CN111137445A - 用于频域旋翼模式分解的系统和方法 - Google Patents

用于频域旋翼模式分解的系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111137445A
CN111137445A CN201910598999.7A CN201910598999A CN111137445A CN 111137445 A CN111137445 A CN 111137445A CN 201910598999 A CN201910598999 A CN 201910598999A CN 111137445 A CN111137445 A CN 111137445A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pattern
data
mode
decomposed
sensor data
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201910598999.7A
Other languages
English (en)
Inventor
马修·亨德里克斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beldersloan
Bell Textron Rhode Island Inc
Original Assignee
Beldersloan
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beldersloan filed Critical Beldersloan
Publication of CN111137445A publication Critical patent/CN111137445A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/51—Damping of blade movements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/008—Rotors tracking or balancing devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/68—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades using electrical energy, e.g. having electrical power amplification
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/14—Fourier, Walsh or analogous domain transformations, e.g. Laplace, Hilbert, Karhunen-Loeve, transforms
    • G06F17/141—Discrete Fourier transforms
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/14—Fourier, Walsh or analogous domain transformations, e.g. Laplace, Hilbert, Karhunen-Loeve, transforms
    • G06F17/141—Discrete Fourier transforms
    • G06F17/142—Fast Fourier transforms, e.g. using a Cooley-Tukey type algorithm
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/16—Matrix or vector computation, e.g. matrix-matrix or matrix-vector multiplication, matrix factorization
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/004—Vibration damping devices using actuators, e.g. active systems

Abstract

本发明提供了用于频域旋翼模式分解的系统和方法。用于向飞行器提供控制输入调整的系统包括：一个或更多个模式传感器，其设置在飞行器上；模式分析系统，该模式分析系统能够操作以从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，并且能够操作以将模式传感器数据分解为与关联于一个或更多个模式传感器的飞行器的结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及飞行控制计算机FCC，其设置在飞行器上并且连接至一个或更多个致动器，该FCC能够操作以根据经分解的模式数据与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向一个或更多个致动器提供控制信号。

Description

用于频域旋翼模式分解的系统和方法
技术领域
本发明总体上涉及用于控制旋翼飞行器的系统和方法，并且在特定实施方式中，涉及用于分析传感器数据、将传感器数据分解为振动模式数据以及根据该振动模式数据来控制旋翼飞行器的系统和方法。
背景技术
旋翼飞行器可以包括一个或更多个旋翼系统，所述一个或更多个旋翼系统包括一个或更多个主旋翼系统。主旋翼系统产生气动升力以支持飞行中的旋翼飞行器的重量，并且在向前飞行时产生推力以使旋翼飞行器运动。旋翼飞行器旋翼系统的另一示例是尾旋翼系统。尾旋翼系统可以在与主旋翼系统的旋转方向相同的方向上产生推力，以对抗由主旋翼系统产生的扭矩效应。为了旋翼飞行器平稳且有效的飞行，飞行员平衡发动机动力、主旋翼总距推力、主旋翼周期距推力和尾旋翼推力，并且控制系统可以辅助飞行员稳定旋翼飞行器并且减少飞行员工作负担。用于发动机、变速器、驱动系统、旋翼等的系统对于旋翼飞行器在飞行中的安全操作而言是至关重要的。系统的元件在与预期性能的小偏差可以极大地影响飞行特性的速度下运行，并且应当被密切监视以确保安全和优化的旋翼飞行器运行。
发明内容
一种用于向飞行器提供控制输入调整的实施方式系统包括：一个或更多个模式传感器，其设置在飞行器上；模式分析系统，该模式分析系统能够操作以从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，并且能够操作以将模式传感器数据分解为与关联于一个或更多个模式传感器的飞行器的结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及飞行控制计算机FCC，其设置在飞行器上并且连接至一个或更多个致动器，FCC能够操作以根据经分解的模式数据与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向一个或更多个致动器提供控制信号。
一种实施方式模式分析系统包括处理器和非暂态计算机可读存储介质，该非暂态计算机可读存储介质存储要由处理器执行的程序。该程序包括用于以下操作的指令：从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，该模式传感器数据指示与一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；将模式传感器数据分解为与结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及向设置在旋翼飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与经分解的模式数据相关联的结果数据。
一种用于控制飞行器的实施方式方法包括：从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，该模式传感器数据指示与一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；将模式传感器数据分解为与结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；向设置在飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与经分解的模式数据相关联的结果数据；以及通过FCC根据经分解的模式数据与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向一个或更多个致动器提供控制信号。
附图说明
为了更完整地理解本发明及其优点，现在参照结合附图进行的以下描述，在附图中：
图1示出了根据一些实施方式的旋翼飞行器；
图2示出了根据一些实施方式的用于旋翼飞行器的电传飞行控制系统；
图3A示出了根据一些实施方式的具有超前滞后阻尼器的旋翼头组件的一部分；
图3B是示出根据一些实施方式的将旋翼模式传感器数据分解为一阶模式的一组图；
图4A示出了根据一些实施方式的模式分解系统中的模式传感器在旋翼飞行器上的放置；
图4B是示出根据一些实施方式的将线性模式传感器数据分解为一阶模式的一组图；
图5是示出根据一些实施方式的频率模式分解过程的流程图；
图6是示出根据一些实施方式的实时频率模式分解过程601的流程图；
图7是示出下面示出了根据一些实施方式的在测试激励期间每个桨叶的阻尼器响应数据的图；
图8A是示出根据一些实施方式的使用离线算法生成的模式数据的图；
图8B是示出根据一些实施方式的使用实时算法生成的模式数据的图；
图8C是示出根据一些实施方式的使用具有频率缩放的离线算法生成的模式数据的图；
图9是示出根据一些实施方式的旋翼飞行器的机载模式分解和补偿系统的图；
图10是示出根据一些实施方式的用于旋翼飞行器的远程模式分解和补偿系统的图；
图11示出了根据一些实施方式的用于实现模式分解过程的计算机系统；以及
图12是示出根据一些实施方式的用于根据模式与飞行参数之间的关联来确定模式并且控制旋翼飞行器的方法的流程图。
具体实施方式
下面描述本公开内容的系统和方法的说明性实施方式。为清楚起见，可能未在本说明书中描述实际实现方式的所有特征。当然，要理解，在任何这样的实际实施方式的开发中，可以做出许多特定于实现方式的决策以实现开发者的特定目标，例如符合系统相关和商业相关的约束，这将随实现方式的不同而不同。此外，应理解，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开内容的本领域普通技术人员而言仍然是日常任务。
在本文中，在描绘附图中的设备时，可以提及各个部件之间的空间关系以及部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开内容之后将会认识到的，本文所描述的设备、构件、装置等可以以任何期望的取向来定位。因此，使用诸如“在......上方”、“在......下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向，因为本文中描述的设备可以以任何期望的方向定向。
越来越多地使用旋翼飞行器，特别是用于商业应用和工业应用，已经致使更大更复杂的旋翼飞行器的发展。然而，随着旋翼飞行器变得越来越大且越来越复杂，飞行旋翼飞行器与固定翼飞行器之间的差异也越来越明显。由于旋翼飞行器使用一个或更多个主旋翼来同时提供升力、控制姿态、控制海拔高度并且提供横向或位置移动，因此不同的飞行参数和控制彼此紧密地耦合，这是因为主旋翼的空气动力特性影响每个控制和运动轴。例如，旋翼飞行器在巡航速度或高速下的飞行特性可能与在悬停时或相对低速度下的飞行特性显著不同。另外，对于主旋翼上的不同轴的不同飞行控制输入，例如周期距(cyclic)输入或总距(collective)输入，影响旋翼飞行器的其他飞行控制或飞行特性。例如，使旋翼飞行器的机头向前俯仰来增加向前速度通常将导致旋翼飞行器海拔高度降低。在这种情况下，可以增加总距来保持水平飞行，但是总距的增加需要在主旋翼处的动力增加，这又需要来自尾旋翼的额外的反扭矩力。这与固定翼系统形成对比，在固定翼系统中，控制输入不太密切地彼此关联并且不同速度状态下的飞行特性更为密切地彼此相关。
近来，在旋翼飞行器中引入了电传飞行(fly-by-wire，FBW)系统，以在稳定地驾驶旋翼飞行器时辅助飞行员并且减轻飞行员的工作负担。FBW系统在不同飞行状态下可以针对周期距控制输入、踏板控制输入或总距控制输入来提供不同的控制特性或响应，并且可以通过将物理飞行特性解耦来提供稳定性辅助或增强，使得飞行员免于需要针对发给旋翼飞行器的一些飞行命令进行补偿。FBW系统可以在设置在飞行员控制装置与飞行控制系统之间的一个或更多个飞行控制计算机(FCC)中实现，从而向飞行控制装置提供校正，这帮助更有效地操作旋翼飞行器或使旋翼飞行器进入稳定飞行模式同时仍使得飞行员能够对FBW控制输入进行超控。例如，旋翼飞行器中的FBW系统可以自动地调整发动机输出的动力以匹配总距控制输入、在周期距控制输入期间施加总距或动力校正、提供一个或更多个飞行控制过程的自动化、提供默认或建议的控制定位等。
本文公开了用于分解传感器数据以将多个测量的输入变换为不同模式响应的系统和方法，其中，FBW系统使用模式响应来调整自动飞行过程或控制输入。结构元件的振荡信号可以被分解为组成模式以确定例如旋翼模式、机身模式等的结构模式，使得可以对响应进行推断，并且根据与旋翼飞行器参数相关的模式或由FBW系统所推断的响应、FBW或模式分析系统实施的控制法则来控制旋翼飞行器。因此，可以调整或控制旋翼飞行器参数以例如减少振动或提高稳定性。本文公开的感测和模式分解系统的实施方式允许具有比简单的一阶平面内旋翼模式更高的阶数的分析模式和非旋转模式。可以计算更高阶模式，但是在一些实施方式中，更高阶模式可能需要比一阶模式分解更多的测量。
模式分析系统提供感测和使得能够将测量的响应分解为基本模式的模式分解。该分解可以应用于旋翼模式或其他结构模式的分解。模式分解系统中使用的算法在遥测流中提供快速且准确的模式分解，以及可以进一步提高对旋翼响应的认知和理解的频率缩放，从而提高整体测试和操作安全性。
在可能给定旋翼中的桨叶数量的边界条件的情况下，可以针对单个桨叶(例如，Myklestad)计算旋翼模式(例如，总距、周期距等)。在周期距旋翼固有频率处，存在重复根。此外，5桨叶旋翼将具有重复的剪刀根。例如，5桨叶旋翼将具有五个平面内一阶模式，包括一个总距模式、两个周期距模式和两个剪刀模式，其中周期距模式和剪刀模式在旋转系统中是重复根。模式分析系统提供的分解方法使得能够基于桨叶定相甚至对于相同的频率来分离模式。
另外，分解方法可以应用于非传统控制系统，例如旋转系统控制或单桨叶控制。因此，在一些实施方式中，该系统可以应用于旋转系统，例如用于主旋翼桨叶或尾旋翼桨叶，并且如果在旋转系统中进行测量并且在固定系统下进行控制输入，则可以测量桨叶方位角位置。类似地，如果在固定系统中进行测量并且在旋转系统中进行控制输入，则可以进行桨叶方位角测量。另外，如果测量和控制输入都在相同的固定系统或旋转系统中进行，则可以省略桨叶方位角测量。因此，在一些实施方式中，模式分解可以应用于除了平面内旋翼模式以外的系统，例如固定系统、非平面旋转系统或除旋翼以外的旋转系统。
图1示出了根据一些实施方式的旋翼飞行器101。旋翼飞行器101具有主旋翼系统103，该主旋翼系统103包括多个主旋翼桨叶105。每个主旋翼桨叶105的俯仰角可以由斜盘107控制，以选择性地控制旋翼飞行器101的姿态、海拔高度和运动。可以使用斜盘107来总体地和/或周期性地改变主旋翼桨叶105的俯仰角。旋翼飞行器101还具有反扭矩系统，该反扭矩系统可以包括尾旋翼109、无尾旋翼(NOTAR)或双主旋翼系统。在具有尾旋翼109的旋翼飞行器中，每个尾旋翼桨叶111的俯仰角被总体地改变，以改变反扭矩系统的推力，从而提供对旋翼飞行器101的方向控制。尾旋翼桨叶111的俯仰角由一个或更多个尾旋翼致动器改变。在一些实施方式中，FBW系统向尾旋翼致动器或主旋翼致动器发送电信号以控制旋翼飞行器的飞行。
由发动机115向主旋翼系统103和反扭矩系统提供动力。可以存在一个或更多个发动机115，所述一个或更多个发动机115可以根据来自FBW系统的信号来控制。发动机115的输出被提供至驱动轴117，该驱动轴117分别通过主旋翼传动装置119和尾旋翼传动装置机械地且在操作上耦接至旋翼系统103和反扭矩系统。
旋翼飞行器101还包括机身125和尾部123。尾部123可以具有其他飞行控制设备，例如水平或垂直稳定器、舵、升降舵或用于控制或稳定旋翼飞行器101的飞行的其他控制或稳定面。机身125包括驾驶舱127，驾驶舱127包括显示器、控制装置和仪表。应理解，虽然旋翼飞行器101被描绘为具有某些示出的特征，但是旋翼飞行器101可以具有各种特定于实现方式的配置。例如，在一些实施方式中，如所示出的，驾驶舱127被配置成容纳飞行员或者飞行员和副飞行员。然而，还设想，可以远程操作旋翼飞行器101，在这种情况下，驾驶舱127可以被配置为全功能驾驶舱以容纳飞行员(并且可能还有副飞行员)以提供更大的使用灵活性，或者可以被配置成具有有限功能的驾驶舱(例如，仅容纳一个人的驾驶舱，这一个人将充当正在操作的飞行员，但也许还具有远程副飞行员，或者在正在远程执行主驾驶功能的情况下这一个人将充当副飞行员或后备飞行员)。在其他设想的实施方式中，旋翼飞行器101可以被配置为无人机，在这种情况下，可以完全取消驾驶舱127以节省空间和成本。
图2示出了根据一些实施方式的用于旋翼飞行器的电传飞行控制系统201。飞行员可以操纵一个或更多个飞行员飞行控制装置以控制旋翼飞行器的飞行。飞行员飞行控制装置可以包括手动控制装置，例如周期距控制组件217中的周期距杆231、总距控制组件219中的总距杆233以及踏板控制组件221中的踏板239。由飞行员向飞行员飞行控制装置提供的输入可以通过飞行控制系统201以机械方式和/或电子方式(例如，经由FBW飞行控制系统)发送至飞行控制设备。飞行控制设备可以表示能够操作以改变旋翼飞行器的飞行特性的设备。作为示例，旋翼飞行器上的飞行控制设备可以包括能够操作以改变主旋翼桨叶105和尾旋翼桨叶111的位置或迎角或者改变发动机115的动力输出的机械和/或电气系统。飞行控制设备包括诸如斜盘107、尾旋翼致动器113的系统以及能够操作以控制发动机115的系统。飞行控制系统201可以独立于机组人员来调整飞行控制设备，以使旋翼飞行器稳定、减少机组人员的工作负担等。飞行控制系统201包括发动机控制计算机(ECCU)203、飞行控制计算机(FCC)205和飞行器传感器207，它们共同调整飞行控制设备，并在操作期间监视旋翼飞行器。
飞行控制系统201具有一个或更多个FCC 205。在一些实施方式中，提供多个FCC205以用于冗余。FCC 205内的一个或更多个模块可以部分地或全部地体现为用于执行本文描述的任何功能的软件和/或硬件。在飞行控制系统201是FBW飞行控制系统的实施方式中，FCC 205可以分析飞行员输入并且向ECCU 203、尾旋翼致动器113和/或用于斜盘107的致动器发送相应的命令。此外，FCC 205被配置成并且通过与每个飞行员飞行控制装置相关联的传感器来接收来自飞行员控制装置的输入命令。通过测量飞行员控制装置的位置来接收输入命令。FCC 205还对飞行员控制装置的触觉提示进行控制，或者在例如仪表板241上的仪表中显示信息。
ECCU 203控制发动机115。例如，ECCU 203可以改变发动机115的输出动力以控制主旋翼桨叶或尾旋翼桨叶的旋转速度。ECCU 203可以根据来自FCC 205的命令来控制发动机115的输出动力，或者可以基于反馈例如主旋翼桨叶的测量的每分钟转数(RPM)来控制发动机115的输出动力。
周期距控制组件217连接至周期距配平组件229，周期距配平组件229具有一个或更多个周期距位置传感器211、一个或更多个周期距止动传感器235以及一个或更多个周期距致动器或周期距配平马达209。周期距位置传感器211测量周期距杆231的位置。在一些实施方式中，周期距杆231是沿两个轴移动并且允许飞行员控制俯仰角和滚转角的单个控制杆，俯仰角是旋翼飞行器的机头的垂直角度，滚转角是旋翼飞行器的侧向角度。在一些实施方式中，周期距控制组件217具有分别测量滚转角和俯仰角的单独的周期距位置传感器211。用于检测滚转角和俯仰角的周期距位置传感器211分别生成滚转信号和俯仰信号(有时分别被称为周期距经度信号和周期距纬度信号)，滚转信号和俯仰信号被发送至FCC205，FCC 205控制斜盘107、发动机115、尾旋翼109或相关的飞行控制设备。
周期距配平马达209连接至FCC 205，并且从FCC 205接收信号以使周期距杆231移动。在一些实施方式中，FCC 205根据总距杆位置、踏板位置、旋翼飞行器的速度、高度和姿态、发动机RPM、发动机温度、主旋翼RPM、发动机扭矩或者其他旋翼飞行器系统状况或飞行状况中的一个或更多个或者根据由飞行员选择的预定功能来确定周期距杆231的建议周期距杆位置。建议周期距杆位置是由FCC 205确定以给出期望的周期距动作的位置。在一些实施方式中，FCC 205向周期距配平马达209发送指示建议周期距杆位置的建议周期距杆位置信号。虽然FCC 205可以命令周期距配平马达209将周期距杆231移动至特定位置(这又将相应地驱动与斜盘107相关联的致动器)，但是周期距位置传感器211检测由周期距配平马达206设置的或由飞行员输入的周期距杆231的实际位置，从而使得飞行员能够对建议周期距杆位置进行超控。周期距配平马达209连接至周期距杆231，使得在配平马达正在驱动周期距杆231的同时飞行员可以使周期距杆231移动，以对建议周期距杆位置进行超控。因此，在一些实施方式中，FCC 205从周期距位置传感器211接收指示实际周期距杆位置的信号，并且不依赖于建议周期距杆位置来命令斜盘107。
类似于周期距控制组件217，总距控制组件219连接至总距配平组件225，总距配平组件225具有一个或更多个总距位置传感器215、一个或更多个总距止动传感器237以及一个或更多个总距致动器或总距配平马达213。总距位置传感器215测量总距控制组件219中的总距杆233的位置。在一些实施方式中，总距杆233是沿着单个轴移动或者具有杠杆式动作的单个控制杆。总距位置传感器215检测总距杆233的位置，并且将总距位置信号发送至FCC 205，FCC 205根据总距位置信号来控制发动机115、斜盘致动动器或相关的飞行控制设备，以控制旋翼飞行器的垂直运动。在一些实施方式中，FCC 205可以向ECCU 203发送动力命令信号并且向主旋翼致动器或斜盘致动器发送总距命令信号，使得主桨叶的迎角总体升高或降低，并且发动机动力被设置为提供所需的动力以保持主旋翼RPM大致恒定。
总距配平马达213连接至FCC 205，并且从FCC 205接收信号以使总距杆233移动。类似于对建议周期距杆位置的确定，在一些实施方式中，FCC 205根据周期距杆位置、踏板位置、旋翼飞行器的速度、高度和姿态、发动机RPM、发动机温度、主旋翼RPM、发动机扭矩或者其他旋翼飞行器系统状况或飞行状况中的一个或更多个或者根据由飞行员选择的预定功能来确定总距杆233的建议总距杆位置。FCC 205生成建议总距杆位置，并且将相应的建议总距杆信号发送至总距配平马达213，以将总距杆233移动至特定位置。总距位置传感器215检测由总距配平马达213设置的或由飞行员输入的总距杆233的实际位置，从而使得飞行员能够对建议总距杆位置进行超控。
踏板控制组件221具有测量踏板控制组件221中的踏板或其他输入元件的位置的一个或更多个踏板传感器227。在一些实施方式中，踏板控制组件221不具有配平马达或致动器，并且可以具有在飞行员释放踏板时使踏板居中的机械返回元件。在其他实施方式中，踏板控制组件221具有根据来自FCC 205的信号将踏板驱动至建议踏板位置的一个或更多个配平马达。踏板传感器227检测踏板239的位置并将踏板位置信号发送至FCC205，FCC 205控制尾旋翼109以使旋翼飞行器偏航或绕垂直轴旋转。
周期距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期距杆231和总距杆233驱动至建议位置。周期距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期距杆231和总距杆233驱动至建议位置，但是该移动能力还可以用于向飞行员提供触觉提示。另外，周期距控制组件217、总距控制组件219和/或踏板控制组件221可以各自具有确定飞行员是否正在操纵特定控制设备的一个或更多个止动传感器。FCC 205可以基于特定杆或飞行员控制装置的止动状态来向一个或更多个飞行系统提供不同的默认控制或自动化命令。
飞行器传感器207可以与FCC 205通信，并且可以包括用于监视旋翼飞行器的操作的传感器、用于提供飞行员数据的传感器、用于提供操作数据的传感器等，并且可以包括测量各种旋翼飞行器系统、运行状况、飞行参数、环境状况等。例如，飞行器传感器207可以包括用于收集飞行数据的传感器，并且可以包括用于测量空速、海拔高度、姿态、位置、取向、温度、空速、竖直速度等的传感器。飞行器传感器207可以包括依赖于源自旋翼飞行器外部的数据或信号的传感器，如全球定位系统(GPS)传感器、甚高频(VHF)全向距离传感器、仪表着陆系统(ILS)等。飞行器传感器207还可以包括用于读取诸如振动、设备旋转速度、电气操作特性、流体流动等的操作数据的传感器。
在一些实施方式中，飞行器传感器207可以包括模式系统传感器，例如运动传感器，其可以包括位移传感器、加速度传感器、力传感器、振动传感器或另外的运动传感器，或者可以为应力传感器等。在一些实施方式中，FCC 205从诸如模式系统传感器的飞行系统201元件收集数据以供存储和稍后的下载、分析等。在其他实施方式中，模式系统传感器可以将数据传输至单独的或独立的模式监视系统，该模式监视系统被实现为与飞行控制系统201的其他元件通信但在操作上与飞行控制系统201的其他元件分离的独立系统。FCC 205可以存储来自一个或更多个飞行器部件的原始数据，并将原始数据提供至服务器以进行解读和分析。在其他实施方式中，FCC 205可以解读原始数据以确定用于分析或显示数据的服务器或其它系统的一个或更多个状况指示符或来自模式传感器数据的模式。在又一个实施方式中，FCC 205可以分析原始数据或状况指示符以确定飞行器传感器207的一个或多更个模式传感器集的模式，并且可以控制自动飞行过程以例如减少振动或提高飞行稳定性。FCC205还可以检测由模式传感器数据指示的趋势或问题，并且可以在仪表板241上、在专用显示器上通过听觉警告，在诸如飞行指引器显示器的另一显示器内通过触觉反馈系统等显示或指示解读的数据、警告、系统状态等。
图3A示出了根据一些实施方式的具有超前滞后阻尼器303的旋翼头组件301的一部分。超前滞后阻尼器303可以提供运动数据，例如旋翼桨叶305的位移数据。在旋翼头组件301的实施方式中，旋翼桨叶304通过柄311附接至轭313。旋翼桨叶305的超前或滞后是旋翼桨叶到轭313的附接点的向前或向后移动，而摆动是旋翼桨叶305相对于主旋翼毂的垂直运动。另外，偏转的周期距运动可以是在飞行期间旋翼桨叶305的俯仰。通过将主旋翼桨叶固定到主旋翼毂的铰链、联接器、轴承等促进偏摆和超前或滞后。在一些实施方式中，轴承309允许旋翼桨叶305偏摆或上下移动以及超前或滞后于旋翼毂。
旋翼桨叶305的运动可以通过模式传感器测量。模式传感器可以被配置成测量旋翼桨叶的超前或滞后、旋翼桨叶305的向上或向下偏摆、或旋翼桨叶305的俯仰、这些运动的组合或者一个或更多个其他旋翼桨叶特性。在一些实施方式中，单模式传感器可以设置在主旋翼毂上以测量单个旋翼桨叶305的不同运动。例如，模式传感器可以是测量诸如旋翼飞行器上的每个旋翼桨叶305的超前滞后阻尼器303的位移的运动的运动传感器。运动传感器或位移传感器可以通过测量超前滞后阻尼器303中的轴的延伸来测量旋翼桨叶305的偏摆、俯仰和超前或滞后。在一些实施方式中，超前滞后阻尼器303连接在轭313与控制旋翼桨叶305的变距摇臂307之间。旋翼桨叶305相对于轭313的运动受到轴承309限制，并且被超前滞后阻尼器303抑制，该超前滞后阻尼器303可以具有活塞，该活塞收缩延伸以抑制旋翼桨叶305的运动。模式传感器可以感测诸如超前滞后阻尼器303活塞的运动的位移或力或加速度，并将该运动作为桨叶测量数据报告给FCC或模式分析系统。每个旋翼桨叶与一个或更多个模式传感器相关联，并且模式传感器生成模式传感器数据，该模式传感器数据可以被分解为模式数据，该模式数据可以用于调整旋翼飞行器的飞行特性。
图3B是示出根据一些实施方式的将旋翼模式传感器数据分解为一阶模式359、363的一组图351。在这些图351中，操作的移动数据是桨叶位移数据。桨叶位移图353示出了桨叶测量数据355，并且示出了随时间的阻尼器位移，以指示单个旋翼桨叶的周期距模式传感器读数。桨叶测量数据355可以被分解为指示不同的一阶模式359、363的组成部分。例如，在一些实施方式中，桨叶测量数据355可以被分解为回退剪刀模式数据359和前进周期距模式数据363。回退剪刀模式图357示出了回退剪刀模式数据相对于时间的幅度，并且前进周期距模式图361示出了前进周期距模式数据363相对于时间的幅度。
图4A示出了根据一些实施方式的模式分解系统401中的模式传感器405在旋翼飞行器403上的放置。在一些实施方式中，模式分解可以用于确定在飞行期间旋翼飞行器主体的运动和模式。一个或更多个模式传感器405可以沿着例如旋翼飞行器403的中心线704设置，并且可以是被配置成测量运动的惯性传感器、诸如位移传感器的运动传感器、力传感器、加速度传感器、振动传感器等。沿旋翼飞行器的中心线407设置的多个模式传感器405可以生成允许确定旋翼飞行器403的主体的总偏转的线性模式传感器数据。
图4B是示出根据一些实施方式的将线性模式传感器数据453分解为一阶模式455、457的一组图451。在这些图451中，操作的运动数据是桨叶位移数据。桨叶位移图459示出了线性模式传感器数据453，并且示出了模式传感器405随时间的位移，以指示模式传感器405的振动或运动。线性模式传感器数据453可以被分解为指示不同的一阶模式455、457的组成部分。例如，在一些实施方式中，线性模式传感器数据453可以被分解为弯曲模式数据455和刚体模式数据457。弯曲模式图461示出了沿着旋翼飞行器403的中心线407的弯曲模式数据455的幅度，并且刚体模式图463示出了沿着旋翼飞行器403的中心线407的刚体模式数据457的幅度。弯曲模式数据455可以指示旋翼飞行器403的主体的挠曲，并且刚体模式数据457可以指示旋翼飞行器403的主体的偏航。因此，线性模式传感器数据453可以被分解以分别确定有助于旋翼飞行器403的主体中的运动的因素。
在一些实施方式中，基本模式的数量等于旋翼桨叶的数量。例如，5桨叶旋翼将具有5种超前滞后模式，包括总距模式、回退周期距模式、回退剪刀模式、前进剪刀模式和前进周期距模式。
对于诸如旋翼桨叶集的旋转系统，可以使用模式叠加原理得到模式分解算法。可以假设测量的响应完全归因于所提供的模式并且被总计为未知的参与因素。总响应可以通过所有模式的总和来定义，当所有模式被限制为m个模式时，总响应根据模式形状和模式响应被描述为：
Figure BDA0002118612730000121
其中，Rp(ω，t)是表示位置p处的响应的大小和相位的复数，m是有助于第p个响应位置的模式的数量，Ak是第k个模式响应的幅度，θk是第k个模式响应的相位，Φk，p是第k个模式形状在位置p处的幅度，αk，p是第k个模式形状在位置p处的相位，t是时间，并且ω是激励和系统响应的频率。术语
Figure BDA0002118612730000122
和
Figure BDA0002118612730000123
是复数。复模式形状
Figure BDA0002118612730000124
在时间上是恒定的，但模式幅度和相位响应
Figure BDA0002118612730000125
可以响应于强制函数而随时间在幅度和相位上变化。
假设系统包括m个贡献模式和r个测量的响应点，则r中每个响应点的模式贡献可以重新排列成矩阵，如下所示：
Figure BDA0002118612730000126
对于方形的模式形状矩阵，或者具有与响应点相同数量的模式的模式形状矩阵，模式幅度和相位
Figure BDA0002118612730000127
可以通过求模式形状常数的复矩阵的逆来求解。在一些实施方式中，对于旋翼模式分解的情况，模式的数量m被设置为等于响应点的数量r以确保方形矩阵。因此，时间上的模式响应将是频率ω处的
Figure BDA0002118612730000128
模式形状常数矩阵可以根据以下等式来求逆：
Figure BDA0002118612730000131
在等式(2)中的模式形状矩阵不是方形矩阵的其他实施方式中，例如在模式的数量m不等于响应点的数量r的刚体系统中，如果存在比模式形状m多的响应点r，则可以使用Moore-Penrose伪逆来求解该系统。另外，如果存在缺失的响应点(即，坏的仪器)，则可以从变换矩阵中移除相应的行，然后可以移除来自变换矩阵的列以保持方形矩阵。移除的列可以对应于对分解模式的分析可能不太重要的特定模式，尽管这可能导致分析的准确性降低。
在一些实施方式中，可以通过使用等式(3)定义旋翼模式形状来分解旋翼的一阶模式。旋翼的超前滞后模式可以通过桨叶之间的相对定相来定义。一阶模式的数量等于旋翼桨叶的数量。例如，5桨叶旋翼将具有5种超前滞后模式，包括总距模式、回退周期距模式、回退剪刀模式、前进剪刀模式和前进周期距模式。
如等式(2)所示，由于第k个模式引起的第n个桨叶的总定相是模式相位响应θk和模式形状相位αk，p之和。特定旋翼模式形状的相位由相邻桨叶的恒定相对定相来定义。假定模式形状定相对于滞后先前n-1个桨叶的第n个桨叶是正的，桨叶的顺序由桨叶通过顺序定义。由于桨叶到桨叶定相对于给定模式是恒定的，因此给定桨叶和特定模式的模式形状相位可以如下面的等式(4)中所示来描述。总共有N个桨叶和m个相应的模式，其中，由于第k个模式引起的第n个桨叶的定相取决于桨叶数量n和桨叶到桨叶定相Δθk。在一些实施方式中，根据以下等式来描述针对给定桨叶和模式的模式形状相位：
αk，n＝-(n-1)*Δθk (4)
其中，αk，n是由于第k个模式引起的针对第n个桨叶的模式形状相位。
旋翼模式可以被定义为针对第k个旋翼模式的该周期性桨叶定相的整数倍，如下：
Figure BDA0002118612730000141
使用桨叶到桨叶定相符号约定，等式(7)可以用于描述每个旋翼模式。例如，在4桨叶旋翼上，第2个旋翼模式将具有
Figure BDA0002118612730000142
的桨叶到桨叶定相，其中，绿色桨叶(第二桨叶)滞后于红色桨叶(第一桨叶)90°，这是回退周期距模式。表1总结了3桨叶旋翼、4桨叶旋翼和5桨叶旋翼的桨叶到桨叶定相和相关模式描述。
Figure BDA0002118612730000143
表1：3桨叶旋翼、4桨叶旋翼和5桨叶旋翼的超前滞后一阶旋翼模式描述
结合等式(4)和等式(7)，由于第k个模式引起的第n个桨叶的模式形状相位αk，n可以由以下等式定义：
Figure BDA0002118612730000144
对于超前滞后一阶旋翼模式，等式(8)可以与等式(3)结合以执行旋翼模式分解。由于假设桨叶是相同的，因此可以为每个桨叶分配相同的模式形状幅度Φk，p。在一些实施方式中，使用单位幅度或1。因此，N桨叶旋翼超前滞后响应可以根据以下等式进行分解：
Figure BDA0002118612730000145
在一些实施方式中，在相同时间处在所有频率处应用变换或分解可以是有用的。虽然前述等式处理计算离散频率下的模式分解，但是所述技术也可以用作在包括所有频率的频率组或频率范围上分解模式数据的基础。在一些实施方式中，这是使用离散傅立叶变换及离散傅立叶变换的逆以重建表示模式的每个响应的基于时间的信号来完成的。该方法被称为离线算法。
图5是示出根据一些实施方式的频率模式分解过程501的流程图。计算每个桨叶响应的离散傅里叶变换，使得可以典型地使用快速傅里叶变换(FFT)算法将时间响应转换成频域来提高计算速度。因此，从一个或更多个模式传感器接收时域503中的测量的数据505，例如测量的阻尼器位移的数据。将FFT 507应用于测量数据505以将测量的数据变换为频域数据。
一旦经由FFT 507将每个桨叶响应变换成频域509，就可以将结果组合成N×Ns矩阵，其中，第n行对应于第n个旋翼桨叶，其中，N是旋翼桨叶的数量，Ns是样本的数量。该矩阵的每列对应于来自执行了FFT的特定频率窗口。因此，该矩阵的每个单独的列等效于等式(9)中的响应矢量，其中，频率ω等效于FFT窗口的频率。然后使用频域逆变换511计算模式响应。在一些实施方式中，使用通过将逆变换矩阵(N×N)与来自FFT 507的该N×Ns矩阵相乘的变换来执行频域逆变换，如等式(11)所示，其中，第k行对应于第k个旋翼模式响应。
Figure BDA0002118612730000151
其中，Mk(ω)是第k个复模式响应，并且Rn(ω)是频率ω处的第n个复桨叶响应。复模式响应矩阵为N×Ns，逆变换矩阵为N×N，并且复桨叶响应矩阵为N×Ns。
在已经在频域509中计算复模式响应之后，可以使用逆傅立叶变换513(IFFT)将模式响应转换回时域。由于使用实时历史数据，所以与复数时间历史数据相反，高于奈奎斯特频率的频域模式响应应与低于奈奎斯特频率的响应共轭对称。这可以通过直接修改数据值来确保，或者通过对奈高于奎斯特频率的值使用逆变换矩阵的复共轭来确保。
所得到的经分解的旋翼模式数据515应仅包含实数值，并且将具有与输入数据相同数量的样本。每行数据包含每个旋翼模式的时间历史，而每列对应于时间点。
虽然所描述的离线算法是对收集数据的完整集合进行操作，但在一些实施方式中，上述频率模式分解过程的修改版本使得能够实时或接近实时处理以便支持飞行遥测监视，并且在一些实施方式中，上述频率模式分解过程的修改版本也可以由旋翼飞行器的控制法则使用以进行振动控制和稳定性增强过程。实时频率模式分解过程可以使用包含流数据队列的小缓冲器。
图6是示出根据一些实施方式的实时频率模式分解过程601的流程图。N×2B缓冲器可以用于存储模式传感器，以用于其中N是旋翼桨叶(或测量的响应)的数量并且2B是缓冲器尺寸的应用。在框603中，在时间t处接收数据流中的模式传感器数据作为数据(t)。在测量并且从数据流记录数据时，缓冲器被更新以包括新数据。在框605中，将数据(t)的新值添加至缓冲器的末尾，并且在框607中，同时从缓冲器的前面移除缓冲器中的最旧值，数据(t-2B)。然后对缓冲器中的数据应用模式分解变换619。在一些实施方式中，模式分解变换619包括使用缓冲器中的数据而不是完整数据集的类似于离线算法的过程。例如，在框609中，对数据缓冲器应用FFT以生成频域数据，并且在框611中，对该频域数据应用频域逆变换以生成经变换的频率数据。在框613中，对该经变换的频率数据应用IFFT，以生成时域中的经分解的模式数据615。在框617中，从所生成的时域分解模式数据中提取单个列，以表示该时间点的模式响应。在一些实施方式中，选择不靠近缓冲器的开始或末尾的时间，这是因为缓冲器的开始或末尾可能产生的显著相位失真。通常，选择缓冲器中心的点，这将引入秒级的时间延迟T，其可由下式给出：
Figure BDA0002118612730000161
实现该算法以使用最小尺寸的缓冲器有效地计算流数据的FFT。通过使用滑动离散傅立叶变换方法可以实现计算时间上的进一步的改进。
增加缓冲器尺寸以较大FFT需要的另外的计算时间为代价提高了算法的准确性。另外，较高的采样率可能降低算法的准确性，使得需要较大的缓冲器来抵消误差。
在一些实施方式中，可能理想的是监视模式响应，例如在除了真实固有频率以外的频率处的旋翼响应。例如，对于软平面内旋翼，固有频率可以非常低，并且由于在给定时间量内的较少数量的周期而使得难以评估诸如阻尼和响应的增长等。另外，对于实时监视，需要针对任何差异或意外增长来快速评估旋翼的趋势。
可以使用时域旋翼模式分解算法的频率缩放来改进监视。对于平面内模式，将旋转系统模式变换为与旋转无关的参考系。在这种变换中，总距模式不改变频率，前进周期距模式移位+1P，而回退周期距模式移位-1P。在4桨叶的旋翼上，最后剩余的剪刀模式不改变频率。在5桨叶的旋翼上，前进剪刀模式移位+2P，而回退剪刀模式移位-2P。这种时域分解技术在这种与旋转无关的参考系中自然可以具有比旋转系统更高的频率。由于具有更高频率响应的潜在益处，这种频率缩放在频域分解中实现以与计算桨叶定相信息相结合地改进。
在一些实施方式中，频域中的频移使用三角方程的乘积和同一性。如果我们假设经分解的信号由具有变化的幅度和相位的余弦项组成，则可以在特定频率ω处应用以下等式：
Figure BDA0002118612730000171
Figure BDA0002118612730000172
其中，cψ是表示桨叶方位角的某个整数倍的输入信号，φ是任意相位超前。
组合等式(14)和等式(15)，可以根据以下等式来执行将输入响应移位特定频率：
cos(ωt+φ)cos cψ-sin(ωt+φ)sin cψ＝cos(ωt+φ+cψ) (16)
可以通过针对正弦分量将输入信号相移-90°来调制输入信号cψ。这可以通过将虚数单元i与FFT数据(以实数/虚数的格式)相乘来实现。
在一些实施方式中，例如通过将逆变换矩阵中的行的数量加倍并且将原始矩阵与虚数单元i的相乘存储为矩阵的下半部分来执行输入数据的相移从而来执行逆变换和随后的频移。
图7是示出了下面示出了用于比较三种不同模式分解系统(离线、实时、频率缩放)的每个桨叶的示例阻尼器响应数据703的图701。
图8A是示出根据一些实施方式的使用离线算法生成的模式数据803的图801。该图示出了在两个不同的频率下的显著的回退剪刀响应805和前进周期距响应807。频率的差异造成在图7的阻尼器响应中看到的拍频，并且频率的差异是由于空气动力学边带相互作用。在没有分解算法的帮助下，这种相互作用可能看起来是质量差的旋翼响应，但是仍然可以评估正阻尼。
图8B是示出根据一些实施方式的使用实时算法生成的模式数据833的图831。在理想情况下，如图8B所示，这种实时算法将产生与由离线算法生成的相同的响应数据集，但是具有如等式(12)定义的引入时间延迟。由于在实时模式分解中使用的缓冲器，模式数据833可能具有某些延迟。
图8C是示出根据一些实施方式的使用具有频率缩放的离线算法生成的模式数据863的图861。基于测试旋翼飞行器选择了滤波范围。在一些实施方式中，可以例如通过围绕每个模式各自的预期缩放频率对每个模式进行滤波并且对模式响应中的一个或更多个进行频率缩放来分别地对不同模式进行滤波。频率缩放选项在此处被显示用于说明的离线算法，但也可以应用于用于在测试期间进行监视的实时算法。旋翼运动的较高频率表示可以减少遥测技术人员识别需要敲除动作的响应所需的时间。
图9是示出根据一些实施方式的旋翼飞行器903的机载模式分解和补偿系统901的图。在一些实施方式中，旋翼飞行器可以具有使用例如上面描述的实时模式分解系统来实时分析旋翼模式或结构模式的系统。
在一些实施方式中，分解和补偿系统901设置在旋翼飞行器903中，并且可以包括模式分析系统913，模式分析系统913直接从传感器905或从FCC 907接收信号。从传感器905接收到的信号可以是以从超前滞后阻尼器发送的运动读数或位移读数的形式的原始模式传感器数据，或者可以是从传感器管理设备发送的经处理的或原始的信号，该传感器管理设备可以将传感器读数处理或打包成模式分析系统913可用的格式。在其他实施方式中，模式分析系统913从FCC 907接收模式传感器数据。FCC可以将原始的或经处理的模式传感器数据提供给模式分析系统913。
在一些实施方式中，模式分析系统913使用原始的或者经处理的模式传感器数据作为用于实时模式分解过程的流数据。在一些实施方式中，模式分析系统913或FCC 907可以使用由模式分析系统913获得的模式分解结果来将所确定的旋翼模式与诸如控制输入、控制参数或飞行参数的一个或更多个旋翼飞行器参数进行联系或关联，并且可以根据模式数据来调整或确定旋翼飞行器参数。控制输入可以包括飞行员或自动化系统对控制装置的输入，并且FCC 907可以响应于由模式分析系统913或FCC 907确定的控制输入调整来调整或修改旋翼飞行器对控制输入的反应或实现。在一些实施方式中，控制参数可以包括发动机功率或扭矩、总距设置、周期距设置、偏航或尾旋翼推力等，并且飞行参数可以包括空速、爬升或下降速率、姿态、海拔高度等。在一些实施方式中，控制调整与相关联的旋翼模式的大小或超过阈值的相关联的旋翼模式的大小等相关联。
FCC 907可以响应于由模式分析系统913或FCC 907确定的控制输入调整来调整或修改旋翼飞行器对控制输入的反应或实现。在一些实施方式中，FCC 907根据与识别到的模式相关联的旋翼飞行器参数来生成对旋翼飞行器参数的调整。FCC 907可以通过生成或修改对一个或更多个控制致动器911的命令来调整飞行参数，例如通过生成校正命令或者通过修改或调整根据来自飞行员控制装置909的输入生成的命令或者作为在FCC 907或另一旋翼飞行器系统上运行的自动化过程的一部分的命令来调整飞行参数。
例如，FCC 907可以确定特定的检测到的模式与旋翼飞行器的当前飞行重量处的总距设定和功率设定相关联，并且可以确定调整旋翼速度和总距设定减少了幅度模式或消除了该模式。在飞行员或自动化系统生成了导致与不期望的模式相关联的飞行参数的控制参数的一些实施方式中，FCC可以抑制或调整对控制输入的响应以避免上述控制参数。例如，当飞行员提高总距时，如果总距输入使总距设定、功率设定、扭矩设定等产生不期望的模式，则FCC可以通过调整扭矩/功率/总距关系来调整对总距输入的响应，以减小识别到的模式的振幅。在一些实施方式中，当在例如在总距升高时增加总距以达到控制输入时的瞬态控制输入期间产生不期望的模式时，可以随着总体总距设定跨越引起不期望的模式的范围来调整扭矩/功率/总距关系，并且然后，一旦总体总距设定不再处于引起不期望的模式的范围内，则扭矩/功率/总距关系可以被重置回正常。例如，在周期距波动激发回退剪刀模式的情况下，当系统将回退剪刀模式与周期距输入相关联时可以产生改变实现周期距波动的速率、改变周期距波动的频率或增加周期距噪声以干扰回退剪刀模式的控制调整。因此，车载模式分解和补偿系统901可以提供基本模式的实时识别和旋翼飞行器参数的动态调整。
在其他实施方式中，模式分析系统913将模式传感器数据用于离线算法模式分解过程。在一些实施方式中，除了实时模式分解算法以外或代替实时模式分解算法，模式分析系统913还使用离线算法。对于离线算法，模式分析系统901可以保留由传感器905生成的所有数据，并且开发模式与旋翼飞行器参数之间的长期或累积的模式分析和关联。模式与旋翼飞行器参数之间的长期关联可用于调整旋翼飞行器参数以避免由离线算法识别的不期望的模式。根据离线算法进行的调整可以是永久的或半永久的，例如，通过将一个或更多个控制致动器911的响应改变为特定的飞行员控制运动或自动控制命令。例如，模式分析系统901可以确定通过周期距、偏航或总距控制的特定变化率产生不期望的模式，并且模式分析系统901可以指示FCC 907使控制输入或自动控制命令衰减以改变从FCC 907发送至控制致动器911的命令以避免所识别的不期望的模式。因此，车载模式分解和补偿系统901可以提供基本模式的离线识别和旋翼飞行器参数的动态调整，以例如调整对特定旋翼飞行器的操纵。
图10是示出根据一些实施方式的用于旋翼飞行器903的远程模式分解和补偿系统1001的图。在一些实施方式中，旋翼飞行器903可以具有使用例如上面描述的离线模式分解系统远程地分析旋翼模式或结构模式的系统。在一些实施方式中，分解和补偿系统1001部分地设置在旋翼飞行器903中，并且部分地设置在旋翼飞行器903的外部。分解和补偿系统1001可以包括模式分析系统1005，其通过接口1003从FCC 907接收传感器数据。模式分析系统1005可以远离旋翼飞行器903设置，并且接口1003可以是例如从旋翼飞行器903接收传感器数据的无线接口或有线接口。在其他实施方式中，模式分析系统1005可以是测试系统，该测试系统从一个或更多个旋翼飞行器903接收模式传感器数据，以用于在旋翼飞行器903的测试、验证和定制期间进行分析。
在一些实施方式中，FCC 907可以存储在旋翼飞行器903的操作期间从传感器905接收到的数据以及与传感器905所采取的每个测量相关联的旋翼飞行器903的操作参数。因此，传感器所进行的测量可以与可以指示任何检测到的模式的原因的操作参数相关。在旋翼飞行器903返回维护设施之后，FCC 907可以通过接口自动地将传感器数据发送至模式分析系统1005，或者FCC 907可以通过维护接口例如维护膝上型计算机、服务器等将模式传感器数据发送至模式分析系统。
在一些实施方式中，模式分析系统1005使用原始的或者经处理的模式传感器数据，以用于离线模式分解过程。在一些实施方式中，模式分析系统1005存储来自旋翼飞行器903的多个操作或飞行的模式数据以用于模式分解。另外，在一些实施方式中，模式分析系统1005从多个旋翼飞行器903接收模式传感器数据，以用于分析例如旋翼飞行器903的型号或系列。模式分析系统1005可以对接收到的传感器数据执行离线模式分解过程，以生成针对单个旋翼飞行器或多个旋翼飞行器的模式分解结果。模式分析系统1005可以基于来自单个旋翼飞行器的模式传感器数据生成模式分解结果，以识别由特定旋翼飞行器生成的模式，例如作为特定于单个旋翼飞行器的维护、老化、定制或其他因素的结果。模式分析系统1005还可以基于来自多个旋翼飞行器的模式传感器数据生成模式分解结果，以识别由一个以上的旋翼飞行器生成的模式，例如作为型号设计因素、旋翼飞行器的操作环境、旋翼飞行器机队管理或特定于类似设计或通常操作的旋翼飞行器的其他因素的结果。
在一些实施方式中，模式分析系统1005或FCC 907可以使用由模式分析系统1005获得的模式分解结果来生成将所确定的旋翼模式与一个或更多个旋翼飞行器参数相关联的关联数据。模式分析系统1005可以根据关联数据来生成调整命令并且将调整命令发送至FCC 907，或者FCC 907可以从模式分析系统1005接收关联数据并且FCC 907可以根据关联数据来生成调整命令。
图11示出了根据一些实施方式的用于实现模式分解过程的计算机系统1101。计算机系统1101可以是FCC或模式分析系统等，并且可以被配置用于执行关于如本文所描述的飞行控制系统以及模式分解和补偿系统的操作的一个或更多个功能。此外，计算机系统1101可以部分或完全执行任何处理和分析。计算机系统1101可以部分地或完全地与其他飞行器计算机系统集成，或者可以部分地或完全地从旋翼飞行器中移除。计算机系统1101可以包括输入/输出(I/O)接口1103、分析发动机1105和数据库1107。根据需要，替选实施方式可以对I/O接口503、分析发动机1105和数据库1107进行组合或分配。计算机系统1101的实施方式可以包括一个或更多个计算机，所述一个或更多个计算机包括被配置用于执行本文描述的任务的一个或更多个处理器和存储器。这可以包括例如具有中央处理单元(CPU)和非暂态计算机可读介质或非易失性存储器的计算机，所述非暂态计算机可读介质或非易失性存储器存储用于指示CPU执行本文所描述的任务中的至少一些任务的程序或软件指令。这还可以包括例如经由计算机网络进行通信的两个或更多个计算机，其中，一个或更多个计算机包括CPU和非易失性存储器，并且计算机的非易失性存储器中的一个或更多个存储用于指示任何CPU执行本文描述的任何任务的软件指令。因此，尽管在离散机器方面描述了示例性实施方式，但是应当理解，该描述是非限制性的，并且本说明书同样适用于涉及一个或更多个机器执行在一个或更多个机器中以任何方式分布的任务的许多其他布置。还应当理解，这样的机器不需要专用于执行本文中所述的任务，而是替代地可以是还适合于执行其他任务的多用途机器，例如计算机工作站。
I/O接口1103可以提供外部用户、系统和数据源与计算机系统1101的部件之间的通信链路。I/O接口1103可以被配置用于允许一个或更多个用户经由任何已知的输入装置向计算机系统1101输入信息。示例可以包括键盘、鼠标、触摸屏和/或任何其他期望的输入设备。I/O接口1103可以被配置用于允许一个或更多个用户经由任何已知的输出设备接收从计算机系统1101输出的信息。示例可以包括显示监视器、打印机、座舱显示器和/或任何其他期望的输出设备。I/O接口1103可以被配置用于允许其他系统与计算机系统1101通信。例如，I/O接口1103可以允许一个或更多个远程计算机访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统1101执行本文中描述的一个或更多个任务。I/O接口1103可以被配置用于允许与一个或更多个远程数据源通信。例如，I/O接口1103可以允许一个或更多个远程数据源访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统1101执行本文中描述的一个或更多个任务。
数据库1107为计算机系统1101提供持久数据存储。虽然主要使用术语“数据库”，但是存储器或其他合适的数据存储装置也可以提供数据库1107的功能。在替选实施方式中，数据库1107可以与计算机系统1101集成或分开并且可以在一个或更多个计算机上操作。数据库1107优选地提供对适合于支持飞行控制系统201的操作和模式分解的任何信息的非易失性数据存储，所述任何信息包括本文另外讨论的各种类型的数据。分析发动机1105可以包括一个或更多个处理器、存储器和软件部件的各种组合。
图12是示出根据一些实施方式的用于根据模式与飞行参数之间的关联来确定模式并且控制旋翼飞行器的方法1201的流程图。在框1203中，从一个或更多个旋翼飞行器传感器接收传感器信号。传感器信号可以是在FCC处或在模式分析系统处从传感器或通过FCC接收的原始的或经处理的模式传感器数据。在框1205中，根据传感器信号确定模式。在一些实施方式中，模式分析系统对接收的传感器信号执行实时或离线模式分解过程，以确定与传感器相关联的结构元件的基本模式。在一些实施方式中，传感器是测量诸如旋翼桨叶的位移、力、加速度等的旋翼桨叶运动参数的超前滞后传感器。在其他实施方式中，传感器是机身或飞行器机体上测量飞行器的振动、运动或弯曲的位移传感器、加速度传感器、力传感器或振动传感器。
在框1207中，模式与一个或更多个旋翼飞行器参数相关联。在一些实施方式中，FCC或模式分析系统将确定的基本模式与可能引起所识别的基本模式或使所识别的基本模式衰减的一个或更多个旋翼飞行器参数进行关联。可以生成关联数据以指示模式和相关联的旋翼飞行器参数。在框1209中，确定控制调整或参数调整。在一些实施方式中，FCC或模式分析系统使用关联数据或模式以及相关联的旋翼飞行器参数来确定控制或参数调整。在一些实施方式中，调整是调整旋翼飞行器参数的直接命令。例如，在旋翼飞行器参数是空速、旋翼速度、总距设定等的情况下，调整可以是增加或减小空速、调整旋翼速度、总距设定等的调整。另外，调整可以包括补偿调整。例如，在特定模式与总距设定相关联的情况下，调整可以包括增加总距设定的直接调整，并且补偿调整可以是用于降低旋翼速度以实现相同的总升力。在这样的实施方式中，在框1217中，使用控制或参数调整来控制一个或更多个致动器，以修改、调整或控制旋翼飞行器的旋翼飞行器参数。
在其他实施方式中，调整是对控制输入的衰减、改变或调整。例如，在旋翼飞行器参数与诸如控制输入的幅度、由特定控制输入引起的变化的速率、控制输入的变化率、由控制输入的组合引起的耦合控制等的控制输入相关的情况下，则调整可以是FCC对控制输入的实现的修改。例如，在旋翼飞行器处于特定前进速度、转弯率、下降率、周期距和总距设定等时诸如风的天气条件或诸如重量的飞行参数引起不期望的模式的情况下，调整可以是用于通过衰减或修改FCC实现产生飞行参数的控制命令的方式来改变飞行参数以避免不期望的模式。因此，在飞行员具有产生特定转弯率的周期距输入和偏航输入的情况下，FCC可以尝试改变转弯率以避免识别到的转弯率，或者调整总距设定、周期距设定和偏航设定以保持具有飞行控制设定的不同组合的转弯率，除非飞行员对自动调整进行超控。在这样的实施方式中，在框1213中接收控制输入，并且在框1215中，可以根据控制或参数调整来调整控制输入。然后，经调整的控制输入可以例如由FCC实现，以在框1217中控制一个或更多个致动器以修改、调整或控制旋翼飞行器的旋翼飞行器参数。
用于向飞行器提供控制输入调整的实施方式系统包括：一个或更多个模式传感器，其设置在飞行器上；模式分析系统，该模式分析系统能够操作以从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，并且能够操作以将模式传感器数据分解为与关联于一个或更多个模式传感器的飞行器的结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及飞行控制计算机FCC，其设置在飞行器上并且连接至一个或更多个致动器，FCC能够操作以根据经分解的模式数据与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向一个或更多个致动器提供控制信号。
在一些实施方式中，模式分析系统还能够操作以将模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据，以通过对频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据，并且将经分解的频域数据变换成时域中的经分解的模式数据。在一些实施方式中，模式分析系统还能够操作以通过将具有频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行频域逆变换，其中，相乘的结果是具有经分解的频域数据的第二矩阵。在一些实施方式中，模式分析系统能够操作以在模式分析系统从一个或更多个模式传感器接收到模式传感器数据时缓冲模式传感器数据，并且使用实时过程来将模式传感器数据分解为经分解的模式数据。在一些实施方式中，模式分析系统设置在飞行器上。在一些实施方式中，一个或更多个模式传感器包括多个模式传感器，其中，多个模式传感器中的每个模式传感器连接至具有多个旋翼桨叶的旋翼上的超前滞后阻尼器，并且能够操作以测量多个旋翼桨叶中的相应旋翼桨叶的运动，其中，经分解的模式数据是与多个旋翼桨叶的多个模式相关联的经分解的旋翼模式数据，并且其中，模式分析系统能够操作以根据多个旋翼桨叶的桨叶的定相来将模式传感器数据分解为经分解的旋翼模式数据。在一些实施方式中，多个模式中的模式的数量与多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同。在一些实施方式中，多个模式至少包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距模式。
实施方式模式分析系统包括处理器和非暂态计算机可读存储介质，该非暂态计算机可读存储介质存储要由处理器执行的程序。该程序包括用于以下操作的指令：从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，该模式传感器数据指示与一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；将模式传感器数据分解为与结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及向设置在旋翼飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与经分解的模式数据相关联的结果数据。
在一些实施方式中，程序还包括用于生成将基本模式与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数进行关联的关联数据的指令，并且结果数据是关联数据，并且向FCC提供关联数据使FCC根据关联数据向一个或更多个致动器提供控制信号。在一些实施方式中，结果数据是经分解的模式数据，并且其中，向FCC提供经分解的模式数据使FCC生成将基本模式与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数进行关联的关联数据并且还根据关联数据向一个或更多个致动器提供控制信号。在一些实施方式中，用于将模式传感器数据分解为经分解的模式数据的指令包括用于以下操作的指令：将模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据；通过对频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据；以及将经分解的频域数据变换为时域中的经分解的模式数据。在一些实施方式中，用于生成经分解的频域数据的指令包括用于通过将具有频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行频域逆变换的指令，其中，相乘的结果是具有经分解的频域数据的第二矩阵。在一些实施方式中，程序还包括用于在从一个或更多个模式传感器接收到模式传感器数据时缓冲模式传感器数据的指令，并且其中，用于分解模式传感器数据的指令包括用于使用实时过程来将模式传感器数据分解为经分解的模式数据的指令。在一些实施方式中，从一个或更多个模式传感器接收到的模式传感器数据指示与具有多个旋翼桨叶的旋翼上的旋翼桨叶相关联的超前滞后阻尼器的移动，并且，用于将模式传感器数据分解为经分解的模式数据的指令包括用于根据多个旋翼桨叶中的桨叶的定相来将模式传感器数据分解为与多个旋翼桨叶的多个基本模式相关联的经分解的模式数据的指令，其中，多个基本模式中的模式的数量与多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同，并且其中，多个基本模式包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距模式。
用于控制飞行器的实施方式方法包括：从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，该模式传感器数据指示与一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；将模式传感器数据分解为与结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；向设置在飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与经分解的模式数据相关联的结果数据；以及由FCC根据经分解的模式数据与关联于一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向一个或更多个致动器提供控制信号。
在一些实施方式中，分解模式传感器数据包括：将模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据；通过对频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据；以及将经分解的频域数据变换为时域中的经分解的模式数据。在一些实施方式中，生成经分解的频域数据包括通过将具有频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行频域逆变换，其中，相乘的结果是具有经分解的频域数据的第二矩阵。在一些实施方式中，从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据包括在模式分析系统从一个或更多个模式传感器接收到模式传感器数据时缓冲模式传感器数据，并且将模式传感器数据分解为经分解的模式数据包括使用实时分解过程将模式传感器数据分解为经分解的模式数据。在一些实施方式中，从一个或更多个模式传感器接收到的模式传感器数据指示与具有多个旋翼桨叶的旋翼上的旋翼桨叶相关联的超前滞后阻尼器的运动，并且将模式传感器数据分解为经分解的模式数据包括根据多个旋翼桨叶中的桨叶的定相来将模式传感器数据分解为与多个旋翼桨叶的多个基本模式相关联的经分解的模式数据，其中，多个基本模式中的模式的数量与多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同，并且其中，多个基本模式包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距式。
虽然已经参照说明性实施方式描述了本发明，但是该描述不意在被解释为具有限制性意义。在参考本描述时，对本领域技术人员而言，说明性实施方式的各种修改和组合以及本发明的其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任何这样的修改或实施方式。

Claims (20)

1.一种用于向飞行器提供控制输入调整的系统，所述系统包括：
一个或更多个模式传感器，其设置在飞行器上；
模式分析系统，其中，所述模式分析系统能够操作以从所述一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，并且将所述模式传感器数据分解为与关联于所述一个或更多个模式传感器的所述飞行器的结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及
飞行控制计算机FCC，其设置在所述飞行器上并且连接至一个或更多个致动器，其中，所述FCC能够操作以根据所述经分解的模式数据与关联于所述一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向所述一个或更多个致动器提供控制信号。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述模式分析系统还能够操作以将所述模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据，以通过对所述频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据，并且将所述经分解的频域数据变换为所述时域中的经分解的模式数据。
3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述模式分析系统还能够操作以通过将具有所述频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行所述频域逆变换，其中，所述相乘的结果是具有所述经分解的频域数据的第二矩阵。
4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述模式分析系统能够操作以在所述模式分析系统从所述一个或更多个模式传感器接收到所述模式传感器数据时缓冲所述模式传感器数据，并且使用实时处理来将所述模式传感器数据分解为所述经分解的模式数据。
5.根据权利要求4所述的系统，其中，所述模式分析系统设置在所述飞行器上。
6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述一个或更多个模式传感器包括多个模式传感器，其中，所述多个模式传感器中的每个模式传感器连接至具有多个旋翼桨叶的旋翼上的超前滞后阻尼器，并且能够操作以测量所述多个旋翼桨叶中的相应旋翼桨叶的运动；
其中，所述经分解的模式数据是与所述多个旋翼桨叶的多个模式相关联的经分解的旋翼模式数据；以及
其中，所述模式分析系统能够操作以根据所述多个旋翼桨叶中的桨叶的定相来将所述模式传感器数据分解为所述经分解的旋翼模式数据。
7.根据权利要求6所述的系统，其中，所述多个模式中的模式的数量与所述多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同。
8.根据权利要求7所述的系统，其中，所述多个模式至少包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距模式。
9.一种模式分析系统，包括：
处理器；以及
非暂态计算机可读存储介质，其存储要由所述处理器执行的程序，所述程序包括用于以下操作的指令：
从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，所述模式传感器数据指示与所述一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；
将所述模式传感器数据分解为与所述结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；以及
向设置在所述旋翼飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与所述经分解的模式数据相关联的结果数据。
10.根据权利要求9所述的模式分析系统，其中，所述程序还包括用于生成将所述基本模式与关联于所述一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数进行关联的关联数据的指令；以及
其中，所述结果数据是所述关联数据，并且其中，向所述FCC提供所述关联数据使所述FCC根据所述关联数据向一个或更多个致动器提供控制信号。
11.根据权利要求9所述的模式分析系统，其中，所述结果数据是所述经分解的模式数据，并且其中，向所述FCC提供所述经分解的模式数据使所述FCC生成将所述基本模式与关联于所述一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数进行关联的关联数据并且还根据所述关联数据向一个或更多个致动器提供控制信号。
12.根据权利要求9所述的模式分析系统，其中，用于将所述模式传感器数据分解为经分解的模式数据的指令包括用于以下操作的指令：
将所述模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据；
通过对所述频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据；以及
将所述经分解的频域数据变换为所述时域中的经分解的模式数据。
13.根据权利要求12所述的模式分析系统，其中，用于生成经分解的频域数据的指令包括用于通过将具有所述频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行所述频域逆变换的指令，其中，所述相乘的结果是具有所述经分解的频域数据的第二矩阵。
14.根据权利要求9所述的模式分析系统，其中，所述程序还包括用于在从所述一个或更多个模式传感器接收到所述模式传感器数据时缓冲所述模式传感器数据的指令；以及
其中，用于分解所述模式传感器数据的指令包括用于使用实时处理来将所述模式传感器数据分解为所述经分解的模式数据的指令。
15.根据权利要求9所述的模式分析系统，其中，从所述一个或更多个模式传感器接收到的模式传感器数据指示与具有多个旋翼桨叶的旋翼上的旋翼桨叶相关联的超前滞后阻尼器的运动；以及
其中，用于将所述模式传感器数据分解为经分解的模式数据的指令包括用于根据所述多个旋翼桨叶中的桨叶的定相来将所述模式传感器数据分解为与所述多个旋翼桨叶的多个基本模式相关联的经分解的模式数据的指令，其中，所述多个基本模式中的模式的数量与所述多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同，并且其中，所述多个基本模式包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距模式。
16.一种用于控制飞行器的方法，包括：
从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据，所述模式传感器数据指示与所述一个或更多个模式传感器相关联的旋翼飞行器的结构元件的运动；
将所述模式传感器数据分解为与所述结构元件的基本模式相关联的经分解的模式数据；
向设置在所述飞行器上并且连接至一个或更多个致动器的飞行控制计算机FCC提供与所述经分解的模式数据相关联的结果数据；以及
由所述FCC根据所述经分解的模式数据与关联于所述一个或更多个致动器的一个或更多个旋翼飞行器参数之间的关联来向所述一个或更多个致动器提供控制信号。
17.根据权利要求16所述的方法，其中，分解所述模式传感器数据包括：
将所述模式传感器数据从时域变换为频域模式传感器数据；
通过对所述频域模式传感器数据执行频域逆变换来生成经分解的频域数据；以及
将所述经分解的频域数据变换为所述时域中的经分解的模式数据。
18.根据权利要求17所述的方法，其中，生成所述经分解的频域数据包括通过将具有所述频域模式传感器数据的第一矩阵与逆变换矩阵相乘来执行所述频域逆变换，其中，所述相乘的结果是具有所述经分解的频域数据的第二矩阵。
19.根据权利要求16所述的方法，其中，从一个或更多个模式传感器接收模式传感器数据包括在模式分析系统从所述一个或更多个模式传感器接收到所述模式传感器数据时缓冲所述模式传感器数据；以及
其中，将所述模式传感器数据分解为所述经分解的模式数据包括使用实时分解处理将所述模式传感器数据分解为所述经分解的模式数据。
20.根据权利要求16所述的方法，其中，从所述一个或更多个模式传感器接收到的模式传感器数据指示与具有多个旋翼桨叶的旋翼上的旋翼桨叶相关联的超前滞后阻尼器的运动；以及
其中，将所述模式传感器数据分解为经分解的模式数据包括根据所述多个旋翼桨叶中的桨叶的定相来将所述模式传感器数据分解为与所述多个旋翼桨叶的多个基本模式相关联的经分解的模式数据，其中，所述多个基本模式中的模式的数量与所述多个旋翼桨叶中的旋翼桨叶的数量相同，并且其中，所述多个基本模式包括总距模式、回退周期距模式和前进周期距模式。
CN201910598999.7A 2018-11-06 2019-07-04 用于频域旋翼模式分解的系统和方法 Pending CN111137445A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/181,694 2018-11-06
US16/181,694 US11554863B2 (en) 2018-11-06 2018-11-06 System and method for frequency domain rotor mode decomposition

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111137445A true CN111137445A (zh) 2020-05-12

Family

ID=67439008

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910598999.7A Pending CN111137445A (zh) 2018-11-06 2019-07-04 用于频域旋翼模式分解的系统和方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11554863B2 (zh)
EP (1) EP3650339B1 (zh)
CN (1) CN111137445A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112629786A (zh) * 2020-12-03 2021-04-09 华侨大学 一种工作模态参数识别方法及设备故障诊断方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110191040A1 (en) * 2010-02-02 2011-08-04 Eric Robert Bechhoefer Techniques for use with rotor track and balance to reduce vibration
CN103314336A (zh) * 2011-01-14 2013-09-18 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于控制竖直飞行航迹的飞行控制方法
US20140374534A1 (en) * 2013-06-24 2014-12-25 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft Anti-torque Control System
US8955792B2 (en) * 2012-08-31 2015-02-17 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor position determination system with hall-effect sensors
CN105460205A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 空客直升机 具有稳定器装置的旋翼机
US20170267338A1 (en) * 2014-10-01 2017-09-21 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3972396A (en) * 1975-06-05 1976-08-03 United Technologies Corporation Leakage detector with back pressure sensor
US4178130A (en) * 1976-04-06 1979-12-11 United Technologies Corporation Helicopter rotor having lead-lag damper operable with pitch and flap decoupling
WO2009102324A1 (en) * 2008-02-12 2009-08-20 Bell Helicopter Textron Inc. Lead-lag damper for rotor hubs
CN102056798B (zh) 2008-04-07 2014-05-28 洛德公司 用于消除振动的直升机轮轴安装振动控制器和圆周力产生系统
US10458863B2 (en) 2012-04-17 2019-10-29 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid virtual load monitoring system and method
US9233753B2 (en) 2013-07-24 2016-01-12 Sikorsky Aircraft Corporation Helicopter rotor load reduction and tip clearance control

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110191040A1 (en) * 2010-02-02 2011-08-04 Eric Robert Bechhoefer Techniques for use with rotor track and balance to reduce vibration
CN103314336A (zh) * 2011-01-14 2013-09-18 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于控制竖直飞行航迹的飞行控制方法
US8955792B2 (en) * 2012-08-31 2015-02-17 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor position determination system with hall-effect sensors
US20140374534A1 (en) * 2013-06-24 2014-12-25 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft Anti-torque Control System
CN105460205A (zh) * 2014-09-30 2016-04-06 空客直升机 具有稳定器装置的旋翼机
US20170267338A1 (en) * 2014-10-01 2017-09-21 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch

Also Published As

Publication number Publication date
EP3650339A2 (en) 2020-05-13
EP3650339A3 (en) 2020-09-16
US20200140074A1 (en) 2020-05-07
US11554863B2 (en) 2023-01-17
EP3650339B1 (en) 2023-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3024725B1 (en) Helicopter rotor load reduction and tip clearance control
CN108628339B (zh) 组合空速数据和惯性数据以进行旋翼飞行器纵向控制
EP3401751B1 (en) System and method for rotorcraft active lateral shuffle filter
EP3357809B1 (en) System and method for stabilizing longitudinal acceleration of a rotorcraft
EP2810872B1 (en) System and method for maximizing aircraft safe landing capability during one engine inoperative operation
US10279893B2 (en) System and method for validating rotorcraft position coordinates
EP3570136B1 (en) System and method for controlling rotorcraft
Simmons System identification for eVTOL aircraft using simulated flight data
CN111498095A (zh) 用于控制旋翼飞行器的系统及方法
CN111137445A (zh) 用于频域旋翼模式分解的系统和方法
US10890668B2 (en) System and method for determining a velocity of a rotorcraft
EP2848525B1 (en) Controlling Rotor Blades of a Swashplateless Rotor
CN108688800B (zh) 用于确定旋翼飞行器的位置的系统和方法
EP4006317A1 (en) Modeling and integrating aircraft engine installation deltas
EP3677979B1 (en) System and method for controlling rotorcraft
US10816999B2 (en) System and method for controlling rotorcraft
Dieterich et al. Blue Pulse™: active rotor control by trailing edge flaps at airbus helicopters
Raptis Linear and nonlinear control of unmanned rotorcraft
Nixon et al. Experimental investigations of generalized predictive control for tiltrotor stability augmentation
Mark W et al. Experimental Investigations of Generalized Predictive Control for Tiltrotor Stability Augmentation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
AD01 Patent right deemed abandoned
AD01 Patent right deemed abandoned

Effective date of abandoning: 20231215