具有反扭矩系统的直升机的制作方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2017年12月22日提交的欧洲专利申请第17210094.3号的优先权，该欧洲专利申请的全部公开内容通过引用并入本文。

本发明涉及一种用于直升机的反扭矩系统。

背景技术：

以已知的方式，直升机基本上包括机身、位于机身顶部并围绕第一轴线旋转的主旋翼以及位于直升机尾端部并围绕横向于第一轴线的第二轴线旋转的反扭矩旋翼。

主旋翼具有产生支撑直升机所需的升力、使直升机的高度能够变化以及使直升机向前/向后和侧向移动的功能。

众所周知，主旋翼在第一方向上在直升机的机身上施加第一扭矩。该第一扭矩往往会引起机身在第一方向上旋转。

设置反扭矩旋翼以在与第一扭矩相同或不同的方向上在机身上产生第二扭矩，以便控制直升机的偏航角。

通过这种方式，对于直升机的悬停飞行状态，反扭旋旋翼防止了直升机的不期望的旋转并且能够控制偏航角，即，相对于经过直升机的重心的垂直轴线所限定的旋转角度。

以已知的方式，反扭矩旋翼包括能围绕相应的轴线旋转的桨毂和以悬臂的方式从桨毂突出的多个桨叶。

在传统的方案中，直升机包括：

-一个或多个内燃机(例如，涡轮发动机)；

-主传动单元，其插入涡轮与主旋翼之间；以及

-副传动单元，其由主传动单元驱动并将驱动力传递至反扭矩旋翼的桨毂和桨叶。

在传统的方案中，直升机还包括从尾梁的后端部突出的垂直尾翼和从垂直尾翼的两侧以悬臂的方式突出的水平尾翼。

尾梁是结构元件，其可以承受由反扭矩旋翼产生的载荷并且另外还可以承受由水平尾翼和垂直尾翼产生的应力剪切和弯矩。

反扭矩旋翼通常从垂直尾翼的侧面突出。因此，副传动单元穿过尾梁和垂直尾翼。

垂直尾翼可以进一步控制直升机的偏航、特别是在向前飞行中。这种附加的偏航控制在主旋翼发生故障的情况下是有用的，并且在紧急着陆期间可以使飞行员减轻机身的反向旋转。

在定位在垂直尾翼的顶端部时，水平尾翼仅受到主旋翼尾流的轻微冲击。因此，特别是对于从悬停飞行到向前飞行的过渡，减少了噪声和振动的产生。

然而，垂直尾翼的设计受到垂直尾翼容纳副传动单元的一部分的事实的限制。

结果，在上述方案中，尾旋翼的桨毂和桨叶的转速不可避免地与主旋翼的转速相关联，这导致反扭矩系统的使用欠佳。

将桨叶铰接到反扭矩旋翼的桨毂上，使得可以改变相关联的桨距角。

通过这种方式，可以独立于由主旋翼产生的升力来控制反扭矩旋翼产生的牵引力，并因此控制直升机的偏航角。相同的机制还允许根据飞行状态来调节尾旋翼的牵引力，例如在悬停中将其最大化并在高速平移飞行中(反扭矩功能主要由气动力来执行的状态)将其最小化。

最近已经提出了使用电动马达来驱动反扭矩旋翼旋转。

例如，专利ep-b-2631174描述了使用电动马达来驱动反扭矩旋翼，以便能够彼此独立地并且独立于主旋翼的转速来改变桨毂的角速度和桨叶的桨距角。

ep-a-3254962公开了一种直升机，其具有机身、尾梁和设置在尾梁的相对于机身的相对一侧的反扭矩矩阵。

反扭矩矩阵包括多个可独立驱动的第二旋翼。

此外，在ep-a-3254962中公开的直升机包括一对侧向安定面，其从尾梁侧向突出。

这些侧向安定面增加了直升机的横截面和重量。此外，由于它们的位置，安定面受到由主旋翼产生的尾流的冲击。这是可能导致振动和噪音或在安定面展开时导致直升机的横截面和重量的进一步增加的事实。

在这种设置中，反扭矩矩阵不受到由安定面引起的弯矩和剪切应力。

换言之，反扭矩矩阵仅受到自身产生的载荷，并且实际上仅限定了对旋翼的保护。

ep-a-3254962还公开了一种用于反扭矩系统的配电系统，该配电系统包括：

-连接至主齿轮箱变速器的两个或更多个发电机；

-连接至两个或更多个发电机的第一组多个变速马达和第二组多个变速马达；以及

-独立地连接至第一组多个变速马达和第二组多个变速马达中的每一个的至少一个第一偏航控制计算机和至少一个第二偏航控制计算机，其中第一偏航控制计算机和第二偏航控制计算机分别用作主偏航控制计算机和备用偏航控制计算机，以提供对第一组多个变速马达和第二组多个变速马达的冗余控制。

行业内已经意识到需要确保反扭矩系统中一定程度的冗余度，而又不损害在每种运行状态下控制直升机所需的偏航角的能力，同时改善机尾的整体空气动力学设计，并因此改善直升机的整体空气动力学效率。

行业内已经意识到需要确保反扭矩系统中一定程度的冗余度，而又不损害在每种运行状态下控制直升机所需的偏航角的能力，同时尽可能地减小直升机的横截面并因此减小直升机的整体阻力和重量。

行业内已经意识到，对于关于偏航角、盘加载和最大桨叶末梢速度的相同控制能力，需要减小反扭矩系统的整体重量，同时尽可能减小直升机的横截面和重量。

此外，行业内还意识到需要调节和控制偏航角，从而简化已知类型的反扭矩旋翼的构造方案，同时尽可能减小直升机的横截面和重量。

最后，行业内需要确保反扭矩系统中一定程度的冗余度，同时保留尾梁的结构功能。

us-b-9,296,477描述了一种多旋翼直升机。

ca-2794077和ep-a-2821344描述了一种电动反扭矩旋翼。

技术实现要素：

本发明的目的是生产一种直升机，其能够满足与已知类型的反扭矩旋翼相关联的至少一个前述需求。

通过本发明实现了上述目的，因为本发明涉及根据权利要求1的直升机。

本发明还涉及根据权利要求20的直升机。

附图说明

为了更好地理解本发明，以下仅通过非限制性例子并参照附图来描述两个优选实施方式，其中：

-图1是根据本发明的配备有第一实施方式的反扭矩系统的直升机的立体图；

-图2是图1中的直升机在着陆操纵期间的侧视图；

-图3示出了图1和图2中的具有反扭矩系统的直升机的尾部的放大图；

-图4示出了图3中的反扭矩系统的放大图，其中为了清楚起见，一些部件被移除；

-图5示出了图1和图2中的直升机，其中为了清楚起见，一些部件被移除；

-图6是示出根据本发明的反扭矩系统在图1至图5的直升机的不同运行状态下的功能并将其与提供相同动力的已知类型的反扭矩系统的功能进行比较的图；

-图7将由根据本发明的反扭矩系统所占据的空间与能够提供相同牵引力的已知类型的反扭矩系统所占据的空间进行了比较；

-图8是根据本发明的配备有第二实施方式的反扭矩系统的直升机的立体图；

-图9是用于图1至图8的反扭矩系统的推进单元的第一实施方式的示意图；

-图10是图9的推进单元的第一实施方式中的动力流动的示意图；

-图11是用于图1至图8的反扭矩系统的推进单元的第二实施方式的示意图；

-图12是图11的推进单元的第二实施方式中的动力流动的示意图；

-图13是用于图1至图8的反扭矩系统的推进单元的第三实施方式的示意图；

-图14是图13的推进单元的第三实施方式中的动力流动的示意图；

-图15是用于图1至图8的反扭矩系统的推进单元的第五实施方式的示意图；以及

-图16是图15的推进单元的第六实施方式中的动力流动的示意图。

具体实施方式

参照附图，附图标记1表示直升机。

在本说明书中，术语“较高”、“较低”、“垂直”等在下文中是指直升机1在地面上的状态。

直升机1基本上包括：

-机身2，机头3位于其前面；

-驱动单元12；

-主旋翼4，其配备有多个桨叶11，定位于机身2顶部，由驱动单元12驱动并且可围绕轴线a旋转；

-尾部5，其位于机身2的相对于机头3的相对端部，并包括垂直尾翼6和以悬臂的方式在垂直尾翼6的两侧突出的水平尾翼7；以及

-由尾部5承载的反扭矩系统10。

更精确地，尾部5包括尾梁50。垂直尾翼6设置在尾梁50的后端部，水平尾翼7从垂直尾翼6的两侧侧向延伸。

在所示的实施方式中，水平尾翼7从垂直尾翼6的顶部的两侧延伸。

重要的是要注意，表述“尾梁”在本说明书中旨在表示能够支撑由旋翼、垂直尾翼6和水平尾翼7产生的剪切应力和弯矩的结构梁。

在本说明书的上下文中，尾梁还用作保护旋翼的护罩。

众所周知，旋翼4的运行能够控制作用在直升机1上的升力，从而改变直升机1的高度。

桨叶11以已知的方式铰接成使得可以改变旋翼盘的倾斜度，即，由桨叶11的与轴线a相反的自由末梢限定的理想盘的倾斜度。

通过这种方式，旋翼4控制直升机1的向前/向后和侧向移动。

桨叶11围绕轴线a的旋转引起在机身2上施加第一扭矩c1。该第一扭矩c1往往会引起直升机1围绕轴线a旋转。

设置反扭矩系统10以产生模量可调并具有与在第一扭矩c1相反方向上的主要分量的第二扭矩c2，以便能够控制直升机1的偏航角。

当该第二扭矩c2的主要分量具有与第一扭矩c1相同的模量时，反扭矩系统10防止直升机1围绕轴线a旋转。

当该第二扭矩c2的主要分量的模量比第一扭矩c1的模量低或高时，反扭矩系统10引起直升机1的偏航角的改变，即，直升机1相对于穿过直升机的重心1的垂直偏航轴线的旋转。

在本说明书下文中显而易见的是，在必须特别快地执行的某些操纵中，反扭矩系统10在与第一扭矩c1相同的方向上产生第二扭矩c2，以便使直升机1在与第一扭矩c1相同的方向上快速转动。

有利地，反扭矩系统10由尾梁50限定并且包括：

-电力供应单元15；

-由电力供应单元15供电的电动马达16(仅在图5中示意性示出)；以及

-旋翼17，其可操作地连接至马达16并由马达16驱动(仅在图5中示意性示出)。

电力供应单元15可包括可操作地连接至驱动单元12的发电装置，或者可以包括多个电池，或者可以是任何电能来源。

特别地，电力供应单元15和旋翼17可以相连以便允许电能/动力的双向流动。

旋翼17基本上包括可围绕轴线c旋转的桨毂18和从桨毂18沿横向于轴线b的相应的方向突出的多个桨叶19。

电动马达16控制旋翼17的角速度。

在所示的情况下，桨叶18的桨距角是固定的。

结果，在所示的情况下，通过仅控制旋翼17的角速度来调节由旋翼17在机身2上沿对应的轴线b产生的力，并且因此还调节第三扭矩。

反扭矩系统10还包括多个旋翼25，在所示的情况下为三个旋翼25，它们可操作地连接至电力供应单元15，以便相对于对应的轴线b以各自的可变速度旋转。

反扭矩系统10还包括多个电动马达24(仅在图5中示意性示出)，它们由电力供应单元15驱动并且可操作地连接至相应的旋翼25以驱动它们以对应的角速度围绕对应的轴线c旋转。

每个旋翼25又包括：

-桨毂26，其可围绕对应的轴线c旋转；以及

-从桨毂26沿横向于对应的轴线c的相应的方向突出的多个桨叶27。

在所示的情况下，桨叶27的桨距角是固定的。

结果，在所示的情况下，通过仅控制旋翼25的角速度来调节由旋翼25在机身2上沿对应的轴线c产生的力，并且因此还调节第四扭矩。

更详细地，旋翼25被涵道围住(ducted)。

参照图1至图3，直升机1包括用于各个旋翼25的多个涵道90。换言之，每个旋翼25具有相关的涵道90。

参照图8，直升机1包括用于所有旋翼25的单个公共涵道91。

此外，反扭矩系统10与尾梁50是一体的并固定在尾梁50上。

更精确地，旋翼25的旋翼盘容纳在尾梁50内。

直升机1还包括控制单元30，其功能性地连接至电力供应单元15并且被编程为控制旋翼17和25的转速。

特别地，电力供应单元15控制电动马达16和24的扭矩和速度。

更详细地，可以识别直升机1的以下运行状态：

-正常运行状态(由图6中的区域a1指出)，其中第一扭矩c1低于阈值并且必须由反扭矩系统10以第二扭矩c2抵消，该第二扭矩c2也低于阈值，以实现所需的偏航角；

-运行边界状态(由图6中的区域a3指出)，其中第一扭矩c1高于阈值并且必须由反扭矩系统10以第二扭矩c2来抵消，第二扭矩c2也高于阈值，以实现所需的偏航角；以及

-另外的状态(由图6中的区域a2指出)，其中需要使直升机1在对机身2施加第一扭矩c1的方向上非常快地转动，以实现所需的偏航角。

控制单元30被编程为：

-在上述直升机1的正常运行状态下，引起旋翼17和25分别在彼此相反的第一方向和第二方向上旋转；

-在直升机1的上述运行边界状态下，引起旋翼17也在第二方向上旋转；以及

-在上述另外的必须使直升机1在对机身2施加第一扭矩c1的方向上非常快地转动的状态下，使旋翼17在第一方向上加速并使旋翼26在第二方向上减速甚至停止。

更具体地说，由旋翼25在第二方向上的旋转产生的第四扭矩在方向上与由旋翼4在机身2上产生的第一扭矩c1相反。

参照图6，将反扭矩系统10在上述运行状态下的功能与在机身2上施加相同动力值的传统类型的反扭矩系统的功能进行了比较，该传统类型的反扭矩系统的单个旋翼的桨叶的桨距角可变。

图6在横坐标上指出传统类型的反扭矩系统的单个旋翼的桨叶的桨距角，在纵坐标上指出其传递的动力。

结果，图6指出了对于直升机1的由a1、a2和a3指出的运行状态，由系统产生的第二扭矩c2的模量的过程。

另外，图6表明也可以利用根据先前指出的模式的反扭矩系统10实现相同的运行状态。

图6还指出了可以如何利用反扭矩系统10来通过先前对于正常运行状态(区域a1)和运行边界状态(区域a3)所指出的那样控制旋翼17和25而实现所谓的悬停转弯操纵。

术语“悬停转弯”是指直升机1在悬停飞行状态下的操纵，在该操纵过程中机头3在顺时针或逆时针方向上旋转例如360度。

重要的是要强调，由旋翼25的旋转产生的第四扭矩的模量通常与由旋翼4在机身2上产生的第一扭矩c1的模量不同。

在所示的情况下，马达16和24分别直接连接至旋翼17和25。

换言之，在马达16和24与相应的旋翼17和25之间没有设置齿轮箱来改变马达16和24与相应的旋翼17和25之间的传动比。

参照图4，尾部5包括：

-多个壁35，它们支撑旋翼17和25；以及

-多个开口37，它们由壁35界定，横穿尾部5并且设置在旋翼17和25的相应的进气区域38处。

特别地，壁35位于横向于旋翼17和25的轴线b和c的相应的平面上。

开口37平行于轴线b和c穿过。

由于开口37的存在，尾部5不会干扰由旋翼17和25吸入的新鲜空气。

参照附图，旋翼17设置在尾部5的与机身2相对的端部。

旋翼25插入机身2与旋翼17之间。

优选地，旋翼25在尾部5内部被涵道围住，使得桨叶27不突出到尾部5的外部。

在一个实施方式中，旋翼25的支撑件还在作用在尾部5上的载荷的传递中用作结构部件。

在另外的实施方式中，设置旋翼17和25，以便在机身2上产生也具有相应的垂直分量的相应的力。

参照图9至图16，直升机1包括：

-一对动力设备100(仅示意性示出)；

-主齿轮箱101(仅示意性示出)，其驱动主旋翼4旋转；以及

-一对飞轮152，其插入各个动力设备100与主齿轮箱101之间。

此外，直升机1包括：

-基本分配电网102(仅示意性示出)，其被设置为向低功率电负载150(例如，航空电子负载)供电；以及

-辅助分配电网103(仅示意性示出)，其被设置为向高功率电负载151(例如，旋翼25的桨叶的一些致动器)供电。

在图9和图10所示的实施方式中，每个动力设备100是燃气轮机，其基本上包括(图10)：

-上游压缩机95，其增加从外部环境吸入的气流的压力；

-燃烧室96，在该燃烧室中将储存在燃料箱97中的燃料喷射到气流中并点燃，以便提高空气和燃烧气体的混合物的温度；以及

-下游涡轮机98，其中混合物膨胀并驱动轴99旋转，通过插入飞轮152而将该轴99可操作地连接至齿轮箱101。

辅助分配电网103还为电动马达16、24提供电力。

电力供应单元15还包括用于向电动马达16、24供给电力的推进系统110。

参照图9和图10，推进系统110包括单个发电机111，该发电机111由齿轮箱101驱动并且输出电力。

特别地，向辅助分配电网103供给由发电机111产生的电力。

在所示的实施方式中，发电机111是高冗余的发电机。

此外，发电机111是单向电机，即，发电机111仅将由齿轮箱101提供的一部分机械动力转换成向辅助分配电网103供给的电力。

此外，每个动力设备100均设有相关的起动机发电机115，其插入基本分配电网102与动力设备100的齿轮箱153(仅在图10中示意性示出)之间，该齿轮箱153连接至相关的压缩机95。

每个起动机发电机115是双向电机，即，起动机发电机115在相关的动力设备100的起动步骤期间将由基本分配电网102提供的电力转换成可用于相关的压缩机95的机械动力，或者将由相关的压缩机95提供的一部分机械动力转化为可用于基本分配电网102的电力。

参照图11和图12，110'表示第二实施方式的推进系统。

推进系统110'与推进系统110类似，并且在下文中仅就与推进系统110不同之处进行公开；在可能的情况下，将用相同的附图标记表示推进系统110、110'的对应部件或等效物。

推进系统110'与推进系统110的区别在于不包括发电机111”，而包括由相应的动力设备100驱动的两个发电机120'。

发电机120'是单向电机。特别地，发电机120'仅将由相关的轴99提供的一部分机械动力转换成向辅助分配电网103供给的电力。

在所示的实施方式中，推进系统110'包括一对附加的齿轮箱160'(仅在图12中示意性示出)。每个附加齿轮箱160'功能性地插入相关的轴99与相关的发电机120'之间。

在所示的实施方式中，发电机120'是双电压发电机110'，其可以向辅助分配电网103供给两级电压。

推进系统110'与推进系统110的不同之处还在于包括电连接至辅助分配电网103的能量储存器112'，例如电池。

在发电机120'的正常运行期间，能量存储器112'通常由辅助分配电网103充电。

在发电机120'失效的情况下，能量存储器112'向辅助分配电网102供给电力，并因此向旋翼16、24供给电力。

最后，推进系统110'与推进系统110的不同之处在于，包括起动机115'而不是起动机发电机115。

起动机115'是单向电机，其能够将由基本分配电网102接收到的电能转换成可用于相应的动力设备100'的压缩机99的机械动力。

参照图13和图14，110”表示第三实施方式的推进系统。

推进系统110”与推进系统110类似，并且在下文中仅就与推进系统110的不同之处进行公开。在可能的情况下，将用相同的附图标记表示推进系统110、110”的对应部件或等效物。

特别地，推进系统110”与推进系统110的不同之处在于，马达发电机111”是双向电机。特别地，马达发电机111”能够在动力设备100的正常运行期间将由主齿轮箱101提供的一部分机械动力转换成可用于辅助分配电网103的电力。替代地，在一个或两个动力设备100失效的情况下或者在由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力的情况下，马达发电机111”能够将由辅助分配电网103提供的电力转换成可用于主齿轮箱102的机械动力。

推进系统110”与推进系统110的不同之处还在于，包括电连接至辅助分配电网103并因此电连接至旋翼16、24的能量储存器112”，例如电池。

特别地，在马达发电机111”的正常运行期间，能量存储器112”由辅助分配电网103充电。

在马达发电机111”失效的情况下，能量存储器112”向辅助分配电网102供给电力并因此向旋翼16、24供给电力。

参照图15和图16，110”'表示第四实施方式的推进系统。

推进系统110”'与推进系统110'类似，并且在下文中仅就与推进系统110'的不同之处进行公开。在可能的情况下，将用相同的附图标记表示推进系统110'、110”'的对应部件或等效物。

特别地，推进系统110”'与推进系统110'的不同之处在于，包括马达发电机120”'而不是相应的发电机120'。

在所示的实施方式中，马达发电机120”'是双向电机。

特别地，每个马达发电机120”'能够在动力设备100的正常运行期间将由相关的轴99提供的一部分机械动力转换成可用于辅助分配电网103并因此可用于马达16、24的电力。替代地，在一个或两个动力设备100失效的情况下或者由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力在情况下，马达发电机120”'能够将由辅助分配电网103提供的电力转换成可用于轴99并因此可用于主齿轮箱102的机械动力。

在使用中，旋翼4的运行使直升机1能够向上/向下、向前/向后和侧向移动。

旋翼4的运行在机身2上产生第一扭矩c1，这可能引起直升机1围绕偏航轴线旋转。

反扭矩系统10的运行在与第一扭矩c1相反的方向上在机身2上产生第二扭矩c2。

该第二扭矩c2确定直升机1的偏航角。

更详细地，对于图6中a1指出的正常运行状态，控制单元30控制电动马达16和24，以便引起：

-旋翼17以第一转速在旋转的第一方向上旋转；以及

-旋翼25以各自的第二转速在旋转的第二方向上旋转。

特别地，旋翼25的速度可以彼此不同。

通过这种方式，旋翼17和旋翼25在机身2上产生相应的力，并且因此产生具有相反方向的相应的第三扭矩和第四扭矩。这些第三扭矩和第四扭矩的结合产生第二扭矩c2。

第二扭矩c2和第一扭矩c1之间的差控制直升机1的偏航角。

参照图6中由a3指出的运行边界状态，控制单元30控制电动马达16和24，使得第三扭矩和第四扭矩在相同方向上并且可以对抗高于阈值的第一扭矩c1。

优选地，控制单元30控制电动马达16和24，使得旋翼17和旋翼25均在第二方向上旋转。

对控制单元30进行编程，使得旋翼17的旋转方向逐渐发生反转，并且优选地，在该运动反转步骤期间使旋翼25加速。

对于图6中的a2指出的需要使直升机1在对机身2施加第一扭矩c1的方向上非常快地转动的另外的状态，控制单元30被编程为减慢甚至停止旋翼25的旋转并增加旋翼17在第一方向上的转速。

通过这种方式，由旋翼17产生的第三扭矩被添加到第一扭矩c1，并且使直升机1快速地转动到所需的偏航角。

由旋翼17和25吸入的气流穿过开口37，并且基本上不受直升机1的尾部5的干扰或该干扰可忽略不计。

在设置旋翼17和25以便在机身2上产生也具有相应的垂直分量的相应的力的情况下，控制单元30控制电动马达16和24以便实现所需的垂直推力，其能够控制直升机1的俯仰运动。

此外，动力设备100驱动主齿轮箱101旋转，而主齿轮箱101又驱动主旋翼4旋转。

在图9和图10的实施方式中，发电机111将主齿轮箱101的一部分机械动力转换成可用于辅助分配电网103并因此可用于马达16、24的电能。

起动机发电机115在相关的动力设备100的启动步骤期间将由基本分配电网102提供的电力转换成可用于相关的压缩机95的机械动力。此外，起动机发电机115在相关的动力设备100的正常运行期间将由相关的压缩机95提供的一部分机械动力转换成可用于基本分配电网102的电力。

参照图11和图12，推进系统110'的运行与推进系统110的运行类似，并且在下文中仅就其与后者的不同之处进行公开。

推进系统110'的运行与推进系统110的运行的不同之处在于：

-发电机120'将由相关的轴99提供的机械动力的一部分转换成向辅助分配电网103并因此向马达16、24供给的电力；

-在发电机111'的正常运行期间，能量存储器112'通常由辅助分配电网103充电，并且在发电机120'失效的情况下向辅助分配电网102并因此向旋翼16、24供给电力；以及

-起动机115'是单向电机，其仅能够将由辅助分配电网102接收到的电能转换成可用于相应的动力设备100'的压缩机99的机械动力。

参照图13和图14，推进系统110”的运行与推进系统110的运行类似并且在下文中仅就与后者不同之处进行公开。

推进系统110”的运行与推进系统110的运行的不同之处在于：

-在动力设备100的正常运行期间，马达发电机111”将由主齿轮箱101提供的机械动力的一部分转换成可用于辅助分配电网103并因此可用于旋翼16、24的电力；

-在一个或两个动力设备100失效或者在由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力的情况下，马达发电机111”将由辅助分配电网103提供的电力转换成可用于主齿轮箱102的机械动力；

-在马达发电机111”的正常运行期间，能量存储器112”由辅助分配电网103充电；以及

-在马达发电机111”失效的情况下，能量存储器112”向辅助分配电网102并因此向旋翼16、24供给电力。

参照图15和图16，推进系统110”'的运行与推进系统110'的运行类似，并且在下文中仅就与后者不同之处进行公开。

推进系统110”'的运行与推进系统110'的不同之处在于：

-在动力设备100的正常运行期间，每个马达发电机120”'将由相关的轴99提供的机械动力的一部分转换成可用于辅助分配电网103并因此可用于马达16、24的电力；以及

-在一个或两个动力设备100失效的情况下或者在由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力的情况下，每个马达发电机120”'将由辅助分配电网103提供的电力转换成可用于轴99并因此可用于主齿轮箱102的机械动力。

根据对直升机1的特性的检查，可利用它实现的优点是显而易见的。

特别地，反扭矩系统10包括：旋翼17，其能以第一角速度旋转并且由电动马达16驱动；以及多个旋翼25，它们能以各自的第二角速度旋转并且由各自的电动马达24驱动。

结果，反扭矩系统10具有一定程度的冗余度，该冗余度能够在旋翼17和25中的一个失效的情况下确保一定程度的操作功能。

此外，与ep-b-3254962不同，反扭矩系统10与尾梁50集成在一起，并因此在结构上有助于支撑由于它们的质量和/或冲击气动力而造成的由垂直尾翼6和水平尾翼7产生的弯矩和剪切应力。

结果，相同的尾梁50既是反扭矩系统10的结构元件又是容纳元件，而ep-b-3254962的反扭矩系统连接在尾梁50的后端部，并仅受到本身产生的载荷的影响。

其次，与ep-b-3254962不同，可以保留由垂直尾翼6在尾梁50的后端部处和水平尾翼7在垂直尾翼6顶部的设置而提供的优点，而不会增加直升机1的总阻力、重量和噪声和振动的水平。

特别地，垂直尾翼6允许进一步控制直升机1的偏航，特别是在向前飞行中。该附加的偏航控制在反扭矩系统10失效的情况下或在反扭矩系统10在向前飞行中故意停止(或减速)以节省能量并减少外部噪声的情况下是有用的。而水平尾翼7的效果是增加了直升机1的垂直稳定性。位于垂直尾翼6的顶端部，水平尾翼7仅受到旋翼4的尾流的轻微冲击。因此，特别是对于从悬停飞行到向前飞行的过渡，减少了噪声和振动的产生。

相反，ep-a-3254962包括从尾梁侧向突出的一对侧向安定面。这些侧向安定面增加了直升机的横截面和重量。此外，由于其位置，侧向安定面按理受到主旋翼产生的尾流的冲击。为了避免这个问题，可以将安定面展开，但是这将进一步不利于直升机的整体阻力和重量。

推进系统110、110”是特别具有成本效益的，因为它需要单个发电机111、111”为马达16、24供电。此外，在发电机111、111”失效的情况下，能量存储器112”可以有效地用于向辅助分配电网102并因此向旋翼16、24供电。

推进系统110”是进一步有利的，因为单个发电机111”是马达发电机。通过这种方式，在一个或两个动力设备100失效的情况下或者在由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力的情况下，马达发电机120”'将由辅助电力分配电网103提供的电力转换成可用于轴99并因此可用于主齿轮箱102的机械动力。

推进系统110'、110”'包括两个发电机120'、120”，因此在一个发电机120、120”失效的情况下更加可靠。

能量储存器112'、112”'提高了推进系统110'、110”'的可靠性，在发电机120'失效的情况下，能量储存器112'、112”'向辅助分配电网102并因此向旋翼16、24供给电力。

对于推进系统110”'，在一个或两个动力设备100失效的情况下或者在由于在运行温度和运行高度方面特别恶劣的状态造成需要提升动力的情况下，马达发电机120”'将由辅助分配电网103提供的电力转换成可用于轴99并因此可用于主齿轮箱102的机械动力。

此外，由于在宽范围的转速内，电动马达16和24具有与其可产生的最大扭矩成比例的质量，因此第二扭矩c2在多个旋翼17和25上的分配允许减小必须由旋翼17和25单独生产的扭矩。结果，相对于具有单个电动旋翼的等效反扭矩系统50(图7)(具有在机身2上的相同合力、等于旋翼17和25的面积之和的相同面积以及相同的对应的桨叶19和27的最大桨叶末梢速度)，也可以减小旋翼17和25的质量。

更具体地，在所有其他状态都相等的情况下，电机的总重量随着旋翼17和25的总数量的增加而减小，这在直升机工业中具有明显的优势。

由于旋翼17和25各自的面积小于上述等效单旋翼反扭矩系统50的总面积，因此可以提高上述旋翼17和25的转速，而不超过对应桨叶19和27的最大桨叶末梢速度并因此不会引起上述对应的桨叶19和27失速。

在电动马达16和24与相应的旋翼17和25之间不使用齿轮箱的情况下实现了旋翼17和25的转速的这种增加。

除了避免相关联的齿轮箱的重量之外，电动马达16和24与相应的旋翼17和25之间的直接驱动连接还能够避免这种齿轮箱的繁重的维护和润滑问题。关于这一点，应注意的是，插入电动马达16和旋翼17之间的任何齿轮箱在第一方向和第二方向上都必须将运动传递给旋翼17，这在齿轮箱的组件上产生明显的疲劳应力。

相对于前述等效的单旋翼反扭矩系统50(在图7中示意性示出)，旋翼17和25可以被制造为具有较小的面积，并且因此具有较小的直径。因此，旋翼17和25可以容易地设置在它们在空气动力学上以显著减少的方式干扰旋翼4的位置。结果，可以改善直升机1的性能，并且可以减少由直升机1产生的外部噪声。

旋翼17和25可以沿着尾部5设置，其中相应的盘位于相对于垂直方向横向的相应的平面上。通过这种方式，控制单元30可以控制这些旋翼17和25的转速，以便产生垂直升力，这对于控制直升机1的俯仰是有用的。

此外，与本说明书的引言部分中描述的已知方案不同，反扭矩系统10能够控制直升机1的偏航角并通过仅作用于旋翼17和25的角速度来抵消第一扭矩c1。

因此，反扭矩系统10还能够使用相应的桨叶19和27具有相应的固定浆距角的旋翼17和25，使结构简化明显。

在这种情况下，发现反扭矩系统10对于使用桨叶具有固定浆距角的单个反扭矩旋翼的方案特别有利。实际上，当需要反转施加在机身上的扭矩的方向以控制偏航角时，这些最后的方案必然需要反转单个反扭矩旋翼的旋转方向。这种反转需要停止单个反扭矩旋翼的旋转，并使其在相反方向上加速。在这种情况下，直升机在过渡期间不可避免地难以控制。

相反，在直升机1的正常运行状态下(图6中的区域a1)，根据本发明的方案能够通过简单地减小或增大旋翼17和25的角速度而不需要停止它们来反转施加在直升机的机身2上的第二扭矩c2的方向。

这使直升机1对于与动力值对应的宽偏航角范围特别可控，并因此对在直升机1的飞行阶段中存在的第一扭矩c1更可控。

即使在直升机1的运行边界状态下(图6中的区域a3)需要使旋翼17的旋转方向反转时，也不必立即停止旋翼17在第一方向上的旋转。相反，在该边界状态下，控制单元30使旋翼25在第二方向上的转速增加，而旋翼17使其在第一方向上的旋转减慢，停止并在第二方向上加速。

如图6中可见，通过部分地根据在直升机1的正常运行状态下所适用的情况并且部分地根据在直升机1的边界状态下所适用的情况来简单地控制旋翼17和25，反扭矩系统10能够执行图6所示的悬停转弯操纵。

反扭矩系统10还能够使直升机1在第一扭矩c1(图6中的区域a2)的施加方向上非常快地转动。在这种情况下，控制单元30增加旋翼17在第一方向上的转速，并减慢甚至停止旋翼25在第二方向上的转速。

开口37穿过尾部5并且设置在相应的进气区域38处。

通过这种方式，由旋翼17和25吸入的气流基本上不受直升机1的尾部5的干扰或该干扰可忽略不计。由此确保旋翼17和25的有效运行。

在紧急着陆的情况下(图2)，旋翼17和25的放置限制了它们在直升机1的着陆区域中被损坏和/或引起危险的风险。在这种情况下，直升机1可能不以起落架40搁在地面上来着陆，而是相对于地面倾斜俯仰来着陆。在这种情况下，旋翼17和25保持离地。

最后，电动马达16和24的支撑件可以集成在尾部5中，以便还执行结构功能。

涵道91围住多于一个旋翼25，在所示实施方式中为三个旋翼。

通过这种方式，可以获得与所有旋翼25被单独地被涵道围住的方案相同的空气动力学优点，同时避免了这些单独的涵道将对尾梁5的布局造成的几何约束。

最后，清楚的是，在不脱离权利要求书所限定的保护范围的情况下，可以对直升机1进行修改和变型。

特别地，推进系统100、100'、100”、100”'可以应用于具有单个反扭矩旋翼17、25的直升机。