直升機的製作方法

2023-06-20 10:43:41

專利名稱：直升機的製作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種改進的直升機。
本實用新型總體上涉及一種直升機。尤其涉及但並不局限於玩具直升 機，特別是遙控模型直升機或玩具直升機。
背景技術：
已知直升機是並不穩定的複雜機械並因此而難以控制，這樣就要求有豐 富的經驗來安全地操作這樣的直升機而不導致災難。
典型地來講，直升機包括機體、主旋翼和尾部旋翼。主旋翼提供向上的力以將直升機保持在空中，並且提供橫向、前向或後 向的力來以所要求的方向操縱直升機。這種操縱可通過使主旋翼的螺旋槳葉 片的衝角(angle of incidence)在主旋翼每次旋轉時循環變化來進行。
主旋翼具有偏離其位置的自然趨勢，如果飛行員失去了對直升機操縱的 控制，那麼這種趨勢可能會導致不受控制的移動並導致直升機的墜落。
到目前為止已經提出了減少這種結果的解決方法，包括在嫘旋槳葉片的 頂端使用穩定杆和重物。
所有的這些解決方法利用已知的由地球自轉偏向力(coreolis force) 和離心力所導致的陀螺進動現象來獲得所希望的效果。
尾部旋翼並不是根本不受這種現象的影響，因為必須得避免由於機體上 的旋翼阻力矩而導致機體繞旋翼的驅動軸迴轉。
為了達到這個目的，使尾部旋翼處於直立設置，以使尾部旋翼產生橫向 推力，這種橫向推力必須得抵消前面所提及的旋翼的阻力矩，而且直升機設 有必須使飛行員能夠控制這種橫向推力的裝置，以確定繞著豎直軸線的飛行 位置。
由於直升機的尾部往往會繞主旋翼的驅動軸迴轉，甚至在主旋翼驅動扭 矩的小的變化的情況下也是如此，所以大多數直升機設有單獨的自主機械式 或機電式系統，如陀螺儀或類似的裝置，這種系統自動補償尾部旋翼的推 力，以用於並不希望的旋轉。一般來講，直升機的穩定包括以下因素之間的相互作用的結果-旋翼葉片的旋轉；任何可能的穩定杆的移動；通過尾部旋翼進行的主 旋翼的阻力矩的補償；-系統如陀螺儀或類似的裝置補償主旋翼的阻力矩中小的並不希望的 變化；以及-控制主旋翼和尾部旋翼的旋轉速度的直升機的控制裝置。當這些要素基本上平衡時，飛行員應能夠按照需要操縱直升機。不過，這並不意味著直升機不需要飛行員的介入就能夠自己飛行並因此而能夠保持某種飛行位置或操縱，如盤旋或進行慢速移動。而且，對於實際大小可操作的真正的直升機和玩具直升機或遙控模型直升機來講，飛行直升機通常要求飛行員有高強度的訓練和豐富的經驗。實用新型內容本實用新型的目的在於通過提供一種既簡單又花費少的解決方法以自 動穩定直升機來減少前面所提及的一種或幾種缺點，以使操作直升機變得簡 單，而且有可能降低對飛行員的長期經驗的需要。直升機應在或大或小的程度上滿足下列要求(a) 在並不希望的飛行條件幹擾的情況下，直升機能夠返回到穩定的 盤旋位置。這種幹擾可以以下列形式出現陣風、湍流、機體或旋翼的機械 負載變化、或機體位置的變化，其中，機體位置的變化是由於對俯仰角的循 環變化或主旋翼的螺旋槳葉片的衝角進行的調節而導致的，或者是由於對尾 部旋翼進行操縱或具有類似效果的類似部件進行操縱而導致的；以及(b) 返回穩定位置所要求的時間應相當短且直升機的移動應相當小。 為了達到這個目的，本實用新型涉及一種改進的直升機，該直升機包括具有尾部的機體；主旋翼，該主旋翼具有螺旋槳葉片，這些螺旋槳葉片由旋 翼軸驅動並且通過接頭鉸接安裝到該旋翼軸。主旋翼的旋轉面與旋翼軸之間 的角度可以變化。尾部旋翼由第二旋翼軸驅動，該第二旋翼軸橫過主旋翼的 旋翼軸。
直升機設有由主旋翼的軸驅動的輔助旋翼，該輔助旋翼設有兩個葉片， 這兩個葉片基本上與其縱向軸線成直線延伸。"縱向"軸線是從主旋翼的旋 轉方向來看的，且"縱向"軸線基本上平行於主旋翼的至少一個螺旋槳葉片 的縱向軸線或者定位成與後一螺旋槳葉片軸線成相當小的銳角。以擺動方式 將該輔助旋翼設在擺動軸上，擺動軸設置成基本上橫過主旋翼的旋翼軸。其 基本上橫過葉片的縱向軸線。主旋翼與輔助旋翼通過機械連杆相互連接，以 使輔助旋翼的擺動運動能控制主旋翼的至少一個螺旋槳葉片的衝角。
在實踐中，這種經過改進的直升機看上去更加穩定並且在有或無使用者 的受限介入的情況下能夠較快地將其自身穩定。
根據本實用新型的不同方面，通過將帶有旋翼軸的尾部旋翼懸置在擺動 件中來將直升機製得更加穩定，其中該擺動件能夠繞著擺動軸旋轉。擺動軸 基本上以相對於直升機的機體成縱向的方向延伸。
在發生故障或類似的情況下，直升機開始以並不希望的方式繞主旋翼的 旋翼軸轉動，在這種情況下，由於陀螺進動作用在旋轉的尾部旋翼上，尾部 旋翼應以某種角度繞著尾部旋翼的擺動軸傾斜，其中陀嫘進動在旋轉的尾部 旋翼上的作用由繞著主旋翼的旋翼軸的旋轉所致。
通過測量擺動的相對角位移並將所測得的信號作為微處理器的輸入信 號就可以對尾部旋翼的推力進行調節，以抵消並不希望的幹擾的影響並因此 而通過飛行員的最少的或任何介入來自動為直升機恢復穩定的飛行條件，其 中這種微處理器控制主旋翼的驅動和尾部旋翼的驅動，該相對角位移作為穩 定裝置算法的函數。
在這種構造中，尾部旋翼基本上用作陀螺儀，這樣已知的直升機的陀蟓 儀就可以省略。而且這樣還可以節約大量的重量。

為了對本實用新型進行進一步的說明，下面通過參考附圖僅作為示例來 說明本實用新型的改進直升機的實施例，而並不以任何方式對本實用新型進 行限制，在這些附圖中
圖1示意性地示出了根據本實用新型的直升機的透視圖2示出了按照圖1中的箭頭F2的俯視圖3和圖4分別示出了根據圖2中的II-II線和III-III線的截面圖； 圖5示出了圖l中用F5表示的後旋翼的放大圖6示出了按照圖5中的箭頭F6的後視圖7是圖1的一種變化；
圖8是圖5的一種變化；
圖9是示於圖8中的尾部旋翼的不同視圖10示出了直升機的截面；
圖11是根據本實用新型的直升機的替代示意性透視圖； 圖12是主旋翼和輔助旋翼的透視圖。
具體實施方式

以示例的方式在附圖中示出的直升機1是一種遙控直升機，直升機1基 本上包括具有起落架和尾部3的機體2;主旋翼4;與主旋翼4同步驅動的 輔助旋翼5;以及尾部旋翼6。
通過稱為旋翼頭7的裝置將主旋翼4設置在向上引導的第一旋翼軸8 上，向上引導的第一旋翼軸8以旋轉方式用軸承安裝在直升機1的機體2中 並且通過馬達9和傳動裝置10驅動，例如，馬達9是由電池11提供動力的
電動機。
這種情形中的主旋翼4具有成直線或基本上成直線的兩個蠊旋槳葉片 12，但也可具有更多數量的嫘旋槳葉片12。
當主旋翼4通過接頭鉸接安裝在旋翼軸8上時，可對螺旋槳葉片12的 傾角或衝角A進行調節，換言之，如圖6所示，可對螵旋槳葉片12相對於 主旋翼4的旋轉平面14所形成的角度A進行調節，以使主旋翼的旋轉平面 與旋翼軸之間的角度可以自由變化《
例如，在主旋翼4具有兩個螺旋槳葉片12的情況下，該接頭由旋翼頭7 的心軸15形成。
該心軸15的軸線16橫過旋翼軸8且基本上以嫘旋槳葉片12中的一個 的縱向軸線13的方向延伸，而且，優選軸線16如在圖2中所示出的那樣與 縱向軸線13形成銳角。
尾部旋翼6由第二馬達18和傳動裝置19通過第二旋翼軸17驅動。馬 達16可以是電動機。具有旋翼軸17和驅動裝置18和19的尾部旋翼6懸置 在擺動件20中，擺動件20可繞著擺動軸21旋轉，擺動軸21由兩個支撐件 22和23固定到直升機1的尾部3。
擺動件20設有朝向底部的延伸件24,當處於靜止狀態時，通過彈簧25 將該延伸件24保持在中心位置，這樣，處於這種位置的第二旋翼軸17就呈 水平狀態並交叉指向第一旋翼軸8。在擺動件20的延伸件24的下端設有磁體26，而在與前面所提及的擺 動件20的靜止狀態中磁體26的位置相對的位置將磁傳感器27固定到尾部 3，這樣，就可以測量擺動件20的相對角位移並進而測量擺動件21周圍的 尾部旋翼6的角位移。顯然，擺動件20的這種角位移也可以用其它方式測量，例如，通過電 位計來測量。所測得的信號可用作控制箱的輸入信號，控制箱並未在圖中示出，控制 箱控制主旋翼4和尾部旋翼6的驅動並設有穩定裝置算法，當測得尾部旋翼 6繞著擺動軸21發生並不希望的突然角位移時，穩定裝置算法發出相反的 操縱命令，以恢復直升機l的位置，其中，該不希望的突然角位移是由於直 升機1繞著旋翼軸8的不希望的旋轉所導致。直升機1還設有輔助旋翼5，輔助旋翼5由相同的旋翼軸8和旋翼頭7 與主旋翼4基本上同步地驅動。在這種情形中，主旋翼4具有兩個葉片28，這些葉片基本上與它們的 縱向軸線29成直線，而從主旋翼4的旋轉方向R來看，縱向軸線29基本上 平行於主旋翼4的蟪旋槳葉片12的縱向軸線13，或者與縱向軸線13形成 相當小的銳角C，以使旋翼4和5或多或少地在彼此的頂部上平行延伸，且 它們的螺旋槳葉片12和葉片28也是如此。優選輔助旋翼5的直徑小於主旋翼4的直徑，因為葉片28具有比螺旋 槳葉片12小的跨距且葉片28基本上相互剛性連接。以擺動方式在擺動軸30 上提供形成輔助旋翼5的剛性整體，其中擺動軸30固定到旋翼軸8的旋翼 頭7。這種剛性整體橫過葉片28的縱向軸線並且橫過旋翼軸8。主旋翼4和輔助旋翼5由機械連杆相互連接，這種連接以輔助旋翼5與 主旋翼4的至少一個螺旋槳葉片12的衝角A進行。在所給出的示例中，該 連杆由杆31形成。通過接頭33和槓桿臂34以一個緊固點32將杆31鉸接安裝到主旋翼4 的螺旋槳葉片12，並通過第二接頭36和第二槓桿臂37以另一個第二緊固 點35將杆31鉸接安裝到輔助旋翼5的葉片28,其中該第二緊固點35位於 與緊固點32間隔有一定間距的位置。
主旋翼4上的緊固點32位於與主旋翼4的螺旋槳葉片12的心軸15的 軸線16以距離D隔開的位置，而輔助旋翼5上的另一個緊固點35位於與輔 助旋翼5的擺動軸30的軸線38以距離E隔開的位置。
優選距離D大於距離E並且大約為距離E的兩倍,且從旋轉方向R來看， 杆31的兩個緊固點32和35位於主旋翼4的螺旋槳葉片12的相同一側或位 於輔助旋翼5的葉片28的相同一側，換言之，從旋轉方向來看，它們都位 於螺旋槳葉片12和葉片28的前面或者後面。
從旋轉方向R來看，還優選輔助旋翼5的葉片28的縱向軸線29與主旋 翼4的螺旋槳葉片12的縱向軸線13形成角F,角F大約在1(T的範圍內， 因此，從旋轉方向R來看，葉片28的縱向軸線29領先於螺旋槳葉片12的 縱向軸線13。
輔助旋翼5設有兩個穩定重物39,兩個重物39分別與旋翼軸8間隔開 一定的距離固定到葉片28。
而且，直升機l設有接收裝置，這樣，遙控器可以以一定的距離來控制 直升機l，遙控器未在圖中示出。
作為直升機類型的函數，可通過試驗對角度B、 F和G的最適值和其間 的關係、距離D和E之間的關係、重物39的大小以及主旋翼4和輔助旋翼5 的直徑之間的關係進行研究，以確保最大的自主穩定性。
根據本實用新型的經過改進的直升機的操作如下
在飛行時，以某種速度驅動旋翼4、 5和6，這樣就產生與這些旋翼相 關的氣流，進而主旋翼產生向上的力以使直升機上升或下降或保持某種高 度，且尾部旋翼6產生橫向力，這種橫向力用於操縱直升機。
主旋翼4不可能進行自身調節，而且它會在其已經啟動的平面14中轉 動，這個平面通常是水平平面。如果不受控制，在陀螺進動、湍流和其它因 素的影響下，主旋翼4會處於並不希望的任意位置。
輔助旋翼5的旋轉表面可相對於主旋翼8的旋轉表面14形成另一個傾 角，這樣，旋翼5和4均可以相對於旋翼軸8形成另一個傾角。
這種傾角的差異可在任何內部或外部力或任何擾動中出現。
在直升機1穩定盤旋的情況下，並且在空中並無任何擾動的內部或外部 力的地點，輔助旋翼5在基本上垂直於旋翼軸8的平面中保持轉動。
不過，如果由於任何擾動的原因而將機體2推動而失去平衡且旋冀軸8轉動而離開其平衡位置，那麼輔助旋翼5並不立即跟隨這種移動，因為輔助 旋翼5能夠自由地繞著擺動軸30移動。
以這樣的方式相互放置主旋翼4和輔助旋翼5,艮卩，在調節螺旋槳葉片 12的俯仰角或衝角A時使輔助旋翼5的擺動運動立即轉變。
對於具有兩個葉片的主旋翼4來講，這就意味著旋翼4和5的螺旋槳葉 片12和葉片28必須基本上平行，或者從旋轉方向R來看，在主旋翼4較大 且輔助旋翼5較小的情況下，螺旋槳葉片12和葉片28相互成銳角，如10
對於任何直升機1或者每一類型的直升機來講，這個角度可通過試驗計
算或確定。
如果旋轉軸線8形成另一個傾角，該傾角不同於前面所提及的對應於直
升機l盤旋時的平衡位置的傾角，那麼就出現以下情況
第一種效果是輔助旋翼5首先會試圖保持其絕對傾角，這樣，與旋翼軸 8相關的輔助旋翼5的旋轉表面的相對傾角發生變化。
因此，杆31會調節嫘旋槳葉片12的衝角A,這樣嫘旋槳葉片12的向 上力就會在主旋翼4的一側增加並會在這個主旋翼的完全相對的另一側降低。
由於對主旋翼4和輔助旋翼5的相對位置進行選擇以獲得相當快捷的效 果，所以向上力的這種變化確保將旋翼軸8和機體12推回到它們原來的平
衡位置。
第二種效果是，由於葉片28的遠端和主旋翼4的旋轉平面14之間的距 離不再相等，並且由於葉片28產生向上的力，所以在主旋翼4和輔助旋翼5 之間所產生的壓力在主旋翼4的一側大於完全相對的另一側。
第三種效果在直升機由於擾動的原因而開始向前面、後面或者側面傾斜 時起作用。正如在鐘擺情形中一樣，將會使直升機傾向於返回其原來的位 置。對於已知的配有穩定杆的直升機來講，這種鐘擺效應並不產生任何失穩 的迴轉力，其中該穩定杆橫過主旋翼的螺旋槳葉片。第三種效果起到加強第 一種和第二種效果的作用。
這些效果具有不同的起因但具有類似的特性。它們相互加強以自動修正 直升機1的平衡位置，而無需飛行員的任何介入。
尾部旋翼6以擺動方式定位並提供另外的穩定，並且可以使尾部旋翼6 承擔陀螺儀的功能，陀螺儀的功能經常在現有的直升機中使用，如模型直升機。在有擾動的情況下，機體2可開始繞著旋翼軸8旋轉。因此，尾部旋翼 6以在某一種方向或者另一種方向的角度繞著擺動軸21轉動。這是由於陀 螺進動的原因，由於尾部旋翼6繞著旋翼軸8旋轉，所以陀蠊進動作用於正 在旋轉的尾部旋翼6。角位移是擾動幅度的函數，並因此而是機體2繞著旋 翼軸8的旋轉的函數。這由傳感器27來測定。傳感器27的信號由計算機的控制箱所採用來消除故障並調節尾部旋翼 6的推力，以消除由於擾動的原因而導致的尾部旋翼6的角位移。這可以根據直升機的類型通過調節尾部旋翼6的速度來進行和/或通過 調節尾部旋翼6的嫘旋槳葉片的衝角來實施。若有必要，本實用新型的這個方面可以分開來使用，如輔助旋翼5的方 面可以分開來使用，例如，在圖7中所示出的那樣，圖7示出了根據本實用 新型的直升機1，直升機1具有與輔助旋翼5結合的主旋翼4,但直升機1 的尾部旋翼6是常規類型，即尾部旋翼6的軸並不能夠在擺動件中轉動，而 用軸承安裝並與尾部3相關。在實踐中，這兩個方面的組合能夠產生一種直升機，這種直升機在任何 方向上和任何飛行條件下均非常穩定，而且易於控制，甚至經驗很少或沒有 經驗的人也可以控制。顯然，主旋翼4和輔助旋翼5不必製成剛性整體。螺旋槳葉片12和葉 片28也可以設置在旋翼頭7上，以將它們安裝並能相對分開地旋轉。在這 種情況下，例如，可以使用兩個杆31來每次將一個螺旋槳葉片12連接到一 個葉片28。顯然，若有必要，接頭和鉸接接頭還可以以其它方式而不是以所示出的 方式來實現，例如，通過撓曲柔性元件來實現。在主旋翼4具有兩個以上螺旋槳葉片12的情況下，優選地，應確保至 少一個螺旋槳葉片12基本上平行於輔助旋翼的葉片28中的一個。優選將主 旋翼4的接頭製成球形接頭或心軸15,該球形接頭或心軸15基本上橫過輔 助旋翼15的擺動軸30的軸線，並且基本上在所連接的一個螺旋槳葉片12 的縱向方向上延伸，該所連接的一個螺旋槳葉片12基本上平行於葉片28。本實用新型並不僅限於以示例方式描述的和在圖中所示出的實施例。可
對尺寸、範圍和特徵進行各種各樣的變化。例如，可以使用所提供的電動機 以外的其它形式的動力源。旋翼可設有多個不同的葉片。
根據本實用新型的直升機可製成多種形狀和尺寸而仍在本實用新型的 範圍之內。在此意義上，雖然在某些意義上將直升機描述為玩具直升機或模
同的直升機之中
權利要求1.一種直升機，包括具有尾部的機體；主旋翼，所述主旋翼具有螺旋槳葉片並由旋翼軸驅動且鉸接安裝在所述旋翼軸上，以使所述主旋翼的旋轉平面與所述旋翼軸之間的角度可以變化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼軸驅動，所述第二旋翼軸橫過所述主旋翼的旋翼軸；輔助旋翼，所述輔助旋翼由所述主旋翼的旋翼軸驅動並設有兩個葉片，所述兩個葉片基本上與它們的縱向軸線成直線延伸，在主旋翼的旋轉方向，所述縱向軸線基本上平行於主旋翼的至少一個螺旋槳葉片的縱向軸線或者相對於所述軸線成相當小的銳角，所述輔助旋翼以擺動關係安裝在擺動軸上，所述擺動軸設置成基本上橫過主旋翼的旋翼軸並且基本上橫過所述葉片的縱向軸線，且所述主旋翼與所述輔助旋翼用機械連杆相互連接，以使所述輔助旋翼的擺動運動控制所述主旋翼的至少一個螺旋槳葉片的衝角。
2. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於所述主旋翼包括基本上相互成 直線的兩個螺旋槳葉片。
3. 如權利要求1或2所述的直升機,其特徵在於:所述主旋翼的螺旋槳葉片、 所述輔助旋翼的葉片分別基本上剛性地相互連接，且所述主旋翼的接頭用心 軸形成，所述心軸被固定成橫過所述主旋翼的旋翼軸並且基本上橫過所述輔 助旋翼的擺動軸的軸線。
4. 如權利要求3所述的直升機，其特徵在於所述主旋翼的心軸基本上在所 述主旋翼的螺旋槳葉片的縱向方向延伸，其中所述縱向方向平行於所述葉片 中的一個，所述主旋翼的心軸或者位於與所述縱向方向成銳角的位置。
5. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於所述機械連杆包括杆，所述杆 通過一個緊固點鉸接安裝到所述輔助旋翼的葉片，並通過另一個緊固點鉸接 安裝到所述主旋翼的螺旋槳葉片，所述主旋翼的嫘旋槳葉片與所述葉片中的 一個平行或者與所述葉片成銳角。
6. 如權利要求5所述的直升機，其特徵在於所述杆的緊固點位於所述主旋 翼上並與所述主旋翼的螺旋槳葉片的心軸的軸線間隔開，且所述杆的另一個 緊固點位於所述輔助旋翼上並與所述輔助旋翼的擺動軸的軸線間隔開。
7. 如權利要求6所述的直升機，其特徵在於所述主旋翼上的杆的緊固點與 所述主旋翼的螺旋槳葉片的心軸的軸線之間的距離大於所述輔助旋翼上的 杆的緊固點與所述輔助旋翼的擺動軸的軸線之間的距離。
8. 如權利要求6或7所述的直升機，其特徵在於所述主旋翼上的杆的緊固點與所述主旋翼的螺旋槳葉片的心軸的軸線之間的距離約為所述輔助旋翼 上的杆的緊固點與所述輔助旋翼的擺動軸的軸線之間的距離的兩倍。
9. 如權利要求5所述的直升機，其特徵在於所述杆固定到槓桿臂，且其緊 固點分別為所述主旋翼和所述輔助旋翼的一部分。
10. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於在旋轉方向上，所述輔助旋 翼的葉片的縱向軸線位於與所述主旋翼的螺旋槳葉片中的一個的縱向軸線 形成的約10度角的範圍內。
11. 如權利要求l所述的直升機，其特徵在於在旋轉方向上，所述主旋翼 的螺旋槳葉片中的一個的縱向軸線位於與螺旋槳葉片的心軸的軸線形成的銳角內。
12. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於所述輔助旋翼的直徑小於所 述主旋翼的直徑。
13. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於所述輔助旋翼設有穩定重物， 這些重物分別固定到葉片。
14. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於所述尾部旋翼由擺動件支撐, 且其旋翼軸可繞著擺動軸旋轉，所述擺動軸基本上按照所述直升機的機體的縱向方向延伸。
15. 如權利要求1所述的直升機，其特徵在於傳感器確定所述擺動件繞著 所述擺動軸的相對角位移，且所述角位移用作微處理器的輸入信號，所述微 處理器控制所述主旋翼的驅動裝置和所述尾部旋翼的驅動，其中所述角位移 作為穩定裝置算法的函數。
16. 如權利要求15所述的直升機，其特徵在於所述傳感器包括固定到所述 擺動件的磁體和磁傳感器，該磁傳感器固定到直升機的尾部並與所述磁體的 擺動路徑相對。
17. 如權利要求14至16中任意一項所述的直升機，其特徵在於在所述擺 動件與所述尾部之間設有彈簧，在靜止狀態，所述彈簧將所述擺動件保持在中心位置。
18. —種直升機，包括具有尾部的機體；旋翼，所述旋翼具有嫘旋槳葉片 並由旋翼軸驅動且安裝在所述旋翼軸上，以使所述旋翼的旋轉平面與所述旋 翼軸之間的角度可以變化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼軸驅動，所 述第二旋翼軸橫過所述旋翼的旋翼軸；其中，所述尾部旋翼由擺動件支撐， 且其旋翼軸可繞著擺動軸旋轉，所述擺動軸基本上按照所述直升機的機體的 縱向方向延伸。
19. 如權利要求18所述的直升機，其特徵在於傳感器確定所述擺動件繞著 所述擺動軸的相對角位移，且所述角位移用作微處理器的輸入信號，所述微 處理器控制所述主旋翼的驅動裝置和所述尾部旋翼的驅動，其中所述角位移 作為穩定裝置算法的函數。
20. 如權利要求19所述的直升機，其特徵在於所述傳感器包括固定到所述 擺動件的磁體和磁傳感器，該磁傳感器固定到直升機的尾部並與所述磁體的 擺動路徑相對。
21. 如權利要求18至20中任意一項所述的直升機，其特徵在於在所述擺 動件與所述尾部之間設有彈簧，在靜止狀態，所述彈簧將所述擺動件保持在中心位置。
22. —種直升機，包括具有尾部的機體；主旋翼，所述主旋翼具有蠊旋槳 葉片並由旋翼軸驅動且安裝在所述旋翼軸上，以使所述主旋翼的旋轉平面與 所述旋翼軸之間的角度可以變化；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼軸驅 動，所述第二旋翼軸橫過所述主旋翼的旋翼軸；輔助旋翼，所述輔助旋翼由 所述主旋翼的旋翼軸驅動並設有兩個葉片，並且所述主旋翼與所述輔助旋翼 用機械連杆相互連接，以使所述輔助旋翼的運動控制所述主旋翼的至少一個 螺旋槳葉片的衝角。
專利摘要一種直升機，這種直升機具有主旋翼，這種主旋翼具有螺旋槳葉片並由旋翼軸驅動且鉸接安裝到所述旋翼軸。所述主旋翼的旋轉表面與所述旋翼軸之間的角度可以變化。擺動軸上的擺動方式基本上橫過主旋翼的旋翼軸並且橫過葉片的縱向軸線。所述主旋翼與所述輔助旋翼用機械連杆相互連接。輔助旋翼的擺動運動控制所述主旋翼的至少一個螺旋槳葉片的衝角(A)。
文檔編號A63H27/18GK201012293SQ200720001848
公開日2008年1月30日 申請日期2007年1月15日 優先權日2006年1月19日
發明者A·J·M·范德羅斯蒂恩 申請人:銀輝玩具製品廠有限公司