60设于前述机体10的前段区域11内部。操控装置60包含有一操纵杆61、飞行控制系统62、一对脚踏板63以及一集力杆64。其中，操纵杆61与每一旋翼组20的功角控制模块22链接，用以控制每一旋翼组20的功角差异；飞行控制系统63用以收集及运算各项飞行数据，以驱动每一旋翼组20的直线伺服马达23，进而独立控制每一旋翼组20 ;脚踏板63，包含有一左脚踏板631以及一右脚踏板632，分别用来控制两个相互呈对角的旋翼组20间的功角差异，此处所称呈对角的旋翼组20，是指左前旋翼组31与右后旋翼组42呈对角，以及右前旋翼组32与右后旋翼组41呈对角(如图3所示)；集力杆64则是同时用来控制四个旋翼组20的功角。
[0036]此外，上述飞行控制系统62，尚包括有许多飞行相关的传感器，例如:陀螺仪，用于感应姿态状况、地磁传感器(电子指南针)，用于感应目前的飞行方位、三轴加速度传感器，用于感应直升机的动态反应、高度计，用于侦测目前的高度、空速表，用于侦测飞行空速、GPS全球卫星定位系统，用于得知现在的经纬度、雷达，用于侦测飞机附近的障碍物与对地面的距离、燃料、计油门、发动机转速计等等，在此不加以赘述。该些传感器信号都是以16位的数字信号并以每秒约100次的速度更新，飞行控制系统以每秒数百次的速度收集上述所有传感器的数据。
[0037]综上所述，请配合图1至图5所示，本发明的飞行操控方式如下，当直升机欲进行前进及后退时，使用操纵杆61控制，当操纵杆61往前推时,前旋翼组30的两个旋翼组20分别透过直线伺服马达23向上推使其功角减小，而后旋翼组40的两旋翼组20透过直线伺服马达23向下拉使其功角加大，如此机体10的尾段区域12的浮力将会变大，使得机体10往前倾斜，并往前方飞行。反之，后退时，则是将操纵杆61往后拉，前旋翼组30的两旋翼组20透过直线伺服马达23向下拉使其功角加大，而后旋翼组40的两旋翼组20透过直线伺服马达23向上推使其功角减小，如此机体10的前段区域11的浮力将会变大，使得机体10往后倾斜，并往前方飞行。
[0038]左右飞行时，当操纵杆61往左推时，右前旋翼组32与右后旋翼组42分别利用直线伺服马达23往下拉，使其功角变大，而左前旋翼组31与左后旋翼组41则分别利用直线伺服马达23往上推，使其功角变小，如此机体10右方的浮力变大，使机体10往左倾斜，并往左方飞行。当操纵杆61往右推时，左前旋翼组31与左后旋翼组41分别利用直线伺服马达23往下拉，使其功角变大，而右前旋翼组32与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往上推，使其功角变小，如此机体10左方的浮力变大，使机体10往右倾斜，并往右方飞行。
[0039]方位旋转时，使用脚踏板63来控制，当踩下右脚踏板632时，右前旋翼组32与左后旋翼组41分别利用直线伺服马达23往下拉(反时针旋翼)，使功角变大，其扭力亦变大，而左前旋翼组31与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往上推，使功角变小，其扭力亦变小。如此会造成四个旋翼组20的扭力不平均，顺时针方向的扭力大于反时针方向的扭力，而造成机体10向左旋转(顺时针方向旋转)。
[0040]当踩下左脚踏板31时，左前旋翼组31与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往下拉(反时针旋翼)，使功角变大，其扭力亦变大，而右前旋翼组32与左后旋翼组42分别利用直线伺服马达23往上推，使功角变小，其扭力亦变小。如此会造成四个旋翼组20的扭力不平均，反时针方向的扭力大于顺时针方向的扭力，而造成机体10向右旋转(反时针方向旋转)。
[0041]上升及下降时，则是利用集力杆64来控制，当集力杆64往上拉时，四个旋翼组20的直线伺服马达23同时将功角加大，浮力增加，机体10浮起。反之，下降时，将集力杆64往下压，四个旋翼组20的直线伺服马达23同时将功角变小，使浮力减小，机体I往下沉。
[0042]此外，每一旋翼组20于螺旋桨24的旋转半径外皆利用一挡风罩25所环射，其挡风罩25除了能够保护螺旋桨24外，还可减少飞行空速对旋翼组20间所产生影响，降低旋翼组间20空速，且能降低噪音。更重要是，挡风罩25还能降低直升机于高空速飞行时因顺风方向旋翼组失速的风险。
[0043]如图6所示，本发明进一步可在前段区域11上方安装有一降落伞70，当前述的旋翼组失去动力时，可供驾驶人员启动降落伞70，进而利用降落伞70达到缓慢降落的效果，借以达到人机平安降落的效果。由于如前述该对前旋翼组30间的间距大于该对后旋翼组40的间距，因此能够确保降落伞70确实的张开，而不致受到该对前旋翼组30的干扰，而影响降落伞70的操作。
[0044]又如图7、图8所示，此外在本发明案中，每一旋翼组20的每一螺旋桨24，更可以独立进行配重的调整，在本实施例中，每一螺旋桨24进一步包含有一本体241、一调整螺杆242、一配重块243、一弹性组件244以及一披覆层245，其中调整螺杆242设于本体241内部，一端形成有一调整部246延伸至本体241外部，另一端则套设弹性组件244，配重块243则是螺设于调整螺杆242上，披覆层245则是包覆在本体241外部，使调整部246凸露于披覆层245上。
[0045]调整每一螺旋桨24的配重时，主要于本体241外部，对调整部246使以一压力，使调整螺杆242的另端对弹性组件244使以一压力，使调整部246退缩到本体241内部，在转动调整部246，使配重块243得以在调整螺杆242上进行位移，待调整至适当位置后，只要松开调整部246，使其调整螺杆242借由弹性组件244所产生是弹性复归作用，而使调整部246向外位移，直至凸露在披覆层245上，借以使其每一螺旋桨24得以透过配重块243的调整，进而进行动态平衡的调整与校正。
[0046]最后，如图9所示，机体10进一步可为一船体造型，借以，当迫降于海面上时，能够借由机体10的船体造型，而使机体10安全的在海面上浮起，以确保人员在海面上的安全。
[0047]与习知直升机相较，本发明的H型结构的直升机具有以下优点:
1、机身左右的空气动力完全平衡，可大大简化飞行的困难度与飞行的风险。
[0048]2、引擎所产生的扭力完全平衡，飞行员无须于扭力变化时调整直升机的方向，降低飞行员的负荷。
[0049]3、不须控制左右的尾旋翼，可减省约20%的引擎动力，提高燃油效率。
[0050]4、控制系统较为简单，无须与传统直升机主旋翼一样的控制方法。
[0051]5、有足够的空间安装弹射降落伞，当紧急时可弹射降落伞，保护人员与直升机的安全。
[0052]6、四个旋翼组皆使用了挡风罩，除可增加旋翼组的效率外，更可降低四个旋翼组之间的相互影响，可大大降低旋翼组的噪音。
[0053]7、可增加直升机的空速。
[0054]上述实施例和图式并非限定本发明的产品形态和式样，任何所属技术领域的普通技术人员对其所做的适当变化或修饰，皆应视为不脱离本发明的专利范畴。
【主权项】
1.一种H型结构的直升机，其特征在于，包含: 一机体，包含有一前段区域以及一后段区域； 一对前旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的前段区域的左右两侧，且该对前旋翼组的转向相反； 一对后旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的后段区域的左右两侧，且该对后旋翼组的转向相反； 一操控装置，设于该机体的前段区域内部，该操控装置包含有一操纵杆以及一飞行控制器，该操纵杆用以控制飞行方向，并产生一控制信号，飞行控制器用来将运算该些控制信号，并用以控制该对前旋翼组与该对后旋翼组。
2.根据权利要求1所述的H型结构的直升机，其特征在于:机体为一船体造型。
3.根据权利要求1所述的H型结构的直升机,其特征在于:每一旋翼组包含有一齿轮箱、一功角控制模块、一直线伺服马达以及至少一螺旋桨。
4.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于:每一旋翼组更包含有一挡风罩，环设于该螺旋桨的旋转半径外。
5.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于:每一螺旋桨可单独的调整功角。
6.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于:每一旋翼组的螺旋桨，进一步包含有一本体、一调整螺杆、一配重块、一弹性组件以及一披覆层，其中该调整螺杆设于该本体内部，一端形成有一调整部并延伸至该本体外部，另一端则套设该弹性组件，该配重块则是螺设于该调整螺杆上，该披覆层则是包覆在该本体外部，使该调整部凸露于该披覆层上。
7.—种H型结构的直升机，其特征在于，包含: 一机体，包含有一前段区域以及一后段区域； 一对前旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的前段区域的左右两侧，且该对前旋翼组的转向相反； 一对后旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的后段区域的左右两侧，且该对后旋翼组的转向相反； 一 H型传动机构，设于该机体内，包含有一引擎、一组传动机构、两减速齿轮箱以及复数传动轴；该传动机构包含有一主传动轮以及一被传动轮，该主传动轮连接至该引擎，该被传动轮则是利用一传动轴分别与该两减速齿轮箱连结，且该两减速齿轮箱分别连接至该对前旋翼组与该对后旋翼组； 一操控装置，设于该机体的前段区域内部，该操控装置包含有一操纵杆以及一飞行控制器，该操纵杆用以控制飞行方向，并产生一控制信号，该飞行控制器用来将运算该些控制信号，并用以控制该对前旋翼组与该对后旋翼组。
8.根据权利要求1或7所述的H型结构的直升机，其特征在于:机体的前段区域的上方，更安装有一降落伞；当机械故障时，飞行员可以将降落伞弹开，此时降落伞将把整台直升机挂起，并以缓慢的速度降下，避免人员与直升机的损害，于降落伞降落期间，飞行员更可以操控降落伞的缆绳以控制飞行方向或高度，避免掉落于危险地区降落。
【专利摘要】本发明，主要是利用一H型传动机构，配合两对分别设置在机体的前端区域与尾端区域的两侧且彼此相反转向的旋翼组，使其两对转向彼此相反的旋翼组所产生的扭力达到相互抵销的效果，进而保持直升机飞行时的平衡控制飞行姿态与转向，同时提供一种机械结构简单但却可确保飞行安全性的直升机。
【IPC分类】B64C27-08, B64C27-14
【公开号】CN104627360
【申请号】CN201310546772
【发明人】李宏富
【申请人】李宏富
【公开日】2015年5月20日
【申请日】2013年11月7日