專利名稱：帶有對向旋轉(zhuǎn)同軸旋翼而不帶有槳距的周期變化、裝備有飛行姿態(tài)和路徑的空氣動力學(xué) ...的制作方法
帶有對向旋轉(zhuǎn)同軸旋翼而不帶有槳距的周期變化、裝備有 飛行姿態(tài)和路徑的空氣動力學(xué)控制裝置的直升機
背景技術(shù)：
已知在直升機歷史中，帶有對向旋轉(zhuǎn)的同軸旋翼的結(jié)構(gòu)，這兩個旋翼是分離或同 軸的，領(lǐng)先于帶有用于補償扭矩的螺旋槳的單旋翼布置，該螺旋槳位于特意設(shè)置的支承梁 或尾桁的后部。同樣已知后一種結(jié)構(gòu)依照所生產(chǎn)的實例的數(shù)目，后來盛行并仍在盛行，然而當(dāng)與 后者比較時，前者具有顯著的優(yōu)點諸如更高的空氣動力學(xué)效率、旋翼區(qū)域的平面圖中更小 的阻礙以及飛行器更大的可操作性。事實上，存在一定不利影響對向旋轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)推廣的 元件，并尤其是一種旋翼是同軸的元件。至今已知的對向旋轉(zhuǎn)同軸旋翼的主要缺點之一是由用于控制槳葉的旋翼機構(gòu)相 當(dāng)高的復(fù)雜性來表現(xiàn)，尤其考慮到轉(zhuǎn)移至槳距的周期控制變化的兩個旋翼上，以及在沒有 反扭矩螺旋槳時，借助能相對于一個旋翼的推力改變另一個旋翼推力的布置來實現(xiàn)在偏航 軸線上飛行器旋轉(zhuǎn)控制的需要。就相對于前者的旋轉(zhuǎn)速度和/或迎角和/或一個旋翼的槳 葉的空氣動力學(xué)阻力而將后一種布置設(shè)計成區(qū)分以上因素來說，后一種布置尤其要求高且 復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
根本上推翻直升機操作的傳統(tǒng)概念方法的本發(fā)明的第一個目的確切的是，通過除 去這些負(fù)面因素、最大程度簡化飛行器的結(jié)構(gòu)并增加飛行器的機械可靠性，并根據(jù)以下將 更清楚闡明的、通過簡化移動部件和顯著減少飛行器所應(yīng)用的機械和空氣動力負(fù)載、操作 可靠性、消除某些策略的危險方面來克服上述問題。應(yīng)當(dāng)予以注意的是，就目前的現(xiàn)有技術(shù)，在直升機領(lǐng)域中，但也在這種類型飛行器 之前的歷史中，不斷應(yīng)用將對于飛行器在飛行中支承其自身并能在任何所希望的方向上轉(zhuǎn) 移來說同時必要的所有力的產(chǎn)生分配到旋翼系統(tǒng)的觀點。目前通過槳葉槳距的周期變化的已知系統(tǒng)來獲得后一種基本特權(quán)。為實現(xiàn)這些 結(jié)果，已證明有必要為槳葉采用相對輕的結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)能夠在每次轉(zhuǎn)動旋翼時、尤其在飛 行器的平移運動中快速變換其槳距，這使槳葉承受只能描述成縱向和扭轉(zhuǎn)持續(xù)振動的“折 磨”。前幾年已試圖通過為每個槳葉設(shè)置較小主動補償翅片來提供對所述槳葉的持續(xù)機械 應(yīng)力的補救，這些翅片的自動運動往往借助沿著槳葉本身的后緣施加局限在適當(dāng)點中的空 氣動力來減少振動。明顯地，這種補救然而由于需要添加對于實現(xiàn)所希望效果(至少部分 實現(xiàn))來說必要的所有傳感器和執(zhí)行器，還產(chǎn)生槳葉結(jié)構(gòu)方面的另一種復(fù)雜性。目前已知的另一個問題是，除了相當(dāng)大的、麻煩的、轉(zhuǎn)移到結(jié)構(gòu)上并且飛行員和乘 客也能感受到的振動，直升機在幾乎平移飛行時、尤其在居民區(qū)中和處于低海拔時由槳距 的周期變化產(chǎn)生的特殊的、有噪音的跳動。本發(fā)明的另一個目的是克服目前所描述的已知方式的所有問題。根據(jù)本發(fā)明，通過采用創(chuàng)新的技術(shù)方案已實現(xiàn)上述目的，在該技術(shù)方案中專門分配給旋翼系統(tǒng)維持航行器的唯一功能，然而能夠引起和支配任何方向上的平移運動的力的 產(chǎn)生與控制專門由一些控制面來承擔(dān)，這些控制面在下述中被稱為“副翼”，施加到機身的 基座并由飛行員用較小和較慢的共同協(xié)調(diào)的運動來運動。有利地，根據(jù)本發(fā)明，旋翼系統(tǒng)包 括兩個對向旋轉(zhuǎn)同軸旋翼，這兩個旋翼專門備有調(diào)節(jié)總距的裝置、而不具有調(diào)節(jié)周期距的
直ο


從確保詳細(xì)描述和參考附圖可獲得更好地理解本發(fā)明，附圖僅用非限制性例子說 明本發(fā)明的一個較佳的實施例。在附圖中圖1示出根據(jù)本發(fā)明的直升機的一種可能的實施例的總體外視圖；圖2示出具有創(chuàng)新的運動作用鏈的三個控制機構(gòu)在機身內(nèi)一個可能的位置和共 同定位；圖3更詳細(xì)地示出對應(yīng)于所述控制機構(gòu)的結(jié)構(gòu)；圖4具體示出運動鏈，該運動鏈從總距控制桿開始，該控制桿設(shè)置在飛行員左側(cè) 的常規(guī)位置中，該飛行員用其左手移動桿，并且運動鏈終止在簡化的、控制所有槳葉迎角的 旋翼頭上；圖5具體示出由控制桿或操縱桿控制的控制鏈，控制桿或操縱桿設(shè)置在通常用右 手移動的飛行員前方的常規(guī)位置中；圖6是位于控制桿或操縱桿附近的主要機械構(gòu)件中的一些的放大圖，這些構(gòu)件收 集并轉(zhuǎn)換控制桿或操縱桿的運動從而將這些運動正確地傳送至兩個后副翼；圖7示出存在于(如由飛行員施加的)控制桿向前的運動和由兩個后副翼所呈相 應(yīng)位置之間的關(guān)系；圖8與圖7相似，示出存在于(如由飛行員施加的)桿的向后運動與由兩個后副 翼所呈相應(yīng)位置之間的關(guān)系；圖9示出存在于(如由飛行員施加的)桿的向右運動與由兩個后副翼所呈相應(yīng)位 置之間的關(guān)系；圖10示出存在于(如由飛行員施加的)桿的向左運動與由兩個后副翼所呈相應(yīng) 位置之間的關(guān)系；圖11替代地示出位于飛行員前方下面的常規(guī)位置中的踏板或方向舵的操作機 理，該飛行員用腳控制踏板來控制前副翼位置。
具體實施例方式根據(jù)本發(fā)明的特有特征，可設(shè)想對向旋轉(zhuǎn)的同軸旋翼不受槳距的周期性變化因 此有利的是，將槳葉的結(jié)構(gòu)加強到為槳葉生產(chǎn)所采用的技術(shù)和構(gòu)建過程所允許的最大程度 是可能的，且此外有利的是，使用附加的末端質(zhì)量裝備所述槳葉是可能的，這些末端質(zhì)量除 了保持槳葉由旋轉(zhuǎn)時的離心力進(jìn)一步加勁，還能使旋翼積聚更多動能，這在飛行可能的危 急條件下、尤其在自動駕駛的操縱中變得非常有用。關(guān)于上述的控制面或副翼，根據(jù)本發(fā)明，它們較佳地數(shù)目為三(圖1)。尤其是，兩個副翼2和3相對于飛行器的縱軸線對稱地布置在機身的后部，兩個這兩個副翼具有位于 經(jīng)過飛行器重心的水平面中的各旋轉(zhuǎn)軸線。飛行員通過傳統(tǒng)控制桿8來控制副翼的運動， 所述控制桿8根據(jù)本發(fā)明僅執(zhí)行該功能。第三副翼1替代地布置在機首、確切地在直升機的縱軸線上，并且第三副翼也具 有位于經(jīng)過飛行器重心的水平面中的自身旋轉(zhuǎn)軸線并能由飛行員借助踏板10-11致動，該 踏板根據(jù)本發(fā)明執(zhí)行此單個且特定的功能。此外，飛行員還有致動飛行器所裝備的總距控制桿9的任務(wù)，這可在圖2和3和用 于控制姿態(tài)的所有運動鏈的全景視圖中見到。關(guān)于在本發(fā)明中所設(shè)想的，所述總距控制桿 僅執(zhí)行并專門執(zhí)行同時并相等變化兩個旋翼槳葉迎角的功能。如將在下述中清晰顯現(xiàn)的那樣，此功能與也在所有其它現(xiàn)有技術(shù)的直升機中所執(zhí) 行的大體相同，但在本發(fā)明中有利地僅以非常簡化的方式出現(xiàn)。直升機的所有其它諸如以下構(gòu)件是大體已知的類型例如發(fā)動機、傳動裝置和存 在于發(fā)動機與用于控制旋翼的軸之間的退耦鏈，以及通常倒轉(zhuǎn)同心軸的旋轉(zhuǎn)方向的齒輪 系；且該直升機具有帶有現(xiàn)有技術(shù)已知的兩個對向旋轉(zhuǎn)的同軸旋翼的直升機所固有的特
點ο根據(jù)本發(fā)明，所提及的三種操作，即兩個桿8-9和踏板10-11，雖然基本上與存在 于當(dāng)今直升機上的那些是類似的并對于任何飛行員已是熟悉的，但控制不同于傳統(tǒng)構(gòu)件的 構(gòu)件。在根據(jù)本發(fā)明所設(shè)的每個新的控制構(gòu)件的操作與結(jié)構(gòu)的詳細(xì)解釋中，還將解釋由 這些構(gòu)件產(chǎn)生的空氣動力效應(yīng)。在圖1中示出本發(fā)明的基本的和特別的專門元件，這些元件首先是三個副翼，這 些副翼布置在平行于旋翼的固定旋轉(zhuǎn)平面并經(jīng)過飛行器的重心的水平面中飛行器的基座 處。在定點靜止飛行的條件中，所述副翼的翼弦被保持平行于旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線，或換言之， 與旋轉(zhuǎn)平面正交。位于機首處的副翼在下述中將被稱為“前副翼” 1。對稱布置在機尾的兩 個副翼在下述中將被分別稱為右副翼2和左副翼3。在相同的圖1中指出裝配在兩個不 同的對向旋轉(zhuǎn)同心軸上的頂部旋翼4和底部旋翼5。類似地在圖1中示出，在旋翼的每個 槳葉的端部處有較重的空氣動力槳體6，該槳體6除了大幅增加整個旋翼系統(tǒng)的慣性矩，還 具有通過旋轉(zhuǎn)時的離心力對各槳葉進(jìn)一步加勁的功能，從而能使旋翼系統(tǒng)積聚相當(dāng)大的動 能，尤其是在發(fā)動機的部件上有推力的旋轉(zhuǎn)時。還應(yīng)當(dāng)予以注意的是，在所述的技術(shù)方案中，使用所述較重的末端槳體6，盡管在 直升機領(lǐng)域中已知，被證實是尤其有利的并易于精確生產(chǎn)，這是因為槳葉不受由周期距控 制產(chǎn)生的迎角的持續(xù)變化，但根據(jù)本發(fā)明這是完全不存在的。事實上，圖3中示意示出的、 根據(jù)本發(fā)明的控制旋翼系統(tǒng)的單元包括兩個旋轉(zhuǎn)但不擺動的板，這些板的功能將在下述中 詳細(xì)解釋。所述單元從總距控制桿9開始，并到達(dá)旋翼控制頭。主控制桿8的運動鏈在相 同的圖3中示出，運動鏈從主控制桿8開始并能夠以協(xié)調(diào)方式控制兩個后副翼，即右副翼2 和左副翼3的傾斜。再次在圖3中示出踏板的操作，這些踏板設(shè)置在面對直升機機首的飛行員的前 方。通過右踏板10和左踏板11修改前副翼1的傾斜度。圖4能詳細(xì)分析總距控制運動鏈，該運動鏈可以是直接的(如在附圖中所示那樣)
7或設(shè)想插入已知類型的、可能對于減少飛行員所出的力來說必要的伺服機構(gòu)。運動鏈源自 總距控制桿9，控制桿9通常設(shè)置在能向上或向下移動桿的飛行員左側(cè)。圖4中該控制桿 9表示在中間位置，即促使所有槳葉同時相對于每個旋翼的旋轉(zhuǎn)平面呈零幾何迎角的位置， 從而當(dāng)飛行器擱置在地面上時不產(chǎn)生支持力。從分析所述總距控制運動鏈的性能開始，可能容易注意到通過相對于桿9固定的 臂12移動拉桿13是有可能的，該拉桿13引起直角傳動桿(或L桿)15旋轉(zhuǎn)，而該傳動桿 15在控制鉸接拉桿17的銷16上樞轉(zhuǎn)?？紤]到能通過總距控制桿9施加到拉桿17上向上 或向下的軸向運動，鉸接拉桿17控制控制頭18向上或向下位移，該控制頭18裝備有兩個 軸承19和20，這兩個軸承在相對于圓柱體22固定的底部凸緣21上滾動。所述圓柱體或 “套管” 22在外部同心軸23上軸向自由滑動但相對于其固定轉(zhuǎn)動，這是因為圓柱體或“套 管” 22由相對于套管22本身固定的縱向桿M和25向前拉出。所述縱向桿M-25自由穿過剛性固定于所述軸23的底部旋翼的頭部沈，從而在所 述頭部沈內(nèi)軸向上自由滑動并由頭部沈向前拉動旋轉(zhuǎn)。盤27也剛性地裝配到套管22上，并因此跟隨由軸23借助桿M和25通過頭部沈 控制的旋轉(zhuǎn)和由控制頭18控制的頭部沈的軸向平移，這也傳遞到套管22上。鉸接拉桿觀 和四以鉸接方式錨定在盤27上，該鉸接拉桿觀和四移動連接至拉桿的底部旋翼的各個 槳葉的后緣并與盤27完美地同步轉(zhuǎn)動，就拉桿的轉(zhuǎn)動來說，雖然是間接地、由外部軸23本 身進(jìn)行轉(zhuǎn)動。根據(jù)本發(fā)明，底部旋翼的槳葉裝配到軸上，該軸只以一個自由度、即能使其總距變 化的自由度將底部旋翼連接到頭部26。事實上，拉桿觀和四的功能確切的是，將盤27的 平移運動施加到各個槳葉的后緣上，這樣產(chǎn)生旋翼本身的每個槳葉迎角的變化。根據(jù)本發(fā)明的特別特點，上述桿M和25將槳距變化的相同平移運動一體地也傳 送到頂部旋翼，該頂部旋翼與底部旋翼共用相同的軸線并相對于底部旋翼對向旋轉(zhuǎn)。尤其地，在此所述的較佳的實施例中，所述桿M-25將其軸向平移傳送至外環(huán)31 的內(nèi)盤30，考慮到由推力軸承33產(chǎn)生的退耦作用，桿24-25在與盤30相對的方向上轉(zhuǎn)動。 在所述盤30內(nèi)，內(nèi)軸32自由地且在相對的方向上轉(zhuǎn)動，而無任何機械干涉。因此，板31的 平移運動總是保持與底部凸緣21和已描述的所有元件的運動相同，這些元件相對于板也 相對于彼此固定。頂部旋翼的鉸接拉桿34和35錨定至旋轉(zhuǎn)板31，鉸接拉桿因此與拉桿觀和四完 美地同步移動并由盤27致動，從而產(chǎn)生在頂部旋翼槳葉的后緣上相同的位移，頂部旋翼是 與底部旋翼對向旋轉(zhuǎn)的并與底部旋翼共用相同的軸線。這樣獲得所有槳葉的槳距、即兩個 旋翼的總距的完美同步的變化。應(yīng)當(dāng)予以強調(diào)的是，根據(jù)本發(fā)明另一個特別特點，盤27和旋轉(zhuǎn)板31都不擺動；因 此，沒有槳葉受到過迎角的周期變化。通過跟隨至此所述、相對于總距控制桿9的運動鏈， 從而清晰地顯露出通過向上移動所述桿9來同步產(chǎn)生所有槳葉后緣向下的位移，從而產(chǎn)生 槳葉迎角的增加，這是在絕對方向上幾何的和根據(jù)飛行的瞬時條件空氣動力學(xué)的增加。通 過降低桿9本身獲得相反的操作，而所有槳葉迎角共同減小。這些操作因此能控制直升機 的上升和下降。不同于當(dāng)今的飛行器，在這些飛行器中任何方向上的側(cè)面姿態(tài)通過周期距控制來控制，在本發(fā)明中側(cè)向姿態(tài)的管理替代地由兩個后副翼2-3來承擔(dān)，后副翼的瞬時位置由 飛行員通過移動控制桿8通過特定的運動控制鏈直接地(圖幻或借助插入已知類型的伺 服機構(gòu)來確定，該伺服機構(gòu)對于減少飛行員所付出氣力是有必要的。施加在桿8上的控制 通過從控制塊獲得的運動連接的特定順序到達(dá)副翼2和3，該控制塊大體形成在三個持續(xù) 嚙合的錐齒輪之間，該控制塊下述也將被標(biāo)示為“差速塊或結(jié)構(gòu)”，這些塊由所述桿8致動 并在圖5中整體標(biāo)示這些塊。圖6具體表示所述差速塊并作為確保描述差速塊操作的參考。 差速塊由所述桿8形成，垂直L形支架36和中央錐齒輪38相對于該桿固定，該齒輪38通 過自由穿過水平C形支架37的短軸，因此能跟隨施加在桿8上的任何運動。所述中央錐齒 輪38總是與另外兩個側(cè)向錐齒輪、即與右齒輪39和左齒輪40嚙合，這些齒輪構(gòu)成與中央 錐齒輪經(jīng)典的差速結(jié)構(gòu)。所述側(cè)向錐齒輪39和40相對于各個右半軸41和左半軸42的一 端固定，并且側(cè)向錐齒輪39和40與中央錐齒輪38的嚙合由特意設(shè)置的支承或C形支架37 來確保。兩個半軸41和42在支架37上的各個孔中自由轉(zhuǎn)動并又剛性地連接到外部末端 錐齒輪43和44。錐齒輪43和44還使分別控制縱向拉桿47和48的傳動錐齒輪45和46 運動。如可從圖5中見到那樣，縱向拉桿47和48通過等速萬向節(jié)49和50以及另外的 傳動拉桿51和52將由主桿8產(chǎn)生的運動從差速塊分別傳到右副翼2和左副翼3。尤其參考圖6，可能詳細(xì)地理解主控制桿8的位置以何種方式確定后副翼2和3的 位置。為了簡化說明，我們可從飛行員施加到桿上的兩個主運動開始，我們應(yīng)當(dāng)作為參考且 這些主運動是向前一向后位移(縱向)和向左一向右位移(橫向)，這必須對應(yīng)于整個直 升機的相似位移。桿8的任何其它可能的運動只是沿著這兩個主參考軸線的位移分量的向 量和。如果考慮桿向前或向后的位移，立即可以注意到(圖6)，通過由主桿元件8、L形 支架36和中央錐齒輪38形成的固定組件產(chǎn)生C形支架37向前或向后的旋轉(zhuǎn)，而齒輪38 相對于C形支架37不作任何旋轉(zhuǎn)運動。在所述條件下，與中央錐齒輪38嚙合的側(cè)向錐齒 輪39和40將與支架37 —同旋轉(zhuǎn)，這將齒輪39和40以相同角度拉到相同方向上，而不在 它們之間產(chǎn)生任何相對運動。這是由以下事實得出的齒輪38相對于支架37沒有相對運 動。同樣道理，兩個相對于側(cè)向錐齒輪39和40固定的半軸41和42將以由飛行員施加到 主桿8上的相同的角度向前或向后旋轉(zhuǎn)，好像它們是一根固定軸一樣?？紤]到這個事實，可 以注意到，替代地，錐齒輪45和46相對于彼此在相反方向上轉(zhuǎn)動，該錐齒輪45和46分別 與裝配在對應(yīng)半軸的相對末端處的齒輪43和44嚙合。無變化地傳遞到兩個后副翼2-3上的所述相反方向上的旋轉(zhuǎn)、另稱為“成對物”的 最后效果可從圖7和8中注意到。在圖7中表示當(dāng)飛行員一直向前推桿時由后控制副翼所 呈現(xiàn)的位置。在這種控制姿態(tài)中，從飛行員的位置看，齒輪45以與桿轉(zhuǎn)動的相同角度逆時 針轉(zhuǎn)動，盡管齒輪46也以相同角度轉(zhuǎn)動，但是以順時針方向。這些旋轉(zhuǎn)通過傳動拉桿47、 51和48、52和等速萬向節(jié)49、50無變化地直接傳遞至后副翼2_3，并引起對應(yīng)頂部前緣彼 此接近，且底部前緣彼此遠(yuǎn)離移動，即兩個副翼相對于機身側(cè)岔開?？紤]到下降的垂直旋翼流撞擊到這兩個副翼上，每個副翼在旋翼流上產(chǎn)生偏離， 該偏離相對于另一個副翼產(chǎn)生的偏離鏡像對稱。假設(shè)副翼的旋轉(zhuǎn)軸線的位置與飛行器的縱 軸線成一角度，副翼2使旋翼流向前并向右偏離，而左副翼使旋翼流相對于機身的縱軸線鏡像向前并向左偏離。在這些條件下，右分量和左分量彼此抵償，而向前分量將疊加。根據(jù)本發(fā)明，按照作用力和反作用力原理，它們的合力將施加到飛行器的重心上， 該力傾向于使飛行器向后移位，并且由位于其重心上的兩個旋翼的力維持的整個飛行器將 通過向前傾斜來作出反應(yīng)。這種新姿態(tài)將產(chǎn)生旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線以及因此它們(互相平行 的)旋轉(zhuǎn)平面的相應(yīng)的傾斜，考慮到目前所述的飛機的構(gòu)造和建造的方式，這些旋轉(zhuǎn)平面 始終與旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線保持正交。得到朝向飛行器機首定向的旋翼流的推力分量的形成，該推力分量產(chǎn)生飛行器向 前的位移，即由飛行員實現(xiàn)在主桿8上并在此分析開始時檢查的向前移位的操縱方向上。根據(jù)相對于目前所表示并闡釋的機理，桿一直向后的移位對稱地產(chǎn)生后副翼2和 3如在圖8中所示的相反方向上相等的旋轉(zhuǎn)，在圖中可注意到的是，后副翼這樣轉(zhuǎn)動使相應(yīng) 頂部前緣彼此遠(yuǎn)離移動，而底部后緣彼此接近。在這些條件中，下沉的旋翼流相對于飛行器 的重心向內(nèi)和向后偏離。按照反作用，飛行器的重心經(jīng)歷朝向機首向前的推動，這將產(chǎn)生飛 行器本身和槳葉旋轉(zhuǎn)平面的向后的傾斜，即確切地在由飛行員用主桿8操縱的方向上。替代地，為了理解在主桿8向右或向左移位時發(fā)生什么，有必要再次參考圖6。當(dāng)桿8向左或向右轉(zhuǎn)動時，水平的C形支架37保持靜止，而L形支架36相對于桿 本身固定轉(zhuǎn)動因此，固定連接至桿的錐齒輪38也以相同的角度運動。所述齒輪38將本身 旋轉(zhuǎn)運動傳遞至側(cè)向錐齒輪39和40中的每個齒輪，這些側(cè)向錐齒輪明顯地將以彼此相反 的方向旋轉(zhuǎn)，從而錐齒輪38與側(cè)向錐齒輪一起拉動各個半軸41和42以及因此外齒輪43 和44。在這種情況下，外齒輪43和44將在與其相嚙合的齒輪45和46上施加相同方向上 的旋轉(zhuǎn)在定點的情況下，當(dāng)桿8向右移位時，齒輪45和46都將以逆時針方向轉(zhuǎn)動，當(dāng)桿8 向左移位時，齒輪45和46都將以順時針方向轉(zhuǎn)動。明顯地也將由相對于齒輪45和46固 定的軸47和48以及由后副翼2和3通過傳動鏈的剩余部件來跟隨所述旋轉(zhuǎn)。根據(jù)本發(fā)明，后副翼2和3在將桿8向前/向后移位的情況下以共軛運動運動，在 主桿8向左或向右移位的情況下，后副翼2和3將以協(xié)調(diào)的運動、但在相對于桿本身運動的 相反方向上運動。在圖9和10中表示在主桿8向左和向右的兩個終位所獲得的結(jié)果。在桿向右和向左移的兩種情況中，可以注意到C形支架37保持靜止。在圖9中， 我們可以看到，當(dāng)桿一直向右移位時(考慮到如飛行員所見的運動)，副翼的頂部前緣都向 飛行器的左側(cè)轉(zhuǎn)動。在這種情況下，偏離的旋翼流的主要分量朝向飛行器的右側(cè)定位，從而 使重心移位并將其向左轉(zhuǎn)動且使飛行器向右傾斜，即傾斜到所希望的一側(cè)。如果考慮圖9，可以立即注意到右副翼2使旋翼流向右和向前偏離，而左副翼2使 旋翼流向右和向后偏離。因此，除了向右的合力，該合力通過反作用在直升機上產(chǎn)生推力并 考慮到所述推力離開重心的距離產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)，還有在重心上產(chǎn)生讓直升機趨于向右轉(zhuǎn)動的力 矩的一對力。在圖10中表示相反的條件，該條件的解釋應(yīng)當(dāng)現(xiàn)在是明顯的，在圖10中桿一直向 左傾斜，副翼都向飛行器的右側(cè)傾斜，從而推動重心并引起其向右轉(zhuǎn)動并使整個飛機向左 傾斜，即又一次在由飛行員控制的方向上。應(yīng)當(dāng)予以注意的是，由于后副翼相對于重心向后設(shè)置，如由圖1清楚地顯現(xiàn)的那 樣，而響應(yīng)于向前一向后的操縱，飛行器在實現(xiàn)側(cè)向操作、或引入側(cè)向分量時將有效率地向前或向后移動，給定翅片的位置，還在飛行器上引入偏航軸線上、就其本身有利于轉(zhuǎn)動的旋 轉(zhuǎn)分量。桿上引起的側(cè)向位移越大，所述旋轉(zhuǎn)就愈發(fā)加重得多，從而趨于增加轉(zhuǎn)動速度。雖 然希望將飛機快速傾斜到兩側(cè)中的一側(cè)上，在飛行員希望避免偏航軸線上同步的過度旋轉(zhuǎn) 的情況下，飛行員能通過借助踏板如所希望地減少轉(zhuǎn)動速度來補償所述瞬間的姿態(tài)，從而 以該轉(zhuǎn)動速度對前副翼進(jìn)行適當(dāng)轉(zhuǎn)動，并因此精確地獲得所希望的路徑。如果替代地，飛行 員僅施力到踏板上從而保證桿在中間位置并居中，則他將以類似于目前在裝備有用于控制 偏航軸線上姿態(tài)的系統(tǒng)的直升機(那些具有垂直設(shè)置的尾旋翼的直升機)中發(fā)生的方式， 即以不同于已經(jīng)描述的方式來獲得相對于飛行器的偏航軸線的簡單旋轉(zhuǎn)。在圖11中示出用于控制只控制前副翼的(旋轉(zhuǎn))位置的踏板的機理。如可見地， 踏板組由兩個踏板形成，即對于飛行員可用的右踏板10和左踏板11，該飛行員能用他的腳 來移動這些踏板。具有相應(yīng)的L形支架49和50的所述踏板與橫向臂51和52 —起形成伸 縮式平行六面體的一部分。相對于臂52固定的錐齒輪53使錐齒輪M運動，并通過錐齒輪 54使軸55和剛性連接到軸55的前副翼1運動。所述控制鏈可以是簡單和直接的，如在附 圖中所表示的那樣，或設(shè)想插入減少飛行員施力的已知類型的可能的伺服機構(gòu)。活動拉桿 的伸縮式布置使踏板能實現(xiàn)平行的來回運動，而在齒輪53和所述控制鏈的其它元件上引 起旋轉(zhuǎn)。從分析該設(shè)備的運動學(xué)開始，可以看到通過向前推動右踏板10，從上看的話，齒輪 53在逆時針方向上轉(zhuǎn)動，并且從前看，通過齒輪53向前拉的齒輪M在順時針方向上轉(zhuǎn)動， 從而通過軸55產(chǎn)生向前副翼1的頂部前緣右側(cè)的傾斜，或如果如此是較佳的，若從飛行員 位置來看前副翼1的旋轉(zhuǎn)在順時針方向上。當(dāng)前副翼1在所述位置，相對于飛行器的結(jié)構(gòu)傾 斜時，明顯的是前副翼使旋翼流偏離到直升機的左側(cè)。在這些條件下，如果桿保持在中心， 飛機將在偏航軸線上向右轉(zhuǎn)動，即在被壓的踏板一側(cè)上轉(zhuǎn)動。通過對左踏板操作將獲得一種類似但相反的行為。上述分析是在只對踏板進(jìn)行操作的假設(shè)下作出的。在相反的情況中，如果同時操作踏板10-11與操作主桿8，在根據(jù)由飛行員所作選 擇的控制效率中獲得修改，從而使任何可能類型的操作行為，特別在轉(zhuǎn)動時變得自動且確定。在對根據(jù)本發(fā)明在其普通操作中用于控制所設(shè)飛行器姿態(tài)的元件的結(jié)構(gòu)性說明、 以及在控制機構(gòu)上執(zhí)行的操縱效果詳盡闡釋后，留給我們描述在飛行特殊情況下、通常被 稱為自動駕駛以及體現(xiàn)為部分或完全缺乏由發(fā)動機施加的牽引力的情況下無法避免的條 件下的性能。還在這種情況中，根據(jù)本發(fā)明的飛行器的性能特點超出并基本上提高同級別 的其它現(xiàn)存飛行器的可能性。這是由于兩個特定的基本元件而獲得首先，考慮引起所有槳 葉同時呈顯著的負(fù)迎角的可能性；第二，考慮存在用于在每個槳葉末端局部增加重量的上 述塊6。事實上應(yīng)當(dāng)予以注意的是，在現(xiàn)今的直升機中并在目前已知的這種類型的飛行器 中，引起用于維持飛行器旋翼的槳葉呈顯著的負(fù)迎角是完全不可能的。這種不可能性是由 于由存在周期距控制所表現(xiàn)的阻礙。在現(xiàn)今的直升機中，自動駕駛中的失速條件，如果失速 發(fā)生，幾乎總是被證明是退化的和不可修復(fù)的，無論飛行的高度和姿態(tài)如何，從而導(dǎo)致飛行 器的墜落。對于任何目前流通中的飛機存在施加在飛行員身上有責(zé)任去避免或減少到最小程度的規(guī)定圖，給定飛行條件，從而確切地避免這些嚴(yán)重的、通常是致命的失速問題的發(fā) 生。就在航空行話中所述曲線表被定義為“死人曲線”來說，所述曲線對于任何直升機飛行 員來說是悲劇地已知的。借助本發(fā)明和對于飛行員部分最小程度的關(guān)注，無論飛行器維持的高度和姿態(tài)如 何，這種嚴(yán)重問題可能發(fā)生的真實可能性實際為零。事實上，由于在槳葉上的末端塊6，由旋 翼儲存的更大動能甚至在沒有發(fā)動機的時候，也可避免旋翼的旋轉(zhuǎn)速度在非常短的時間內(nèi) 諸如在任何情況下跌落，從而避免在飛行員部分上有效的和及時糾正的干預(yù)，從而甚至在 非常低的高度時，留給飛行員安全操控飛機降落的時間和可能性。同樣地，在高空時，阻止 發(fā)動機轉(zhuǎn)速損失的能力保持不變，而提供飛行員新的和可解決的機會去使所有槳葉快速呈 顯著的、甚至大于-45°的負(fù)迎角。這樣，即使飛行器正在失重并發(fā)現(xiàn)其槳葉處于嚴(yán)重氣動失速的條件下，槳葉也能 帶回到層流的條件中，從而恢復(fù)相對于相對下降風(fēng)的空氣動力學(xué)升力，并因此恢復(fù)旋轉(zhuǎn)速 度，從而使飛行員隨后并逐步地能夠重新獲得指定旋轉(zhuǎn)速度，而迎角被帶回到對于自動駕 駛條件中的降落來說正常的值。此處所述的緊急操縱僅對于根據(jù)本發(fā)明的飛行器是可能的，這正好是由于沒有周 期距的控制，而有周期距的控制則使所述操縱變得不可能。然而，還存在飛行的另外一種條件，在這種條件下，此處所述的飛行器克服其它目 前已知的飛行器的限制，并且可以有效地與可以推力換向式飛機相比，而不具有推力換向 式飛機極其高的制造復(fù)雜度或在甚至最小的故障情況下的嚴(yán)重風(fēng)險。事實上，在根據(jù)本發(fā) 明所描述的飛行器裝備有充足動力的發(fā)動機的情況下，在飛行器的速度高于任何現(xiàn)今直升 機能達(dá)到的速度時，只通過控制后副翼2和3的迎角，就可將飛行器帶到幾乎水平的飛行姿 態(tài)。在所述的特定姿態(tài)中，旋轉(zhuǎn)平面幾乎是垂直的旋翼將承擔(dān)傳統(tǒng)的、帶有可變距的對向旋 轉(zhuǎn)螺旋槳的功能，后副翼除了繼續(xù)執(zhí)行其控制姿態(tài)的主要功能外，還將開始形成類似飛機 機翼的空氣動力升力。飛行器隨后可在任何時刻通過簡單減少施加到旋翼的動力并通過控 制后副翼2和3的迎角來再呈現(xiàn)直升機的傳統(tǒng)姿態(tài)。在為飛行的這種另外的可能性預(yù)先布 置的飛行器中，所希望的是有可用的、簡單的機構(gòu)，該機構(gòu)設(shè)計成控制飛行員和可能的乘員 的座位位置、補償機身顯著的旋轉(zhuǎn)并將飛行器的乘客保持在接近垂直的位置中。有利的是，在現(xiàn)已述類型的、在機上無飛行員和/或乘員的飛行器中并不要求所 述設(shè)備。總之并總結(jié)此處包含的概念，關(guān)于甚至在正常飛行條件中施加到結(jié)構(gòu)上和空氣動 力操縱控制上的壓力，可以說本發(fā)明最后使通常不穩(wěn)定和危急得多的直升機的性能接近于 飛機的性能，但直升機保持在非常低速或在固定點處的操縱和飛行的特定可能性，這種性 能對于飛機來說完全是排除的。此外，在有足夠所裝備的運動動力時，它也有適合飛機的特 性。在此處所述的較佳的實施例中，可設(shè)想用于控制槳葉總距的桿9能產(chǎn)生所有槳葉 迎角的同步和共同變化，這種變化對于前角的正迎角來說達(dá)到大于等于12°的值，而對于 前角的負(fù)迎角來說達(dá)到大于45°的值。有利地，根據(jù)本發(fā)明，這只借助控制兩個同軸和對向旋轉(zhuǎn)但無擺動的板的平移來 獲得，這些板形成定位在旋翼附近的旋轉(zhuǎn)元件的一部分并制成借助傳動裝置在各軸上滑動，該傳動裝置直接地或通過插入伺服機構(gòu)從先前描述的總距控制桿9中來并在旋翼的每 個槳葉上完美地同步起作用從而變化旋翼槳葉的迎角。
權(quán)利要求
1.一種帶有對向旋轉(zhuǎn)的支持旋翼G，5)的飛行器，其特征在于，所述飛行器組合地包括-用于變化總距的裝置，即同時將一種相同變化施加至所述旋翼G，5)的所有槳葉的 迎角；以及-用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置，所述用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置通過借助支 持旋翼風(fēng)產(chǎn)生適當(dāng)?shù)目諝鈩恿?，消除用于變化旋翼本身槳葉的周期距的裝置的存在需要。
2.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述對向旋轉(zhuǎn)旋翼由共用相同軸線的 頂部旋翼(4)和底部旋翼(5)構(gòu)成。
3.如權(quán)利要求1或2所述的飛行器，其特征在于，所述旋翼0，5)的槳葉裝備有附加 的、具有空氣動力形狀的末端塊，所述末端塊除了保持所述旋翼槳葉由旋轉(zhuǎn)時的離心力進(jìn) 一步加勁外，還能使所述旋翼積聚更大量的動能，這在飛行可能的危急條件中、尤其在自動 駕駛的操縱中變得十分有用。
4.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置包 括較佳地數(shù)目為至少三個的控制面或副翼(1，2，3)。
5.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，兩個副翼0和3)相對于飛行器的縱軸 線對稱地布置在機身的后部，且具有經(jīng)過飛行器重心、位于水平平面的相應(yīng)旋轉(zhuǎn)軸線，而第 三副翼(1)定位在機首，確切地定位在直升機的縱軸線上，所述第三副翼也具有其自己的、 經(jīng)過飛行器重心、位于水平平面的旋轉(zhuǎn)軸線；兩個側(cè)向后副翼0，3)的運動由飛行員通過 傳統(tǒng)主控制桿或操縱桿(8)控制，所述控制桿或操縱桿(8)僅執(zhí)行此功能；所述前副翼(1) 由飛行員借助踏板(10-11)致動，所述踏板執(zhí)行此單一的、專門的功能。
6.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述用于變化總距的裝置包括總距控制 桿(9)，所述總距控制桿僅且專門執(zhí)行同步并等量變化兩個所述支持旋翼的槳葉的迎角的 功能。
7.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器至少包括以下部件一個發(fā)動 機，設(shè)在所述發(fā)動機與用于控制旋翼的軸之間的一個傳動退耦鏈，以及倒轉(zhuǎn)同心軸旋轉(zhuǎn)方 向的一個齒輪系，所述部件是大體已知類型的，具有本領(lǐng)域已知的、帶有兩個對向旋轉(zhuǎn)的同 軸旋翼的直升機所固有的特點。
8.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置包 括在所述旋翼(4，5)下方的三個副翼(1，2，3)，所述三個副翼位于平行于所述旋翼旋轉(zhuǎn)的 固定平面并經(jīng)過所述飛行器重心的水平面中；在定點靜止飛行的條件下，所述副翼的翼弦 被保持成平行于所述旋翼G，5)的旋轉(zhuǎn)軸線，或換言之，與所述旋翼的旋轉(zhuǎn)平面正交。
9.如權(quán)利要求2所述的飛行器，其特征在于，所述用于變化總距的裝置設(shè)想用于控制 旋翼系統(tǒng)的組件，所述組件包括兩個旋轉(zhuǎn)但不擺動的板07，31)，所述板(27，31)設(shè)計成改 變所旋翼G，5)的槳葉的傾斜度，且適當(dāng)?shù)仡A(yù)先布置在所述旋翼控制頭本身中。
10.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，總距控制運動鏈?zhǔn)侵苯拥幕蛄硗庋b備 有已知類型的伺服機構(gòu)，并源自能由此向上或向下移動的所述總距控制桿(9)；所述桿(9) 相對于臂(12)固定，并設(shè)計成移動拉桿(13)，這引起在銷(16)上樞轉(zhuǎn)的直角傳動桿或L桿 (15)的旋轉(zhuǎn)，所述直角傳動桿或L桿控制設(shè)計成軸向向上或向下移動的鉸接拉桿(17)，從 而控制控制頭(18)的向上或向下的位移，所述控制頭裝備有兩個在相對于圓柱體02)固定的底部凸緣上滾動的軸承(19，20)；所述圓柱體或套管0 在相對于所述套管固 定轉(zhuǎn)動的外部同心軸上軸向自由滑動，這是因為套管由相對于所述套管0 本身固 定的、特地設(shè)置的縱向桿( ，2 拉動。
11.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述縱向桿04，25)自由橫穿過剛性 地固定到所述外軸的所述底部旋翼(5)的頭部( )，從而在所述頭部06)內(nèi)軸向上 自由滑動并通過頭部被拉動旋轉(zhuǎn)。
12.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器包括剛性裝配到所述套管 (22)上的非擺動盤(27)，從而跟隨所述套管的旋轉(zhuǎn)及其軸向平移，所述旋轉(zhuǎn)由所述軸03) 借助所述桿( ，2 通過所述頭部06)控制，所述軸向平移由所述控制頭(18)控制，這種 平移還傳遞到所述套管0 上。
13.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，鉸接拉桿08，四)以鉸接方式錨定在 所述盤或板(XT)上，所述鉸接拉桿能使連接至其的所述底部旋翼(5)的各槳葉的后緣運 動，并與所述板(XT)完美地同步轉(zhuǎn)動，從而所述鉸接拉桿間接地由所述外軸轉(zhuǎn)動。
14.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述底部旋翼(5)的槳葉裝配到軸 上，該軸只以一個自由度、即能使其總距變化的自由度將底部旋翼連接到頭部06)；所述 拉桿( ，29)的功能確切的是將所述盤(XT)的平移運動施加到各槳葉的后緣上，這樣產(chǎn)生 旋翼(5)本身的每個槳葉的迎角的相應(yīng)變化。
15.如權(quán)利要求10所述的飛行器，其特征在于，所述縱向桿(M，25)還將其自身槳距變 化的平移運動整體傳遞到所述頂部旋翼，所述頂部旋翼與所述底部旋翼共用相同的軸 線并相對于所述底部旋翼(5)對向旋轉(zhuǎn)。
16.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，考慮到由特意設(shè)置的推力軸承(33) 實現(xiàn)的退耦動作，所述桿( ，2 將其軸向平移傳送至外環(huán)(31)的內(nèi)盤(30)，所述外環(huán) (31)在與所述盤(30)相反的方向上轉(zhuǎn)動；所述內(nèi)盤(30)與所述外環(huán)(31)是非振動的。
17.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，內(nèi)軸(32)在所述盤(30)內(nèi)自由地、并 在相反方向上轉(zhuǎn)動，而無任何機械干涉；因此所述外環(huán)或板(31)的平移運動保持與所述底 部凸緣的平移運動總是相同。
18.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述頂部旋翼的鉸接拉桿(34， 35)錨定至所述旋轉(zhuǎn)板(31)，所述鉸接拉桿(34,3 設(shè)計成由剛性地裝配到所述套管02) 上的非擺動盤、2Τ)致動，從而跟隨所述盤的旋轉(zhuǎn)和軸向平移，從而在所述頂部旋翼的 槳葉的后緣上產(chǎn)生相同的位移，所述頂部旋翼是與所述底部旋翼( 對向旋轉(zhuǎn)的并與所述 底部旋翼(5)共用相同的軸線。
19.如權(quán)利要求5所述的飛行器，其特征在于，側(cè)向姿態(tài)的管理替代地由兩個后副翼 (2,3)承擔(dān)，所述后副翼的瞬時位置由飛行員借助控制桿(8)的運動通過特定運動控制鏈 直接地和借助插入已知類型的伺服機構(gòu)的方式來確定。
20.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，由飛行員施加在所述桿(8)上的運動 通過由所述桿(8)致動的兩個鏡像的運動鏈到達(dá)所述副翼0，3)，所述桿相對于垂直的L形 支架(36)固定，通過自由橫穿過水平C形支架(37)的短軸在所述支架(36)上固定中央錐 齒輪(38)，所述中央錐齒輪(38)總是與另外兩個同軸且彼此相對的側(cè)向錐齒輪嚙合，即右 齒輪(39)和左齒輪00)；因此所述桿(8)能圍繞所述兩個側(cè)向錐齒輪的旋轉(zhuǎn)軸線向前/向后轉(zhuǎn)動，即圍繞所述右齒輪(39)和所述左齒輪00)的旋轉(zhuǎn)軸線向前/向后轉(zhuǎn)動，所述桿(8)還能圍繞所述中央錐齒輪(38)的軸線旋轉(zhuǎn)。
21.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述側(cè)向錐齒輪(39，40)相對于對應(yīng) 右半軸Gl)和左半軸0 的一端固定，且所述側(cè)向錐齒輪與所述中央錐齒輪(38)的嚙合 由所述C形支架(37)確保；所述兩個半軸(41，42)相對于所述支架(37)自由轉(zhuǎn)動并又剛 性地連接至外錐齒輪03，44)。
22.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，所述末端錐齒輪(43，44)又使與其嚙 合的傳動錐齒輪(45，46)運動，且所述傳動錐齒輪(45，46)分別控制縱向桿07，48)，而所 述縱向桿G7，48)通過等速萬向節(jié)09，50)以及另外的傳動桿(51，52)將由主桿⑶產(chǎn)生 的操縱分別傳遞至右副翼(2)和左副翼(3)。
23.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，通過向前/向后(縱向)移動所述控 制桿(8)，所述后副翼0，3)的相應(yīng)頂部前緣彼此接近/遠(yuǎn)離且底部前緣彼此遠(yuǎn)離/接近， 而通過向左/向右(橫向)移動所述控制桿(8)，所述后副翼(2，；3)將以協(xié)調(diào)但反向地運 動，即向左/向右運動，向所述桿本身運動的方向運動；所述桿(8)的任何其它可能運動只 是沿著這兩個縱向和橫向的參考軸線的位移分量的向量和。
24.如權(quán)利要求5所述的飛行器，其特征在于，僅對所述前副翼(1)的位置(旋轉(zhuǎn))的 管理由用于控制踏板組的機構(gòu)承擔(dān)，所述踏板組包括兩個由飛行員用腳移動的踏板，即右 踏板(10)和左踏板(11)；所述踏板具相應(yīng)的L形支架(49，50)，所述相應(yīng)的L形支架(49， 50)與橫向臂(51，52) —同形成伸縮式平行六面體的的一部分。
25.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，設(shè)置有相對于所述臂(52)固定的中 央錐齒輪(53)，所述中央錐齒輪(5 使錐齒輪(54)運動并由此使軸(5 運動，所述軸用 于所述前副翼(1)旋轉(zhuǎn)且與所述前副翼剛性連接；所述控制鏈可能是簡單的和/或設(shè)想為 已知類型的可能的伺服機構(gòu)。
26.如前述權(quán)利要求所述的飛行器，其特征在于，通過向前推動所述右踏板(10)，所述 前副翼(1)的頂部前緣向右傾斜，而通過向前推動所述左踏板(11)，所述前副翼(1)的頂部 前緣向左傾斜；因此如果保持所述控制桿(8)在中間，則飛行器將在被向前推動的所述踏 板的一側(cè)上、在其自身偏航軸線上轉(zhuǎn)動。
27.如權(quán)利要求1或2所述的飛行器，其特征在于，所述用于變化總距的裝置設(shè)計成產(chǎn) 生所述旋翼(4，5)的所有槳葉的迎角的同步和共同變化，這種變化對于前角的正迎角來說 達(dá)到大于等于12°的值，而對于前角的負(fù)迎角來說達(dá)到大于45°的值；這簡單地借助控制 兩個同軸和對向旋轉(zhuǎn)但不擺動的板07，30)的平移來獲得，從而形成定位在旋翼附近的旋 轉(zhuǎn)元件的一部分，并且直接借助傳動裝置或插入已知類型的伺服機構(gòu)使所述板在對應(yīng)軸上 滑動，所述傳動裝置源自用于控制總距并在旋翼的每個槳葉上完美地同步起作用的控制桿(9)，從而改變所述旋翼槳葉的迎角。
全文摘要
一種帶有較佳為同軸對向旋轉(zhuǎn)的支持旋翼(4，5)的飛行器組合地包括用于變化總距的裝置(21，27，24，25，29，34)，即用于同時將一種相同變化施加到所述旋翼的所有槳葉的迎角；以及用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置(1，2，3)，所述用于控制飛行姿態(tài)和方向的裝置借助支持旋翼風(fēng)通過產(chǎn)生合適的空氣動力，來消除用于變化旋翼本身槳葉的周期距的裝置的存在需要。
文檔編號B64C27/10GK102119101SQ200980131661
公開日2011年7月6日 申請日期2009年6月26日 優(yōu)先權(quán)日2008年8月4日
發(fā)明者詹尼·奇利 申請人:詹尼·奇利