专利名称：具有尾部旋翼的旋翼飞行器和使尾部旋翼操作优化的方法
技术领域：
本申请要求2012年2月21日提交的法国专利申请FRl200502的优先权，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。本发明涉及设有尾部旋翼的旋翼飞行器，并且涉及优化尾部旋翼操作的方法。更确切地说，本发明属于包括抗扭矩尾部旋翼的旋翼飞行器技术领域。尾部旋翼用于抵抗由主旋翼施加在机身上的扭矩，并且还用于控制飞行器偏航。
背景技术：
通常，旋翼飞行器可具有既驱动主升力旋翼又驱动抗扭矩尾部旋翼转动的动力设备。此种飞行器可具有机械传动系统,该机械传动系统包括主动力传动齿轮箱(MGB)，该主动力传动齿轮箱置于动力设备和主旋翼之间。尾部旋翼则可直接地或经由尾部齿轮箱连接于动力设备或者连接于主动力传动齿轮箱。齿轮箱通常具有固定传动比，用以减小转速。在这些情形下，旋翼飞行器的主旋翼的转速和尾翼的转速由飞行器的机械传动系统所确定的不变传动比相关。此外，附件可连接于飞行器的齿轮箱。因此，这些附件产生额外的约束条件。
因此，主旋翼和尾部旋翼并不优选地彼此独立。因此，主旋翼和尾部旋翼的尺寸是制造商的折衷选择结果。机械传动系统可制造成使得主旋翼能以优选的方式操作，从而为飞行器提供升力。借助示例，尾部旋翼的尺寸根据所述机械传动系统和不良飞行阶段来设计。此种不良飞行阶段可对应于最大侧风和最大重量条件下在最大高度处悬停飞行的阶段。然而，尾部旋翼则会产生在其它飞行阶段具有不良效率的风险。在飞行器的使用期间相对很少发生此种用于确定尾部旋翼尺寸的不良飞行阶段时，此种情况尤为不利。还可设想使用具有至少两个速度比的齿轮箱。因此，这些齿轮箱给予制造商更大的自由度。然而，可理解的是，尺寸确定的选择仍受到限制。文献US2378617提出了一种飞行器，该飞行器具有经由主动力传动齿轮箱由动力设备驱动的主旋翼。此外，该飞行器具有枢转尾部旋翼，该枢转尾部旋翼具有由电动机驱动的固定桨距的桨叶。飞行员则利用第一人工装置来控制电动机的转速，并且利用第二人工装置来控制尾部旋翼的位置。类似地，文献US2010/0123039提出了一种具有固定桨距尾部旋翼的飞行器，该尾部旋翼由电动机所驱动。传感器确定偏航控制装置的位置。传感器再与用于调节电动机的单元通信。调节单元则确定电动机的转速和转动方向。在这些情形中，文献US2378617和US2010/0123039建议使用电动机来控制固定桨
距的尾部旋翼。因此，旋翼飞行器的主旋翼和尾部旋翼彼此独立地定尺寸。电动机的使用可消除尾部旋翼和主旋翼之间的依赖关系。然而,似乎较难利用电动机。为了实现大于当前转速的设定速度，需要提高电动机的转速。在电动机加速的同时，电动机的转速会产生如下风险:在该转速稳定在基本上等于设定速度的数值之前超过该设定速度。本领域技术人员有时将该现象称为“设定值过冲”。此种设定值过冲现象还会由于作用在尾部旋翼上的空气动力学现象而放大。有时使用称为“比例积分导数”(缩写形式是PID)的调节关系来处理此种设定值过冲现象。此外，包括电动机和尾部旋翼的组件有时会具有不可忽略的转动惯量。在遇到突发的强烈阵风时，此种惯量会是不利的。文献US2009/0140095描述了一种仅仅借助电能来操作的旋翼飞行器。该飞行器由此具有由第一电动机驱动转动的主旋翼和由第二电动机驱动转动的尾部旋翼。
该飞行器设有用于控制主旋翼和尾部旋翼的控制系统。该控制系统可能包括用于控制旋翼转速的装置和自动驾驶系统。此外，某些飞行器具有涵道尾部旋翼。由于此种涵道尾部旋翼所具有的特定结构，该涵道尾部旋翼是有利的。然而，涵道尾部旋翼和非涵道尾部旋翼不同地进行控制。在这些情形下，用于使具有非涵道尾部旋翼的飞行器飞行的飞行员需要使他们的驾驶适于控制具有涵道尾部旋翼的飞行器。反映出尾部旋翼产生的推力作为控制装置运动的函数的特性曲线与非涵道尾部旋翼而非涵道尾部旋翼是相对线性的。 技术背景还包括文献EP2327625。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种飞行器，该飞行器使得尾部旋翼的尺寸设定和/或操作能优化，且尾部旋翼例如能够快速地收敛于操作设定值。根据本发明，旋翼飞行器具有主升力旋翼和尾部旋翼，该飞行器还具有驱动主动力传动齿轮箱(MGB)的动力设备，该主动力传动齿轮箱驱动主旋翼。更具体地说，本发明涉及一种飞行器，不同于文献US2009/0140095，该飞行器具有由包括至少一个燃料燃烧发动机的动力设备驱动的主旋翼。此外，尾部旋翼设有多个可变桨距桨叶并且设有桨距修改装置，该飞行器具有用于控制桨距修改装置的控制装置。例如，桨距修改装置可包括至少一个伺服控制器。控制装置则可包括诸如踏板之类的人工装置或用于产生桨距变化命令的自动驾驶类型的自动装置，或者人工装置和用于产生改变所述桨距的命令的自动装置的组合。该飞行器还包括电动机和调节装置，该电动机用于转动尾部旋翼，而调节装置连接于控制装置并且还连接于电动机和桨距修改装置。调节装置用于产生与桨距相关的第一设定值并且还用于产生第二设定值，该第一设定值传递至桨距修改装置，而该第二设定值用于对传递至电动机的电动机参数进行控制。仅仅沿一个方向可选地驱动尾部旋翼即顺时针或逆时针方向。然而，在一变型中，能可选地沿任一方向驱动尾部旋翼，即顺时针和逆时针两个方向。调节装置则能产生确定尾部旋翼转动方向的第三设定值。能理解的是，为了安全起见，电动机可以冗余方式设置。由于飞行器具有两个不同的驱动系统，因而飞行器使得主旋翼和尾部旋翼能优化地定尺寸。主动力传动齿轮箱的转速确定了主旋翼的转速。然而，尾部旋翼的操作至少由电动机所确定。此外，飞行器在使用中提供很大的自由度。由尾部旋翼施加的推力并非仅仅由电动机所控制，而是借助尾部旋翼的桨叶桨距来控制。因此，通过对电动机和桨叶桨距进行并行地控制，可限制或甚至消除上述设定值过冲现象。例如，调节装置可要求电动机的转速增大，以达到第二设定值，该第二设定值因此是速度设定值。然后，可在电动机的转速增大的同时修改桨叶的桨距，以避免设定值过冲现象。此外，飞行器可获得尾部旋翼对于取决于情况而可快可慢的命令的响应。应用第二设定值的 电动机参数可以是由电动机产生的扭矩或者电动机的转速。由电动机产生的扭矩是流过电动机的电流大小的函数，因而电动机扭矩中的变化并不被包括电动机和尾部旋翼的组件的转动惯量抑制。因此，在使用电动机的扭矩伺服控制时，可获得极快的控制。例如，如果飞行员快速地作用在控制装置上来抵抗阵风，该命令会产生用于在扭矩上对电动机进行伺服控制的第二设定值。与此相反，使用用于对电动机的转速进行伺服控制的装置可执行极慢的驾驶。本发明对于具有涵道尾部旋翼的飞行器还具有特别的优点，因为本发明可致使涵道尾部旋翼的特性趋向于非涵道尾部旋翼的特性。通过同时控制电动机和桨叶桨距，变得可修改涵道尾部旋翼的特性曲线。在另一方面，调节装置可采用存储的调节关系，使得尾部旋翼总是在产生优化能量效率的使用范围内操作。在传统的飞行器上，尾部旋翼在由主旋翼所使用的当前速度所确定的操作范围内操作。然而，取决于飞行阶段，尾部旋翼和主旋翼可需要不同的或甚至相反的动力变化，以确保对尾部旋翼和主旋翼的操作都进行优化。通过使尾部旋翼与主旋翼脱开关联，每个旋翼都变得可在合适的范围内操作。在这些情况下，藉由调节装置不仅作用在电动机而且作用在桨叶桨距上的事实，调节装置的操纵范围增大。此外，尾部旋翼的操作会受到空气动力学扰动的阻碍。在这些情形下，电动机的调节关系可使得这些扰动的影响最小。
此外，该飞行器可具有以下特征中的一个或多个。飞行器可具体包括发电机，该发电机连接于所述主动力传动齿轮箱以对电动机供电。此外，飞行器可选地包括连接于发电机的电池。动力设备再驱动主动力传动齿轮箱，该主动力传动齿轮箱驱动发电机。由发电机产生的电能再传递至电动机和/或电池(如果存在任何电池的话)。电池也可用于对电动机供电。在第一实施例中，尾部旋翼可仅仅借助电动机来驱动。在第二实施例中，所述飞行器包括差动系统，该差动系统机械地驱动所述尾部旋翼，所述电动机与所述差动系统协作，且机械传动系统将所述主动力传动齿轮箱连接于所述差动系统。尾部旋翼则可经由主动力传动齿轮箱机械地驱动，或者经由电动机电气地驱动，或者机械地且电气地驱动。在机械驱动过程中，电动机能可选地以发电机模式操作，以使尾部旋翼的操作优化。与该实施例无关，电动机因此可以是组合的电动机和发电机。此外，飞行器可包括用于确定飞行器当前飞行阶段的装置，这些装置用于确定连接于调节装置的飞行阶段。调节装置然后考虑到这些飞行阶段，以使得尾部旋翼在具有高能量效率的操作范围内操作。在另一方面，飞行器可包括用于确定控制装置所需要的所述桨距变化速度的系统。由第二设定值控制的参数则可选地选定为转速的函数。除了旋翼飞行器以外，本发明还涉及一种使飞行器的尾部旋翼的操作优化的方法。飞行器则具有主升力旋翼和尾部旋翼，该飞行器具有动力设备，该动力设备驱动主动力传动齿轮箱，而该主动力传动齿轮箱驱动主旋翼转动，该尾部旋翼设有可变浆距的多个桨叶并且设有用于修改桨叶桨距的桨叶修改装置，该飞行器具有用于控制桨叶修改装置的控制装置。此外，在该方法中，提供用于使尾部旋翼转动的电动机，并且提供调节装置；调节装置连接于控制装置并且还连接于电动机和桨距修改装置，调节装置实施存储的指令来产生至少一个与桨距相关的第一设定值和至少一个第二设定值以及可选地至少一个第三设定值，该第一设定值传递至桨距修改装置，而该第二设定值用于控制传递至电动机的电动机参数，该第三设定值确定尾部旋翼的转动方向。因此，调节装置可包括计算单元和存储器，该存储器包含由计算单元执行的指令以产生第一设定值、第二设定值以及第三设定值(如果存在任何第三设定值的话)，从而将这些设定值传递至所考虑的构件。这些设定值产生的方式可使尾部旋翼的操作优化。例如，变得可使涵道尾部旋翼的特性趋向于非涵道尾部旋翼的特性。调节装置可产生每种类型的至少一个设定值或者实际上每种类型的多个设定值。例如，调节装置可 包括预期指令，这些预期指令引起中间第一设定值，该中间第一设定值继最终第一设定值之后计算以改进尾部旋翼的特性。该方法通过穿过优化的中间操作点可达到所谓的“最终”设定值。在一变型中，调节装置可包括至少一个调节关系，该至少一个调节关系根据需要达到的推力设定值而给出第一设定值和第二设定值以及可选的第三设定值，且推力设定值由来自控制装置的命令产生。在这些情形下，制造商执行测试或计算，以绘制出作为由尾部旋翼输送的设定推力的函数的操作曲线，该操作曲线反映优化桨距和优化参数。基于需要达到的设定推力，调节装置从中得出设定值，设定值通过采用存储在其存储器中的指令而传递。可产生设定推力以使由尾部旋翼发出的噪声最小，从而例如使燃料消耗或飞行持续时间优化，或者使能量效率最大。在一变型中，飞行员具有基于飞行员期望达到目标的变化来选择调节关系的选项。在飞过人口稠密区域的飞行过程中，飞行员可例如选择试图限制噪声发出的调节关系，而在人口稀少的区域中，飞行员可例如选择增强能量效率的调节关系。此外，调节装置可包括至少一个扭矩调节关系和至少一个速度调节关系，该扭矩调节关系需要对由电动机产生扭矩的修改，而该速度调节关系需要对电动机转速的修改。调节装置则在控制装置需要快速改变由尾部旋翼产生的推力时实施至少一个扭矩调节关系，而在控制装置需要缓慢改变由尾部旋翼产生的推力时实施至少一个速度调节关系。 所述变化在超出由制造商确定的阈值时是快速的，而在低于该阈值时是缓慢的。在一变型中，调节装置从由制造商所确定的飞行阶段清单中识别飞行器的当前飞行阶段，每个预定飞行阶段与至少一个调节关系相关联。因此，调节装置通过考虑各个飞行阶段的特定特征来使尾部旋翼的效率优化。例如，所述调节装置通过如下方式确定第一设定值和第二设定值以及可能的第三设定值:确定当前飞行阶段；确定与当前飞行阶段相关联的优化理论推力；确定设定推力，该设定推力等于所述理论推力加上控制装置所需推力差的和；以及实施至少一个调节关系，来从设定推力中得出第一设定值、第二设定值以及第三设定值(如果存在任何第三设定值的话)。
在对以说明方式且参照附图给出的对实施例的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中:图1示出第一实施例中的飞行器；图2示出第二实施例中的飞行器；以及图3是解释方法的示意图。在一幅以上附图中出现的元件在各幅图中采用相同的附图标记。
具体实施例方式因此，图1示出第一实施例中的旋翼飞行器I。与该实施例无关，该飞行器I具有动力设备4。该动力设备4装备有至少一个发动机，尤其是装备有燃料燃烧发动机4’。动力设备4驱动主动力传动齿轮箱3。该主动力传动齿轮箱3驱动主旋翼2的转动用以提供升力并且可能地还提供推力，并且形成飞行器的旋转机翼的部件。该飞行器I因此可以是直升飞机类型的。主动力传动齿轮箱也可驱动 附件6。此外，飞行器I具有抗扭矩尾部旋翼5。该尾部旋翼5包括多个桨叶10，这些桨叶用于抵抗由主旋翼2在飞行器(未示出)的机身上产生的扭矩。桨叶10的桨距I是可变的。在这些情形下，飞行器包括控制装置20，该控制装置20用于根据来自控制装置30的命令而修改飞行中桨叶10的桨距。此种控制装置30可包括人工装置31和/或自动装置32，以产生桨叶桨距变化命令。该人工装置31可例如包括踏板，而自动装置可包括自动驾驶系统。为了使得尾部旋翼5能独立于主旋翼2转动，飞行器包括电动机9。电动机9可由储能装置8和/或由发电机7供电，该储能装置8通常称为“电池”。举例而言，发电机7与主动力传动齿轮箱3配合。该主动力传动齿轮箱3驱动发电机7以产生电力。发电机7可将电能直接馈送至电动机9。该发电机7还可将电能馈送至储能装置8，该储能装置连接于电动机9。在这些情形下，飞行器I包括调节装置TRCU。该调节装置TRCU可包括计算单元和存储器，该计算单元执行存储在存储器中的指令。因此，调节装置TRCU包括连接于控制装置30的输入。此外，调节装置TRCU包括输入，这些输入用于经由有线或无线连接与桨距修改装置20、电动机9以及可选地与发电机7和电池通信。因此，控制装置30能向调节装置TRCU发送命令以改变由尾部旋翼产生的推力。应注意到，自动控制装置32可结合在调节装置TRCU中。基于该命令并且使用存储在存储器中的指令，调节装置建立第一桨距设定值并且还建立第二设定值，该第一桨距设定值传递至桨距修改装置20，而第二设定值用于控制传递至电动机9的电动机参数。此外，调节装置能可选地建立指示尾部旋翼的转动方向的第三设定值，该第三设定值还发送至电动机。第二设定值可以是考虑需由电动机9产生的扭矩的设定值，或者考虑电动机9以及因此是尾部旋翼5的转速的设定值。调节装置可控制调节器7和储能装置8，以确保输送充足的电力来操作电动机9。为了确定用于传动的设定值，调节装置TRCU可包括至少一个用于执行的调节关系O作为相对应的设定推力P的函数，至少一个调节关系可反映出第一设定值和第二设定值以及第三设定值(在存在的情形下)，该设定推力P基于来自所述控制装置30的命令而产生。
制造商可在如下图表中建立一组曲线:沿着横轴绘制尾部旋翼的桨叶桨距I并且绘制纵轴以反映设定推力P。该组曲线中的每根曲线与电动机且由此尾部旋翼5的转速相对应。从该组曲线来看，制造商能建立满足给定目标的优化操作曲线，这些目标例如是使由尾部旋翼5产生的噪声最小或者实际上使尾部旋翼5的效率最大。基于从控制装置给出的推力变化命令得到的设定推力，从该操作曲线中可得到需要传递的设定值。为了优化飞行器且尤其是尾部旋翼5的操作，可设想至少两个调节关系。借助示例，对于每个电动机参数，调节装置可具有至少一个调节关系，S卩:至少一个扭矩调节关系，该至少一个扭矩调节关系要求对电动机产生扭矩的修改；以及速度调节关系，该速度调节关系要求对电动机转速的修改。根据控制装置要求的桨距变化速度，调节装置可给出使用扭矩调节关系或速度调节关系的先后次序。飞行器可包括系统35，用于确定控制装置所要求的所述桨距的改变速度。该速度确定系统35可以是传统形式的并且与调节装置TRCU通信。此外，还可以考虑当前飞行阶段。飞行器I则具有用于确定飞行器I当前飞行阶段的装置50，该飞行阶段确定装置50连接于调节装置TRCU。例如，可借助飞行器的前进速度及其海拔高度来确定飞行阶段。调节装置则使用与当前 飞行阶段相关联的调节关系。参见图3，并且为了确定设定推力，调节装置可以在步骤101中识别当前飞行阶段。藉由存储在该存储器中的信息，调节装置在步骤102中起作用以确定理论优化推力，该理论优化推力例如与飞行阶段相关联并且与侧风中的非零偏航角相对应。可产生该理论推力以使由尾部旋翼产生的噪声最小，从而例如优化燃料消耗、优化飞行持续时间或者实际上使能力效率最大。同时，在步骤103中，调节装置确定由控制装置需要的推力差。设定推力则等于理论推力加上所需要的推力差的和。基于该设定推力，并且在步骤104中，调节装置建立设定值，这些设定值用于传递至电动机9并且传递至桨距修改装置20。在图1所示的第一实施例中，飞行器能够仅仅由电动机来驱动尾部旋翼5。在第二实施例中，差动系统40设置在电动机9和尾部旋翼5之间。机械传动系统80则与电动机9并联地设置在差动系统40和主动力传动齿轮箱3之间。因此，尾部旋翼可由主动力传动齿轮箱3机械地和/或由电动机9电气地驱动。当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管上文描述了若干实施例，但是容易理解，不可能设想穷举地给出所有可能实施例。当然可设想用等同装置来替换所述装置中的任一个而不超出本发明的范围。
权利要求
1.一种具有主升力旋翼(2)和尾部旋翼(5)的旋翼飞行器(I )，所述飞行器(I)具有动力设备(4)，且所述动力设备(4)具有驱动主动力传动齿轮箱(3)的至少一个燃料燃烧发动机(4’)，所述主动力传动齿轮箱(3)驱动所述主旋翼(2)，所述尾部旋翼(5)设有可变桨距(I)的多个桨叶(10)并且设有桨距修改装置(20)，所述飞行器(I)具有用于控制所述桨距修改装置(20 )的控制装置(30 )，并且所述飞行器(I)包括调节装置(TRCU)和用于转动所述尾部旋翼(5 )的电动机(9 )，所述调节装置(TRCU)连接于所述控制装置(30 )并且还连接于所述电动机(9)和所述桨距修改装置(20)以产生用于桨距的第一设定值和第二设定值，所述第一设定值传递至所述桨距修改装置(20)，而所述第二设定值用于对传递至所述电动机(9)的电动机参数进行控制。
2.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述控制装置(30)包括人工装置(31)或用于产生改变所述桨距的命令的自动装置(32)，或者既包括人工装置(31)又包括用于产生改变所述桨距的命令的自动装置(32 )。
3.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(I)包括发电机(7)，所述发电机连接于所述主动力传动齿轮箱(3)以对所述电动机(9)供电。
4.如权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(I)包括连接于所述发电机(7)的电池(8)。
5.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(I)包括差动系统(40)，所述差动系统机械地驱动所述尾部旋翼(5)，所述电动机(9)与所述差动系统(40)协作，机械传动系统(80)将所述主动力传动齿轮箱(3)连接于所述差动系统(40)。
6.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述电动机(9)是组合的电动机和发电机。
7.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(I)包括用于确定所述飞行器(I)的当前飞行阶段的装置(50)，所述装置(50)用于确定连接于所述调节装置(TRCU)的飞行阶段。
8.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述电动机参数是所述电动机(9)的扭矩或者所述电动机(9)的转速。
9.如权利要求I所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(I)包括用于确定所述控制装置所需要的所述桨距的变化速度的系统(35)。
10.一种使旋翼飞行器(I)的尾部旋翼(5)的操作优化的方法，所述飞行器(I)还具有主升力旋翼(2)，且所述飞行器(I)具有动力设备(4)，所述动力设备(4)驱动主动力传动齿轮箱(3)，所述主动力传动齿轮箱(3)驱动所述主旋翼(2)转动，所述尾部旋翼(5)设有可变桨距(I)的多个桨叶(10)并且设有桨距修改装置(20)，所述桨距修改装置(20)用于修改所述桨叶的桨距，所述飞行器(I)具有用于控制所述桨距修改装置(20)的控制装置(30)，其中所述飞行器(I)设有调节装置(TRCU)和电动机(9)，所述电动机(9)用于转动所述尾部旋翼(5)，而所述调节装置(TRCU)连接于所述控制装置(30)并且还连接于所述电动机(9)和所述桨距修改装置(20)，所述调节装置(TRCU)实施所存储的指令以产生至少一个与桨距相关的第一设定值和至少一个第二设定值，所述第一设定值传递至所述桨距修改装置(20),而所述第二设定值用于对传递至所述电动机的电动机参数进行控制。
11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节装置(TRCU)执行至少一个调节关系，所述至少一个调节关系作为需要达到的推力设定值(P)的函数反映而给出所述第一设定值和所述第二设定值，所述推力设定值(P)由来自所述控制装置(30)的命令产生。
12.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节装置(TRCU)执行至少一个扭矩调节关系和至少一个速度调节关系，所述扭矩调节关系需要对由所述电动机(9)产生扭矩的修改，而所述速度调节关系需要对所述电动机的转速的修改。
13.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节装置(TRCU)在所述控制装置需要快速改变由所述尾部旋翼(5)产生的推力时实施至少一个扭矩调节关系，而在实施控制装置需要缓慢改变由实施尾部旋翼(5)产生的推力时实施至少一个速度调节关系。
14.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节装置(TRCU)从由制造商所确定的一系列飞行阶段中识别出所述飞行器(I)的当前飞行阶段，每个预定飞行阶段与至少一个调节关系相关联。
15.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述调节装置通过如下方式确定所述第一设定值和所述第二设定值 确定当前飞行阶段； 确定与当前飞行阶段相关联的优化理论推力； 确定设定推力，所述设定推力等于所述理论推力加上所述控制装置所需推力差的和；以及 实施至少一个调节关系，以从所述设定推力中得出所述第一设定值和所述第二设定值。
全文摘要
具有尾部旋翼(5)的旋翼飞行器(1)，还设有主升力旋翼(2)；飞行器具有动力设备(4)，尾部旋翼(5)设有可变桨距(I)的多个桨叶(10)和桨距修改装置(20)，及具有控制桨距修改装置(20)的控制装置(30)。飞行器包括转动尾部旋翼(5)的电动机(9)和调节装置(TRCU)，调节装置连接于控制装置(30)且还连接于电动机(9)和桨距修改装置(20)。调节装置产生与桨距相关的第一设定值和第二设定值，第一设定值传递至桨距修改装置(20)，第二设定值对电动机参数进行控制。本发明包括使旋翼飞行器尾部旋翼的操作优化的方法。本发明使得尾部旋翼的尺寸设定和/或操作能优化，且尾部旋翼能够快速地收敛于操作设定值。
文档编号B64C27/82GK103253370SQ201310052760
公开日2013年8月21日 申请日期2013年2月18日 优先权日2012年2月21日
发明者N·迪尔拉 申请人:尤洛考普特公司