CN101905744A - 控制混合式直升机的偏航程度的方法以及混合式直升机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种控制混合式直升机(1)的偏航程度的方法，所述混合式直升机具有机身(2)且包括附加升力表面(3)，所述附加升力表面设有在所述机身(2)两侧延伸的第一半翼和第二半翼(8′，8″)，每个半翼(8′，8″)设有相应的第一螺旋桨或第二螺旋桨(6′，6″)。此外，混合式直升机设有推力控制器(30)，所述推力控制器(30)适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨(6′)的第一桨叶(P′)的第一桨距(P1)和所述第二螺旋桨(6″)的第二桨叶(P″)的第二桨距(P2)。在这些情况下，所述混合式直升机包括偏航控制装置(20)，所述偏航控制装置适合于产生原始指令，从而通过增大一个螺旋桨的桨距并减小另一螺旋桨的桨距来修改所述混合式直升机(1)的偏航程度，根据推力控制器(30)的位置可优化所述原始指令(O1)，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令(O2)。

Description

控制混合式直升机的偏航程度的方法以及混合式直升机

技术领域

本发明涉及控制混合式直升机偏航的方法、以及设有适合于实施所述方法的偏航控制设备的混合式直升机。

更具体地说，本发明涉及应用垂直起落飞机(VTOL)的先进概念的混合式直升机。

这种先进的概念通过可使用推进螺旋桨并安装现代涡轮发动机来以合理的成本将传统直升机的垂直飞行效率与高速行进性能组合起来。

背景技术

为了清楚地理解本发明的目的，适宜地应想到，该主要类型的飞行器对应于飞机和旋翼飞行器。

术语“旋翼飞行器”用来表示任一运载工具，其中，其所有或部分升力是由具有基本垂直轴线和较大直径的一个或多个螺旋桨来提供的，该螺旋桨称为旋翼或旋转机翼。

旋翼飞行器的范畴自身可细分成几个不同类型。

首先，有一种直升机，由合适动力装置驱动的至少一个主旋翼既提供升力又提供推进力。

然后，有一种自转旋翼机，自转旋翼机是这样一种旋翼飞行器，其中，旋翼不接受动力，而是通过在旋翼飞行器的向前速度效应下自转而提供升力。推进力由涡轮发动机来提供，或者由具有一在向前飞行中基本水平的轴线并用传统发动机驱动的螺旋桨来提供。

旋翼推进飞机是一种介于直升机和自转旋翼机之间的旋翼飞行器，其中，旋翼只提供升力。在起飞、悬停或垂直飞行、以及降落阶段，旋翼通常由动力装置来驱动，就像直升机一样。旋翼推进飞机因此包括附加的推进系统，该推进系统与旋翼组件完全不同。在向前飞行中，旋翼继续提供升力，但只以自转模式提供升力，即无需将动力传输至所述旋翼。

已经或多或少地研究了另外几种新颖的方式，其中有些已经形成实际的实施例。

在这方面，可能要提及复合式直升机，其在起飞和降落时像直升机，而在巡航时像自转旋翼机：其旋翼由于飞行器的向前速度而实施自转并提供一些升力，其余升力由辅助机翼来提供。具有基本水平轴线的牵引式螺旋桨输出平移运动所需的力。例如，文献GB 613715描述了一种复合式直升机。

类似地，文献US-6513752描述了一种飞行器，该飞行器包括：

机身和机翼；

两个可变桨距螺旋桨；

旋翼，该旋翼“在其端部”具有重量；

驱动两个螺旋桨和旋翼的动力装置；

用于调节螺旋桨的桨距的控制设备，从而：

·在向前飞行时，来自螺旋桨的推进力朝向飞行器的前部施加；以及

·在悬停飞行时，通过使一个螺旋桨输出朝向飞行器前部的推力而使另一螺旋桨输出朝向飞行器后部的推力来提供反扭矩功能，而旋翼由动力装置来驱动；以及

该动力装置包括发动机和离合器，离合器通过将旋翼与发动机脱开而由于上述重量能使旋翼旋转得比所述发动机的输出端更快。

此外，已经指出，离合器能允许向前飞行中的自转旋翼机模式。因此，根据文献US-6513752的飞行器是复合式的。

此外，设置在动力装置和螺旋桨之间的动力传输变速箱能使所述螺旋桨相对于所述动力装置输出端的速度以多个不同转速运转。

可变式旋翼飞行器构成了另一特定的旋翼飞行器形式。该术语覆盖了在飞行时改变构造的所有旋翼飞行器：起飞和降落时处于直升机构造；而巡航飞行时处于飞机构造；例如两个旋翼倾斜转过约90°以用作螺旋桨。

已知另一新颖形式简称为“混合式”直升机。

混合式直升机具有带有主旋翼的机身，在至少一个涡轮发动机的驱动之下，主旋翼用于使桨叶旋转。

此外，混合式直升机还设有由两个半翼构成的机翼，两个推进螺旋桨设置在机身各侧的相应一个半翼上。

此外，混合式直升机装配有一体的驱动系统，该一体的驱动系统不仅包括涡轮发动机、旋翼和两个螺旋桨，而且包括这些元件之间的机械互连系统。

由于这种构造，涡轮发动机、螺旋桨、主旋翼、以及机械互连系统的输出转速是相互成比例的，在一体的驱动系统的正常运行条件下，无论混合式直升机的飞行构造如何，所述比例都是恒定的。

因此，有利的是，无论处于混合式直升机的何种构造，是向前飞行还是悬停飞行，旋翼总是由涡轮发动机驱动旋转，并且总是输出升力。混合式直升机因此既不是自转旋翼机，也不是旋翼推进飞机，也不是复合式飞行器，而是一种新颖的旋翼飞行器。

更确切地说，旋翼设计成在起飞、降落和垂直飞行阶段提供混合式直升机的所有升力，而在巡航飞行期间提供一部分升力，机翼则贡献用来支承所述混合式直升机的一部分升力。

因此，旋翼在巡航飞行时提供混合式直升机的大部分升力，并且可能贡献小部分的推进力或牵引力并总是以最小阻力工作。

通过以相同的量来修改混合式直升机的螺旋桨桨叶的总距，还可控制螺旋桨所产生的推力。

相比之下，反扭矩功能和偏航控制功能通过使用由螺旋桨施加的推力差来提供，例如通过飞行员操作方向舵杆来实施。

然而，已经发现，方向舵杆的滥用会导致使直升机经受苛刻机械应力的机动飞行，或者甚至导致混合式直升机极端偏航。

本发明的技术领域因此是用于混合式直升机的飞行控制的狭义技术领域。

然而，可提及专利FR 2476013和FR 1132452，它们描述了允许控制表面在低速时大幅度运动而在高速时限制所述运动的装置。

因此，根据专利FR 2476013，一种调节构件限制可由飞行员移动的控制设备运动，这种限制是从动压力获得的信号的函数。

相比之下，专利FR 1132452提供了限制由于飞行器向前速度变化而运动控制设备对于控制表面的影响，从而控制设备的相同运动引起控制表面随所述向前速度而变的不同运动。

尽管它们不是所要关心的，但是这些解决方案将呈现为不太适合于混合式直升机的尤其具体方面。

此外，文献FR 2916421描述了一种控制系统，该控制系统具有用于产生平均桨矩设定值的构件。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种能避免上述局限性而保持混合式直升机的实体完整性的方法。

根据本发明，一种控制混合式直升机的偏航程度的方法，所述混合式直升机具有机身且包括：

主升力旋翼，所述主升力旋翼设置在所述机身上方；

附加升力表面，所述附加升力表面设有在所述机身两侧延伸的第一半翼和第二半翼，每个半翼设有设置在机身两侧的相应的第一螺旋桨和第二螺旋桨；

机械互连系统，所述机械互连系统位于主旋翼和所述螺旋桨之间，至少一个涡轮发动机与所述机械互连系统啮合以连续地驱动主旋翼和螺旋桨旋转；以及

推力控制器，所述推力控制器适合于以相同的量(即平均桨距)修改所述第一螺旋桨的第一桨叶的第一桨距和所述第二螺旋桨的第二桨叶的第二桨距；

显著之处在于，所述混合式直升机包括偏航控制装置，所述偏航控制装置适合于产生原始指令，从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶的桨距并减小所述第二桨叶的桨距来修改所述混合式直升机的偏航程度，通过随所述推力控制器变化的可变增益来优化所述原始指令，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令。

因此，例如杆之类的推力控制器用来确定第一螺旋桨和第二螺旋桨的第一桨叶和第二桨叶的平均桨距。通过移动推力控制器，飞行员以相同的方式操作第一螺旋桨和第二螺旋桨的所述第一桨叶和第二桨叶。

相比之下，为了控制混合式直升机实施偏航，飞行员操作例如方向舵杆之类的偏航控制设备。

第一桨叶和第二桨叶的第一桨距和第二桨距然后偏移其平均桨距，一个螺旋桨的桨距增大一差值桨距，而另一螺旋桨的桨距减小相同的差值桨距。因此，一个螺旋桨的桨矩等于平均桨矩加上差值桨矩的和，而另一螺旋桨的桨矩等于平均桨矩减去差值桨矩的差。换言之，差值桨距例如等于第二螺旋桨的桨距减去第一螺旋桨的桨距的差的一半。

此外，根据本发明，差值桨距以有新颖性和创造性的方式确定为推力控制器位置的函数。

偏航控制装置给出原始指令，该原始指令趋于以初始差值桨距修改第一螺旋桨和第二螺旋桨的桨距。

例如，所述原始指令O1以差值桨距度数给出，使用下列方程来确定所述原始指令，其中，DDN表示差值桨距控制的百分比，“K”表示在零推力处所述差值桨距的最大幅度的绝对值：

$O1=K\×\frac{\mathrm{DDN}-50}{100}$

此外，“K”确定为随旋翼飞行器而变化。例如，旋翼飞行器的差值桨距在负9度到正9度范围内的变化给出了等于18度的最大幅度绝对值K。

假如偏航控制装置为适合于围绕一点顺时针或逆时针枢转的方向舵杆，而K的值等于18度，则DDB例如等于：

当方向舵杆顺时针转动到第一支座从而发送等于负9度的原始指令O1时，DDB等于0％；

当方向舵杆逆时针转动到第二支座从而发送等于正9度的原始指令O1时，DDB等于100％；以及

当方向舵杆居中时，即当飞行员没有在方向舵杆施力由此致使发动等于0度的原始指令O1时，DDB等于50％。

在这些情况下，根据该实施例，通过纠正、用增益来调制、既纠正又用增益来调制，来优化飞行员给出的原始指令，所施加的纠正和/或修改随推力控制器而变化，因此可供选择地是推力控制器位置的函数，从而获得优化指令。

例如，在一实施例中，用已被调制的差值桨距而非偏航控制设备发送的原始差值桨距来修改第一螺旋桨和第二螺旋桨的桨距，该已被调制的差值桨距等于原始差值桨距乘以增益。

例如，飞行员移动方向舵杆以给出原始指令，用于使第一螺旋桨的桨距增大9度并因此使第二螺旋桨的桨距减小9度。

然而，给定推力控制器的位置，则该变化量不是必需的。假设增益的值由于推力控制器的位置而为0.5，则原始指令将通过乘以所述增益而最终被调制。因此，第一螺旋桨的桨距增大9度乘以0.5，即增大4.5度，而第二螺旋桨的桨距减小9度乘以0.5，即减小4.5度。

因此，第一螺旋桨和第二螺旋桨的差值桨距变化最终受到飞行控制器的限制。

通过限制该差值变化，可以确保没有突然的偏航，这种突然的偏航会损坏混合式直升机。

所实施的方法还可包括以下特征中的一个或多个。

在第一变型中，优化指令等于原始指令加上纠正项，从而根据推力控制器来修改差值桨距。

因此，为了获得优化指令，根据下列第一关系式，通过向所述原始指令增加纠正项来纠正原始指令，该纠正项是推力控制器位置的函数：

O2＝O1+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示以差值桨距度数给出的所述优化指令，O1表示以差值桨距度数给出的所述原始指令，P0表示所述偏航控制装置居中时在零推力处的差值桨矩，PCOM表示由于所述推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

在第二变型中，优化指令等于已被调制的原始指令以限制飞行员的权力。

因此，为了获得所述优化指令，根据下列第二关系式，通过可变增益来调制所述原始指令，所述可变增益随所述推力控制器变化：

O2＝O1*G

其中，O2表示以差值桨距度数给出的所述优化指令，O1表示以差值桨距度数给出的所述原始指令，G表示所述增益，“*”表示乘号。

在第三变型中，优化指令等于已被调制的原始指令加上纠正项，从而限制飞行员的权力并根据推力控制器的位置来修改差值桨距。

因此，为了获得所述优化指令，根据下列第三关系式，以可变增益调制原始指令并给已被调制的指令增加纠正项，所述可变增益随所述推力控制器的位置而变化，所述纠正项是推力控制器的位置的函数：

O2＝O1*G+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示以差值桨距度数给出的所述优化指令，O1表示以例如差值桨距度数给出的所述原始指令，G表示所述增益，P0表示所述偏航控制装置居中时在零推力处的所述差值桨矩，PCOM表示由于所述推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

有利的是，在第二实施方式和第三实施方式中实施的所述可变增益从最大增益向最小增益减小，当所述推力控制器产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨的最小合成推力时，应用所述最大增益，而当所述推力控制器产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨的最大合成推力时，应用所述最小增益。

更确切地说，有利的是，最小增益等于最大增益的三分之一。

此外，在第一选择方案中，有利的是，增益和/或纠正项应用线性关系而变化，从而能借助专门的机械装置来实现它们。这种线性增益和线性纠正项完全满足可驾驶性和舒适性。

具体地说，可以设想增益从最大增益向最小增益减小，当所述推力控制器产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨的最小合成推力时，例如悬停飞行中的零推力，应用所述最大增益，而当所述推力控制器产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨的最大合成推力时，应用所述最小增益。

因此，在混合式直升机高速飞行时，偏航控制装置的权力通过使其作用最小化而减小。因此，偏航控制装置给出的相同指令会在低速时比在高速时产生螺旋桨桨距的较大变化。

此外，在增益线性变化时，增益可供选择地用下列第四关系式来确定，其中，G表示所述增益，GMIN表示所述最小增益，GMAX表示所述最大增益，PCOM表示在给定瞬时由于推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”表示乘号：

G＝GMAX-[(GMAX-GMIN)*(PCOM/100)]

应能观察到，最小增益和最大增益根据混合式直升机的特性通过传统测试来确定，通过模拟来测试各种构造，熟悉本领域的技术人员就能优化所述最大增益和最小增益的值。例如，最大增益等于一，而最小增益等于三分之一。

在这些条件下，增益从最大增益GMAX线性减小到最小增益GMIN，当推力控制器处于最小位置且产生零推力时，应用该最大增益GMAX，而当推力控制器处于最大位置且产生等于最大容许推力的100％的推力时，应用该最小增益GMIN，百分比PCOM在零推力时等于零，而在最大容许推力的100％时等于100。

在第二选择方案中，增益和/或纠正项可应用非线性关系变化。例如，通过在电子控制下使用致动装置，可以致使增益和纠正项应用有利的非线性关系变化，这是通过允许对称偏航控制设备相对于混合式直升机的偏航平衡位置沿着两个方向移动并使其在稳定飞行中用偏航控制装置(方向舵杆)驾驶到居中位置来实现的。

除了上述方法之外，本发明还提供一种实施该方法的混合式直升机。

因此，根据本发明，一种混合式直升机包括机身且包括：

主升力旋翼，所述主升力旋翼设置在所述机身上方；

附加升力表面，所述附加升力表面设有在所述机身两侧延伸的第一半翼和第二半翼，每个半翼设有设置在机身两侧的相应的第一螺旋桨或第二螺旋桨；

机械互连系统，所述机械互连系统位于主旋翼和所述螺旋桨之间，至少一个涡轮发动机与所述机械互连系统啮合以连续地驱动主旋翼和螺旋桨旋转；以及

推力控制器，所述推力控制器适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨的第一桨叶的第一桨距和所述第二螺旋桨的第二桨叶的第二桨距；

设有偏航控制装置的偏航控制设备，所述偏航控制装置适合于产生原始指令，从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶的桨距并减小所述第二桨叶的桨距来修改所述混合式直升机的偏航程度；以及

组合器，所述组合器适合于将飞行员给出的推力控制指令与飞行员给出的差值桨距控制指令组合起来，该推力控制指令用来总地修改第一桨距和第二桨距，该差值桨距控制指令用来修改混合式直升机的偏航程度。

显著之处在于，所述偏航控制设备包括调节装置，所述调节装置适合于根据所述推力控制器的位置来优化所述原始指令，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令。

因此，偏航调节工具将第一桨叶和第二桨叶的差值桨距限定为推力控制器的函数，这是通过纠正原始指令、用增益调制原始指令、或既纠正又用增益调制原始指令而改变该原始指令来实现的。

因此，偏航控制装置的给定运动引起第一桨距和第二桨距随着推力控制器位置的变化而改变。

混合式直升机则设有一个或多个下列特征。

例如，为了纠正原始指令，调节装置可包括第一优化装置。

这些第一优化装置用组合器来表示，该组合器经由至少一个左连杆和右连杆连接至偏航控制装置，可供选择地经由第一主连杆连接至偏航控制装置。此外，组合器经由第二主连杆连接至推力控制器，经由第一次连杆连接至用于控制第一桨距的第一控制构件，并且经由第二次连杆连接至用于控制第二桨距的第二控制构件。

因此，组合器是组合器/耦合器，包括：

承载结构，所述承载结构具有铰接至支承件的第一端部区域和铰接至所述第二主连杆的第二端部区域；

第一杆，所述第一杆具有铰接至所述左连杆的第一端和铰接至所述第一次连杆的第二端，所述第一杆能围绕第一紧固轴线自由枢转，所述第一紧固轴线将所述第一杆紧固至所述承载结构；

第二杆，所述第二杆具有铰接至所述右连杆的第一端和铰接至所述第二次连杆的第二端，所述第二杆能围绕第二紧固轴线自由枢转，所述第二紧固轴线将所述第二杆紧固至所述承载结构；以及

将所述第一杆的第一端与所述第一紧固轴线分开的第一杆臂短于将所述第二杆的第二端与所述第二紧固轴线分开的第二杆臂。

因此，组合器适合于通过增加作为推力控制器位置的函数的纠正项来纠正由偏航控制装置给出的或由辅助装置调制的原始指令，该纠正项有利地等于：

P0*[1-(PCOM/100)]

其中，P0表示偏航控制装置居中时在零推力处的所述差值桨矩，PCOM表示由于推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

例如，为了调制原始指令，调节装置可包括第二优化装置。

第二优化装置用曲柄来代表，该曲柄在第一主连杆中串联设置在上游第一主连杆和下游第一主连杆之间，所述上游第一主连杆连接至所述偏航控制装置，而所述下游第一主连杆通向所述组合器并直接地或间接地连接至所述组合器。曲柄设有上游辐部和下游辐部，在上游辐部和下游辐部之间形成一角度，例如90度，上游辐部紧固至上游第一主连杆，而下游辐部连接至下游第一主连杆。

曲柄还包括商改变装置，商改变装置用于修改下游辐部的第二长度除以上游辐部的第一长度的商，这些商改变装置由推力控制器来机械地控制。

因此，下游辐部的第二长度除以上游辐部的第一长度的商由一随着推力控制器位置可变的增益来调制。该商根据推力控制器的位置从最大增益减小到最小增益，当所述推力控制器产生来自第一螺旋桨和第二螺旋桨的最小合成推力时，应用所述最大增益，而当所述推力控制器产生来自第一螺旋桨和第二螺旋桨的最大合成推力时，应用所述最小增益，从而上游第一主连杆的第一运动D1引起下游第一主连杆的第二运动D2，由下式给出：

D2＝D1*G

其中，G表示由曲柄产生的可变增益。

在第一上述选择方案中，可变增益应用线性关系，而在第二选择方案中，可变增益应用非线性关系。

为了调制原始指令，调节装置可包括第三优化装置。

第三优化装置包括第一次连杆的第一可调节元件和第二次连杆的第二可调节元件，以及所述调节装置的第一计算装置。所述第一计算装置则适合于根据推力控制器来修改第一可调节元件和第二可调节元件的长度，从而随着推力控制器的位置变化来以可变增益调制所述原始指令。

至少一个可调节元件包括固定至上游次连杆和下游次连杆的致动器，所述致动器设置有致动器本体和致动器杆，所述偏航控制装置经由组合器来使所述上游次连杆沿第一行进方向移过第一距离，所述第一计算装置致使所述致动器杆相对于所述致动器本体沿与所述第一行进方向相反的第二行进方向移过第二距离，所述第二距离由所述第一计算装置用下列方程确定：

DIS2＝DIS1*(1-G)

其中，G表示可变增益。

可供选择的是，调节装置然后对于每个可调节元件各包括一个位置传感器，所述位置传感器连接至所述第一计算装置，从而给所述第一计算装置提供与对应可调节元件的长度有关的信息。

此外，推力控制设备可供选择地包括推力传感器，所述推力传感器连接至所述第一计算装置，从而给所述第一计算装置提供与所述推力控制器的位置有关的第一信息。推力传感器然后能让调节装置确定推力控制器的位置并从中推导出所述可变增益的值。

类似地，为了知道飞行员给出的偏航桨矩变化，偏航控制设备可供选择地包括偏航传感器，所述偏航传感器连接至所述第一计算装置，从而给所述第一计算装置提供与所述偏航控制装置的位置有关的第二信息。

因此，调节装置能操作至少一个可调节元件，从而在必要时根据推力控制器来调制飞行员给出的偏航桨矩变化，这是通过调节所述机械可调节元件的长度来实现的。

在另一方面，为了调制和/或纠正原始指令，调节装置可包括第四优化装置。

第四优化装置包括第二计算装置，所述第二计算装置具体地说首先经由电气或光学连接装置连接至所述推力控制器和所述偏航控制装置，其次连接至第一控制致动器和第二控制致动器以用于控制相应的第一控制构件和第二控制构件，所述第一控制构件和第二控制构件用于控制第一桨距和第二桨距，所述第二计算装置根据所述推力控制器的位置来优化所述原始指令以获得优化偏航控制指令，从而施加于所述第一控制致动器和第二控制致动器。

在适合于实施本方法第一变型的第一变型实施例中，调节装置设有第一优化装置。

在适合于实施本方法第二变型的第二实施例中，调节装置设有第二优化装置。

在适合于实施本方法第二变型的第三实施例中，调节装置设有第三优化装置。

在适合于实施本方法第三变型的第四实施例中，调节装置设有第一优化装置和第二优化装置。

在适合于实施本方法第三变型的第五实施例中，调节装置设有第一优化装置和第三优化装置。

最后，在适合于实施本方法任一变型的第六实施例中，调节装置设有第四优化装置。

附图说明

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是混合式直升机的图；

图2是第一曲线图，说明在第一选择方案中所述增益随推力控制器的变化；

图3是示出第一实施例中偏航控制设备的框图；

图4是示出第一实施例中具体使用的组合器/耦合器类型的组合器的图；

图5是第二曲线图，示出在本发明方法的第二变型中、控制设备的权力所局限于的域；

图6是示出第二实施例中偏航控制设备的图；

图7是示出第二实施例中具体使用的曲柄的图；

图8是示出本发明第三实施例中偏航控制设备的图；

图9是第三曲线图，示出在本发明方法的第三变型中、控制设备的权力所局限于的域；

图10是示出第四较佳实施例中偏航控制设备的图；

图11是示出第五实施例中偏航控制设备的图；以及

图12是示出第六实施例中偏航控制设备的图。

在一幅以上附图中出现的部件将给予其中每一个相同的附图标记。

具体实施方式

图1示出了混合式直升机1，该混合式直升机包括机身2和旋翼10，驾驶舱7设置在机身2的前部，旋翼10用于在两个位于机身2顶上的涡轮发动机5的驱动下、经由第一主变速箱(图1中未示出)旋转桨叶11，关于直升机的纵向对称平面在机身2的两侧各有一个涡轮发动机5。

在所述的例子中，旋翼10在上方观察时顺时针旋转，如箭头F0所示。

应能观察到，由于有整流罩，所以在图1中无法看到两个涡轮发动机5。

此外，混合式直升机1设有高机翼3，高机翼3由位于机身2顶上的两个半翼8′和8″来构成。

混合式直升机1由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″来推进，这两个螺旋桨由两个涡轮发动机5来驱动，在机翼3的各个外端设置一个相应的螺旋桨6′、6″。第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″在所示的例子中分别具有六个第一桨叶P′和六个第二桨叶P″。

在机身2的后端附近，可供选择地设有稳定和控制表面，对俯仰控制来说，呈具有两个可相对于前部17运动的俯仰控制器16和19的水平稳定器15的形式，而对转向控制来说，呈各位于水平稳定器15的各个端部的两个垂直稳定器14的形式。

具体地说，水平稳定器15和垂直稳定器14形成机身2上的倒置U形。

有利的是，垂直的或相对于垂线倾斜的稳定器14自身可包括固定前部13和可动后部18。

与其它飞行器相比，混合式直升机1的显著之处具体在于，涡轮发动机输出端、螺旋桨、旋翼、以及机械互连系统的转速是相互成比例的，在一体驱动系统的正常工作条件下，无论混合式直升机的飞行构造如何，该比例都是恒定的。

为了控制混合式直升机的前进，飞行员具有推力控制器，用于修改第一螺旋桨6′的第一桨叶P′和第二螺旋桨6″的第二桨叶P″的平均桨距。

更确切地说，推力控制器等同地作用在第一桨叶P′的第一桨距和第二桨叶P″的第二桨距上，从而获得所述第一桨距和第二桨距的总变化。例如，飞行员可要求将螺旋桨的所有桨叶增大5度，从而增大具体由第一螺旋桨和第二螺旋桨产生的合成推力。

可以理解，该合成推力位于混合式直升机的最大容许推力的0％-100％的范围内。

为了控制混合式直升机的偏航程度，飞行员具有偏航控制设备，该偏航控制设备设有偏航控制装置，传统地是方向舵杆，用于使第一螺旋桨P′的第一桨距和第二螺旋桨P″的第二桨距产生差异而非总的变化。

为了避免遇到可能会危害混合式直升机的实体完整性的机动飞行，偏航控制装置给出的指令自动优化成推力控制的函数。

因此，当飞行员通过给一个螺旋桨的桨矩发指令以从初始差值增大并给另一螺旋桨的桨矩发指令以从所述初始差值减小，来要求第一螺旋桨和第二螺旋桨的初始差值变化时，发出的指令优化为推力控制的函数。

更确切地说，飞行员给出的原始指令被纠正、或调制、或调节和纠正，从而获得用于优化差值桨矩变化的优化指令。结果，给一个螺旋桨的桨矩发指令以增大一优化的差值桨矩，而给另一螺旋桨的桨矩发指令以减小所述优化的差值桨矩。

更确切地说，在本发明的实施的方法的第一变型中，通过向原始指令O1增加一纠正项来纠正所述原始指令O1，该纠正项是推力控制器位置的函数，应用下列第一关系式：

O2＝O1+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示优化指令，P0表示偏航控制装置居中时在零推力处的差值桨矩，PCOM表示由于推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

在第二变型中，优化指令O2等于原始指令O1以可变增益G来调制，符合下列第二关系式：

O2＝O1*G

在较佳的第三变型中，优化指令O2等于原始指令以增益G调制再加上纠正项，符合下列第三关系式：

O2＝O1*G+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，P0表示偏航控制装置居中时在零推力处的所述差值桨矩，PCOM表示由于推力控制器30的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。在第二变型和第三变型中，所用的增益G有利地是推力的函数，在第一选择方案中呈线性方式，而在第二选择方案中呈非线性方式。

图2是用于说明第一选择方案中的增益变化的第一曲线图，以设置差值桨矩的上限。

该第一曲线图沿横坐标绘出在推力控制器的控制下具体由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM，沿纵坐标绘出增益G。

应能观察到，该调制增益G从零推力处的最大增益GMAX线性减小到最大推力处的最小增益GMIN，该最大推力对应于所述混合式直升机的容许推力的100％，最大增益GMAX有利地等于一个单位，而最小增益GMIN有利地等于所述最大增益GMAX的三分之一。

增益G可供选择地借助下列第四关系式来确定，其中，PCOM表示在给定瞬时、由于推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号：

G＝GMAX-[(GMAX-GMIN)*(PCOM/100)]

图3示出了实施上述方法的第一变型的本发明第一实施例。

偏航控制设备4包括偏航控制装置20，即方向舵杆，该偏航控制装置20由第一主连杆100连接至组合器80。

更确切地说，第一主连杆100铰接至中间摇杆130，该中间摇杆130适合于围绕枢轴131实施摇动，所述中间摇杆由左连杆110和右连杆120连接至组合器。

组合器80还由第一次连杆300连接至第一液压阀50′的第一控制杆52′。随着飞行员给出的指令，移动第一控制杆52′以使第一液压阀50′将第一伺服控制器51′连接至混合式直升机的液压回路，从而修改第一螺旋桨6′的第一桨叶P′的第一桨矩。

类似地，组合器80由第二次连杆400连接至第二液压阀50″的第二控制杆52″。随着飞行员给出的指令，移动第二控制杆52″以使第二液压阀50″将第二伺服控制器51″连接至混合式直升机的液压回路，从而修改第二螺旋桨6″的第二桨叶P″的第二桨矩。

此外，偏航控制设备4具有经由第二主连杆200连接至组合器80的推力控制器30。

在这些情况下，组合器80将由推力控制器30给出的平均桨矩指令和偏航控制装置20给出的差值桨矩指令加起来。因此，一个螺旋桨的桨矩对应于平均桨矩加上差值桨矩的和，而另一螺旋桨的桨矩对应于平均桨矩减去差值桨矩的差。

此外，偏航控制设备4包括调节装置，用于优化飞行员经由其偏航控制装置20给出的原始指令，且是推力控制器30位置的函数。

在第一实施例中，调节装置包括组合器80，该组合器80实际上是组合器/耦合器600，适合于用一取决于推力控制器30的纠正项来纠正原始指令。

图4是这种组合器/耦合器600类型的组合器80的图。

因此，组合器/耦合器600包括相对于混合式直升机的支承件620可动的承载结构610。

该承载结构通过其第一极端区域611的两个分支、例如经由球窝接头铰接至支承件620。此外，承载结构610通过其极端区域612的一分支铰接至第二主连杆200。因此，第二主连杆200的纵向运动引起承载结构围绕其支承铰链620枢转。

此外，组合器/耦合器600设置有第一杆630，第一杆630的第一端631通过球窝接头铰接至左连杆110，而第一杆630的第二端632通过球窝接头铰接至第一次连杆300。

第一杆630则经由紧固轴线651(图4中被隐藏)紧固至承载结构610。例如滚珠轴承之类的传统装置设置在第一紧固轴线651和第一杆630之间，从而能让第一杆630围绕第一紧固轴线651枢转。

类似地，组合器/耦合器600设置有第二杆640，第二杆640的第一端641通过球窝接头铰接至右连杆120，而第二杆640的第二端642通过球窝接头铰接至第二次连杆400。

第二杆640则经由第二紧固轴线652紧固至承载结构610。例如滚珠轴承之类的传统装置设置在第二紧固轴线652和第二杆640之间，从而第二杆640能围绕第二紧固轴线652枢转。

最后，可以看到，第一杆630的第一端631和其枢轴点(即其第一紧固轴线651)之间的第一杆臂B1小于第二杆640的第一端641和其枢轴点(即其第二紧固轴线652)之间的第二杆臂B2。

当飞行员操作推力控制器30时，第二主连杆200致使承载结构610枢转从而变成相对于支承件620倾斜。

当承载结构枢转时，承载结构携带第一杆和第二杆，由此修改第一桨距和第二桨距。

相比之下，当飞行员操作偏航控制装置20时，左连杆110沿第一方向运动，由此致使第一杆630围绕第一紧固轴线651转动并由此修改第一桨距。同时，右连杆120沿与第一方向相反的第二方向运动，由此致使第二杆640围绕第二紧固轴线652转动并由此修改第二桨距。然后，不致使承载结构610枢转。

在该方法的第二变型中，调节装置并不纠正原始指令，而是将其调制为增益G的函数。

图5是第二曲线图，该第二曲线图示出了由偏航控制装置给出的原始指令所局限于的域D，其取决于所述增益G并因此与所述第二变型相应。

该第二曲线图沿纵坐标绘出第一螺旋桨6′的第一桨叶P′的第一桨距PAS1，并沿横坐标绘出第二螺旋桨6″的第二桨叶P″的第二桨距PAS2。

此外，该第二曲线图具有第三轴线，该第三轴线示出了在推力控制器的控制下具体由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM。应能观察到，第二曲线图的纵坐标和第二曲线图的横坐标是关于第三轴线对称的。

应能观察到，第一桨叶P′和第二桨叶P″的平均桨距位于第四轴线POS上。该第四轴线POS与域D的第三对称轴线PCOM重合。

因此，在具有由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM等于零时，第一桨叶的桨距等于P11，例如是30度，而第二桨叶的桨距等于P21，例如是30度。

相比之下，在具有由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM等于100时，第一桨叶的桨距等于P12，例如是60度，而第二桨叶的桨距等于P22，例如是60度，平均桨距就必须通过推力控制器来增大。

为了驾驶混合式直升机实施偏航，飞行员将使用偏航控制装置来从平均桨距移动一差值桨距。

然而，调制差值桨距，因此能使由偏航控制装置给出的指令包含在如图所示的域D内。

因此，当具有由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM等于零时，最大差值桨距具有最大水平SMAX处的上限，例如是15度。

由于可变的增益，偏航控制装置的最大运动引起在零推力时，用例如15度的上限来调制最大差值桨距。

类似地，当具有由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM等于100时，最大差值桨距具有最小水平SMIN处的上限，例如是5度。

由于可变的增益，偏航控制装置的所述最大运动引起在100％的推力时，用例如5度的上限来调制最大差值桨距，而不是在零推力时用15度的上限。

图6示出了实施上述第二变型的第二实施例。

偏航控制设备4包括偏航控制装置20(方向舵杆)和推力控制器30，该偏航控制装置20和推力控制器30分别经由第一主连杆100和第二主连杆200连接至组合器80。

与第一实施例不同，组合器80是简单的传统组合器601，而不是组合器/耦合器600。

组合器80则没有将原始指令增加纠正项。

在第二实施例中，调节装置具有第二优化装置，该第二优化装置不是用来纠正通过飞行员经由偏航控制装置20给出的原始指令，而是用增益G来调制它。

因此，调节装置包括曲柄90，曲柄90设置在上游第一主连杆101和下游第一主连杆102之间，该上游第一主连杆101铰接至偏航控制装置20，而该下游第一主连杆102铰接至组合器80。

更确切地说，曲柄90具有上游辐部91和下游辐部92，上游辐部91和下游辐部92受约束而围绕枢轴点99′一起枢转，上游辐部91和下游辐部92基本上相互垂直。

此外，曲柄90设有商改变装置95，该商改变装置95适合于根据推力控制器30来修改第二长度94除以第一长度93的商，该第二长度94是从下游辐部的自由端到下游辐部92的枢轴点99′的长度，而该第一长度93是从所述上游辐部的自由端到上游辐部92的枢轴点99′的长度。

这些商改变装置95因此包括连接装置，即皮带96，用于将商改变装置95连接至推力控制器30。当飞行员操作推力控制器30时，皮带96纵向移动下游辐部92以减小从其端部到枢轴点99′的第二长度。

图7是示出了曲柄90的图。

曲柄90具有本体99，该本体99使表示下游辐部92的第一臂和表示上游辐部91的第二臂穿过其中，该本体99适合于围绕枢轴点99′枢转。

此外，曲柄90设有商改变装置95，该商改变装置95具有经过一组张紧轮97的皮带96，皮带96连接至第一臂上的销钉98。

当飞行员操作推力控制器30时，皮带96移动销钉98，结果移动第一臂。下游辐部的自由端和枢转点92″之间的第二长度94然后可被延长或缩短。

图8示出了实施上述第二变型的第三实施例。

偏航控制设备4包括偏航控制装置20(方向舵杆)和推力控制设备30，该偏航控制装置20和推力控制设备30分别经由第一主连杆100和第二主连杆200连接至组合器80。

与第二实施例不同，组合器80是简单的传统组合器601，而不是组合器/耦合器600。

调节装置具有第三优化装置，该第三优化装置不是用来纠正通过飞行员经由偏航控制装置20给出的原始指令，而是用增益G来调制它。

因此，调节装置包括第一可调节元件60和第二可调节元件70，它们分别设置在第一次连杆300和第二次连杆400上。

更确切地说，第一可调节元件60，诸如设有致动器本体62和致动器杆63的第一电致动器，首先紧固至连接于组合器80的第一上游次连杆301，其次紧固至连接于第一液压阀50′的第一控制杆52′的第一下游次连杆302。

应能理解，偏航控制装置20的给定运动可引起第一控制杆52′的差动，该差动取决于第一可调节元件60的第一致动器的致动器杆63相对于致动器本体62的行程。第一上游次连杆301的给定行程产生第一下游次连杆302的差动行程，该差动行程取决于第一可调节元件60的第一致动器的致动器杆63相对于致动器本体62的行程。

类似地，第二可调节元件70，诸如设有致动器本体72和致动器杆73的第二电致动器，首先紧固至连接于组合器80的第二上游次连杆401，其次紧固至连接于第二液压阀50″的第二控制杆52″的第二下游次连杆402。

因此，偏航控制设备4具有调节装置40，该调节装置40根据要求经由第一和第二有线或无线连接装置L1、L2连接至第一可调节元件和第二可调节元件，即第一致动器60和第二致动器70。调节装置40，例如是第一计算机，然后可根据具体由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力PCOM并因此根据推力控制器30来修改第一可调节元件和第二可调节元件的长度。

此外，偏航控制设备4有利地装配有角度传感器类型的推力传感器31，适合于将第一信号经由第三连接装置L3发送至调节装置40。借助于该第一信号，调节装置40可通过传统方法知道推力控制器30的位置。

在图8中，第三连接装置是有线连接，然而也可设想位置传感器31经由无线连接与调节装置40通信。

此外，为了确定由飞行员初始给出的指令，调节装置40经由第四连接装置L4连接至偏航传感器23，该第四连接装置L4可供选择地是有线连接，且设置在偏航控制装置20上。偏航传感器23则将与给定的偏航控制指令有关的第二信息发送给调节装置40。

最后，调节装置经由第五连接装置L5连接至第一位置传感器61，该第一位置传感器61将与第一可调节元件60的长度有关的第三信息发送给调节装置40。类似地，调节装置经由第六连接装置L6连接至第二位置传感器71，该第一位置传感器71将与第二可调节元件70的长度有关的第四信息发送给调节装置40。

当飞行员给出原始指令O1时，偏航控制装置20移动，例如用来增大第一桨叶P′的第一桨距PAS1，并因此减小第二桨叶P″的第二桨距PAS2。在这些情况下，上游次连杆301例如趋于沿第一箭头F1的方向移过第一初始距离DIS1，例如是16厘米(cm)。

调节装置40然后从偏航传感器23接收与飞行员给出的指令相关的信息。

因此，调节装置40将增益G确定为推力控制器位置的函数，例如增益是0.5。

调节装置40然后命令第一可调节元件60部分地缩回经过第二调节距离DIS2，该第二调节距离DIS2应用下列方程而是增益G的函数：

DIS2＝DIS1*(1-G)

因此，当第一距离为16cm且增益为0.5时，第一致动器和第二致动器的致动杆被致使移过8cm的长度。

更确切地说，调节装置40命令致动器的致动器杆沿与相关上游次连杆的行进方向相反的行进方向移动。

因此，在所述的例子中，调节装置40命令第一致动器的致动器杆63缩回8cm的长度。

第一次连杆300的第一下游次连杆302最后移过经受上限的距离，该距离等于第一距离DIS1减去第二调节距离DIS2，因此在该例子中等于8cm。

因此，第一桨叶P′的第一桨距PAS1单单通过调制的差值桨距而增大。

同时，第二上游次连杆401趋于沿箭头F2的方向移过第一初始距离DIS1。

调节装置40然后命令第二可调节元件70部分地延伸，因此使第二致动器的致动器杆73延伸8cm的长度。

此外，在该方法的第三变型中，调节装置将初始指令调制为增益G的函数，然后借助纠正项来纠正其。

图9是第三曲线图，该第三曲线图绘出了在所述第三变型中、原始指令所局限于的域D。

该第三曲线图沿纵坐标绘出第一螺旋桨6′的第一桨叶P′的第一桨距PAS1，并沿横坐标绘出第二螺旋桨6″的第二桨叶P″的第二桨距PAS2。

此外，该第三曲线图具有第三轴线和第四轴线POS，该第三轴线示出了在推力控制器的控制下具体由第一螺旋桨6′和第二螺旋桨6″产生的推力百分比PCOM，该第四轴线POS表示在推力控制器的控制下桨叶的平均桨距。

与参照图5的第二曲线图所述的该方法第二变型不同，应能观察到，第三曲线图的纵坐标不再与第三曲线图的横坐标关于第三轴线对称。

引入纠正项引起第三轴线PCOM相对于第四轴线POS倾斜一角度α。

在第一位置Pt1，存在以下状况：

推力为零；以及

飞行员已沿顺时针方向推动了原位的偏航控制装置。

相比之下，在第二位置Pt2，系统处在以下状况下：

推力为零；以及

飞行员已沿逆时针方向推动了原位的偏航控制装置。

最后，在位置Pt3，系统处在以下状况下：

推力为零；以及

飞行员没有操作偏航控制装置，该偏航控制装置因此居中。

然后可以看到，纠正项引起差值桨距，例如在P0处等于+9度。在这些情况下，假设偏航控制装置能产生具有最大幅度K为18度的绝对值，则：

在第一位置Pt1，因此当飞行员已沿顺时针方向推动了原位的偏航控制装置，偏航控制装置导致差值桨距等于P0减去最大幅度的绝对值除以二，即，差值桨距为零；以及

在第二位置Pt2，因此当飞行员已沿逆时针方向推动了原位的偏航控制装置，偏航控制装置导致差值桨距等于P0加上最大幅度的绝对值除以二，即，差值桨距大于18度。

令人惊讶的是，在零推力处，第一位置Pt1给出了第一桨距PAS1和第二桨距PAS2的平均桨距PM1、PM2，在该例子中，已被调制的初始指令抵消纠正项。

在该第三变型中，因此借助下列第三关系式从原始指令O1获得优化指令O2：

O2＝O1*G+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示所述优化指令，O1表示所述原始指令，P0表示偏航控制装置20居中时在零推力处的所述差值桨矩，P0在该例子中等于+9度，PCOM表示由于推力控制器30的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

图10示出了第四实施例，即适合于实施该方法的第三变型的本发明较佳实施例。

在该第四实施例中，调节装置包括曲柄和组合器/耦合器类型600的组合器80，分别如图6和3所示。

第四实施例因此通过用第一实施例的组合器/耦合器600来替换第二实施例的传统组合器601来获得。

图11示出了适合于实施该方法的第三变型的第五实施例。

根据该第五实施例，调节装置包括组合器/耦合器类型600的组合器80，以及如图8所示的可调节元件60、70。

第五实施例因此通过用第一实施例的组合器/耦合器类型的600组合器80来替换第三实施例的传统组合器类型601的组合器80来获得。

应能理解，与第三实施例不同，第一上游次连杆301移动的第一距离不同于第二上游次连杆401移动的第二距离，这是因为组合器80在这里是组合器/耦合器600，而不是传统的组合器601。

最后，图12示出了适合于实施本发明所有变型的第六实施例。

调节装置包括第四优化装置，即经由电气或光学连接装置501、502、503、504来连接的第二计算装置540：

推力控制器30；

偏航控制装置20；以及

第一控制致动器511和第二控制致动器512。

第二计算装置540然后根据推力控制器30来优化原始指令O1以获得优化的偏航控制指令O2，从而发送至第一控制致动器511和第二控制致动器512。

该方法的任何变型可通过对第二计算装置540适当编程来实现。

第一致动器和第二致动器然后控制第一控制构件和第二控制构件以用于第一桨距和第二桨距。更确切地说，第一致动器和第二致动器用来移动第一控制杆52′和第二控制杆52″，从而调节第一桨距和第二桨距。

当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管描述了若干实施例，但是容易理解，穷举地给出所有可能实施例是不可设想的。当然可设想用等效装置来替换所述装置中的任一个而不超出本发明的范围。

例如，为了冗余度和操作可靠性，第一计算装置和第二计算装置可由多个独立的计算模块构成，例如由一至四个计算模块构成。

类似地，为了冗余度和操作可靠性，第一致动器和第二致动器可由串联的多个致动器构成。

Claims (16)

1.一种控制混合式直升机(1)的偏航程度的方法，所述混合式直升机(1)具有机身(2)且包括：

主升力旋翼(10)，所述主升力旋翼(10)设置在所述机身(2)上方；

第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)，所述第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)设置在所述机身(2)的两侧上；

推力控制器(30)，所述推力控制器(30)适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨(6′)的第一桨叶(P′)的第一桨距(P1)和所述第二螺旋桨(6″)的第二桨叶(P″)的第二桨距(P2)；以及

偏航控制装置(20)，所述偏航控制装置(20)适合于产生原始指令(O1)，从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶(P′)的桨距并减小所述第二桨叶(P″)的桨距来修改所述混合式直升机(1)的偏航程度；

其中，根据所述推力控制器(30)的位置来优化所述原始指令(O1)，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶的优化偏航控制指令(O2)。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，为了获得所述优化指令，根据下列第一关系式，通过向所述原始指令(O1)增加纠正项来纠正以差值桨距度数给出的所述原始指令(O1)，所述纠正项是所述推力控制器(30)的位置的函数：

O2＝O1+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示所述优化指令，O1表示所述原始指令，P0表示所述偏航控制装置(20)居中时在零推力处的差值桨矩，PCOM表示由于所述推力控制器(30)的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，为了获得所述优化指令，根据下列第二关系式，通过可变增益来调制所述原始指令，所述可变增益随所述推力控制器(30)变化：

O2＝O1*G

其中，O2表示所述优化指令，O1表示所述原始指令，G表示所述增益，“*”表示乘号。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，为了获得所述优化指令，根据下列第三关系式，通过可变增益和增加纠正项来调制所述原始指令，所述可变增益随所述推力控制器(30)的位置而变化，所述纠正项是所述推力控制器(30)的位置的函数：

O2＝O1*G+P0*[1-(PCOM/100)]

其中，O2表示所述优化指令，O1表示所述原始指令，G表示所述增益，P0表示所述偏航控制装置(20)居中时在零推力处的所述差值桨矩，PCOM表示由于所述推力控制器(30)的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号。

5.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述增益(G)从最大增益(GMAX)向最小增益(GMIN)减小，当所述推力控制器(30)产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)的最小合成推力时，应用所述最大增益(GMAX)，而当所述推力控制器(30)产生来自所述第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)的最大合成推力时，应用所述最小增益(GMIN)。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述增益(G)使用下列第四关系式来确定，其中，“G”表示所述增益，“GMIN”表示所述最小增益，“GMAX”表示所述最大增益，“PCOM”表示在给定瞬时、由于推力控制器的位置百分比而产生的合成推力百分比，“*”和“/”分别表示乘号和除号：

G＝GMAX-[(GMAX-GMIN)*(PCOM/100)]

7.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述最小增益(GMIN)等于所述最大增益(GMAX)的三分之一。

8.一种混合式直升机(1)，具有机身(2)且包括：

主升力旋翼(10)，所述主升力旋翼(10)设置在所述机身(2)上方；

第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)，所述第一螺旋桨和第二螺旋桨(6′，6″)设置在所述机身(2)的两侧上；

推力控制器(30)，所述推力控制器(30)适合于以相同的量修改所述第一螺旋桨(6′)的第一桨叶(P′)的第一桨距(P1)和所述第二螺旋桨(6″)的第二桨叶(P″)的第二桨距(P2)；

设有偏航控制装置(20)的偏航控制设备(4)，所述偏航控制装置(20)适合于产生原始指令(O1)，从而通过以一差值桨距增大所述第一桨叶(P′)的桨距并减小所述第二桨叶(P″)的桨距来修改所述混合式直升机(1)的偏航程度；以及

组合器(80)，所述组合器(80)适合于将推力控制指令与差值桨距控制指令组合起来；

其中，所述偏航控制设备(4)包括调节装置，所述调节装置适合于根据所述推力控制器(30)的位置来优化所述原始指令(O1)，从而获得施加于所述第一桨叶和第二桨叶(P′，P″)的优化偏航控制指令(O2)。

9.如权利要求8所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括所述组合器(600)，所述组合器(600)经由至少一个左连杆(110)和右连杆(120)连接至所述偏航控制装置(20)，经由第二主连杆(200)连接至所述推力控制器(30)，经由第一次连杆(300)连接至用于控制第一桨距的第一控制构件(50′)，并且经由第二次连杆(400)连接至用于控制第二桨距的第二控制构件(50″)，所述组合器(600)包括：

承载结构(610)，所述承载结构(610)具有铰接至支承件(620)的第一端部区域(611)和铰接至所述第二主连杆(200)的第二端部区域(612)；

第一杆(630)，所述第一杆(630)具有铰接至所述左连杆(110)的第一端(631)和铰接至所述第一次连杆(300)的第二端(632)，所述第一杆(630)能围绕第一紧固轴线(651)自由枢转，所述第一紧固轴线(651)将所述第一杆(630)紧固至所述承载结构(610)；

第二杆(640)，所述第二杆(640)具有铰接至所述右连杆(120)的第一端(641)和铰接至所述第二次连杆的第二端(642)，所述第二杆(630)能围绕第二紧固轴线(652)自由枢转，所述第二紧固轴线(652)将所述第二杆(640)紧固至所述承载结构(610)；以及

将所述第一杆(630)的第一端(631)与所述第一紧固轴线(651)分开的第一杆臂(B1)短于将所述第二杆(640)的第二端(641)与所述第二紧固轴线(652)分开的第二杆臂(B2)。

10.如权利要求8所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括曲柄(90)，所述曲柄(90)在第一主连杆(100)中串联设置在上游第一主连杆(101)和下游第一主连杆(102)之间，所述上游第一主连杆(101)连接至所述偏航控制装置(20)，而所述下游第一主连杆(102)通向所述组合器(80)，所述曲柄(90)设有上游辐部(91)和下游辐部(92)，在所述上游辐部(91)和下游辐部(92)之间形成一角度，所述上游辐部(91)紧固至所述上游第一主连杆(101)，而所述下游辐部(92)连接至所述下游第一主连杆(102)，所述曲柄(90)包括商改变装置(95)，所述商改变装置(95)用于修改所述下游辐部(92)的第二长度(94)除以所述上游辐部(91)的第一长度(93)的商，所述商改变装置(95)由所述推力控制器(30)来机械地控制。

11.如权利要求8所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括第一次连杆(300)的第一可调节元件(60)和第二次连杆(400)的第二可调节元件(70)，所述调节装置的第一计算装置(40)适合于根据所述推力控制器(30)来修改所述第一可调节元件和第二可调节元件(60，70)的长度，从而随着所述推力控制器(30)的位置变化来以可变增益(G)调制所述原始指令(O1)。

12.如权利要求11所述的混合式直升机，其特征在于，至少一个可调节元件包括固定至上游次连杆(301，401)和下游次连杆(302，402)的致动器(60，70)，所述致动器设置有致动器本体(62，72)和致动器杆(63，73)，所述偏航控制装置(20)经由组合器(80)来使所述上游次连杆(301，401)沿第一行进方向移过第一距离(DIS1)，所述第一计算装置(40)致使所述致动器杆相对于所述致动器本体沿与所述第一行进方向相反的第二行进方向移过第二距离(DIS2)，所述第二距离(DIS2)由所述第一计算装置(40)用下列方程确定：

DIS2＝DIS1*(1-G)

其中，G表示所述可变增益。

13.如权利要求11所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置对于每个可调节元件各包括一个位置传感器(61，71)，所述位置传感器(61，71)连接至所述第一计算装置(40)，从而给所述第一计算装置(40)提供与对应可调节元件(60，70)的长度有关的信息。

14.如权利要求11所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括推力传感器(31)，所述推力传感器(31)连接至所述第一计算装置(40)，从而给所述第一计算装置(40)提供与所述推力控制器(30)的位置有关的第一信息。

15.如权利要求11所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括偏航传感器(23)，所述偏航传感器(23)连接至所述第一计算装置(40)，从而给所述第一计算装置(40)提供与所述偏航控制装置(20)的位置有关的第二信息。

16.如权利要求8所述的混合式直升机，其特征在于，所述调节装置包括第二计算装置(540)，所述第二计算装置(540)具体地说首先经由电气或光学连接装置(501，502，503，504)连接至所述推力控制器(30)和所述偏航控制装置(20)，其次连接至第一控制致动器和第二控制致动器(511，512)以用于控制相应的第一控制构件和第二控制构件，所述第一控制构件和第二控制构件用于控制第一桨距和第二桨距，所述第二计算装置根据所述推力控制器(30)的位置来优化所述原始指令(O1)以获得优化偏航控制指令(O2)，从而施加于所述第一控制致动器和第二控制致动器(511，512)。

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