阅读说明：本技术 一种用于控制飞机方向的方法和实施该方法的飞机 (Method for controlling the direction of an aircraft and aircraft for implementing the method ) 是由 菲利普·克罗沙 于 2018-12-21 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种控制具有至少一个机翼(2)的固定翼飞机或具有至少一个叶片(3)的旋转翼飞机(1)的方向的方法,机翼(2)或叶片(3)受气流的作用,在机翼(2)或叶片(3)上施加升力；并且,由于机翼(2)或叶片(3)的下表面与上表面之间的压力差,在机翼(2)或叶片(3)的每个自由端处产生边际涡旋(4),边际涡旋(4)减少升力并增加阻力。根据本发明,该方法包括产生不同强度的附加涡旋,以便根据附加涡旋的方向和旋转速度,明显地作用于边际涡旋(4)的强度,从而选择性地增加或抵消边际涡旋(4)的影响,由此选择性地减小或增加在机翼(2)或叶片(3)的自由端施加的升力和/或阻力,并引起固定翼飞机(1)的侧倾和/或偏航运动,或旋翼飞机(1)的倾斜运动。(The invention discloses a method for controlling the direction of a fixed-wing aircraft having at least one wing (2) or a rotary-wing aircraft (1) having at least one blade (3), the wing (2) or the blade (3) being acted on by an air flow, exerting a lift force on the wing (2) or the blade (3); and, due to the pressure difference between the lower and upper surfaces of the wing (2) or blade (3), a marginal vortex (4) is generated at each free end of the wing (2) or blade (3), the marginal vortex (4) reducing lift and increasing drag. According to the invention, the method comprises generating additional vortices of different intensity so as to act predominantly on the intensity of the marginal vortices (4) depending on the direction and speed of rotation of the additional vortices, thereby selectively increasing or cancelling out the effect of the marginal vortices (4), thereby selectively reducing or increasing the lift and/or drag exerted on the free ends of the wings (2) or blades (3) and causing a roll and/or yaw movement of the fixed-wing aircraft (1) or a pitch movement of the rotary-wing aircraft (1).)

一种用于控制飞机方向的方法和实施该方法的飞机

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种飞机转向的控制方法，该飞机包括至少一个机翼或至少一个叶片。

本发明的目的还在于保护实施上述方法的相关飞机。

本发明可用于通常被称为“无人机”的无人驾驶飞机领域。

背景技术

从现有技术中得知，固定翼型飞机包括至少一个机翼，或者旋转翼型飞机包括至少一个叶片。在飞行过程中，机翼或叶片受相对气流的作用，在机翼或叶片上施加升力，从而使飞机升起并飞行。

固定翼飞机的(一个或多个)机翼每个都包括至少一个位于机身或机翼上的机动螺旋桨，螺旋桨轴线与机翼平面基本平行，并基本正交于机翼的纵轴。这些机动螺旋桨一方面确保飞机的推进，另一方面可以在机翼下方产生气流以增加升力。

旋转翼飞机的机动螺旋桨安装于叶片自由端，使所述叶片绕主轴旋转，从而产生飞机升力。

对于旋转翼飞机来说，操纵飞机，也就是使其进行侧倾和/或俯仰运动，或更普遍地，当飞机为一架对称的无人驾驶飞机且没有前端或后端时，在其所有方向上都会发生倾斜运动，用旋转斜盘可以使叶片产生机械的、周期性的变化，叶片的倾斜度会改变其迎角，从而改变升力，由此产生飞机的倾斜运动。

这种旋转斜盘的缺点在于其产生的额外重量大，而且更重要的是，这种解决方案的复杂性使其需要非常频繁的维护。

操纵飞机的另一种解决方案，是在每个叶片的轮毂位上放置一个发动机，理想的是高扭矩“伺服电机”类型，以便在所需位置上分别周期性地改变每个叶片的仰角，以实现倾斜运动。然而，从长远来看，这种解决方案相对昂贵、麻烦且可靠性低。

对于固定翼飞机来说，为了操纵飞机，即，使其执行侧倾和/或偏航运动，一般使用包括副翼以及水平和垂直尾翼的控制系统。也可以使用V形尾翼。

副翼/尾翼控制系统的缺点在于增加了额外的重量，更重要的是，该解决方案增加了在工业化的复杂性并且相对脆弱，缺乏可靠性。

在没有大且足够有效的尾翼的情况下，这种系统的另一个缺点是，除了所需的侧倾运动之外，还产生了与侧倾运动相反的偏航运动，简称“逆航”。

发明内容

为此，本发明的目的之一是通过提出一种方法来弥补现有技术的缺陷，该方法可以可靠、轻便且经济的方式，利用具有至少一个机翼的固定机翼和具有至少一个叶片的旋转机翼来控制飞机的方向。

为此，申请人利用了机翼或叶片自由端的气流所产生的自然涡旋现象,也被称为边际涡旋(漩涡)。实际上，由于机翼或叶片的上表面和下表面之间的气压差，在机翼或叶片的自由端处，机翼或叶片构成的物理屏障突然消失，从而使超压区自然地被吸到低压区，因此气流将非常激烈地向低压区迁移，从而形成所谓的边际涡旋或边际漩涡。产生这种边际涡旋的缺点在于，它将极大地减小机翼或叶片上表面和下表面之间的压力差，从而减小升力。此外，这种边际涡旋还将增加很多阻力，称为“诱导阻力”。

这样，从这种自然现象开始，并且根据本发明，申请人提出了一种方法，该方法用于操纵具有至少一个机翼的固定翼飞机或具有至少一个叶片的旋转翼飞机，所述方法包括产生与边际涡旋基本同轴的、不同强度的附加边际涡旋，以便根据附加涡旋的旋转方向和速度，有效地改变所述边际涡旋的强度。通过这样的方式，在每个所述叶片或所述机翼自由端，产生的附加涡旋可以选择性地增强或抵消所述边际涡旋的影响。因此，这就可以选择性地减少或增加所述机翼或所述叶片自由端的升力和/或阻力，以便为所述固定翼飞机产生所需的侧倾和/或偏航运动，或为所述旋转翼飞机产生倾斜运动。总体而言，所产生的附加涡旋通常被用来抵消所述机翼或所述叶片端部的边际涡旋，因此将增加升力并减小诱导阻力。

以此方式，本发明借助能够产生附加边际涡旋的装置，以经济、可靠且空气动力学上有效的方式来操纵飞机，同时使其质量相对轻。

这意味着所产生的的附加边际涡旋适用于所有适当的类型，例如涡轮机。一种优选方式为，附加的涡旋由位于机翼或叶片自由端的主机动螺旋桨所产生。

本发明适用于固定翼飞机和旋转翼飞机。此外，对于具有至少一个机翼的固定翼飞机来说，至少一个所述机翼的每个端部安装有旋转方向与所述边际涡旋相反的主机动螺旋桨，以及旋转方向与所述边际涡旋相同的副机动螺旋桨。本发明所提供的方法包括：使第一机翼端的所述主机动螺旋桨旋转快于位于相同端的所述副机动螺旋桨，以引发侧倾运动；使第二机翼端的所述副机动螺旋桨旋转快于位于同一端的所述主机动螺旋桨，以增强侧倾运动；如果第二机翼端的所述副机动螺旋桨功率等于第一机翼端的所述主机动螺旋桨功率，则对第二机翼端的所述副机动螺旋桨的功率起作用，以减少甚至消除偏航运动。

当然，当指示一个螺旋桨比另一个螺旋桨旋转得更快时，所述方法可以让旋转速度更快的螺旋桨加速，或者使应该更加缓慢旋转的螺旋桨减速。同样地，该方法作用于第一机翼端的螺旋桨以增加升力或以相反的方式作用于第二端的螺旋桨上以减小升力，并获得相同的效果，应当认为这些完全在本发明的保护范围内。

以同样的配置，所述方法可以包括，比如让第一机翼端的主机动螺旋桨和副机动螺旋桨比第二机翼端的主机动螺旋桨和副机动螺旋桨旋转得更快，以产生侧倾和偏航运动；如果第一机翼端的主机动螺旋桨和副机动螺旋桨功率相等，则对第一机翼端的副螺旋桨的功率起作用，以减小或甚至消除侧倾运动。

在另一个实施例中，对于至少具有一个叶片的旋转翼飞机，所述叶片每旋转一圈，就会交替地、周期性地产生附加涡旋，以获得所需方向上的成一定角度的倾斜运动。

在一个实施例中，所述方法包括：比如使得叶片自由端的主机动螺旋桨沿着与边际涡旋相反的方向旋转，并使位于相同叶片自由端的副机动螺旋桨以与主机动螺旋桨相同的功率且沿着与主机动螺旋桨相反的方向转动，以减缓由所述主机动螺旋桨推力的周期性所引起的潜在振动。

在同一实施例中，当飞机遇到相对风时，所述叶片每旋转半圈，在所述叶片上会产生不对称的空气阻力，所述方法则包括以与边际涡旋相反的方式旋转叶片自由端的主机动螺旋桨，以及沿与主机动螺旋桨相反的旋转方向且与所述主机动螺旋桨同相的方式，来旋转所述副机动螺旋桨，以抵消所述主机动螺旋桨的影响，并对所述副机动螺旋桨功率起作用，以平衡空气阻力的非对称效应。

本发明还保护根据上述方法所设计的、适于实施上述方法的飞机。

众所周知，固定翼型飞机包括至少一个机翼，或者旋转翼型飞机包括至少一个叶片。所述机翼或叶片必将受气流的作用，产生施加于机翼或叶片的升力，以及因机翼或叶片上表面和下表面之间的压力差，而自然地在机翼或叶片每个自由端产生减小升力的边际涡旋。

根据本发明，所述飞机包含用于产生附加边际涡旋的装置，该附加涡旋基本上与边际涡旋基本同轴，以便于根据附加涡旋的旋转方向和速度，对所述边际涡旋强度起有效的作用，从而选择性地增强或抵消所述边际涡旋的影响，由此选择性地减小或增加在所述机翼自由端或叶片自由端的升力，为所述固定翼飞机产生侧倾和/或偏航运动，或为所述旋转翼飞机产生倾斜运动。

如上所述，用于产生附加涡旋的装置可以是涡轮机。优选地，这些装置包括：

1)设置在机翼或叶片自由端的主机动螺旋桨，主机动螺旋桨轴线基本上平行于叶片或机翼平面，并且基本上垂直于机翼或叶片的纵轴；

2)至少一个功率电路板，其连接到螺旋桨的机动装置，并由机载计算装置控制。

本方法优选螺旋桨，因为其可以沿顺时针和逆时针两个方向旋转。

为了减少旋转翼飞机由相对风引起的潜在振动或不对称阻力，或使固定翼飞机独立产生侧倾和偏航运动，所述主机动螺旋桨的旋转方向设计为与边际涡旋的旋转方向相反，所述飞机还包含与主机动螺旋桨旋转方向相反的副机动螺旋桨，该副机动螺旋桨与功率电路板相连。

所述旋转翼飞机具有至少一个安装在转子上的叶片，所述旋转翼飞机包括连接到功率电路板的转子位置传感器。

在一个特殊实施例中，所述飞机为无人机。在一个优选实施例中，所述无人机具有三个叶片，这些叶片围绕在轮毂周围，两两夹角为120°，轮毂可以将工作机舱悬挂于该轮毂下方。具有三个叶片的本优选实施例，通过显著降低控制叶片末端螺旋桨所需的反应能力，来提高无人机的稳定性。

此外，申请人注意到叶片的制造可以得到极大的改进。开始时，出于刚性的考虑，偏向于使用碳纤维制造叶片。遗憾的是，开发无人机所需的大量测试，导致叶片在测试期间反复损坏。为了解决由此产生的成本问题，叶片由更加便宜且更具弹性的材料制成，即发泡聚丙烯(EPP)。为了改善其表面层，EPP覆盖有薄膜，该薄膜优选热塑性材料，特别是粘合剂，例如透明的用于印刷的层压薄膜。也可以使用碳纤维薄片衬里。在这个实施例中，施加在叶片上的、在端电机和轮毂之间的离心力增加了材料的刚度。静止时，叶片相对柔软，但是飞机旋转后，叶片就会***，并且在一个扁平的、水平方向上的盘状平面上旋转。

附图说明

现在将结合附图描述本发明的其他特征和优点，附图仅作为示例、而绝非限制性地描述实施例。

图1是旋转翼飞机的俯视图，该旋转翼飞机具有主机动螺旋桨，并被控制向左倾斜运动；

图2是类似于图1的示意图，该飞机还包括反向旋转的副机动螺旋桨，其***纵成向左执行侧倾运动，并且减小了潜在的振动；

图3是类似于图1的示意图，示出了飞机面对入射风的行为，该风倾向于引起向左的侧倾运动；

图4是类似于图3的示意图，该飞机被控制成即使在面对逆风时也能保持其稳定性；

图5是类似于图2的示意图，示出了在面对入射风的飞机叶片上产生的非对称阻力；

图6是类似于图5的示意图，该飞机被控制成抵消入射风产生的不对称阻力；

图7是固定翼飞机的俯视图，该固定翼飞机装有主机动螺旋桨和副机动螺旋桨，并且被控制成向左执行侧倾运动，而没有偏航运动；

图8是类似于图7的示意图，该飞机被控制以执行偏航运动，而没有侧倾运动；

图9是类似于图1的视图，该飞行器以透视图示出，并且具有三个以120°角偏转的叶片；

图10是类似于图9的视图，该飞行器具有副机动螺旋桨。

具体实施方式

在本发明涉及一种用于控制飞机(1)的方向的方法。飞机(1)是指任何类型的有人或无人驾驶飞行器，，并且是具有至少一个机翼(2)的固定机翼型飞机，或者具有至少一个叶片(3)的旋转翼型飞机。

实际上，叶片(3)可以由碳纤维制成。为了降低制造成本，一个或多个叶片(3)可以由发泡聚丙烯(EPP)制成。为了改善EPP的表面层，EPP的表面层可以覆盖有薄膜，优选地是热塑性的，特别是粘合剂，并且例如是透明的，例如印刷工业中使用的那种。另外，叶片(3)可以背衬有薄碳纤维片。当叶片(3)由EPP制成时，施加在叶片(3)上的、在端电机和轮毂之间的离心力增加了材料的刚度。静止时，叶片(3)较为柔软，但是飞机(1)一旦飞行后，整个飞机就会***并变直。

无论飞机(1)是固定翼还是旋转翼，当飞机(1)飞行时，机翼(2)或叶片(3)都会受到气流的作用力而抬起机翼(2)或叶片(3)。在图中，提升力由符号“+”，“－”和“＝”表示。

升力来自于以下情况：在机翼(2)或叶片(3)下面，也就是在下表面下方，气流在顶部机翼(2)或叶片(3)上产生压力区。在上表面，气流会产生一个负压区。上表面和下表面之间的压力差会产生使飞机(1)飞行的升力。

然而，在机翼(2)或叶片(3)的端部，由机翼(2)或叶片(3)构成的物理屏障突然消失，并且空气在过压状态下自然流动。因此，由凹陷中的气流吸引的气体将非常猛烈地向其迁移，从而产生了仅在图1中示出的所谓的边际涡旋(4)或漩涡。

本领域技术人员知道，边际涡旋(4)的缺点在于它极大地减小了机翼(2)或叶片(3)上表面和下表面之间的压力差，从而相应地减小了机翼(2)或叶片(3)的自由端处的升力。

综上所述，本发明旨在直接且有效地作用于边际涡旋的强度，以选择性地加重或抵消边际涡旋的影响(4)，从而减小或选择性地增加施加在机翼(2)或叶片(3)的自由端的升力，以使具有固定翼的飞机(1)发生侧倾和/或偏航运动，或具有旋转机翼的飞机(1)发生倾斜运动。

为此，本发明的方法自动产生与边际涡旋(4)基本同轴的、不同强度的附加涡旋。这样，取决于附加涡旋的方向和旋转速度，边际涡旋(4)将明显地在叶片(3)或机翼(2)的自由端处加剧，也就是说，它们将以较高的速度旋转或受阻，又或者说，它们将以较低的速度旋转，甚至速度为零，甚至反向旋转。当然，边际涡旋和附加涡旋之间的轻微对准误差是可以接受的。有效性可能会降低，但是该过程仍然能发挥作用。之所以描述为“基本同轴”，是因为当涡旋远离机翼(2)或叶片(3)时，边际涡旋(4)的轴线倾向于向下移动。最重要的是，所产生的的附加涡旋会影响边际涡旋(4)的强度。

可以以任何合适的方式产生附加涡旋，例如经由涡轮机。优选地，后者由螺旋桨产生，该螺旋桨被称为主机动螺旋桨(5)，被安装在机翼(2)或叶片(3)的自由端。

以此方式，参考图7和图8，例如在包括至少一个机翼(2)固定翼飞机(1)的情况下，机翼在其端部包括主机动螺旋桨(5)，其轴线基本平行于机翼(2)的平面，并且基本正交于机翼(2)的纵轴，从而能够产生与边际涡旋(4)同轴的附加涡旋。当然，当飞机(1)包括通过中央机身连接的两个机翼(2)时，本发明也以相同的方式适用。

因此，如果仅通过以与边际涡旋(4)的方向相反的方向旋转的主机动螺旋桨(5)来确保飞机的推进，并且希望向飞机左侧产生侧倾和偏航运动(1)，根据本发明的方法，包括使右侧的主机动螺旋桨(5)旋转得比左侧的主机动螺旋桨(5)快，以抵消并减小右边的边际涡旋(4)的效果。在此基础上，右机翼(2)端部的边际涡旋(4)效应减小，引起该侧的升力增加，从而使飞机(1)向左侧倾。另外，右主机动螺旋桨(5)的旋转倾向于使飞机(1)向同侧侧推，从而也引起飞机向左的偏航运动。偏航运动并非是反向偏航运动，因为它使飞机沿所需方向旋转，这在现有技术中是常见的正向偏航(proverse yaw)。对于不具有垂直尾翼的常规飞机，侧倾运动还伴随着偏航运动，但是沿着与期望方向相反的方向，这也是现有技术中常见的反向偏航(adverse yaw)。

当然，除了增加右翼(2)端部的升力外，还可以通过同时减慢左翼(2)主机动螺旋桨(5)的速度，减小升力，从而进一步增加了侧倾运动。

若飞行员希望避免或改变已引起的偏航运动，飞机(1)实际上装有可控的垂直尾翼。根据本发明，可以省去该垂直尾翼，并且可以使用与主机动螺旋桨(5)反向旋转并安装在机翼(2)端部的副机动螺旋桨(6)，例如安装在后端的位置，又例如使其与主机动螺旋桨(5)的旋转方向相反。

例如，在前述情况下，参考图7，飞机包括至少一个机翼(2)，该机翼在其每个端部装有沿与边际涡旋(4)相反的方向旋转的主机动螺旋桨(5)，以及沿着边际涡旋(4)方向旋转的副机动螺旋桨(6)。因此，为了避免向左偏航运动，该方法包括使右端的主机动螺旋桨(5)比右端的副机动螺旋桨(6)旋转得更快，以产生旋转；使旋转机翼(2)左端的副机动螺旋桨(6)的速度比左端的主机动螺旋桨(5)更快，以增强侧倾运动；使左侧副机动螺旋桨(6)的功率等于右侧主机动螺旋桨(5)的功率，以抑制偏航运动。在图中，通过箭头F示意性的示出机动螺旋桨(5、6)的推进力。

当然，在这样的配置中，该方法还可以作用于副机动螺旋桨(6)的功率，以在不消除偏航运动的情况下减小偏航运动，从而获得偏航和侧倾运动的组合。

还可以操纵各螺旋桨(5、6)，以在不产生侧倾运动的情况下获得飞机(1)左侧的偏航运动。为此，参考图8，本发明的方法包括：使右翼端部的主机动螺旋桨(5)和副机动螺旋桨(6)的旋转速度快于左翼端部的主机动螺旋桨(5)和副机动螺旋桨(6)，且功率相同，以产生侧倾运动而无偏航运动。

以与上述相同的方式，该方法允许作用于副机动螺旋桨(6)的功率，以在不消除侧倾运动的情况下，减小侧倾运动，并获得侧倾运动和偏航运动的组合。

本发明还包括了一种该方法的应用，用于控制具有旋转机翼的飞机(1)的方向，该旋转机翼包括至少一个安装在转子上的叶片(3)。优选地，飞机(1)包括两个沿直径相对的叶片(3)。根据本发明，叶片(3)在其自由端处，比如每个叶片(3)的前缘处，包括主机动螺旋桨(5)。该主机动螺旋桨(5)可以用于推动叶片(3)旋转，这将产生飞机(1)的升力。

如上所述，主机动螺旋桨(5)可以产生与边际涡旋(4)基本同轴的附加涡旋，以作用于边际涡旋(4)的强度。

以相同的方式，叶片(3)的主机动螺旋桨(5)沿与边际涡旋(4)相反的方向旋转，从而减小边际涡旋(4)的影响，因此增加了在叶片(3)上的升力并减少了其引起的阻力。在叶片(3)由位于叶片(3)自由端的主机动螺旋桨(5)驱动的情况下，为了增加升力，我们应当旋转其中一个叶片(3)的主机动螺旋桨(5)，使其旋转速度快于其他叶片，相反地，减慢其他叶片上主机动螺旋桨(5)的速度。

因此，参考图1，如果在叶片(3)的给定瞬时位置处，在第一叶片(3)的自由端的位置处的升力增大，则产生的扭矩倾向于使飞机(1)朝相反的第二叶片(3)的方向倾斜。发动机旋转半圈后，叶片(3)处于相反的状态，因此有必要减小或停止主机动螺旋桨(5)的发动机动力。以这种方式，为了产生倾斜运动，以交替运动和循环的方式旋转其中一个叶片(3)的主机动螺旋桨(5)，根据周期定律，这可以成为有利的正弦曲线。

应当理解，如果叶片(3)由机动转子驱动旋转，则布置在叶片(3)的自由端的主机动螺旋桨(5)交替地启动并旋转以操纵飞机(1)。在不使用机动转子的情况下，并且叶片(3)由上述主机动螺旋桨(5)驱动旋转时，操纵飞机(1)的方法包括：交替旋转叶片(3)的主机动螺旋桨(5)的速度使其比另一个径向相对的叶片(3)的速度快，从而产生升力差异。下面的描述，是关于该方法的最后一个实施例，其中，叶片(3)由主机动螺旋桨(5)驱动旋转。

从上面可以看出，在操控旋转翼飞机(1)的方向的过程中，由于主机动螺旋桨在转子旋转周期中产生的推力变化，叶片(3)端部的主螺旋桨(5)交替旋转的速度比对侧叶片(3)主机动螺旋桨(5)的要快，将由此产生振动。这些振动将变得更加重要，因此主机动螺旋桨(5)的不对称性将变得重要，因为叶片(3)端部的主螺旋桨(5)的转动速度不同于相对叶片(3)端部的主机动螺旋桨(5)。

为了克服这种振动缺陷，使用了副机动螺旋桨(6)。根据本发明，参考图2，该方法包括：沿与边际涡旋相反的方向旋转第一叶片(3)自由端的主机动螺旋桨(5)，其速度比第二相对叶片(3)的要快；以及沿与主机动螺旋桨相反的方向并以与主机动螺旋桨(5)相同的功率，周期性地旋转同侧叶片(3)自由端部的副机动螺旋桨(6)，该旋转与第一叶片(3)的主机动螺旋桨(5)相位相反，以减轻由周期性运动引起的潜在振动。

此外，副机动螺旋桨(6)还可以完美地控制叶片(3)升力的周期性变化以及由相对风产生的空气阻力。

例如，图3示出了静止时位于飞机(1)叶片(3)端部的主机动螺旋桨(5)，也就是无论转子的瞬时位置如何，主机动螺旋桨(5)的速度是恒定的。然而，在存在从飞机(1)的前方向后方吹入的入射风的情况下，将在叶片上(3)产生更大的升力，该升力在叶片(3)旋转期间，迎风前进。因此，飞机(1)不受自身控制，向左倾斜并产生侧倾运动。

参考图4，为了补偿这种非自主的侧倾运动，驱动位于侧倾一侧的主机动螺旋桨(5)沿与边际涡旋(4)相反的方向旋转，并使得比对侧叶片(3)的主机动螺旋桨(5)更快，以增加升力，并且抵消入射风产生的升力的不对称性。

图5示出了飞机(1)，其在叶片(3)的自由端处具有旋转方向与边际涡旋(4)相反的主机动螺旋桨(5)，以及与主机动螺旋桨(5)旋转方向相反的、与边际涡旋(4)旋转方向相同的副机动螺旋桨。

根据图5，飞机(1)感知到相对风，是由于存在真实的风，又或者是由于当飞机(1)向前运动时，叶片(3)在前进过程中将产生一个更大的阻力，并与直径方向相对的叶片(3)的相反。

因此，参考图6，该方法可以抵消不对称的阻力。为此，该方法包括：使第一叶片(3)的主机动螺旋桨(5)比相对的第二叶片(3)的主机动螺旋桨(5)更快地旋转，并且沿与主机动螺旋桨(5)相反的方向旋转第一叶片(3)的副机动螺旋桨(6)，使其做循环运动，且与第一叶片(3)的主机动螺旋桨(5)同相，以抵消主机动螺旋桨(5)的作用，并作用于副机动螺旋桨(6)的功率，以补偿阻力的不对称。换句话说，副机动螺旋桨(6)的功率必须使得第一叶片(3)的副机动螺旋桨(6)产生的推力的绝对值等于第一叶片(3)的T2阻力与径向相反的第二叶片(3)的T1阻力的力度差。

在实践中，为了实施本发明的方法，无论是旋转机翼还是固定机翼，飞机(1)都包括位于机翼(2)或叶片(3)自由端的主机动螺旋桨(5)，主机动螺旋桨轴线基本上平行于机翼(2)或叶片(3)平面，并且基本上垂直于机翼(2)或叶片(3)的纵轴。为了控制螺旋桨，飞机(1)包括至少一个功率电路板，该功率电路板连接到螺旋桨(5、6)的机动装置，并由诸如微控制器的嵌入式计算装置控制。该功率电路板允许修改每个机动装置的旋转速度。

优选地，并且如上所述，飞机(1)包括与主机动螺旋桨(5)反向旋转并连接到功率电路板的副机动螺旋桨(6)。这些反向旋转的副机动螺旋桨(6)位于机翼(2)或叶片(3)的端部，例如布置成与主机动螺旋桨(5)相对，且位于其下方。当飞机(1)包括副机动螺旋桨(6)时，主机动螺旋桨(5)被设计为沿与边际涡旋(4)相反的方向旋转。

当飞机(1)的旋转机翼的至少一个叶片(3)安装在转子(7)上时，飞机(1)还包括一个转子(7)位置传感器，该位置传感器连接到飞机的功率电路板上，以便根据叶片(3)的位置，在适当的时间，给发动机发送速度变化命令。

位置传感器可以是任何合适的类型，例如可以是与一个或多个陀螺仪结合使用的编码轮，或霍尔效应传感器，甚至是磁罗盘。

转子(7)和被称为定子的固定部分之间的能量传递，可以通过例如附加滑环或甚至通过磁感应来完成。也可以在转子(7)上安装独立的电池系统。

速度指令到发动机的传输可以通过已有技术完成，例如使用具有更多通道的旋转收集器，或者通过光学数据传输，或带有“蓝牙”的无线电传输，甚至是由叶片上的嵌入式计算设备控制的有线通讯方式。因此，在后一种配置中，不需要固定的定子。

在如图9和图10所示的优选实施例中，飞机是装配有三个绕着中心轮毂(8)彼此错开120°的叶片(3)的无人机，在该中心轮毂下方可以放置有用的万向架。具有三个叶片(3)的该特定实施例，通过显著降低叶片末端的机动螺旋桨所需的反应能力，来改善无人机的稳定性。参考图9，无人机包括位于叶片(3)的自由端处的主机动螺旋桨(5)，参考图10，无人机包括与主机动螺旋桨(5)反向旋转的副机动螺旋桨(6)。

综上所述，本发明提供了一种用于控制飞机(1)的方向的方法，以及一种适于实施该方法的飞机(1)，该方法简单、经济、有效、可靠，并且与现有技术的转向系统相比，可大大减轻重量。