RU2016118572A - Управление углом рыскания соосного несущего винта - Google Patents

Управление углом рыскания соосного несущего винта Download PDF

Info

Publication number
RU2016118572A
RU2016118572A RU2016118572A RU2016118572A RU2016118572A RU 2016118572 A RU2016118572 A RU 2016118572A RU 2016118572 A RU2016118572 A RU 2016118572A RU 2016118572 A RU2016118572 A RU 2016118572A RU 2016118572 A RU2016118572 A RU 2016118572A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
helicopter
control
value
computing device
flight
Prior art date
Application number
RU2016118572A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016118572A3 (en
RU2684338C2 (ru
Inventor
Кеннет С. ВИТТМЕР
Original Assignee
Сикорски Эркрафт Корпорейшн
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 Сикорски Эркрафт Корпорейшн filed Critical Сикорски Эркрафт Корпорейшн
Publication of RU2016118572A publication Critical patent/RU2016118572A/ru
Publication of RU2016118572A3 publication Critical patent/RU2016118572A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2684338C2 publication Critical patent/RU2684338C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • 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
    • 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
    • B64C27/80—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement for differential adjustment of blade pitch between two or more lifting rotors

Claims (41)

1. Способ, включающий:
определение посредством вычислительного устройства, содержащего процессор, значения по меньшей мере одного параметра, относящегося к эксплуатации вертолета с соосными винтами;
обработку посредством вычислительного устройства, по меньшей мере одного параметра для определения мощности управления, доступной на одном или более средствах управления полетом, включая отклонение ручки управления; и
установку посредством вычислительного устройства, значения отклонения ручки управления для образования чистого момента рыскания для вертолета с соосными винтами на основе определения доступной мощности управления.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один параметр включает по меньшей мере одно из: воздушной скорости, мощности, подаваемой на несущие винты, тяги несущего винта, скорости снижения и скорости подъема и угла атаки.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что значение по меньшей мере одного параметра получено от датчика.
4. Способ по п.1, дополнительно включающий:
определение посредством вычислительного устройства области режимов полета, в которой эксплуатируется вертолет,
при этом значение отклонения ручки управления основано на области режимов полета.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что область режимов полета определяется на основе моделирования.
6. Способ по п.4, отличающийся тем, что область режимов полета определяется на основе данных летных испытаний.
7. Способ по п.1, дополнительно включающий:
установку значения отклонения ручки управления.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что значение устанавливается посредством вычислительного устройства.
9. Способ по п.7, отличающийся тем, что значение устанавливается посредством устройства ручного управления.
10. Способ по п.1, дополнительно включающий:
установку посредством вычислительного устройства значения отклонения по меньшей мере одного из рулей направления и отклонения ручки «шаг-газ», основанного на определении доступной мощности управления.
11. Устройство, содержащее:
по меньшей мере один процессор и
запоминающее устройство, содержащее команды, сохраненные в нем, которые при выполнении по меньшей мере одним процессором побуждают устройство:
определить значение по меньшей мере одного параметра, связанного с эксплуатацией вертолета с соосными винтами,
обработать по меньшей мере один параметр для определения мощности управления, доступной на одном или более средствах управления полетом, включая отклонение ручки управления, и
установить значение отклонения ручки управления для образования чистого момента рыскания вертолета на основе определения доступной мощности управления.
12. Устройство по п.11, отличающееся тем, что по меньшей мере один параметр включает по меньшей мере два параметра, выбранные из следующих: воздушной скорости, мощности, подаваемой на несущие винты, тяги несущего винта, скорости снижения и скорости подъема и угла атаки.
13. Устройство по п.11, отличающееся тем, что команды, которые при выполнении по меньшей мере одним процессором, побуждают устройство:
определить область режимов полета вертолета, эксплуатируемого в ней,
при этом значение отклонения ручки управления основывается на области режимов полета.
14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что область режимов полета определяется на основании по меньшей мере одного из моделирования, а также данных летных испытаний.
15. Устройство по п.11, отличающееся тем, что команды, которые при выполнении по меньшей мере одним процессором, побуждают устройство:
установить значение отклонения ручки управления.
16. Устройство по п.11, отличающееся тем, что команды, которые при выполнении по меньшей мере одним процессором, побуждают устройство:
установить значение для руля направления и отклонения ручки «шаг-газ», основанное на определении доступной мощности управления.
17. Вертолет, содержащий:
первый винт, установленный соосно со вторым несущим винтом в качестве части соосной конфигурации;
датчики, соединенные с первым и вторым винтами; и
вычислительное устройство, соединенное с датчиками и выполненное с возможностью:
обработки данных, предоставляемых датчиками для определения мощности управления, доступного на одном или более средствах управления полетом, включая отклонение ручки управления, и
установки значения отклонения ручки управления для образования чистого момента рыскания для вертолета на основе определения доступной мощности управления.
18. Вертолет по п.17, дополнительно содержащий:
устройство отображения, подключенное к вычислительному устройству и выполненное с возможностью отображения по меньшей мере одного из: доступной мощности управления, значения отклонения ручки управления, и области режимов полета, в которой эксплуатируется вертолет.
19. Вертолет по п.17, отличающийся тем, что вычислительное устройство выполнено с возможностью установки значения отклонения ручки управления.
RU2016118572A 2013-10-15 2014-10-14 Управление углом рыскания соосного несущего винта RU2684338C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/053,923 US10611472B2 (en) 2013-10-15 2013-10-15 Coaxial rotor yaw control
US14/053,923 2013-10-15
PCT/US2014/060374 WO2015057628A1 (en) 2013-10-15 2014-10-14 Coaxial rotor yaw control

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016118572A true RU2016118572A (ru) 2017-11-21
RU2016118572A3 RU2016118572A3 (en) 2018-07-03
RU2684338C2 RU2684338C2 (ru) 2019-04-08

Family

ID=52808836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016118572A RU2684338C2 (ru) 2013-10-15 2014-10-14 Управление углом рыскания соосного несущего винта

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10611472B2 (ru)
EP (1) EP3057866B1 (ru)
RU (1) RU2684338C2 (ru)
WO (1) WO2015057628A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10611472B2 (en) 2013-10-15 2020-04-07 Sikorsky Aircraft Corporation Coaxial rotor yaw control
US20170283046A1 (en) * 2014-10-01 2017-10-05 Sikorsky Aircraft Corporation Sealed hub and shaft fairing for rotary wing aircraft
CN106054921A (zh) * 2016-06-22 2016-10-26 上海拓攻机器人有限公司 一种无人直升机抗侧风控制方法、系统
CN109460055B (zh) * 2018-10-30 2021-09-03 中国运载火箭技术研究院 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2835331A (en) 1954-10-20 1958-05-20 Gyrodyne Company Of America In Directional control system for rotary wing aircraft
US3409249A (en) * 1966-06-29 1968-11-05 United Aircraft Corp Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same
US3521971A (en) * 1968-07-17 1970-07-28 United Aircraft Corp Method and apparatus for controlling aircraft
US3570786A (en) * 1969-08-07 1971-03-16 United Aircraft Corp Control apparatus and method for operating an aircraft
US4027999A (en) * 1975-11-13 1977-06-07 United Technologies Corporation Analog mixer to vary helicopter rotor phase angle in flight
US4008979A (en) * 1975-11-13 1977-02-22 United Technologies Corporation Control for helicopter having dual rigid rotors
US4525123A (en) * 1982-05-06 1985-06-25 Alfred Curci Rotary wing aircraft
US5676334A (en) * 1995-12-21 1997-10-14 Sikorsky Aircraft Corporation Cyclic minimizer through alignment of the center of gravity and direction of flight vectors
US7168656B2 (en) * 2001-02-07 2007-01-30 Council Of Scientific And Industrial Research Lightweight helicopter
US6886777B2 (en) * 2001-02-14 2005-05-03 Airscooter Corporation Coaxial helicopter
US6431494B1 (en) * 2001-07-17 2002-08-13 Sikorsky Aircraft Corporation Flight control system for a hybrid aircraft in the roll axis
US6478262B1 (en) * 2001-07-17 2002-11-12 Sikorsky Aircraft Corporation Flight control system for a hybrid aircraft in the yaw axis
US6735500B2 (en) 2002-06-10 2004-05-11 The Boeing Company Method, system, and computer program product for tactile cueing flight control
GB2409845A (en) * 2004-01-08 2005-07-13 Robert Graham Burrage Tilt-rotor aircraft changeable between vertical lift and forward flight modes
US7083142B2 (en) * 2004-04-21 2006-08-01 Sikorsky Aircraft Corporation Compact co-axial rotor system for a rotary wing aircraft and a control system thereof
US7967239B2 (en) * 2005-05-31 2011-06-28 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor drive and control system for a high speed rotary wing aircraft
US7717368B2 (en) 2005-06-07 2010-05-18 Urban Aeronautics Ltd. Apparatus for generating horizontal forces in aerial vehicles and related method
US7264199B2 (en) * 2005-10-18 2007-09-04 The Boeing Company Unloaded lift offset rotor system for a helicopter
US7970498B2 (en) * 2007-06-01 2011-06-28 Sikorsky Aircraft Corporation Model based sensor system for loads aware control laws
US8167233B2 (en) * 2007-12-21 2012-05-01 Avx Aircraft Company Coaxial rotor aircraft
ITTO20090079U1 (it) * 2009-06-10 2010-12-11 Agusta Spa Sistema per la gestione ed il controllo della velocita' di uno o piu' rotori di un aeromobile atto a volare a punto fisso
US8456328B2 (en) 2010-02-17 2013-06-04 Honeywell International Inc. System and method for informing an aircraft operator about a temporary flight restriction in perspective view
WO2011146349A2 (en) * 2010-05-17 2011-11-24 Piasecki Aircraft Corp. Modular and morphable air vehicle
US10086932B2 (en) 2011-01-14 2018-10-02 Sikorsky Aircraft Corporation Moment limiting control laws for dual rigid rotor helicopters
US9216816B2 (en) * 2011-07-12 2015-12-22 Textron Innovations Inc. Pilot cyclic control margin display
US8496199B2 (en) * 2011-07-12 2013-07-30 Textron Innovations Inc. System and method for limiting cyclic control inputs
US8827204B2 (en) 2012-01-12 2014-09-09 Hamilton Sundstrand Corporation Clutch system for rotary-wing aircraft with secondary thrust system
US8718841B2 (en) * 2012-02-14 2014-05-06 Sikorsky Aircraft Corporation Method and system for providing sideslip envelope protection
US9051055B2 (en) * 2013-03-07 2015-06-09 Bell Helicopter Textron Inc. System and method of adaptively governing rotor speed for optimal performance
US9452829B2 (en) * 2013-10-08 2016-09-27 Sikorsky Aircraft Corporation Yaw control of co-axial rotor
US10611472B2 (en) 2013-10-15 2020-04-07 Sikorsky Aircraft Corporation Coaxial rotor yaw control

Also Published As

Publication number Publication date
EP3057866A1 (en) 2016-08-24
US10611472B2 (en) 2020-04-07
EP3057866B1 (en) 2018-12-05
RU2016118572A3 (en) 2018-07-03
RU2684338C2 (ru) 2019-04-08
WO2015057628A1 (en) 2015-04-23
EP3057866A4 (en) 2017-06-07
US20150102158A1 (en) 2015-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016118572A (ru) Управление углом рыскания соосного несущего винта
JP2019177867A5 (ru)
RU2019110855A (ru) Управление тягой и по тангажу для комбинированных летательных аппаратов
JP2011501292A5 (ru)
EP2444318A3 (en) Method of controlling steering control equipment for aircraft, and steering control equipment for aircraft and aircraft provided therewith
CN108394555A (zh) 用于使旋翼飞行器的纵向加速度稳定的系统和方法
WO2015156879A3 (en) Rotor moment feedback for stability augmentation
NO334600B1 (no) Stillingskontroll for roterende-vinge luftfartøy
JP2018039390A5 (ru)
EP2891932A3 (en) Controller system for variable parameter and related program product
EP3269639A1 (en) Aircraft and roll method thereof
EP2826707B1 (en) Feedback system for a flying control member of an aircraft
RU2016110050A (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки и способ управления его полетом
RU2019143152A (ru) Система и способ управления летательным аппаратом на основании обнаруженного движения воздуха
RU2387578C1 (ru) Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета
Gebauer et al. Controller design for variable pitch propeller propulsion drive
Kumar et al. Rotorcraft aeroelastic analysis using dynamic wake/dynamic stall models and its validation
RU2011120142A (ru) Система ручного управления
ES2395659B1 (es) Método y sistema de guiado mediante control por derivada.
CN108196557B (zh) 无人机的控制方法及装置
Liu et al. Application of the sliding mesh technique for helicopter rotor flow simulation
Li et al. Vibration Modelling of Micro Air Vehicle Based on the FW-H Equation
Yeo et al. Experimental and analytical pressure characterization of a rigid flapping wing for ornithopter development
Sidarth et al. Motion control analysis of a quad rotor system part I—Experiments
Severin et al. Development of the controller for the quadcopter Finken in simulation enviroment VRep

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201015