CN103085970A - 主动螺旋桨旋翼稳定系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于根据探测到的施加在飞机机翼上的有害的力调节旋翼叶片的系统和方法，所述系统包括安装到机翼上的传感器和与传感器可操作关联的子系统。该方法包括利用传感器感测施加在机翼上的力，并且确定感测到的力是否会对机翼的结构整体性产生危害。该方法进一步包括通过调节旋翼叶片的动作而抵消有害的力。

Description

主动螺旋桨旋翼稳定系统

技术领域

本申请大体上涉及一种飞机的推进系统，其可操作用于至少一种直升机飞行模式。本申请特别适用于倾斜旋翼飞机领域，其既可以操作用于飞机飞行模式也可以操作用于直升机飞行模式。

背景技术

直升飞机和倾斜旋翼飞机的控制系统为复杂的电子和/或机械系统。控制系统响应于飞行员的输入，但是还必须提供作用于旋翼组件上的动力，这通常不在飞行员的控制范围之内。机械控制系统典型地包括倾斜盘配置，其由静止部分和旋转部分组成。典型地，下方的静止部分固定在某一位置上并且不会旋转，但是具有上下移动和/或以任意给定方向倾斜的能力。这通常被称为“静止”或“非旋转”盘。飞行员的输入通过集中控制改变静止盘的垂直位置，并且通过循环控制使静止盘倾斜。倾斜盘配置的旋转部分可以自由旋转。当然，飞行员向非旋转部分发出的输入经过控制系统的旋转部分。

旋转部分典型地机械地连接到每个单独的旋翼叶片。例如，在一种类型的控制系统中，俯仰连杆连接到由旋翼叶片承载的俯仰操纵杆，由此允许旋转盘改变每个旋翼叶片的叶片角度。然而，在控制系统中包含一个子系统也是必须的，其可以尽可能地减小摇摆角度。在现有技术中，有两种基本方法：一种是使用Δ3铰链；另一种是使用偏置的俯仰操纵杆。

在倾斜旋翼飞机中，尤其重要的是消除翻转的不利影响，特别是在飞机飞行模式中，飞机以非常高的速度移动的情况下。在一些情况下，过度的翻转和/或其它由旋翼叶片施加的力能够在机翼上产生不利的力，可能导致飞机失灵。

尽管旋翼系统的控制力领域已经有了巨大的进步，仍然存在许多缺点。

附图说明

被认为是本申请的特性的新颖特征在所附的权利要求中进行描述。然而，本申请自身，其应用的优选模式，以及进一步的目标和优点将参照下面的详细描述并结合附图获得最好的理解，其中：

图1，2和3描绘了本申请的具有倾斜旋翼组件的飞机的一个实施例；

图4为本申请的一个替代的实施例，其为一种具有改进的控制系统的传统的直升飞机；

图5为用于旋翼组件的一种机械控制系统的简化图示；

图6，7A，7B，7C和7D为现有技术的用于减小旋翼组件翻转的方法的简化控制图示；

图8A为机翼/吊挂架/旋翼组件的响应的简化图示；

图8B为图8A的简化图示，描绘出根据优选实施例的控制系统；

图9描绘出螺旋桨旋翼的气动弹性不稳定性的起因；

图10A和10B为在具有倾斜旋翼组件的小型飞机上测量的频率，阻尼，以及空速的图示；

图11为控制系统中Δ3角度效果的简化图示；

图12为Δ3角度效果在倾斜旋翼飞机的气动稳定性上的图示；并且

图13为控制由倾斜旋翼飞机的旋翼系统引起的反向机翼运动的方法的流程图示。

虽然本申请的系统和方法可以具有各种变形和替代形式，其具体的实施方式通过图中的例子示出并且在这里进行详细的描述。然而，应当理解的是这里对具体实施方式的描述并不是将本申请限定于公开的特定实施方式，而恰恰相反，其目的是为了覆盖全部的落入由所附的权利要求所限定的本申请的工艺的精神和范围之内的变形，等同，以及替代的方案。

具体实施方式

本申请的系统和方法的说明性实施方式将在下面进行说明。可以意识到的是在任何实际实施方式的发展中，为了实现开发者的具体目标，将作出多种具体实施决定，例如服从组件相关和商业相关的约束条件，其将从一种实施方式变化到另一种。更多的，可以意识到这种发展效果可能是复杂和耗时的，但是仍然是享有本公开的益处的本领域普通技术人员所必须经历的常规程序。

本申请的系统克服了与传统旋翼系统相关的缺点。特别是，包括控制系统的旋翼飞机具有一个或多个配置用于探测飞机机翼的旋转和弯曲运动的传感器，并且配置用于调整旋翼叶片以相应地消除任何的机翼运动。该系统具有重要的优点，也就是，如果没有消除机翼运动，那么至少减少了在飞机飞行模式中由螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性引起的飞机机翼的失灵。

本申请的系统和方法，关于其结构和运行方法，将通过附图并结合所附的描述被理解。这里示出了系统的几种实施方式。应当理解的是不同实施方式的各种组件，部件，以及特征可以彼此结合在一起和/或相互交换，即使并没有在图中示出全部的变形和具体的实施方式，其全部位于本申请的范围之内。

本申请涉及改进的飞机和飞机飞行控制系统。更具体地，本申请可以用于固定机翼飞机以及旋翼飞机。旋翼飞机可以包括传统的直升机，还有具有倾斜旋翼组件的飞机，例如由贝尔直升机德事隆公司（Bell Helicopter Textron,Inc.）制造并且使用“TILTROTOR”商标的飞机。

现在参照附图，其中相同的参考标记表示在几种视角中相应或类似的元件，图1，2和3示出采用本申请的控制系统的飞机。图1描绘了一种以飞机飞行模式运行的倾斜旋翼飞机11。机翼15,17被用于响应于推进器组件19,21的动作而提升飞机主体13。如在图1的视角中所示，推进器组件19,21由多个旋翼叶片组成，它们在基本上横向于飞机主体13的旋翼盘上旋转。在该模式中，用于飞机飞行模式的旋翼组件19,21作为双引擎运行。相反地，图3描绘处于直升机飞行模式的飞机11，其具有基本上平行于飞机主体13设置的旋翼组件19,21。在该视角，示出了吊挂架23,25。吊挂架23,25在原位旋转以允许飞机在飞机飞行模式和直升机飞行模式之间切换。

图2描绘了处于转换模式的飞机11，其旋翼组件19,21在飞机飞行模式的位置和直升机飞行模式的位置之间进行转换。这种类型飞机的一个重要的优点在于其能够以类似于直升机的方式起飞和降落，并且能够以飞机的方式以相对很高的速度飞行。本申请改进的控制系统被集成到例如在图1-3中描述的倾斜旋翼飞机中，以使得飞行运行更稳定。这将在下面作更进一步的详细描述。

现在参照图4，描绘了根据本申请的集成有本申请的控制系统的直升机。如图所示，直升机51包括机身53和旋翼组件55。旋翼组件55限定有旋翼盘57，其基本上平行于机身53。直升机51的运动由旋翼推力矢量59所确定，旋翼推力矢量59由垂直分量61和向前推力分量63组成。归结起来，旋翼推力矢量59的垂直分量61必须抵消向下拉动机身53的总重65。直升机51向前和向后的运动由总旋翼推力矢量59的向前推力分量63所确定。根据本申请的优选实施方式，改进的控制系统被集成到直升机51中以在飞机飞行模式中稳定飞机。本申请的一个重要的优点在于其允许使用较多数量的旋翼叶片，这通常用于商业飞机中。例如，在本申请被集成进入旋翼飞机中时，可以使用四个，五个，六个，或更多的叶片。由于本申请具有最优化的反馈系统以消除并不是最优化的与Δ3位置或配置相关的不稳定性，因此上述内容成为可能。这种不稳定性非常有可能在包括多于三个叶片的飞机中发生。本申请的这种稳定效果将在下面进一步详细描述。

参照图5，给出了用于直升机或倾斜旋翼飞机中的基本机械控制系统的简化图示。这种组件已知被称为“倾斜盘控制系统”并且其包括非旋转部分67和旋转部分68。桅杆81延伸穿过旋转和非旋转元件67,68并且连接到多个叶片上，例如叶片83。每个叶片通过俯仰操纵杆，例如俯仰操纵杆85，以及连接件例如俯仰连杆87连接回到非旋转元件67以及飞行员控制系统。桨毂87采用传递扭矩和推力同时允许旋翼推力矢量倾斜的方式将旋翼叶片连接到桅杆81。例如，在机械系统中，桨毂包括有万向轭（yoke），但是在电子机械系统中其可能包括其它类型的连接。为了简化视图，并没有在该视图中描绘出桨毂。

图5中以简化形式描绘的控制系统可以是集中控制和循环控制的组合。集中控制和循环控制都通过倾斜盘配置实现，并且倾斜盘的工程细节在不同的直升机设计之间发生变化。如上面所讨论的，组件的上部（旋转部分）相对于下面的静止部分（非旋转部分）能够自由旋转。提供飞行员输入以通过集中控制改变静止盘的垂直位置以及通过循环控制改变盘的倾斜。由于旋转盘总是跟随静止盘的方向，任何对于静止盘的飞行员输入都被转移到位于其上的旋转盘上。俯仰连杆和俯仰操纵杆被用于允许旋转盘改变每个叶片的叶片角度。向上拉动集中杆使得倾斜盘垂直向上移动，以使得所有叶片包含相同的叶片角度增加。类似的，向下推动集中杆减小所有叶片的叶片角度。叶片角度的变化改变生成的总旋翼推力的大小。相应地，集中控制的改变引起总旋翼推力的大小的变化，但是并不会改变总旋翼推力的方向。

现在参照图6,7A,7B,7C和7D，描绘了现有的用于降低旋翼的翻转的方法。图7A-7D为使用俯仰操纵杆控制翻转的简化图示。图6和7A-7D为使用Δ3铰链的简化图示。如图3所示，叶片83可以向上或向下翻动。叶片83通过允许向上和/或向下翻动的翻动铰链91连接到桨毂。如图6所示，偏置俯仰操纵杆85连接到叶片83的一个部分上。连杆87连接到俯仰操纵杆85并且通过倾斜盘（在该图中未示出）向引航控制提供翻转输入。实际上，当叶片83向上翻转，俯仰操纵杆87与叶片的前缘的连接阻止叶片的该部分并且减小叶片角度。当叶片83向下翻转时反向也是如此。

图7A-7D描述了偏置俯仰操纵杆的一种替代形式，也就是使用Δ3铰链。Δ3铰链设置成相对于顺桨轴呈90度之外的角度。当叶片向上翻转时，俯仰角自动地减小。相反地，与顺桨轴呈90度角的铰链在叶片翻转时并不会引起任何的俯仰角的差别。在图7A和7B中，叶片连接到具有直角翻转铰链的旋翼桨毂上。图7B示出向上和向下翻转并不会对叶片的俯仰角产生影响。因此，用于消除上升不对称的升力系数的任何改变仅仅通过向上和向下翻转而发生作用。在图7C和7D中描绘了一种替代的方式，其中翻转铰链处于不是90度角的位置。叶片向上翻转出页面，并且由于铰链的几何结构使得后缘上升到高于前缘的位置。这在图7D中清晰地示出，图7D描绘了与俯仰角的减小相关联的向上翻转。这种减小有助于减小升力系数，使得叶片以较少的翻转获取相同的效果。

当倾斜旋翼飞机以飞机模式配置运行时，其能够达到非常高的空速和高度。现有的倾斜旋翼飞机显示出其可以具有高达385哩每小时（knots）的空速和高达20,000英尺的飞行高度，新出现的倾斜旋翼飞机设计能够达到更高的空速。这些性能提供了超越于传统的直升机的重要的益处，但是在同时，也引起了新型气动弹性不稳定性的出现的可能性，其在传统的直升机中并没有出现。两个要求最严格的稳定性问题为螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性和旋翼翻转-摆振不稳定性。这些稳定性问题的每一个的简要描述将在下面给出。

倾斜旋翼飞机在飞机飞行模式中经历一种被称为螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性的现象。这种不稳定为一种不利的气动弹性的后果，其由于旋翼系统与机翼及吊挂架系统之间的连接而产生。这种不稳定性为一种重要的设计驱动力，其意味着对机翼结构刚性和吊挂架质量特性的需求，典型地基于螺旋桨旋翼气动弹性稳定性的需求。如果旋翼和机翼的设计参数没有被正确地选取，那么螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性将限制高速倾斜旋翼的可用速度范围。为此，需要寻求在最小化重量影响的同时最大化气动弹性稳定性的设计方案和控制系统。

螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性类似于经典的螺旋桨螺旋颤振，但是它更复杂，因为倾斜旋翼飞机具有在螺旋桨中并没有出现的翻转自由度。旋翼的翻转自由度引起另外的不稳定力，可能导致在传统螺旋桨上不可能出现的不稳定性。

这种不稳定性的物理机制为在高速飞机飞行条件下传递给机翼/吊挂架系统的不稳定旋翼剪切力。这些不稳定旋翼剪切力作为旋翼翻转结果而产生，旋翼翻转响应于例如强风或者飞行员的操作等扰动。

现在参照图8A，示出引起机翼111以一个或多个其自身的基本固有频率震动的扰动。因为旋翼113和其控制系统连接到机翼111和吊挂架115，机翼/吊挂架111,115的运动改变旋翼系统113的攻角并且使得旋翼系统113翻转。如图9所示，对于一种具体的旋翼设计配置，存在着一个机翼震动频率范围，在该范围内旋翼系统翻转将产生不稳定的桨毂剪切力，这是负阻尼和负刚性的根源。

图8A为具有与机翼111和旋翼系统113可操作关联的控制系统801的旋翼飞机的斜视图。控制系统801配置用于克服通常与由旋翼系统113和机翼111产生的扰动相关联的问题。尤其，控制系统801包括承载在机翼111上用于感测由旋翼系统113引起的扰动的传感器805，以及配置用于消除扰动的子系统807，子系统807通过传递信息给与旋翼系统可操作关联的一个或多个致动器809以消除干扰，其中所述旋翼系统用于改变旋翼叶片的俯仰角和/或其它控制动作。该特征大大地减少了、尤其是在某些情况下消除了由旋翼系统作用在机翼上的不利作用力。

根据优选的实施方式，传感器805感测机翼的弯曲时刻并且优选地同时布置在机翼的吸力面和压力面上。在运行过程中，传感器805感测机翼在飞行过程中的弯曲动作并且将感测到的动作传递给控制子系统807。子系统807包括用于确定感测到的数据是否会对机翼111产生潜在的危害所必须的软件和硬件。如果该动作有潜在危害，那么子系统传递一个信号给一个或多个与旋翼系统113可操作关联的致动器809。致动器809接着调整旋翼系统113以使得施加在机翼111上的不利作用力被减少和/或消除。

可以意识到如果施加在机翼上的力会对机翼的结构整体性造成潜在的危害，那么控制系统801可以配置成分别地调整每个叶片。进而，传感器805也可以适用于通过作用在机翼上的外部气动负荷和/或作用在飞机的其它部分上的外部气动负荷感测施加在机翼上的力。

现在参照图9，如果机翼/吊挂架以低于A点的频率振动，旋翼系统产生负刚性和负阻尼。来自旋翼桨毂剪切作用的负阻尼可以克服机翼/吊挂架系统中的固有的结构性阻尼并且最终引起在高速向前飞行中的气动弹性不稳定。

现在参照图10A和10B，示出了小比例的倾斜旋翼气动弹性模型的测量曲线图。在图10A中，示出频率与空速的关系的曲线图。在图10B中，示出阻尼比与风洞空速的关系的曲线图。如图所示，在低空速时，旋翼系统可以产生正阻尼并且稳定飞机，但是在高空速时，旋翼产生负阻尼，其最终导致在速度超过146哩每小时（模型比例）时产生不稳定性。有几种方案可以用于改善倾斜旋翼的气动弹性稳定性。机翼/吊挂架刚性和质量特性可被设计成最大化系统的稳定性。旋翼系统还可以通过结合有益的旋翼调谐频率，气动弹性耦合，以及通过调整旋翼控制的动力学进行改善。

另一个需要避免的不稳定性为旋翼翻转/摆振不稳定性。与螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性不同，翻转/摆振不稳定性被限制于单独的旋翼并且不会与机翼和吊挂架的动力性发生明显的相互作用。这种不稳定性是旋翼翻转模式频率和旋翼面内弯曲模式频率结合的结果。在高速飞机飞行模式中，作用在旋翼上的气动力非常大并且能够显著地改变这两种旋翼模式的频率和阻尼。对于设计不正确的旋翼系统，这两种旋翼模式的频率随着空速的提高而彼此接近。如果这种问题发生，这两种模式将强烈地相互作用，并且将它们的特征混合形成两种高度耦合模式。这两种耦合模式中的每一种都会受到强烈的气动力的影响，然而，一种模式是稳定而另一种模式是不稳定的。旋翼设计参数必须被正确地选择以避免旋翼模式的结合，防止翻转/摆振不稳定性的产生。

影响气动弹性稳定性的最重要的旋翼参数之一为旋翼的仰角-摆振耦合，或者Δ3角。图11为旋翼桨毂的示意图，其示出用在旋翼系统上的Δ3角。由于俯仰操纵杆的一端被倾角控制连杆所约束，并且另一端连接到翻转叶片上，俯仰角将随着叶片的翻转而变化。因此，Δ3角在旋翼翻转和旋翼叶片俯仰之间产生耦合。随着旋翼叶片向上翻转，具有正Δ3角的旋翼系统将经历一个俯冲的俯仰，同时具有负Δ3角的旋翼系统将经历一个升起的俯仰。限定由Δ3角引起俯仰角改变的公式被定义为：Δθ=-tan(Δ3)Δβ。

由Δ3角引起的俯仰/翻转耦合改变了作用在旋翼上的气动力，气动力改变了翻转频率。旋翼Δ3角用于在强风扰动或飞行员操作时减小旋翼翻转振幅。这防止了过度翻转的发生，过度翻转可以引起高旋翼负荷和机械干扰。在一种倾斜旋翼上，Δ3角可以如图11中所示通过相对于翻转轴移动俯仰操纵杆而被调整。在具有三个叶片的倾斜旋翼飞机上，Δ3角通常设定成接近-15度的值，其提供足够的强度用于翻转衰减。Δ3角较大的值能够更大程度减少翻转，但是这会使得上面描述的气动弹性稳定性问题变得严重。Δ3角对气动弹性稳定性的影响将在下面进行描述。

由于Δ3角的耦合改变了旋翼的翻转频率，因此其对基本的旋翼翻转响应特征，还有不稳定旋翼剪切力产生影响。这既影响了螺旋桨旋翼气动弹性不稳定性又影响了旋翼翻转-摆振不稳定性。

关于螺旋桨旋翼气动弹性不稳定问题，Δ3角很大的负值将提高图9中所示的不稳定旋翼桨毂剪切力的大小。负旋翼阻尼的增长将减小飞机的稳定边界。同样，大的正Δ3角值有益于螺旋桨旋翼稳定性。

然而，大的正Δ3角值会引起翻转频率增加并且接近旋翼面内模式频率。这会导致在高速时的旋翼翻转/摆振的不稳定性。同样，大的负Δ3角值能够通过阻止这两种旋翼模式的合并而改善旋翼的翻转/摆振稳定性。

所选的Δ3的设计值为可接受的翻转减少的需求，良好的螺旋桨旋翼气动弹性稳定性，以及可接受的翻转/摆振稳定性之间的折中值。

现在参照图12，示出旋翼Δ3角与稳定边界的关系的曲线图。图12表示计算出的用于典型的高速倾斜旋翼的稳定边界如何随着旋翼Δ3角的改变而变化。如图所示，如果Δ3角被设定成零度，稳定性是最好的，但是由于强风和操作而产生的旋翼翻转响应则不存在有益的减少。对于大的负Δ3角值，螺旋桨旋翼气动弹性稳定性会显著地降低。在大的正Δ3角值时，旋翼翻转/摆振不稳定性发生并且严格地限制可用的空速范围。由此，接近于-15度的小的Δ3角值提供对于倾斜旋翼来说是翻转控制和气动弹性稳定性之间的良好的折中选择。

接下来参照图13，流程图1301描绘了控制施加在飞机机翼上的不利的力的优选的方法。尤其，该方法包括控制由旋翼系统施加在飞机机翼上的不利的弯曲，俯仰，和/或其它动作的过程。方框1303示出第一过程步骤，其包括使用传感器感测机翼运动。接着，传感器将感测到的运动传递给控制子系统。方框1305中描述的为子系统确定力是否对机翼是潜在有害的。如果力是潜在有害的，那么旋翼系统被调整以抵消这样的力，如方框1307所示。该特征通过对旋翼叶片和/或吊挂架进行的俯仰，倾斜，和/或调整来实现。

显而易见的是上面描述和示出了具有显著优点的组件和方法。上面公开的具体实施方式仅是示意性的，这些实施方式可以修改并且可以以对享有这里公开的教导的益处的本领域技术人员来说不同但是等效的方式实行。因此显而易见的是上面公开的具体实施方式可以被改变或修改，并且所有的变形都被认为位于本申请的范围和精神之内。因此，这里寻求的保护如在描述中所提出的一样。尽管现有的实施方式在上面示出，它们并不仅仅限定于这些实施方式，而是可以具有各种变化和修改而不会脱离本申请的精神。

Claims (20)

1.一种旋翼飞机，包括：

机身；

牢固地连接到机身的机翼；

枢转地连接到机翼的旋翼系统，旋翼系统具有：

多个旋翼叶片；以及

与旋翼组件可操作关联的控制系统，控制系统具有：

传感器，配置用于感测由旋翼系统施加在机翼上的力；

子系统，配置用于接收感测到的力并且确定感测到的力是否会对机翼产生潜在危害；

其中如果力会对机翼产生潜在的危害，那么控制系统调节多个叶片的动作。

2.如权利要求1所述的旋翼飞机，旋翼系统进一步包括：

与多个旋翼叶片可操作关联的倾斜盘，倾斜盘配置成调整多个旋翼叶片的动作。

3.如权利要求2所述的旋翼飞机，旋翼系统进一步包括：

与倾斜盘可操作关联的致动器，致动器配置成调节倾斜盘的动作。

4.如权利要求1所述的旋翼飞机，其中控制系统根据探测到的潜在危害力分别调节多个叶片的动作。

5.如权利要求1所述的旋翼飞机，其中传感器配置成测量施加在机翼上的外部气动力。

6.如权利要求1所述的旋翼飞机，其中传感器配置成测量施加在飞机的机身上的外部气动力。

7.如权利要求1所述的旋翼飞机，旋翼系统进一步包括：

桅杆；以及

连接到桅杆的轭，该轭连接到多个旋翼叶片。

8.如权利要求7所述的旋翼飞机，其中多个旋翼叶片中的每一个旋翼叶片均采用具有大约负45度的Δ3角的Δ3铰链连接到轭上。

9.如权利要求7所述的旋翼飞机，其中多个旋翼叶片中的每一个旋翼叶片采用具有大于负15度的Δ3角的Δ3铰链连接到轭上。

10.如权利要求1所述的旋翼飞机，其中多个旋翼叶片为至少四个旋翼叶片。

11.一种用于旋翼飞机的控制系统，所述旋翼飞机具有多个旋翼叶片和飞机机翼，控制系统包括：

连接到飞机机翼的传感器，传感器配置成感测由多个旋翼叶片的旋转动作施加在飞机机翼上的力；以及

与传感器可操作关联的子系统，子系统配置成接收来自传感器的感测到的力，并且配置成确定该感测到的力是否会对机翼产生潜在的危害；

其中控制系统调节多个叶片的俯仰以抵消施加在飞机机翼上的力。

12.如权利要求11所述的控制系统，进一步包括：

与多个旋翼叶片可操作关联的倾斜盘，倾斜盘配置成调节多个旋翼叶片的动作。

13.如权利要求12所述的控制系统，进一步包括：

与倾斜盘操作关联的致动器，致动器配置成调节倾斜盘的动作。

14.如权利要求13所述的控制系统，其中致动器为电子控制的致动器。

15.如权利要求13所述的控制系统，其中致动器为液压致动器。

16.如权利要求11所述的控制系统，其中传感器为弯曲传感器。

17.一种抵消由旋翼系统施加在飞机机翼上的力的方法，所述旋翼系统枢转地连接到飞机机翼上，该方法包括：

在飞机机翼上安装传感器；

利用传感器感测施加在飞机机翼上的力；

将感测到的力传递给子系统；

确定该感测到的力是否会对机翼产生潜在的危害；并且

调节旋翼系统以抵消施加在飞机机翼上的有害的力。

18.如权利要求17所述的方法，进一步包括：

调节旋翼系统的旋翼叶片的俯仰，以抵消施加在飞机机翼上的有害的力。

19.如权利要求17所述的方法，进一步包括：

相对于飞机机翼转动旋翼系统，以抵消施加在飞机机翼上的有害的力。

20.如权利要求17所述的方法，进一步包括：

调节旋翼系统的倾斜盘的倾斜度，以抵消施加在机翼上的有害的力。

Images