一种螺旋桨桨叶角度调节方法和装置

技术领域

本发明涉及计算机技术领域，尤其涉及一种螺旋桨桨叶角度调节方法和装置。

背景技术

对于目前市场上的螺旋桨通航飞机，飞行员依据自身经验，并根据飞行状态如飞行速度、高度变化，通过控制器面板调节设置螺旋桨桨叶角度，以改变发动机的负载，调整发动机转速，从而防止发动机超转并提升发动机功率输出效率。目前无人机上使用的角度控制器一般都是由现有控制器改装，没有专门针对无人机的桨叶角度控制器，所以目前的螺旋桨角度控制器并不能完全满足货运无人机的实际需求。

现有的与通航飞机配套的螺旋桨桨叶角控制器主要为有人驾驶通航机设计，需设计专门的控制面板电路以便进行人工配置，这在无人机上是完全没有必要的，这部分电路不仅增加了控制器的体积和重量，也会降低控制器硬件的可靠性；目前对于有人驾驶的飞机，飞行员根据实时飞行速度、飞行高度和发动机转速，人工随时调整桨叶角，而对于无人机则无法在飞行时进行桨叶角调节；同时由于在螺旋桨上增加角度传感器难度非常大而且可靠性也无法保证，桨叶角度控制器和螺旋桨桨叶上并没有角度传感器和采集电路，无法获得螺旋桨叶的实际角度值。

在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：

对于无人机无法在飞行时进行桨叶角度调节，并且无法获得螺旋桨叶的实际角度值。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供一种螺旋桨桨叶角度调节方法和装置，能够实现无人机飞行过程中的桨叶角度调节并获得螺旋桨的桨叶角度值。

为实现上述目的，根据本发明实施例的一个方面，提供了一种螺旋桨桨叶角度调节方法。

一种螺旋桨桨叶角度调节方法，包括：接收飞行模式的切换指令，并实时采集发动机转速，所述切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式；在采集到的所述发动机转速超过所述目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得所述发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对所述桨叶角度的调节，并通过与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。

可选地，通过与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值的步骤包括：将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算得到所述实时桨叶角度值。

可选地，通过如下方式得到与一飞行模式对应的桨叶角度运算模型：利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立该飞行模式下的动力系统数学模型，所述动力系统数学模型包括与该飞行模式对应的多组离散值集合，其中每组离散值集合包括飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速和桨叶角度的离散值；利用拟合算法对所述动力系统数学模型进行拟合，以得到与该飞行模式对应的桨叶角度运算模型。

可选地，利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立一飞行模式下的动力系统数学模型的步骤，包括：设定该飞行模式下的发动机恒定转速；计算最小桨叶角对应的第一定桨叶角模式动力数据，所述第一定桨叶角模式动力数据包括：所述最小桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第一匹配转速；所述发动机第一匹配转速为在最小桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的、小于或等于所述发动机恒定转速的发动机匹配转速；计算恒速模式动力数据，所述恒速模式动力数据包括：螺旋桨第一桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、所述发动机恒定转速；所述螺旋桨第一桨叶角为利用所述发动机恒定转速、飞行高度、油门杆位置、发动机性能曲线和螺旋桨性能曲线计算出的、小于或等于最大桨叶角的螺旋桨桨叶角，所述发动机性能曲线表示发动机性能参数之间的关系；所述螺旋桨性能曲线表示螺旋桨性能参数之间的关系；计算所述最大桨叶角对应的第二定桨叶角模式动力数据，所述第二定桨叶角模式动力数据包括：所述最大桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第二匹配转速；所述发动机第二匹配转速为在最大桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的发动机匹配转速；根据所述第一定桨叶角模式动力数据、所述恒速模式动力数据、所述第二定桨叶角模式动力数据，建立该飞行模式下的动力系统数学模型。

可选地，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配，得到所述发动机匹配转速的步骤，包括：选定桨叶角，利用选定的桨叶角和螺旋桨功率系数特性曲线，计算在所述选定的桨叶角时，各飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率，所述选定的桨叶角为所述最小桨叶角或所述最大桨叶角，所述螺旋桨功率系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨功率系数与螺旋桨进距比的关系；利用计算出的螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，得到所述各飞行高度和飞行速度下、不同油门杆位置的发动机匹配转速和发动机匹配功率，所述发动机功率特性曲线表示不同油门杆位置下，发动机输出功率与发动机转速的关系。

可选地，所述发动机性能曲线包括所述发动机功率特性曲线，螺旋桨性能曲线包括所述螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，所述螺旋桨拉力系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨拉力系数与螺旋桨进距比的关系；螺旋桨效率特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨效率与螺旋桨进距比的关系；通过如下方式计算所述螺旋桨第一桨叶角：根据所述各飞行高度、不同油门杆位置、所述发动机恒定转速、所述发动机功率特性曲线，计算所述发动机恒定转速下的发动机输出功率；利用所述发动机恒定转速和对应的发动机输出功率、所述飞行高度和飞行速度、所述螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，计算螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率、拉力以及所述第一桨叶角。

可选地，通过串行通信接口从飞控计算机接收所述飞行模式的切换指令和实时获得所述飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置信息，以及将计算出的所述实时桨叶角度值反馈到所述飞控计算机以便显示。

根据本发明实施例的另一方面，提供了一种螺旋桨桨叶角度调节装置。

一种螺旋桨桨叶角度调节装置，包括：通信模块，用于接收飞行模式的切换指令，所述切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式；转速采集模块，用于实时采集发动机转速；核心处理模块，在所述转速采集模块采集到的所述发动机转速超过所述目标飞行模式的设定转速范围的情况下，向螺旋桨发送调节指令，以逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得所述发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对所述桨叶角度的调节，并通过与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。

可选地，所述核心处理模块还用于：将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算得到所述实时桨叶角度值。

可选地，还包括桨叶角度运算模型构建模块，用于：通过如下方式得到与一飞行模式对应的桨叶角度运算模型：利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立该飞行模式下的动力系统数学模型，所述动力系统数学模型包括与该飞行模式对应的多组离散值集合，其中每组离散值集合包括飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速和桨叶角度的离散值；利用拟合算法对所述动力系统数学模型进行拟合，以得到与该飞行模式对应的桨叶角度运算模型。

可选地，所述桨叶角度运算模型构建模块包括动力系统数学模型构建子模块，用于：设定该飞行模式下的发动机恒定转速；计算最小桨叶角对应的第一定桨叶角模式动力数据，所述第一定桨叶角模式动力数据包括：所述最小桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第一匹配转速；所述发动机第一匹配转速为在最小桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的、小于或等于所述发动机恒定转速的发动机匹配转速；计算恒速模式动力数据，所述恒速模式动力数据包括：螺旋桨第一桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、所述发动机恒定转速；所述螺旋桨第一桨叶角为利用所述发动机恒定转速、飞行高度、油门杆位置、发动机性能曲线和螺旋桨性能曲线计算出的、小于或等于最大桨叶角的螺旋桨桨叶角，所述发动机性能曲线表示发动机性能参数之间的关系；所述螺旋桨性能曲线表示螺旋桨性能参数之间的关系；计算所述最大桨叶角对应的第二定桨叶角模式动力数据，所述第二定桨叶角模式动力数据包括：所述最大桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第二匹配转速；所述发动机第二匹配转速为在最大桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的发动机匹配转速；根据所述第一定桨叶角模式动力数据、所述恒速模式动力数据、所述第二定桨叶角模式动力数据，建立该飞行模式下的动力系统数学模型。

可选地，所述动力系统数学模型构建子模块包括功率匹配单元，用于：选定桨叶角，利用选定的桨叶角和螺旋桨功率系数特性曲线，计算在所述选定的桨叶角时，各飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率，所述选定的桨叶角为所述最小桨叶角或所述最大桨叶角，所述螺旋桨功率系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨功率系数与螺旋桨进距比的关系；利用计算出的螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，得到所述各飞行高度和飞行速度下、不同油门杆位置的发动机匹配转速和发动机匹配功率，所述发动机功率特性曲线表示不同油门杆位置下，发动机输出功率与发动机转速的关系。

可选地，所述发动机性能曲线包括所述发动机功率特性曲线，螺旋桨性能曲线包括所述螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，所述螺旋桨拉力系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨拉力系数与螺旋桨进距比的关系；螺旋桨效率特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨效率与螺旋桨进距比的关系；所述动力系统数学模型构建子模块包括计算单元，用于：根据所述各飞行高度、不同油门杆位置、所述发动机恒定转速、所述发动机功率特性曲线，计算所述发动机恒定转速下的发动机输出功率；利用所述发动机恒定转速和对应的发动机输出功率、所述飞行高度和飞行速度、所述螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，计算螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率、拉力以及所述第一桨叶角。

根据本发明实施例的又一方面，提供了一种电子设备。

一种电子设备，包括：一个或多个处理器；存储器，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现本发明提供的螺旋桨桨叶角度调节方法。

根据本发明实施例的又一方面，提供了一种计算机可读介质。

一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现本发明提供的螺旋桨桨叶角度调节方法。

上述发明中的一个实施例具有如下优点或有益效果：实时采集发动机转速，在采集到的发动机转速超过目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对桨叶角度的调节。能够实现无人机飞行过程中的桨叶角度调节。将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算实时桨叶角度值。从而实现在无桨叶角角度位置传感器的情况下获得螺旋桨的桨叶角度值。

上述的非惯用的可选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。

附图说明

附图用于更好地理解本发明，不构成对本发明的不当限定。其中：

图1是根据本发明第一实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法的主要步骤示意图；

图2是根据本发明第二实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法的主要步骤示意图；

图3是根据本发明第三实施例的恒速变距动力系统数学模型的构建流程示意图；

图4是根据本发明实施例的螺旋桨功率系数特性曲线示意图；

图5是根据本发明实施例的发动机功率特性曲线示意图；

图6是根据本发明实施例的螺旋桨拉力系数特性曲线示意图；

图7是根据本发明实施例的螺旋桨效率特性曲线示意图；

图8是根据本发明第四实施例的螺旋桨桨叶角度调节和角度值反馈流程示意图；

图9是根据本发明第五实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置的主要模块示意图；

图10是根据本发明第六实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置的硬件构成示意图；

图11是本发明实施例可以应用于其中的示例性系统架构图；

图12是适于用来实现本发明实施例的终端设备或服务器的计算机系统的结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的示范性实施例做出说明，其中包括本发明实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本发明的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。

本领域技术技术人员知道，本发明的实施方式可以实现为一种系统、装置、设备、方法或计算机程序产品。因此，本公开可以具体实现为以下形式，即：完全的硬件、完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，或者硬件和软件结合的形式。

本发明实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法可以用于对无人机的螺旋桨桨叶角度调节，例如是货运无人机等各种无人机的螺旋桨桨叶角度调节。

图1是根据本发明第一实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法的主要步骤示意图。

如图1所示，本发明第一实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法主要包括如下的步骤S101至步骤S103。

步骤S101：接收飞行模式的切换指令，并实时采集发动机转速，切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式。

本发明实施例的无人机无需控制面板电路，根据无人机飞行阶段的不同，飞行模式(即飞行的控制模式，也称恒速变距模式)可以包括起飞模式、爬升模式、巡航模式，在不同模式下的控制策略在无人机起飞前设置完毕，飞行过程中由飞控计算机自动进行切换。可以通过串行通信接口(例如RS422接口)接收飞控计算机发来的飞行模式的切换指令。

步骤S102：在实时采集到的发动机转速超过目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度。

步骤S103：当调节到一桨叶角度位置，使得发动机转速处于设定转速范围内时，停止对桨叶角度的调节。

本发明实施例的螺旋桨为电动恒速变距螺旋桨，电动恒速变距螺旋桨根据无人机飞行高速、飞行速度变化，通过螺旋桨内部的伺服电机，改变螺旋桨桨叶角，使发动机转速保持恒定，充分利用发动机的有效功率。

通过采集发动机转速的模拟信号，可实现闭环恒速模式。在恒速变距模式下，将以发动机转速值作为闭环控制参考值。在此模式下，可以根据飞行需要设置发动机恒速变距的转速。步骤S102和步骤S103的控制过程具体如下：当实时采集到的发动机转速实际值超出设置值误差范围(即目标飞行模式的设定转速范围)后，启动调节；当发动机转速实际值小于设置值误差范围的下限时，逐渐减小桨叶角度；当发动机转速实际值大于设置值误差范围的上限时，逐渐增加桨叶角度；在发动机转速实际值处于设置值误差范围内时停止调节。

起飞模式、爬升模式、巡航模式可分别设置不同的恒速模式的转速，每个模式设定的转速有一误差范围，即设定转速范围，例如设定转速为X(X代表数值)，相应的误差范围为[X-50,X+50]。根据本发明实施例，在无人机飞行阶段，飞控计算机可根据无人机实时的飞行状态，进行模式切换。

图2是根据本发明第二实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法的主要步骤示意图。

本发明第二实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法主要包括如下的步骤S201至步骤S204。其中步骤S201与步骤S101相同、步骤S202与步骤S102相同、步骤S203与步骤S103相同，因此，对于步骤S201至步骤S203参照第一实施例相应步骤的介绍，此处不再赘述。

步骤S204：通过与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。

步骤S204具体可以包括：将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算得到该实时桨叶角度值。

可以通过串行通信接口实时获得飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置信息，以及将计算出的实时桨叶角度值反馈到飞控计算机以便显示。该实时桨叶角度值即调节到一桨叶角度位置，使得发动机转速处于设定转速范围内时对应的桨叶角度值。

其中，桨叶角度运算模型包括螺旋桨桨叶角度与飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速之间的函数关系。

可以通过如下方式得到与某一飞行模式对应的桨叶角度运算模型：

利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立该飞行模式下的动力系统数学模型，动力系统数学模型包括与该飞行模式对应的多组离散值集合，其中每组离散值集合包括飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速和桨叶角度的离散值，还可以包括发动机输出功率，以及螺旋桨的进距比、功率系数、拉力、拉力系数和效率等参数的离散值；

利用拟合算法对动力系统数学模型进行拟合，以得到与该飞行模式对应的桨叶角度运算模型。

拟合算法例如最小二乘法等算法。

下面介绍利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立某一飞行模式下的动力系统数学模型过程。

设定该飞行模式下的发动机恒定转速。

计算最小桨叶角对应的第一定桨叶角模式动力数据，第一定桨叶角模式动力数据包括：最小桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第一匹配转速。

其中，发动机第一匹配转速为在最小桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的、小于或等于发动机恒定转速的发动机匹配转速。

计算恒速模式动力数据，恒速模式动力数据包括：螺旋桨第一桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机恒定转速。

其中，螺旋桨第一桨叶角为利用发动机恒定转速、飞行高度、油门杆位置、发动机性能曲线和螺旋桨性能曲线计算出的、小于或等于最大桨叶角的螺旋桨桨叶角。

发动机性能曲线表示发动机性能参数之间的关系；螺旋桨性能曲线表示螺旋桨性能参数之间的关系。

具体地，发动机性能曲线包括发动机功率特性曲线。发动机功率特性曲线表示不同油门杆位置下，发动机输出功率与发动机转速的关系。

螺旋桨性能曲线包括螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线。其中，螺旋桨功率系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨功率系数与螺旋桨进距比的关系；螺旋桨拉力系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨拉力系数与螺旋桨进距比的关系；螺旋桨效率特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨效率与螺旋桨进距比的关系。

具体通过如下方式计算螺旋桨第一桨叶角：

根据各飞行高度、不同油门杆位置、发动机恒定转速、发动机功率特性曲线，计算发动机恒定转速下的发动机输出功率；

利用发动机恒定转速和对应的发动机输出功率、飞行高度和飞行速度、螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，计算螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率、拉力以及第一桨叶角。

计算最大桨叶角对应的第二定桨叶角模式动力数据，第二定桨叶角模式动力数据包括：最大桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第二匹配转速。

其中，发动机第二匹配转速为在最大桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的发动机匹配转速。

通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配，得到发动机匹配转速的步骤，具体可以包括：

选定桨叶角，利用选定的桨叶角和螺旋桨功率系数特性曲线，计算在该选定的桨叶角时，各飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率，选定的桨叶角为最小桨叶角或最大桨叶角；

利用计算出的螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，得到各飞行高度和飞行速度下、不同油门杆位置的发动机匹配转速和发动机匹配功率。

根据第一定桨叶角模式动力数据、恒速模式动力数据、第二定桨叶角模式动力数据，建立该飞行模式下的动力系统数学模型。动力系统数学模型反映动力系统在不同飞行高度、飞行速度及油门杆位置时，动力系统转速(即发动机转速)、桨叶角、拉力等参数。

图3是根据本发明第三实施例的恒速变距动力系统数学模型的构建流程示意图。

为了获得恒速变距模式下螺旋桨的实时桨叶角度值，需要建立动力系统性能与螺旋桨桨叶角的对应关系。下面详细介绍本发明实施例的动力系统数学模型的构建过程。

在建立动力系统数学模型前，需要了解发动机特性和螺旋桨特性。其中发动机特性主要是全油门和部分油门特性，即不同油门杆位置下、不同转速时，发动机所能产生的功率；螺旋桨特性主要是不同桨叶角下，螺旋桨的拉力系数、功率系统、效率与进距比之间的关系。通过进行发动机与螺旋桨的功率匹配，可以计算出不同飞行高度、不同飞行速度、不同油门杆位置时，对应的发动机转速、螺旋桨拉力、桨叶角度值等性能参数。发动机与螺旋桨的功率匹配状态是指发动机输出功率与螺旋桨需求功率达到平衡时的一个稳定状态。

在某一飞行模式下，恒速变距动力系统数学模型(简称动力系统数学模型)的构建流程包括如下的步骤S301至步骤S311。该飞行模式可以是起飞模式、爬升模式、巡航模式中的任一种。

步骤S301：设定某一飞行模式下的发动机恒定转速，并确定螺旋桨的最大桨叶角和最小桨叶角。

步骤S302：进行最小桨叶角的定桨叶角模式计算，其中，首先利用螺旋桨功率系数特性曲线，计算出在螺旋桨最小桨叶角情况下，某飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率。

螺旋桨功率系数特性曲线如图4所示，其表示不同桨叶角下，螺旋桨功率系数与螺旋桨进距比的关系，螺旋桨功率系数特性曲线的横坐标轴为螺旋桨进距比J；纵坐标轴为螺旋桨功率系数C

螺旋桨需求功率具体计算过程如下：将不同飞行速度V、螺旋桨直径D、不同的发动机转速N(螺旋桨转速n与发动机转速N之间有传动比关系)，代入螺旋桨进距比J的计算公式：

从而计算出螺旋桨进距比J。根据计算得到的螺旋桨进距比J，查询螺旋桨功率系数特性曲线，得到螺旋桨功率系数C

将飞行高度下的空气密度ρ、螺旋桨直径D，代入螺旋桨功率系数C

从而计算出螺旋桨需求功率P。

步骤S303：利用螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，计算出发动机在该飞行高度和飞行速度下，不同油门杆位置时发动机匹配转速和发动机匹配功率。

其中，发动机匹配转速是指发动机与螺旋桨的功率匹配状态下的发动机稳定运转的转速；发动机匹配功率是指发动机与螺旋桨的功率匹配状态下的发动机输出功率。

发动机功率特性曲线如图5所示，其表示不同油门杆位置下，发动机输出功率(用P表示)与发动机转速(用N表示)的关系。发动机功率特性曲线的横坐标轴为发动机转速(单位：rpm)，纵坐标轴为发动机输出功率(单位：KW)。其中，图5中每条曲线分别对应一个油门杆位置，10条曲线自下向上(分别对应图中曲线编号1至10)对应的油门杆位置分别为10％至100％。每条曲线的端点对应的编号为该条曲线的曲线编号。

当发动机与螺旋桨功率平衡时，发动机稳定运转在某一转速时，此时即为发动机匹配转速N

步骤S304：利用不同油门杆位置时发动机匹配转速和发动机匹配功率、飞行高度和飞行速度、螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，计算出不同油门杆位置下的螺旋桨进距比、功率系数、拉力系数、螺旋桨效率、螺旋桨拉力。

螺旋桨拉力系数特性曲线如图6所示，其表示不同桨叶角下，螺旋桨拉力系数与螺旋桨进距比的关系。螺旋桨拉力系数特性曲线的横坐标为螺旋桨进距比J、纵坐标为螺旋桨拉力系数C

螺旋桨效率特性曲线如图7所示，其表示不同桨叶角下，螺旋桨效率与螺旋桨进距比的关系。螺旋桨效率特性曲线的横坐标为螺旋桨进距比J、纵坐标为螺旋桨效率η。图7中每条曲线对应一个桨叶角度，9条曲线自下向上(即曲线编号1至9对应的曲线)分别对应的桨叶角度为11°、13°、14°、15°、17°、20°、22°、24°、25°。每条曲线的端点对应的编号为该条曲线的曲线编号。

将飞行速度V、发动机匹配转速N

从而计算出螺旋桨进距比，记作J

查询螺旋桨拉力系数特性曲线，得到螺旋桨拉力系数C

再将发动机匹配转速N

从而求出螺旋桨拉力T。

根据计算出的螺旋桨进距比J

步骤S305：将小于或等于发动机恒定转速的发动机匹配转速及其对应的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机输出功率(此处为发动机匹配功率)，以及对应的螺旋桨的进距比、功率系数、桨叶角(此处为最小桨叶角)、拉力系数、效率和拉力，整理为最小桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据。

步骤S306：对于发动机匹配转速大于发动机恒定转速的部分，进行恒速变距模式计算，首先根据该飞行高度、油门杆位置、发动机恒定转速、发动机功率特性曲线，计算出发动机恒定转速下的发动机输出功率。

根据发动机恒定转速N

步骤S307：利用发动机恒定转速和对应的发动机输出功率，以及飞行高度、飞行速度和螺旋桨功率系数曲线、拉力系数曲线、效率特性曲线，计算螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数以及螺旋桨的桨叶角、效率和拉力。

将发动机恒定转速N

从而计算出螺旋桨进距比，记作J

将发动机恒定转速N

从而计算出螺旋桨功率系数，记作C

根据桨叶角θ、螺旋桨进距比J

再将飞行高度下的空气密度ρ、发动机恒定转速N

计算出螺旋桨拉力T。

再根据螺旋桨进距比J

步骤S308：将螺旋桨第一桨叶角及其对应的发动机转速(即发动机恒定转速)、飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机输出功率，以及对应的螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率和拉力，整理为恒速模式动力数据。

步骤S309：对于步骤S307计算出的大于最大桨叶角的部分，进行最大桨叶角的定桨叶角模式计算，其中包括计算最大桨叶角对应的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速、发动机输出功率以及螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率和拉力。

进行最大桨叶角的定桨叶角模式计算与上述的进行最小桨叶角的定桨叶角模式计算的方法类似。具体地，首先获取最大桨叶角，利用螺旋桨功率系数特性曲线，计算出螺旋桨最大桨叶角时在某一飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率；利用螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，计算出发动机在此飞行高度和飞行速度下，不同油门杆位置时发动机的匹配转速N

步骤S310：将最大桨叶角及其对应的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速、发动机输出功率以及螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率和拉力，整理为最大桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据。

其中，该发动机转速即上述的匹配转速N

发动机输出功率即上述的匹配功率P

步骤S311：合并最小桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据、恒速模式动力数据和最大桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据，得到恒速变距动力系统数学模型。

图8是根据本发明第四实施例的螺旋桨桨叶角度调节和角度值反馈流程示意图。

本发明第四实施例的螺旋桨桨叶角度调节流程主要包括如下的步骤S801至步骤S804

步骤S801：获得发动机全油门和部分油门特性，以及螺旋桨性能曲线

发动机特性主要是全油门和部分油门特性，即不同油门杆位置下，不同转速时，发动机所能产生的功率，其中，通过发动机功率特性曲线可以表示不同油门杆位置下，发动机输出功率(用P表示)与发动机转速(用N表示)的关系。发动机功率特性曲线和螺旋桨性能曲线分别与发动机特性和螺旋桨特性相关，可以预先存储并读取。

步骤S802：进行发动机与螺旋桨功率匹配，建立恒速变距模式下的动力系统数学模型，获得不同飞行高度、飞行速度、油门杆位置时，动力系统转速、拉力、桨叶角角度值。

恒速变距模式下的动力系统数学模型的建立过程上文已经详细介绍，此处不再赘述。动力系统数学模型中部分不同高度、飞行速度、油门杆位置下的动力计算数据(包括最小桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据、恒速模式动力数据和最大桨叶角对应的定桨叶角模式动力数据)如表1所示(仅为示例)。

表1

步骤S803：根据最小二乘法，拟合出桨叶角角度值与飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速之间的多元函数。

拟合的算例函数例如为如下形式：

N＝3326.54+849.554*Math.Pow(Th,0.5)+0.0028461*Math.Pow(H,1.5)+0.000865497*Math.Pow(V,3)-637.023*Math.Log(Beta)+0.000465707*Math.Pow(H,1.5)*Math.Pow(Th,0.5)-0.00156242*Math.Pow(H,1.5)*Math.Log(Beta)-8.39518/1000000*Math.Pow(V,3)*Math.Pow(Th,0.5)-0.000234287*Math.Pow(V,3)*Math.Log(Beta)-9.75166*Math.Pow(Math.Pow(Th,0.5),2)-152.341*Math.Pow(Th,0.5)*Math.Log(Beta)；

其中，对上述拟合的算例函数中变量说明如下：

N：发动机转速(rpm，转每分)；

Th：油门杆位置(％)；

H：飞行高度(m，米)；

V：飞行速度(km/h，千米/小时)；

Beta：桨叶角角度(°，度)。

Math.pow(x,y)可返回x的y次幂的值。

Math.Log(x)可返回logx。

步骤S804：根据无人机实时的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速，向飞控计算机实时反馈桨叶角角度值。

可以通过RS422串行通信接口实时获得飞行速度、飞行高度、发动机油门杆位置、发动机转速，通过带入拟合的螺旋桨桨叶角的函数，进而获得螺旋桨桨叶角，并将桨叶角角度值反馈给飞控计算机。飞控计算机可以展示不同的飞行状态和发动机油门杆位置的螺旋桨桨叶角角度值。从而在不增加桨叶角角度传感器的情况下，算出当前螺旋桨桨叶角度。

图9是根据本发明第五实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置的主要模块示意图。

本发明第五实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置900主要包括：通信模块901、转速采集模块902、核心处理模块903。

通信模块901，用于接收飞行模式的切换指令，切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式。

转速采集模块902，用于实时采集发动机转速。

核心处理模块903，在转速采集模块902采集到的发动机转速超过目标飞行模式的设定转速范围的情况下，向螺旋桨发送调节指令，以逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得发动机转速处于设定转速范围内时，停止对桨叶角度的调节，并通过与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。

核心处理模块903还用于：将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算得到该实时桨叶角度值，其中，桨叶角度运算模型包括螺旋桨桨叶角度与飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速之间的函数关系。

螺旋桨桨叶角度调节装置900还可以包括桨叶角度运算模型构建模块，用于：通过如下方式得到与一飞行模式对应的桨叶角度运算模型：利用螺旋桨需求功率与发动机输出功率的匹配关系，建立该飞行模式下的动力系统数学模型，动力系统数学模型包括与该飞行模式对应的多组离散值集合，其中每组离散值集合包括飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速和桨叶角度的离散值；利用拟合算法对动力系统数学模型进行拟合，以得到与该飞行模式对应的桨叶角度运算模型。

桨叶角度运算模型构建模块可以包括动力系统数学模型构建子模块，用于：

设定该飞行模式下的发动机恒定转速；计算最小桨叶角对应的第一定桨叶角模式动力数据，第一定桨叶角模式动力数据包括：最小桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第一匹配转速；发动机第一匹配转速为在最小桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的、小于或等于所述发动机恒定转速的发动机匹配转速；

计算恒速模式动力数据，恒速模式动力数据包括：螺旋桨第一桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机恒定转速；所述螺旋桨第一桨叶角为利用发动机恒定转速、飞行高度、油门杆位置、发动机性能曲线和螺旋桨性能曲线计算出的、小于或等于最大桨叶角的螺旋桨桨叶角，发动机性能曲线表示发动机性能参数之间的关系；螺旋桨性能曲线表示螺旋桨性能参数之间的关系；

计算最大桨叶角对应的第二定桨叶角模式动力数据，第二定桨叶角模式动力数据包括：最大桨叶角及其对应的飞机飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机第二匹配转速；发动机第二匹配转速为在最大桨叶角情况下，通过螺旋桨需求功率与发动机输出功率匹配得到的发动机匹配转速；

根据第一定桨叶角模式动力数据、恒速模式动力数据、第二定桨叶角模式动力数据，建立该飞行模式下的动力系统数学模型。

动力系统数学模型构建子模块可以包括功率匹配单元，用于：

选定桨叶角，利用选定的桨叶角和螺旋桨功率系数特性曲线，计算在选定的桨叶角时，各飞行高度和飞行速度下的螺旋桨需求功率，所述选定的桨叶角为最小桨叶角或所述最大桨叶角，螺旋桨功率系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨功率系数与螺旋桨进距比的关系；

利用计算出的螺旋桨需求功率与发动机功率特性曲线进行功率匹配，得到各飞行高度和飞行速度下、不同油门杆位置的发动机匹配转速和发动机匹配功率，发动机功率特性曲线表示不同油门杆位置下，发动机输出功率与发动机转速的关系。

发动机性能曲线包括发动机功率特性曲线，螺旋桨性能曲线包括所述螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，螺旋桨拉力系数特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨拉力系数与螺旋桨进距比的关系；螺旋桨效率特性曲线表示不同桨叶角下，螺旋桨效率与螺旋桨进距比的关系。

动力系统数学模型构建子模块可以包括计算单元，用于：

根据各飞行高度、不同油门杆位置、发动机恒定转速、发动机功率特性曲线，计算发动机恒定转速下的发动机输出功率；

利用发动机恒定转速和对应的发动机输出功率、飞行高度和飞行速度、螺旋桨功率系数特性曲线、螺旋桨拉力系数特性曲线、螺旋桨效率特性曲线，计算螺旋桨的进距比、功率系数、拉力系数、效率、拉力以及第一桨叶角。

图10是根据本发明第六实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置的硬件构成示意图。

本发明第六实施例的螺旋桨桨叶角度调节装置的硬件构成主要包括CPLD、隔离电源模块、电源滤波电路、扩展内存、隔离RS422、电机驱动器、电流采集电路、转速采集电路。其中，CPLD为核心处理器，可以采用EPM2210GF256I芯片，该芯片具备2210个逻辑单元，控制策略、算法及接口协议均采用逻辑语言实现，可保证螺旋桨桨叶角度调节装置的稳定性。电机驱动器BTM7752G芯片，该芯片是一款直流电机驱动芯片，内含全桥及桥臂驱动控制电路，基于电流电压取样的保护监测电路、状态反馈电路，具有完善的故障监测和保护功能。转速采集电路可以PS2805光耦进行隔离采集发动机转速。RS422接口采用ADM2682EBRIZ芯片，该芯片为隔离RS422芯片，集成15KV的ESD保护，可以与飞控计算机通信，用于接收配置命令和反馈桨叶状态信息，数据速率最高可达16Mbps。扩展内存采用FM22L16芯片，该芯片为4Mbit的铁电存储器，具备掉电后保持数据的功能。隔离电源模块采用具备过流过压保护功能的隔离电源。电源滤波电路采用专用抗浪涌芯片和电源滤波模块，满足机载设备电源要求。需要说明的是，本发明实施例的上述芯片可以采用其他具备相同功能的芯片来代替。

其中，在CPLD上可以实现核心处理模块903的相应功能，通过RS422接口可以实现通信模块901的相应功能，在转速采集电路上可以实现转速采集模块902的相应功能。上述硬件模块或电路结合上述的桨叶角度运算模型构建模块，包括动力系统数学模型构建子模块(包括功率匹配单元、计算单元)等功能模块、子模块、单元，实现本发明实施例的螺旋桨桨叶角调节装置。具体各模块的功能已在上述各实施例详述，此处不再重复介绍。

本发明实施例的螺旋桨桨叶角调节装置，具体恒速变距功能，且在不同飞行阶段，分为起飞、爬升、巡航模式；并能够根据无人机的飞行高速、速度和发动机的油门杆位置，在没有桨叶角角度位置传感器的情况下，通过最小二乘法拟合的桨叶角角度值函数，获得螺旋桨桨叶角角度值。

另外，在本发明实施例中螺旋桨桨叶角度调节装置的具体实施内容，在上面螺旋桨桨叶角度调节方法中已经详细说明了，故在此重复内容不再说明。

图11示出了可以应用本发明实施例的螺旋桨桨叶角度调节方法或螺旋桨桨叶角度调节装置的示例性系统架构1100。

如图11所示，系统架构1100可以包括终端设备1101、1102、1103，网络1104和服务器1105。网络1104用以在终端设备1101、1102、1103和服务器1105之间提供通信链路的介质。网络1104可以包括各种连接类型，例如有线、无线通信链路或者光纤电缆等等。

用户可以使用终端设备1101、1102、1103通过网络1104与服务器1105交互，以接收或发送消息等。终端设备1101、1102、1103上可以安装有各种通讯客户端应用，例如网页浏览器应用等(仅为示例)。

终端设备1101、1102、1103可以是具有显示屏并且支持网页浏览的各种电子设备，包括但不限于智能手机、平板电脑、膝上型便携计算机和台式计算机等

服务器1105可以是提供各种服务的服务器，例如对用户利用终端设备1101、1102、1103所浏览的网站提供支持的后台管理服务器(仅为示例)。后台管理服务器可以对接收到的产品信息查询请求等数据进行分析等处理，并将处理结果(例如推送的信息--仅为示例)反馈给终端设备。

需要说明的是，本发明实施例所提供的螺旋桨桨叶角度调节方法一般由服务器1105执行，相应地，螺旋桨桨叶角度调节装置一般设置于服务器1105中。

应该理解，图11中的终端设备、网络和服务器的数目仅仅是示意性的。根据实现需要，可以具有任意数目的终端设备、网络和服务器。

下面参考图12，其示出了适于用来实现本申请实施例的终端设备或服务器的计算机系统1200的结构示意图。图12示出的终端设备或服务器仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。

如图12所示，计算机系统1200包括中央处理单元(CPU)1201，其可以根据存储在只读存储器(ROM)1202中的程序或者从存储部分1208加载到随机访问存储器(RAM)1203中的程序而执行各种适当的动作和处理。在RAM 1203中，还存储有系统1200操作所需的各种程序和数据。CPU 1201、ROM 1202以及RAM 1203通过总线1204彼此相连。输入/输出(I/O)接口1205也连接至总线1204。

以下部件连接至I/O接口1205：包括键盘、鼠标等的输入部分1206；包括诸如阴极射线管(CRT)、液晶显示器(LCD)等以及扬声器等的输出部分1207；包括硬盘等的存储部分1208；以及包括诸如LAN卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分1209。通信部分1209经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器1210也根据需要连接至I/O接口1205。可拆卸介质1211，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器1210上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分1208。

特别地，根据本发明公开的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本发明公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分1209从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质1211被安装。在该计算机程序被中央处理单元(CPU)1201执行时，执行本申请的系统中限定的上述功能。

需要说明的是，本发明所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本申请中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、电线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。

附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

描述于本发明实施例中所涉及到的模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。所描述的模块也可以设置在处理器中，例如，可以描述为：一种处理器包括通信模块、转速采集模块、核心处理模块。其中，这些模块的名称在某种情况下并不构成对该模块本身的限定，例如，通信模块还可以被描述为“用于接收飞行模式的切换指令的模块”。

作为另一方面，本发明还提供了一种计算机可读介质，该计算机可读介质可以是上述实施例中描述的设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该设备中。上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该设备执行时，使得该设备包括：接收飞行模式的切换指令，并实时采集发动机转速，所述切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式；在采集到的所述发动机转速超过所述目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得所述发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对所述桨叶角度的调节，并通过与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。

根据本发明实施例的技术方案，实时采集发动机转速，在采集到的发动机转速超过目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对桨叶角度的调节。能够实现无人机飞行过程中的桨叶角度调节。将实时获得的飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置、发动机转速的信息输入与目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型，以计算实时桨叶角度值。从而实现在无桨叶角角度位置传感器的情况下获得螺旋桨的桨叶角度值。

上述具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，取决于设计要求和其他因素，可以发生各种各样的修改、组合、子组合和替代。任何在本发明的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明保护范围之内。