转换成电能来使所述旋翼的旋转减速；以及
使用由所述一个或更多个发电机产生的电能来使至少两个变速电动马达运转以产生方向相反的推力，其中，所述旋翼的旋转在接合机械旋翼制动器之前被减速。
21.根据权利要求20所述的方法，还包括设置飞行控制计算机，所述飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生的并被引导至所述两个或更多个变速电动马达的电能，以使所述尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除所述尾梁上的侧向载荷。
22.根据权利要求20所述的方法，还包括飞行控制计算机中的用于控制下述各项中的至少一项以使所述尾梁上的侧向载荷最小化、减小或消除所述尾梁上的侧向载荷的逻辑：所述两个或更多个电动马达中的每个电动马达的速度、方向、或者速度和方向两者。
23.根据权利要求20所述的方法，其中，所述两个或更多个变速电动马达是下述各项中的至少一项：自换向马达、外部换向马达、有刷马达、无刷马达、线性马达、AC/DC同步马达、电子换向马达、机械换向器式马达(AC或DC)、异步马达(AC或DC)、扁平型马达、三相马达、感应马达、电激励DC马达、永磁DC马达、开关磁阻马达、内部永磁同步马达、永磁同步马达、表面永磁同步马达、鼠笼式感应马达、开关磁阻马达、同步磁阻马达、变频驱动马达、绕线转子感应马达、无铁或无芯转子马达、或绕线转子同步马达。
24.根据权利要求20所述的方法，其中，所述两个或更多个变速电动马达还包括1个、2个、3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个额外的电动马达。
25.根据权利要求20所述的方法，其中，所述两个或更多个变速电动马达能够进行下述各项中的至少一项：独立地启动或关闭、成组地启动或关闭、成对地启动或关闭、或者每个马达均能够独立地操作以使推力指向相同或不同的方向，进而产生不会在所述尾梁上形成显著的侧向载荷的总推力。
26.根据权利要求20所述的方法，其中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对所述旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者感应式传递。
27.根据权利要求20所述的方法，其中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。
28.根据权利要求20所述的方法，其中，所述两个或更多个变速电动马达具有不同的尺寸，多个叶片具有不同的尺寸，所述两个或更多个变速电动马达单独地位于涵道中，或者所述叶片和所述两个或更多个变速电动马达中的每一者位于允许各个固定桨距叶片和所述变速电动马达旋转以使任何方向上的载荷最小化的枢轴上。
29.根据权利要求20所述的方法，还包括：连接飞行控制计算机中的控制逻辑以：计算由所述两个或更多个变速电动马达产生的总扭矩、减小或消除所述主旋翼的扭矩并降低所述主旋翼的速度。
30.根据权利要求20所述的方法，其中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
31.一种直升机，包括：
机身、位于所述机身中的发动机、连接至所述发动机的传动装置、以及连接至所述传动装置的主旋翼；
一个或更多个发电机，所述一个或更多个发电机连接至主旋翼变速箱；
电分布式反扭矩系统，所述电分布式反扭矩系统安装在旋翼飞行器的尾梁上，并且所述电分布式反扭矩系统包括连接至所述一个或更多个发电机的两个或更多个电动马达，其中，所述两个或更多个电动马达连接至一个或更多个叶片；以及
其中，通过利用所述一个或更多个发电机对所述主旋翼变速箱施加驱动载荷以经由所述电分布式反扭矩系统将来自旋翼的机械能转换成电能来使所述旋翼的旋转减速，所述电分布式反扭矩系统产生方向相反的推力；以及
机械旋翼制动器。
32.根据权利要求31所述的直升机，还包括设置飞行控制计算机，所述飞行控制计算机控制由所述一个或更多个发电机产生的并被引导至所述两个或更多个电动马达的电能，以使所述尾梁上的侧向载荷最小化。
33.根据权利要求31所述的直升机，其中，额外的电能通过下述各项中的至少一项而从所述一个或更多个发电机放出：同时操作空调和加热器两者、对所述旋翼飞行器上或地面上的电池进行充电、或者电能的感应式传递。
34.根据权利要求31所述的直升机，其中，额外的电能通过经由散热器、除冰毯将电能转换成热、对贮存器中的气体或液体进行压缩而从所述一个或更多个发电机放出。
35.根据权利要求31所述的直升机，其中，所述一个或更多个叶片是固定桨距叶片、可变桨距叶片或其组合。
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