直升机的制作方法

专利名称：直升机的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种改进的直升机。
本实用新型总体上涉及一种直升机。尤其涉及但并不局限于玩具直升 机，特别是遥控模型直升机或玩具直升机。
背景技术：
已知直升机是并不稳定的复杂机械并因此而难以控制，这样就要求有丰 富的经验来安全地操作这样的直升机而不导致灾难。
典型地来讲，直升机包括机体、主旋翼和尾部旋翼。主旋翼提供向上的力以将直升机保持在空中，并且提供横向、前向或后 向的力来以所要求的方向操纵直升机。这种操纵可通过使主旋翼的螺旋桨叶 片的冲角(angle of incidence)在主旋翼每次旋转时循环变化来进行。
主旋翼具有偏离其位置的自然趋势，如果飞行员失去了对直升机操纵的 控制，那么这种趋势可能会导致不受控制的移动并导致直升机的坠落。
到目前为止已经提出了减少这种结果的解决方法，包括在嫘旋桨叶片的 顶端使用稳定杆和重物。
所有的这些解决方法利用已知的由地球自转偏向力(coreolis force) 和离心力所导致的陀螺进动现象来获得所希望的效果。
尾部旋翼并不是根本不受这种现象的影响，因为必须得避免由于机体上 的旋翼阻力矩而导致机体绕旋翼的驱动轴回转。
为了达到这个目的，使尾部旋翼处于直立设置，以使尾部旋翼产生横向 推力，这种横向推力必须得抵消前面所提及的旋翼的阻力矩，而且直升机设 有必须使飞行员能够控制这种横向推力的装置，以确定绕着竖直轴线的飞行 位置。
由于直升机的尾部往往会绕主旋翼的驱动轴回转，甚至在主旋翼驱动扭 矩的小的变化的情况下也是如此，所以大多数直升机设有单独的自主机械式 或机电式系统，如陀螺仪或类似的装置，这种系统自动补偿尾部旋翼的推 力，以用于并不希望的旋转。一般来讲，直升机的稳定包括以下因素之间的相互作用的结果-旋翼叶片的旋转；任何可能的稳定杆的移动；通过尾部旋翼进行的主 旋翼的阻力矩的补偿；-系统如陀螺仪或类似的装置补偿主旋翼的阻力矩中小的并不希望的 变化；以及-控制主旋翼和尾部旋翼的旋转速度的直升机的控制装置。当这些要素基本上平衡时，飞行员应能够按照需要操纵直升机。不过，这并不意味着直升机不需要飞行员的介入就能够自己飞行并因此而能够保持某种飞行位置或操纵，如盘旋或进行慢速移动。而且，对于实际大小可操作的真正的直升机和玩具直升机或遥控模型直升机来讲，飞行直升机通常要求飞行员有高强度的训练和丰富的经验。实用新型内容本实用新型的目的在于通过提供一种既简单又花费少的解决方法以自 动稳定直升机来减少前面所提及的一种或几种缺点，以使操作直升机变得简 单，而且有可能降低对飞行员的长期经验的需要。直升机应在或大或小的程度上满足下列要求(a) 在并不希望的飞行条件干扰的情况下，直升机能够返回到稳定的 盘旋位置。这种干扰可以以下列形式出现阵风、湍流、机体或旋翼的机械 负载变化、或机体位置的变化，其中，机体位置的变化是由于对俯仰角的循 环变化或主旋翼的螺旋桨叶片的冲角进行的调节而导致的，或者是由于对尾 部旋翼进行操纵或具有类似效果的类似部件进行操纵而导致的；以及(b) 返回稳定位置所要求的时间应相当短且直升机的移动应相当小。 为了达到这个目的，本实用新型涉及一种改进的直升机，该直升机包括具有尾部的机体；主旋翼，该主旋翼具有螺旋桨叶片，这些螺旋桨叶片由旋 翼轴驱动并且通过接头铰接安装到该旋翼轴。主旋翼的旋转面与旋翼轴之间 的角度可以变化。尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，该第二旋翼轴横过主旋翼的 旋翼轴。
直升机设有由主旋翼的轴驱动的辅助旋翼，该辅助旋翼设有两个叶片， 这两个叶片基本上与其纵向轴线成直线延伸。"纵向"轴线是从主旋翼的旋 转方向来看的，且"纵向"轴线基本上平行于主旋翼的至少一个螺旋桨叶片 的纵向轴线或者定位成与后一螺旋桨叶片轴线成相当小的锐角。以摆动方式 将该辅助旋翼设在摆动轴上，摆动轴设置成基本上横过主旋翼的旋翼轴。其 基本上横过叶片的纵向轴线。主旋翼与辅助旋翼通过机械连杆相互连接，以 使辅助旋翼的摆动运动能控制主旋翼的至少一个螺旋桨叶片的冲角。
在实践中，这种经过改进的直升机看上去更加稳定并且在有或无使用者 的受限介入的情况下能够较快地将其自身稳定。
根据本实用新型的不同方面，通过将带有旋翼轴的尾部旋翼悬置在摆动 件中来将直升机制得更加稳定，其中该摆动件能够绕着摆动轴旋转。摆动轴 基本上以相对于直升机的机体成纵向的方向延伸。
在发生故障或类似的情况下，直升机开始以并不希望的方式绕主旋翼的 旋翼轴转动，在这种情况下，由于陀螺进动作用在旋转的尾部旋翼上，尾部 旋翼应以某种角度绕着尾部旋翼的摆动轴倾斜，其中陀嫘进动在旋转的尾部 旋翼上的作用由绕着主旋翼的旋翼轴的旋转所致。
通过测量摆动的相对角位移并将所测得的信号作为微处理器的输入信 号就可以对尾部旋翼的推力进行调节，以抵消并不希望的干扰的影响并因此 而通过飞行员的最少的或任何介入来自动为直升机恢复稳定的飞行条件，其 中这种微处理器控制主旋翼的驱动和尾部旋翼的驱动，该相对角位移作为稳 定装置算法的函数。
在这种构造中，尾部旋翼基本上用作陀螺仪，这样已知的直升机的陀蟓 仪就可以省略。而且这样还可以节约大量的重量。

为了对本实用新型进行进一步的说明，下面通过参考附图仅作为示例来 说明本实用新型的改进直升机的实施例，而并不以任何方式对本实用新型进 行限制，在这些附图中
图1示意性地示出了根据本实用新型的直升机的透视图2示出了按照图1中的箭头F2的俯视图3和图4分别示出了根据图2中的II-II线和III-III线的截面图； 图5示出了图l中用F5表示的后旋翼的放大图6示出了按照图5中的箭头F6的后视图7是图1的一种变化；
图8是图5的一种变化；
图9是示于图8中的尾部旋翼的不同视图10示出了直升机的截面；
图11是根据本实用新型的直升机的替代示意性透视图； 图12是主旋翼和辅助旋翼的透视图。
具体实施方式

以示例的方式在附图中示出的直升机1是一种遥控直升机，直升机1基 本上包括具有起落架和尾部3的机体2;主旋翼4;与主旋翼4同步驱动的 辅助旋翼5;以及尾部旋翼6。
通过称为旋翼头7的装置将主旋翼4设置在向上引导的第一旋翼轴8 上，向上引导的第一旋翼轴8以旋转方式用轴承安装在直升机1的机体2中 并且通过马达9和传动装置10驱动，例如，马达9是由电池11提供动力的
电动机。
这种情形中的主旋翼4具有成直线或基本上成直线的两个蠊旋桨叶片 12，但也可具有更多数量的嫘旋桨叶片12。
当主旋翼4通过接头铰接安装在旋翼轴8上时，可对螺旋桨叶片12的 倾角或冲角A进行调节，换言之，如图6所示，可对螵旋桨叶片12相对于 主旋翼4的旋转平面14所形成的角度A进行调节，以使主旋翼的旋转平面 与旋翼轴之间的角度可以自由变化《
例如，在主旋翼4具有两个螺旋桨叶片12的情况下，该接头由旋翼头7 的心轴15形成。
该心轴15的轴线16横过旋翼轴8且基本上以嫘旋桨叶片12中的一个 的纵向轴线13的方向延伸，而且，优选轴线16如在图2中所示出的那样与 纵向轴线13形成锐角。
尾部旋翼6由第二马达18和传动装置19通过第二旋翼轴17驱动。马 达16可以是电动机。具有旋翼轴17和驱动装置18和19的尾部旋翼6悬置 在摆动件20中，摆动件20可绕着摆动轴21旋转，摆动轴21由两个支撑件 22和23固定到直升机1的尾部3。
摆动件20设有朝向底部的延伸件24,当处于静止状态时，通过弹簧25 将该延伸件24保持在中心位置，这样，处于这种位置的第二旋翼轴17就呈 水平状态并交叉指向第一旋翼轴8。在摆动件20的延伸件24的下端设有磁体26，而在与前面所提及的摆 动件20的静止状态中磁体26的位置相对的位置将磁传感器27固定到尾部 3，这样，就可以测量摆动件20的相对角位移并进而测量摆动件21周围的 尾部旋翼6的角位移。显然，摆动件20的这种角位移也可以用其它方式测量，例如，通过电 位计来测量。所测得的信号可用作控制箱的输入信号，控制箱并未在图中示出，控制 箱控制主旋翼4和尾部旋翼6的驱动并设有稳定装置算法，当测得尾部旋翼 6绕着摆动轴21发生并不希望的突然角位移时，稳定装置算法发出相反的 操纵命令，以恢复直升机l的位置，其中，该不希望的突然角位移是由于直 升机1绕着旋翼轴8的不希望的旋转所导致。直升机1还设有辅助旋翼5，辅助旋翼5由相同的旋翼轴8和旋翼头7 与主旋翼4基本上同步地驱动。在这种情形中，主旋翼4具有两个叶片28，这些叶片基本上与它们的 纵向轴线29成直线，而从主旋翼4的旋转方向R来看，纵向轴线29基本上 平行于主旋翼4的蟪旋桨叶片12的纵向轴线13，或者与纵向轴线13形成 相当小的锐角C，以使旋翼4和5或多或少地在彼此的顶部上平行延伸，且 它们的螺旋桨叶片12和叶片28也是如此。优选辅助旋翼5的直径小于主旋翼4的直径，因为叶片28具有比螺旋 桨叶片12小的跨距且叶片28基本上相互刚性连接。以摆动方式在摆动轴30 上提供形成辅助旋翼5的刚性整体，其中摆动轴30固定到旋翼轴8的旋翼 头7。这种刚性整体横过叶片28的纵向轴线并且横过旋翼轴8。主旋翼4和辅助旋翼5由机械连杆相互连接，这种连接以辅助旋翼5与 主旋翼4的至少一个螺旋桨叶片12的冲角A进行。在所给出的示例中，该 连杆由杆31形成。通过接头33和杠杆臂34以一个紧固点32将杆31铰接安装到主旋翼4 的螺旋桨叶片12，并通过第二接头36和第二杠杆臂37以另一个第二紧固 点35将杆31铰接安装到辅助旋翼5的叶片28,其中该第二紧固点35位于 与紧固点32间隔有一定间距的位置。
主旋翼4上的紧固点32位于与主旋翼4的螺旋桨叶片12的心轴15的 轴线16以距离D隔开的位置，而辅助旋翼5上的另一个紧固点35位于与辅 助旋翼5的摆动轴30的轴线38以距离E隔开的位置。
优选距离D大于距离E并且大约为距离E的两倍,且从旋转方向R来看， 杆31的两个紧固点32和35位于主旋翼4的螺旋桨叶片12的相同一侧或位 于辅助旋翼5的叶片28的相同一侧，换言之，从旋转方向来看，它们都位 于螺旋桨叶片12和叶片28的前面或者后面。
从旋转方向R来看，还优选辅助旋翼5的叶片28的纵向轴线29与主旋 翼4的螺旋桨叶片12的纵向轴线13形成角F,角F大约在1(T的范围内， 因此，从旋转方向R来看，叶片28的纵向轴线29领先于螺旋桨叶片12的 纵向轴线13。
辅助旋翼5设有两个稳定重物39,两个重物39分别与旋翼轴8间隔开 一定的距离固定到叶片28。
而且，直升机l设有接收装置，这样，遥控器可以以一定的距离来控制 直升机l，遥控器未在图中示出。
作为直升机类型的函数，可通过试验对角度B、 F和G的最适值和其间 的关系、距离D和E之间的关系、重物39的大小以及主旋翼4和辅助旋翼5 的直径之间的关系进行研究，以确保最大的自主稳定性。
根据本实用新型的经过改进的直升机的操作如下
在飞行时，以某种速度驱动旋翼4、 5和6，这样就产生与这些旋翼相 关的气流，进而主旋翼产生向上的力以使直升机上升或下降或保持某种高 度，且尾部旋翼6产生横向力，这种横向力用于操纵直升机。
主旋翼4不可能进行自身调节，而且它会在其已经启动的平面14中转 动，这个平面通常是水平平面。如果不受控制，在陀螺进动、湍流和其它因 素的影响下，主旋翼4会处于并不希望的任意位置。
辅助旋翼5的旋转表面可相对于主旋翼8的旋转表面14形成另一个倾 角，这样，旋翼5和4均可以相对于旋翼轴8形成另一个倾角。
这种倾角的差异可在任何内部或外部力或任何扰动中出现。
在直升机1稳定盘旋的情况下，并且在空中并无任何扰动的内部或外部 力的地点，辅助旋翼5在基本上垂直于旋翼轴8的平面中保持转动。
不过，如果由于任何扰动的原因而将机体2推动而失去平衡且旋冀轴8转动而离开其平衡位置，那么辅助旋翼5并不立即跟随这种移动，因为辅助 旋翼5能够自由地绕着摆动轴30移动。
以这样的方式相互放置主旋翼4和辅助旋翼5,艮卩，在调节螺旋桨叶片 12的俯仰角或冲角A时使辅助旋翼5的摆动运动立即转变。
对于具有两个叶片的主旋翼4来讲，这就意味着旋翼4和5的螺旋桨叶 片12和叶片28必须基本上平行，或者从旋转方向R来看，在主旋翼4较大 且辅助旋翼5较小的情况下，螺旋桨叶片12和叶片28相互成锐角，如10
对于任何直升机1或者每一类型的直升机来讲，这个角度可通过试验计
算或确定。
如果旋转轴线8形成另一个倾角，该倾角不同于前面所提及的对应于直
升机l盘旋时的平衡位置的倾角，那么就出现以下情况
第一种效果是辅助旋翼5首先会试图保持其绝对倾角，这样，与旋翼轴 8相关的辅助旋翼5的旋转表面的相对倾角发生变化。
因此，杆31会调节嫘旋桨叶片12的冲角A,这样嫘旋桨叶片12的向 上力就会在主旋翼4的一侧增加并会在这个主旋翼的完全相对的另一侧降低。
由于对主旋翼4和辅助旋翼5的相对位置进行选择以获得相当快捷的效 果，所以向上力的这种变化确保将旋翼轴8和机体12推回到它们原来的平
衡位置。
第二种效果是，由于叶片28的远端和主旋翼4的旋转平面14之间的距 离不再相等，并且由于叶片28产生向上的力，所以在主旋翼4和辅助旋翼5 之间所产生的压力在主旋翼4的一侧大于完全相对的另一侧。
第三种效果在直升机由于扰动的原因而开始向前面、后面或者侧面倾斜 时起作用。正如在钟摆情形中一样，将会使直升机倾向于返回其原来的位 置。对于已知的配有稳定杆的直升机来讲，这种钟摆效应并不产生任何失稳 的回转力，其中该稳定杆横过主旋翼的螺旋桨叶片。第三种效果起到加强第 一种和第二种效果的作用。
这些效果具有不同的起因但具有类似的特性。它们相互加强以自动修正 直升机1的平衡位置，而无需飞行员的任何介入。
尾部旋翼6以摆动方式定位并提供另外的稳定，并且可以使尾部旋翼6 承担陀螺仪的功能，陀螺仪的功能经常在现有的直升机中使用，如模型直升机。在有扰动的情况下，机体2可开始绕着旋翼轴8旋转。因此，尾部旋翼 6以在某一种方向或者另一种方向的角度绕着摆动轴21转动。这是由于陀 螺进动的原因，由于尾部旋翼6绕着旋翼轴8旋转，所以陀蠊进动作用于正 在旋转的尾部旋翼6。角位移是扰动幅度的函数，并因此而是机体2绕着旋 翼轴8的旋转的函数。这由传感器27来测定。传感器27的信号由计算机的控制箱所采用来消除故障并调节尾部旋翼 6的推力，以消除由于扰动的原因而导致的尾部旋翼6的角位移。这可以根据直升机的类型通过调节尾部旋翼6的速度来进行和/或通过 调节尾部旋翼6的嫘旋桨叶片的冲角来实施。若有必要，本实用新型的这个方面可以分开来使用，如辅助旋翼5的方 面可以分开来使用，例如，在图7中所示出的那样，图7示出了根据本实用 新型的直升机1，直升机1具有与辅助旋翼5结合的主旋翼4,但直升机1 的尾部旋翼6是常规类型，即尾部旋翼6的轴并不能够在摆动件中转动，而 用轴承安装并与尾部3相关。在实践中，这两个方面的组合能够产生一种直升机，这种直升机在任何 方向上和任何飞行条件下均非常稳定，而且易于控制，甚至经验很少或没有 经验的人也可以控制。显然，主旋翼4和辅助旋翼5不必制成刚性整体。螺旋桨叶片12和叶 片28也可以设置在旋翼头7上，以将它们安装并能相对分开地旋转。在这 种情况下，例如，可以使用两个杆31来每次将一个螺旋桨叶片12连接到一 个叶片28。显然，若有必要，接头和铰接接头还可以以其它方式而不是以所示出的 方式来实现，例如，通过挠曲柔性元件来实现。在主旋翼4具有两个以上螺旋桨叶片12的情况下，优选地，应确保至 少一个螺旋桨叶片12基本上平行于辅助旋翼的叶片28中的一个。优选将主 旋翼4的接头制成球形接头或心轴15,该球形接头或心轴15基本上横过辅 助旋翼15的摆动轴30的轴线，并且基本上在所连接的一个螺旋桨叶片12 的纵向方向上延伸，该所连接的一个螺旋桨叶片12基本上平行于叶片28。本实用新型并不仅限于以示例方式描述的和在图中所示出的实施例。可
对尺寸、范围和特征进行各种各样的变化。例如，可以使用所提供的电动机 以外的其它形式的动力源。旋翼可设有多个不同的叶片。
根据本实用新型的直升机可制成多种形状和尺寸而仍在本实用新型的 范围之内。在此意义上，虽然在某些意义上将直升机描述为玩具直升机或模
同的直升机之中
权利要求1.一种直升机，包括具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有螺旋桨叶片并由旋翼轴驱动且铰接安装在所述旋翼轴上，以使所述主旋翼的旋转平面与所述旋翼轴之间的角度可以变化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有两个叶片，所述两个叶片基本上与它们的纵向轴线成直线延伸，在主旋翼的旋转方向，所述纵向轴线基本上平行于主旋翼的至少一个螺旋桨叶片的纵向轴线或者相对于所述轴线成相当小的锐角，所述辅助旋翼以摆动关系安装在摆动轴上，所述摆动轴设置成基本上横过主旋翼的旋翼轴并且基本上横过所述叶片的纵向轴线，且所述主旋翼与所述辅助旋翼用机械连杆相互连接，以使所述辅助旋翼的摆动运动控制所述主旋翼的至少一个螺旋桨叶片的冲角。
2. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于所述主旋翼包括基本上相互成 直线的两个螺旋桨叶片。
3. 如权利要求1或2所述的直升机,其特征在于:所述主旋翼的螺旋桨叶片、 所述辅助旋翼的叶片分别基本上刚性地相互连接，且所述主旋翼的接头用心 轴形成，所述心轴被固定成横过所述主旋翼的旋翼轴并且基本上横过所述辅 助旋翼的摆动轴的轴线。
4. 如权利要求3所述的直升机，其特征在于所述主旋翼的心轴基本上在所 述主旋翼的螺旋桨叶片的纵向方向延伸，其中所述纵向方向平行于所述叶片 中的一个，所述主旋翼的心轴或者位于与所述纵向方向成锐角的位置。
5. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于所述机械连杆包括杆，所述杆 通过一个紧固点铰接安装到所述辅助旋翼的叶片，并通过另一个紧固点铰接 安装到所述主旋翼的螺旋桨叶片，所述主旋翼的嫘旋桨叶片与所述叶片中的 一个平行或者与所述叶片成锐角。
6. 如权利要求5所述的直升机，其特征在于所述杆的紧固点位于所述主旋 翼上并与所述主旋翼的螺旋桨叶片的心轴的轴线间隔开，且所述杆的另一个 紧固点位于所述辅助旋翼上并与所述辅助旋翼的摆动轴的轴线间隔开。
7. 如权利要求6所述的直升机，其特征在于所述主旋翼上的杆的紧固点与 所述主旋翼的螺旋桨叶片的心轴的轴线之间的距离大于所述辅助旋翼上的 杆的紧固点与所述辅助旋翼的摆动轴的轴线之间的距离。
8. 如权利要求6或7所述的直升机，其特征在于所述主旋翼上的杆的紧固点与所述主旋翼的螺旋桨叶片的心轴的轴线之间的距离约为所述辅助旋翼 上的杆的紧固点与所述辅助旋翼的摆动轴的轴线之间的距离的两倍。
9. 如权利要求5所述的直升机，其特征在于所述杆固定到杠杆臂，且其紧 固点分别为所述主旋翼和所述辅助旋翼的一部分。
10. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于在旋转方向上，所述辅助旋 翼的叶片的纵向轴线位于与所述主旋翼的螺旋桨叶片中的一个的纵向轴线 形成的约10度角的范围内。
11. 如权利要求l所述的直升机，其特征在于在旋转方向上，所述主旋翼 的螺旋桨叶片中的一个的纵向轴线位于与螺旋桨叶片的心轴的轴线形成的锐角内。
12. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于所述辅助旋翼的直径小于所 述主旋翼的直径。
13. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于所述辅助旋翼设有稳定重物， 这些重物分别固定到叶片。
14. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于所述尾部旋翼由摆动件支撑, 且其旋翼轴可绕着摆动轴旋转，所述摆动轴基本上按照所述直升机的机体的纵向方向延伸。
15. 如权利要求1所述的直升机，其特征在于传感器确定所述摆动件绕着 所述摆动轴的相对角位移，且所述角位移用作微处理器的输入信号，所述微 处理器控制所述主旋翼的驱动装置和所述尾部旋翼的驱动，其中所述角位移 作为稳定装置算法的函数。
16. 如权利要求15所述的直升机，其特征在于所述传感器包括固定到所述 摆动件的磁体和磁传感器，该磁传感器固定到直升机的尾部并与所述磁体的 摆动路径相对。
17. 如权利要求14至16中任意一项所述的直升机，其特征在于在所述摆 动件与所述尾部之间设有弹簧，在静止状态，所述弹簧将所述摆动件保持在中心位置。
18. —种直升机，包括具有尾部的机体；旋翼，所述旋翼具有嫘旋桨叶片 并由旋翼轴驱动且安装在所述旋翼轴上，以使所述旋翼的旋转平面与所述旋 翼轴之间的角度可以变化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所 述第二旋翼轴横过所述旋翼的旋翼轴；其中，所述尾部旋翼由摆动件支撑， 且其旋翼轴可绕着摆动轴旋转，所述摆动轴基本上按照所述直升机的机体的 纵向方向延伸。
19. 如权利要求18所述的直升机，其特征在于传感器确定所述摆动件绕着 所述摆动轴的相对角位移，且所述角位移用作微处理器的输入信号，所述微 处理器控制所述主旋翼的驱动装置和所述尾部旋翼的驱动，其中所述角位移 作为稳定装置算法的函数。
20. 如权利要求19所述的直升机，其特征在于所述传感器包括固定到所述 摆动件的磁体和磁传感器，该磁传感器固定到直升机的尾部并与所述磁体的 摆动路径相对。
21. 如权利要求18至20中任意一项所述的直升机，其特征在于在所述摆 动件与所述尾部之间设有弹簧，在静止状态，所述弹簧将所述摆动件保持在中心位置。
22. —种直升机，包括具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有蠊旋桨 叶片并由旋翼轴驱动且安装在所述旋翼轴上，以使所述主旋翼的旋转平面与 所述旋翼轴之间的角度可以变化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱 动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由 所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有两个叶片，并且所述主旋翼与所述辅助旋翼 用机械连杆相互连接，以使所述辅助旋翼的运动控制所述主旋翼的至少一个 螺旋桨叶片的冲角。
专利摘要一种直升机，这种直升机具有主旋翼，这种主旋翼具有螺旋桨叶片并由旋翼轴驱动且铰接安装到所述旋翼轴。所述主旋翼的旋转表面与所述旋翼轴之间的角度可以变化。摆动轴上的摆动方式基本上横过主旋翼的旋翼轴并且横过叶片的纵向轴线。所述主旋翼与所述辅助旋翼用机械连杆相互连接。辅助旋翼的摆动运动控制所述主旋翼的至少一个螺旋桨叶片的冲角(A)。
文档编号A63H27/18GK201012293SQ200720001848
公开日2008年1月30日 申请日期2007年1月15日 优先权日2006年1月19日
发明者A·J·M·范德罗斯蒂恩 申请人:银辉玩具制品厂有限公司