直升机旋翼的陀螺力的补偿方法 |
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| 申请号 | CN201080019761.1 | 申请日 | 2010-05-05 | 公开(公告)号 | CN102428001A | 公开(公告)日 | 2012-04-25 |
| 申请人 | 赫利斯堪的亚有限责任公司; | 发明人 | G·拉丁; | ||||
| 摘要 | 为了抑制当 直升机 旋翼(24、26)相对于 机身 (31)倾斜时所引发的进动，通过横向分量补充倾斜轨迹。该类型的直升机在旋翼和机身之间具有可弯曲的和驱动的接头(34)。 控制器 (2)接收来自转向装置的输入 信号 (4)，并且将该 输入信号 转换为用于接头中的运动的致动系统(3)的 输出信号 (7)。基于输入信号，控制器计算估计进一步的输入信号，并且在发送输出轨迹(11)之前，加入横向分量至输入轨迹。 | ||||||
| 权利要求 | 1.控制具有控制器的直升机的俯仰和滚转的方法，其中，该直升机包括机身(31)和机身上方的具有翼片(26)的旋翼(24，26)，该旋翼具有旋翼轴并且设于支承结构上，该支承结构通过致动器驱动联接装置(34)连接于所述机身，该联接装置包括致动器系统(36)，该致动器系统(36)能够在垂直于所述旋翼轴的二维中相对于所述机身移动所述具有所述旋翼的支承结构，所述控制器(2)包括接收输入信号(4)的输入信道(5)以及发送输出信号(7)至所述致动器(36)的输出信道(6)，所述输入信号(4)用于改变所述具有所述旋翼的支承结构相对于垂直方向(19)的方位，所述致动器(36)基于所述输入信号，相对于所述机身从起始位置移动所述旋翼的支承结构，所述方法包括： |
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| 说明书全文 | 直升机旋翼的陀螺力的补偿方法技术领域背景技术[0002] 直升机的姿态控制，例如倾斜转弯，经常通过周期变距操纵而发生，其中，叶片在旋转平面中运动的过程中，旋转叶片的俯仰角是连续变化的。但是，这是机械上相对复杂的系统，并且占据相当大的重量，这是一个缺陷，尤其对于小型直升机来说。此外，为了控制偏航力矩，通常用到尾旋翼，这使得该系统更加复杂。因此，对于轻型直升机，已经提出不同的系统。 [0004] 美国专利No.7128293中，公开了位于机舱和具有旋翼的动力装置之间的不同的枢轴联接装置。该旋翼能够通过配平致动器前后移动，以平衡直升机，并且该旋翼通过用于定向控制的定向致动器绕俯仰轴线和滚转轴线倾斜。 [0005] 英国专利申请GB2375090中，公开了用于旋翼的三腿悬架。当旋翼相对于机身倾斜时，陀螺力使得直升机的俯仰和滚转难以控制，特别地，如果旋翼不具有周期的变距。由于这个原因，已经提出使用两个相互反向旋转的旋翼。 [0006] 美国专利No.6460802中，公开了具有双旋翼的直升机。该双旋翼可倾斜，以控制俯仰和滚转。国际专利申请WO 04/130814也公开了可倾斜的双旋翼。国际专利申请WO04/002824公开了具有两个可倾斜旋翼的直升机，飞行器的每个末端设有一个旋翼。 [0007] 特别地，对于不具有周期变距的直升机，任何旋翼的倾斜，特别地，如果不是相互反向旋转的双旋翼，将引起导致飞行器的不稳定的俯仰和滚转的临界力。旋翼倾斜引起的进动通常因为飞行器上的重力而被阻止。但是，对于大而快的旋翼倾斜，在飞行器上产生的较强的陀螺力以及相应的进动可能是致命的。人们期望在这方面找到改进的、简单的、和轻量的解决方案。 发明内容[0009] 该目的通过以下阐述的用于控制直升机俯仰和滚转的方法和控制器来实现。该直升机具有机身，例如机舱，以及在该机身上方的具有翼片的旋翼。 [0010] 该旋翼具有旋翼轴并且通过一联接装置连接于机身，该联接装置能够在垂直于旋翼轴的二维中运动。该运动可以仅是枢转的，例如通过万向型的或万向节型的联接装置；或者仅是平移的，例如用滑行装置；或者是二者的结合，例如用三脚架或六脚架。重要的是在垂直于旋翼轴的二维中旋翼上升中心相对于机身重心的运动。例如，旋翼相对于垂直方向的倾斜可通过运动，主要是机身的运动引起，而几乎不通过旋翼的运动引起。 [0011] 通常地，联接装置包括调节旋翼相对于机身的方位的致动器系统。在具体的实施例中，旋翼轴通过致动器驱动的联接装置设于连接于机身的支承结构上，该致动器驱动的联接装置包括能够在垂直于旋翼轴的二维中相对于机身驱动带有旋翼的支承结构的致动器系统。 [0012] 控制器包括用于接收相对于垂直方向改变旋翼方向的，或者更确切地说改变带有旋翼的支承结构的方向的输入信号的输入信道。该垂直方向是从直升机的重心到地球重心的方向。控制器还具有发出信号至联接装置的致动器系统的输出信道，以从基于输入信号的起始方向相对于机身调整旋翼的方位，或者更确切地说调整带有旋翼的支承结构的方位。 [0013] 控制器被程序化用于执行以下步骤。控制器接收输入信号——例如从摇杆控制台——以从起始方位向相对于垂直方向的第一倾斜方向上倾斜旋翼轴。作为对输入信号的响应，控制器发出输出信号至致动器系统，该致动器系统在大致垂直于第一方向和旋翼轴的方向上，启动旋翼轴的运动，或者更确切的说，启动带有旋翼的支承结构的运动。该运动是倾斜或平移或二者的结合。旋翼轴进入第一方向的运动相对于在大致垂直方向上的倾斜有相当大程度上延迟。在具体的实施例中，该运动沿着旋翼旋转方向上的圆形路径的第一部分。 [0014] 通常地，该运动通过数字控制器渐增式完成，而不是无限平滑的运动。例如，沿线性路径在第一方向上倾斜旋翼的输入命令被转换成起初大体横向方向上运动，接着平行于第一方向的运动。这种运动的说明如下： [0015] 已经观察到的是，旋转旋翼在单一方向上的倾斜会导致具有失去直升机稳定性风险的系统进动。这种进动在以上引述的国际专利申请WO 04/103814的第4页第3段中提到。关于本发明，实验上已经发现的事实是，这种进动可以从一开始就主动排除，如果沿着旋翼的旋转方向上的圆形路径在旋翼上施加输入的倾斜力，将会导致不具有进动的旋翼的线性倾斜。 [0016] 因此，本发明主动预防进动，而不是后期阻止进动。 [0017] 例如，进动的预防可以由枢转运动实现，机身的方位通过该运动在很大程度上不变。但是，如果机身和旋翼之间，更确切的说，机身和带有旋翼的支承结构之间的联接装置仅仅是可平移类型的，可以通过类似的运动预防进动。对于平移运动，由输出信号限定的运动路径跟由枢转运动限定的稍微不同，但是，原理是相似的。 [0018] 在进一步的实施例中，控制器被配置用于根据算法计算出一定的路径，并且控制器后的转换器用于将控制器的输出信号转换为实际使用的联接装置系统的控制信号。因此，同样的控制器可用于平移系统，枢转系统，或者类似能够进行包括倾斜和平移的复杂运动的六脚架的系统。只有转换器可以被修正，以调节输出信号。 [0020] 关于本发明，设立控制器，该控制器考虑到排除进动的补偿需要，可将输入信号转化为输出信号。如果该输入信号是在单一方位上倾斜的命令，在某些情况下，补偿的输出信号将引起大致沿着半圆周的运动。但是，在实践中，转向操纵不是这样，该转向操纵在方向和速度上持续变化。因此，控制器接收第一输入信号并且首先计算出横向运动，并且具有一定延迟地在第一方位上引入该运动，从而沿着圆形路径的第一部分进行倾斜。然后，该路径根据下面更详细说明的算法进行修正。 [0021] 例如，输入信号可能来自操纵杆型转向装置，其中，操纵杆的运动产生相应的用作控制器输入信号的电信号。当该操纵杆开始从第一方位上移动时，通过自操纵杆转向装置产生的并且作为输入信号由控制器接收的电信号随后用于控制器中，以估计操纵杆的最终可能的方位——基于输入信号和开始方位，操纵杆最终方位与旋翼轴的最终方位相应。最初的估计本身与实际最终位置相比，可能看起来是完全错误的，但是在实践中，该估计已被证明在迭代过程中表现令人满意，并且具有在输入信号时间和旋翼倾斜时间之间仅有短的、非显著的延迟的优点。太长的延迟对持续进行的转向来说不太合适。 [0022] 从最终方位的估计，控制器计算出从起始方位至估计的最终方位的大致的圆形路径，该圆形路径与旋翼轴垂直。基于该圆形路径，输出信号发出，以沿着圆形路径的第一部分倾斜和/或平移旋翼。 [0023] 只有在这种情况下，其中，操纵杆的运动速度是不变的，倾斜将沿着首先计算出的圆形路径持续。为了也考虑其他类型的变化的输入信号，控制器根据进一步收到的输入信号，通过进行新的估计持续调节计算出的路径。基于变化的输入信号，期望的最终方位被持续的重新计算，并且，相应地，之前计算出的路径的调整被确定。根据持续重新计算出的路径，输出信号被发送至致动器系统，以相对于机身，沿着重新计算的路径，倾斜和/或平移旋翼。 [0024] 该计算可以用模拟电子方式进行，但是，为了将其作为数字计算机程序执行，优选用数字方法。因此，在实际的实施例中，控制器被程序化，以从输入信号中采样，成为与连续的时间单元相关的样本。例如，对于每个连续的时间单元，计算出该时间单元中指示旋翼轴方位的数据，该时间单元中指示旋翼轴倾斜的平均速度的数据，以及该时间单元中指示旋翼轴倾斜的平均加速度的数据。基于上述取样，通过控制器产生输出信号，以倾斜旋翼轴。 [0025] 在实际的实施例中，对于每个特定的输入样本，输出信号具有第一分量和第二分量。第一分量确定旋翼轴在第一方向上的第一运动，例如倾斜，第二分量确定旋翼轴在垂直于第一方向上的第二运动，例如倾斜。该第一分量相对于第二分量延迟了多个时间单元。实践中，基于输入信号，与特定样本有关的第一方向上的运动分成若干沿着第一方向上的分量。然后这些分量被分配至随后的时间单元。例如，10％的最初的输出样本信号用于第一方向上的运动，20％的下一个输出样本信号用于第一方向上的运动，3个时间单元之后， 30％的输出样本信号用于第一方向上的运动，4个时间单元之后，40％的输出样本信号用于第一方向上的运动。这样，在大体垂直于第一方向的方向上倾斜启动，并且第一方向上的运动很大程度上在后期的时间单元中执行。这模拟了圆形路径的第一部分。 [0026] 根据倾斜速度的增加，进动力增加。为了排除这种进动，必须调节横向运动的幅度。因此，使得横向倾斜幅度由第一方向上的旋翼轴的倾斜速度和/或加速度而定，其中，速度或加速度或两者从至少一个前期的样本中得到。因此，时间单元内的横向组成由较早的时间单元的转向系统的速度和加速度而定。 [0027] 应当指出的是，术语“第一方向”不是静态方向，而是可以根据转向机构的使用而变化。这是控制器持续估计的原因，该控制器考虑到任何随意的运动，并且发现相应的旋翼和机身之间的联接装置中的运动的调整曲线。 [0028] 通过使用上述系统，在实验装置中，很大程度上避免了进动。基本上已发现，如果垂直于第一方向的运动幅度由前期的样本速度而定，是最好的。实验上，如果垂直于第一方向的运动幅度也由若干较早的时间单元，优选为三个时间单元之前的样本中的加速度而定，这已被进一步证实更为有利。 [0029] 这种类型的控制器对于包括机身和具有翼片的单个旋翼的直升机特别有用，该翼片具有恒定的桨距或总距，其中，与周期变距对比，所有主旋翼叶片共同地(即，全部同时)并且不依赖于它们的位置。特别地，不具有周期变距控制的旋翼很难转向。该旋翼具有旋翼轴并且通过联接装置连接于机身，该联接装置能够在垂直于旋翼轴的二维中枢转运动。这种枢转运动通过致动器系统完成，以相对于机身调整旋翼的方位。优选地，该联接装置是六脚架。 [0030] 上述控制器适合于具有旋翼的直升机，该旋翼不具有周期变距，具有或不具有尾旋翼。该控制器适于具有总距操纵器(不是周期变距操纵器)的直升机，该直升机具有或不具有尾旋翼。 [0031] 能够在旋翼和机身之间枢转的联接装置可以是多种类型，例如，万向节型或三脚架型。然而，为了结合平移运动和枢转运动，优选为六脚架，该六脚架是六腿悬架，其将旋翼的支承结构连接于机身。这种悬架由V.Gough在1955年发明。该六个脚是纵向伸展的致动器，该元件为与飞行器机身有关的旋翼系统提供了六轴自由度。 [0032] 作为旋翼和机身之间的联接装置，六脚架提供了用于旋翼叶片部分的简化的固定的倾斜角的可能性，从旋转翼得到的升力可通过旋转速度进行调节。由于不需要复杂的总距和周期变距控制机构，这使得旋转翼显著简化。 [0033] 在旋翼系统上的六腿悬架集成有内置冗余，以防致动器失效。调节装置可通过计算用于运行的致动器的替代设置来补偿失效的致动器。这导致这样的情形，即，其中旋转翼将采取相对于飞行器机身的替代高度，这对于耐飞性将是无关紧要的。两个致动器同时失效时仍可以操纵飞行器，但是会失去平衡。 [0034] 本发明，特别是与六脚架结合，优选地，可结合现有技术的在旋翼和机身之间具有枢转接头的直升机原理，例如，在本发明上述的介绍中的现有技术的直升机。因此，本发明的独立部分是具有机身和旋翼以及在机身和旋翼之间的六脚架连接件的直升机。在实际的实施例中，旋翼设于支承结构之上。六脚架连接件，优选地是具有六个受致动器驱动的腿的致动器驱动装置。 [0035] 例如，直升机的旋翼系统是自驱动的自主系统，其中，旋翼具有驱动部分，该驱动部分具有喷射嘴，经由该喷射嘴排出喷射气流以驱动该旋翼。这种系统在法国专利申请FR1424495，德国公开文献DE2209733，欧洲专利申请EP1832511以及国际专利申请WO04/02824中公开。然而，优选地用于直升机的系统由同一发明人在未决国际专利申请PCT/DK2008/050268中描述。 [0036] 当这种自主旋翼系统悬置于前述的六脚架中时，该系统构成了飞行器的所有控制装置，并且飞行器的机身可被自由设计。飞行器机身可设计成独立于飞行方向指向任意方向的圆形的整流罩。飞行器可以是用于军事侦察任务的无人飞行器。这里的整流罩可以是具有光学传感器的传感器整流罩，该光学传感器可独立于飞行方向指向任意方向。该整流罩可以是雷达天线，并以独立的转速旋转。 [0037] 本发明可在具有C语言编程的计算机程序中执行。相应的迭代程序复制如下。 [0038] [0040] 图1a是根据本发明的原理草图，图1b是具有转换器的拓展草图； [0041] 图2示出了根据控制器算法的旋翼轴的倾斜运动； [0042] 图3示出更复杂情形的运动； [0043] 图4示出算法的坐标系； [0044] 图5a和5b示出输入信号和输出信号中的计算路径之间的关系； [0045] 图6a和6b示出不同的输入信号和输出信号中的计算路径之间的关系； [0046] 图7示出将旋转翼片和飞行器机身连接至飞行器的姿态控制装置的六腿悬架(六脚架)； [0047] 图8示出六腿悬架(六脚架)的俯视图； [0048] 图9示出示例性实施例，其中，飞行器设计成圆形的传感器整流罩； [0049] 图10a示出正常的平衡情形，图10b示出旋翼相对于机身的倾斜，图10c示出通过倾斜机身将旋翼相对于垂直方向倾斜。 具体实施方式[0050] 图1a示出了本发明的原理。转向装置1发送输入信号4进入控制器2的输入信道5。该控制器2被配置，例如被程序化，以执行倾斜路径的计算，并且发送输出信号7通过信道6至致动器系统3。 [0051] 为了将输出信号7调整为特定用于特定类型的致动器的信号7’，控制器2可相应地被配置。但是，替代方案在图1b中示出，其中，控制器的输出信号7由转换器15转换为与特定类型的致动器一致的用于正确路径的信号7’。例如，如果联接装置为枢轴联接装置，控制器的输出信号7可被修改为圆形倾斜，或者如果联接装置是可平移的滑行装置，控制器的输出信号7可被修改为圆形平移，或者被修改为其中之一，或者在联接装置是六脚架的情况下，被修改为倾斜和平移的组合。 [0052] 图2示出了接收了控制器输出信号后旋翼的运动。将飞行器向前的(俯仰)方向定义为X轴，将飞行器向左(滚转)的方向定义为Y轴。图中坐标系示出，在第一方向上，从旋翼轴的最初的方位A至最终位置B的运动，该第一方向在所述前进方向的左边。如果该运动以基本恒定的速度沿着线性路径(第一方向)从A至B进行，将会引起旋翼的进动，该进动可能引发飞行器的问题。如果轨迹由控制器确定，转向装置(例如操纵杆转向控制台)的线性输入线路转化为所示的圆形线路8。该圆形线路从一开始就抑制了进动。 [0053] 如果从旋翼轴的A方位至旋翼轴的B方位的运动进行缓慢，由于缓慢运动相应的进动较小，实际计算出的运动可能是若干小半圆形9，而不是大圆形。旋翼方位的缓慢变化通常因为其自然稳定性而被直升机快速阻尼掉。 [0054] 一旦来自第一方向上(Y轴)的起始方位A的起始输入轨迹10作为转向装置的输入信号被控制器接收，旋翼轴上的力开始从A沿着输出轨迹11运动，如图3所示。控制器接收起始输入轨迹，其作为指示起始位置、起始速度以及起始加速度的数据。从这些参数中，由控制进行估计，使得估计的最终位置B以及相应的半圆形线路8被计算出。因此，轨迹8的第一部分11作为输出信号被发送至致动器系统。 [0055] 由于最终方位B仅仅是一种估计，控制器通常不得不基于转向装置的进一步输入来重新估计最终方位B。例如，转向装置可发送命令在C处停止运动。如果控制器用这个作为估计，圆形路径将会是如较小的半圆形12所示。因此，对于控制器，有必要执行从第一轨迹11朝向较小半圆12的路径的修正。这种修正13通过计算新的圆形运动14来进行，如之前若干连续的圆形路径所示。 [0056] 图3中的草图仅是说明性的，用于理解原理，并没有示出实际运动的路径，由于系统的快速采样，例如每秒50次采样，通常会导致比所示的更复杂的曲线。 [0057] 为了还包括变动方向和速度的更复杂的转向指令，轨迹只好被持续地重新计算。然而，上述原理可应用到每个连续的步骤。大体上，旋翼轴运动初始的横向方向仅垂直于运动初始的第一方向。在随后的修正中，调整不需要与运动横向，因为这取决于前期的步骤。 例如，如果曲线的第一横向部分已经计算出，比抵消进动所需要的大，随后的修正可不立即导致大体的横向运动，而导致更复杂的路径。 [0058] 适用于本发明的算法在下面以示意图形式描述。 [0059] 当在如图4所示的笛卡尔坐标系中偏移时，随后的算法可作为实例用于在Y轴17的方向上的一维转向输入动作，横贯于在X轴方向22上的飞行方向，该X轴方向22垂直于向上的Z方向19。进一步指示的是偏航16，滚转21以及机身俯仰18。输出信号具有大体上沿着圆形开始的Y分量和X分量。所述Y分量可被视为分配至随后的一些样本中的延迟的Y信号，而X信号决定运动的起始。 [0060] Yin的Y分量＝＞÷Ydelay+Yrestoration以及Yin的X分量＝＞Xswing÷Xwithdraw[0061] 其中 [0062] Ydelay Yyd＝Yvn-1*K1(读取Yyf：Y-out，af y-input，延迟部分) [0063] Yrestoration Yyr＝Yvn-3*K2 [0064] Xswing Xys＝(Yvn-1*K3+Yan*K4)*K5 [0065] Xwithdraw Xyw＝(Xys n-1 Xyw n-1+Xys Rest n-1)*K6 [0066] Xys Rest Xys Rest＝Xys n-1+Xyw n-1+Xys Restn-1 [0067] 其中Yv是Yin的速度， [0068] Yv＝Yn.Yn-1(dt is一个采样周期) [0069] 和Ya是Yin的加速度， [0070] Ya＝Yvn.Yvn-1(dt is一个采用周期) [0071] Kn是常数，n-1 is the迭代产生。 [0072] Yy-input＝.Yvn-1*K1+Yvn-3*K2 [0073] Xy-input＝(Yvn-1*K3+Yan*K4)*K5.(Xys n-1 Xyw n-1+Xys Restn-1)*K6[0074] X-input用同样的方式推导： [0075] xx-input＝.Xvn-1*K1+Xvn-3*K2 [0076] [0077] 注意正x-input在右手和CCW旋转系统中给出负Y-circleswing！ [0078] [0079] [0080] Xout＝Xn-1.Xvn-1*K1+Xvn-3*K2+(Yvn-1*K3+Yan*K4)*K5.(Xys n-1 Xyw n-1+Xys Rest n-1)*K6[0081] 用到以下常数： [0082] K1＝0,2 K2＝0,7 K3＝3,5 K4＝1,5 K5＝0,9 K6＝0,08 og dt＝20ms [0083] 类推地，可采用极坐标，其中，示范性算法才采用以下形式。在这种情形下，圆形起始端沿着具有B分量的A方向。 [0084] B分量：Bin＝＞Bdelay+Brestoration og A分量：Bin＝＞Aswing.Awithdraw[0085] hvor [0086] Bdelay Bbf＝Bvn-1*K1(读取Bbf：B-swing，of b-input，延迟部分) [0087] Brestoration Bbg＝Bvn-3*K2 [0088] Aswing Abu＝(Bvn-1*K3+B an*K4)*K5 [0089] Awithdraw Abg＝(Abun-1 Abgn-1+Abu Rest n-1)*K6 [0090] Abu Rest Abu Rest＝Abu n-1+Abg n-1+Abu Rest n-1 [0091] 其中Bv是B的速度，Bv＝Bn.Bn-1(dt是一个时间周期) [0092] and Ba是B的加速度，Ba＝Bvn.Bvn-1(dt是一个时间周期) [0093] Kn是常速n-1 is迭代的产生。 [0094] Bb-input＝.Bvn-1*K1+Bvn-3*K2 [0095] Ab-input＝(Bvn-1*K3+Ban*K4)*K5.(Abun-1 Abg n-1+Abu Rest n-1)*K6[0096] A-input用同样的方式推导： [0097] aa-input＝.Avn-1*K1+Avn-3*K2 [0098] [0099] 注意正A-swing在右手和右手CCW旋转系统中给出负B-circleswing！ [0100] [0101] [0102] Aout＝An-1.Avn-1*K1+Avn-3*K2+(Bvn-1*K3+Ban*K4)*K5.(Abun-1 Abgn-1+Abu Rest n-1)*K6[0103] 以下的常数在20ms的采样时间单元内使用 [0104] K1＝0,2 K2＝0,7 K3＝3,5 K4＝1,5 K5＝0,9 K6＝0,08 og dt＝20ms [0105] 图5a和5b中，图6a和6b中示出更加复杂的运动示例以及相应的计算路径。坐标系示出垂直的俯仰方向以及水平的滚转方向。 [0106] 图5a以点画直线，示出稳定的俯仰输入信号。曲线的输出信号示出圆形起始端，但随后通过绕末端点弯曲，引入轻微的过调，调整至运动停止。 [0107] 图5b中，示出同样的输入信号的起始位置和末端位置，但是，具有慢的起始速度和持续的较高速度。初始的较慢速度导致小圆形运动，这之后，较大的近似圆形把倾斜的较高的加速度和速度考虑进去。 [0108] 图6a示出向后倾斜的转向输入信号，该倾斜是直升机机鼻的提升，随后向右舷滚转。同样，在这种情况下，示出近似的大体圆形运动，但是，由于方向和速度的变换，该运动的圆形很大程度上被扭曲。 [0109] 图6b示出跟随有滚转部分的向前的俯仰输入信号组合。圆形起始端试图跟着运动，导致圆形路径的连续扭曲。 [0110] 图7示出具有旋翼系统的飞行器31的示例性实施例，该旋翼系统具有从喷射孔25切向排气的驱动部分24。该系统在法国专利申请FR1424495，德国公开文件DE2209733中，欧洲专利申请EP1832511，以及国际专利申请WO04/02824中公开。但是，直升机的优选的系统在未决国际专利申请PCT/DK2008/050268中由同一发明人描述。 [0111] 旋转叶片26以固定的俯仰角紧固在驱动部分24的旋转结构上。与叶片26结合的驱动部分24产生的提升力29，由旋转结构的转动速度调节。这与常规的直升机比较，其中，产生的力由总俯仰角调节。 [0112] 飞行器31的姿态是通过六腿悬架34控制的，其中六腿悬架34被制成将旋翼系统的支承结构20和飞行器机身31相互连接的六脚架。因此，六条腿在三个点处连接到驱动部分24，并在三个点处连接到机身31，使得每两个相邻的腿在它们的一端处具有一个共同的连接点，而在它们的相对端处具有两个不同的连接点。六条腿34是能纵向延伸的致动器，其中，基准三角形30被固定到飞行器机身31上，并且，如在图8中更详细地示出的，能沿六条轴线自由运动的三角形35被固定到驱动部分2的支承结构20上。 [0113] 图7中的情形是，飞行器机身的重心32关于飞行器机身31的垂直中心线33移位，并且其中，飞行器的悬架34横向偏离旋翼系统到达重心32的正上方位置，由此使飞行器保持平衡。 [0114] 图8示出了图7的情形的俯视图，其中能沿6条轴线自由运动的三角形35借助于六个能纵向延伸的致动器36相对于基准三角形30移位。 [0115] 图9示出了安装在飞行器上的旋转翼，该飞行器设计成圆形的传感器整流罩27，其中整流罩27可指向不受飞行方向支配的任意方向。同时，整流罩27也可以独立的旋转速度绕整流罩37的重心水平旋转。 [0116] 图10a示出了正常的平衡情形，其中，旋翼是垂直的，并且沿着机身重心上方的垂直方向。图10b示出旋翼相对于机身的倾斜。在这种情况下，六脚架可由枢转联接装置替代。图10c示出通过也将机身倾斜使旋翼相对于垂直方向倾斜。在这种情况下，六脚架可由联接装置或六脚架替代，该联接装置仅允许横向运动。 |
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