CN102441284A - 直升机框架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种直升机框架特别是航模直升机框架，其带有用于主旋翼（16）的至少一个主旋翼承载部（12、14）。提出，直升机框架具有支撑区域（18、20），该支撑区域一体地在主旋翼承载部（12、14）的区域中以大于180°的包角包围着主旋翼（16）的旋转轴线（22）。

Description

直升机框架

背景技术

直升机框架特别是航模直升机框架已是公知的，其带有用于主旋翼的至少一个主旋翼承载部。

发明内容

本发明涉及一种直升机框架特别是航模直升机框架，其带有用于主旋翼的至少一个主旋翼承载部。

提出，直升机框架具有支撑区域，支撑区域一体地在主旋翼承载部的区域中以大于180°的包角包围着主旋翼的旋转轴线。“直升机框架”尤其系指直升机的中央支撑结构。优选直升机框架机械地连接着至少一个主旋翼、至少一个驱动器和/或至少一个尾部旋翼和/或至少一个伺服器。“直升机”尤其系指具有至少一个主旋翼的飞行器。“航模直升机”尤其系指能飞行的无人驾驶的小型直升机。航模直升机例如可以用作业余活动器材和/或运动器材，或者也可以作为飞行器例如用于执行监视任务等。优选航模直升机具有小于10kg优选小于5kg的重量。航模直升机可以是自主的航模直升机，但尤其为遥控的航模直升机。“主旋翼”尤其系指其主要任务在于确保对直升机的驱动的旋翼。作为主旋翼驱动器，例如可以使用内燃机，但尤其使用电动机。已知有很多种类型的带有一个或多个主旋翼的直升机，例如带有一个或多个转速控制和/或桨距控制的主旋翼的直升机、带有同轴和/或共轴旋翼的直升机或者带有多旋翼的直升机特别是带有四个旋翼的四旋翼直升机。“主旋翼承载部”尤其系指直升机框架的被设置用来优选可旋转地支撑主旋翼的承载区域。主旋翼承载部可以直接承载主旋翼的轴，优选主旋翼承载部可以承载轴承例如带止动挡边的轴承，所述轴承被设置用来围绕主旋翼的旋转轴线可转动地支撑主旋翼的轴。直升机框架优选针对主旋翼在直升机框架的相对侧具有至少两个主旋翼承载部。“直接承载”尤其系指，承载部与要承载的构件特别是以位置确定的配合面和/或接触面直接接触。其它构件例如螺钉特别是可以被设置用于固定。主旋翼承载部的“支撑区域”尤其系指主旋翼承载部的如下区域，即在该区域，主旋翼的轴和/或主旋翼的轴承间接地或优选直接通过机械接触支撑在直升机框架上。支撑区域可以经过适当成型，使得支撑区域与主旋翼的轴和/或主旋翼的轴承的机械接触分布在多个接触区中。优选可以设置至少三个接触区。“一体地以大于180°的包角包围”尤其系指，这些接触区以大于180°的包角包绕主旋翼的旋转轴线，和/或这些接触区沿圆周方向围绕主旋翼的旋转轴线布置在一个以大于180°的包角包围该旋转轴线的区域内。这些接触区与支撑区域一体地设计。优选该接触区或者这些接触区以至少240°的包角包围主旋翼的旋转轴线。可以实现主旋翼轴与直升机框架的最好是刚性地且特别是精确地耦接。

此外提出，直升机框架具有至少一个用于承载尾部管的尾部管承载部以及支撑区域，该支撑区域一体地在尾部管承载部的区域中以大于180°的包角包围着尾部管的纵轴线。“尾部管”尤其系指直升机框架与尾部旋翼承载部之间的连接部件。尾部管优选是棒状管。“尾部管承载部”尤其系指直升机框架的被设置用来优选不可移动地支撑尾部管的承载区域。尾部管例如可以在尾部管承载部的区域中与直升机框架拧紧，但尤其也可以粘接。尾部管的“纵轴线”优选是连接尾部管端部中心的轴线。类似于主旋翼承载部的支撑区域，尾部管承载部的“支撑区域”尤其系指尾部管承载部的如下区域，即在该区域，尾部管在接触区的区域中直接地或间接通过机械接触支撑在直升机框架上。“一体地以大于180°的包角包围”尤其系指，这些接触区以大于180°的包角包绕尾部管的纵轴线，和/或这些接触区沿圆周方向围绕尾部管的纵轴线布置在一个以大于180°的包角包围尾部管的纵轴线的区域内。这些接触区与支撑区域一体地设计。优选该接触区或者这些接触区以至少240°的包角包围尾部管的纵轴线。可以实现尾部管与直升机框架的最好是刚性地且特别是精确地耦接。如果无论主旋翼还是尾部管都刚性地与直升机框架连接，则可以有利地实现直升机的高的整体稳固性。

优选直升机框架具有至少一个用于主齿轮的承载区域，所述承载区域具有至少一个缺口，所述缺口基本上沿着承载区域的整个纵向长度延伸。“主齿轮”尤其系指一种驱动主旋翼的齿轮。用于主齿轮的“承载区域”尤其系指在直升机框架内部的承载主齿轮的区域。“承载区域的缺口”是直升机框架的开口，其使得直升机框架承载区域向外张开。缺口可以特别适合于在安装时把主齿轮插入到直升机框架中。承载区域的“纵向长度”尤其系指承载区域的最大长度，特别是与主旋翼的旋转轴线成直角优选与主齿轮的安装方向成直角的长度。承载区域的纵向长度特别优选处于直升机的正常飞行方向上。“基本上”的含义尤其是，缺口在承载区域的纵向长度的至少80%，优选至少90%，特别优选至少95%的范围内延伸。可以实现有利地简便地安装主齿轮。

提出，直升机框架具有至少一个用于伺服器的伺服器承载部以及支撑区域，该支撑区域一体地在伺服器承载部的区域中以大于180°的包角包围着伺服器的旋转轴线。“伺服器”尤其是一种执行机构，其用来受发动机驱动地调节装置。伺服器特别是可以被设置用来调节主旋翼的攻角和/或斜度，以便控制直升机。伺服器根据控制单元的控制信号来运动，例如利用遥控直升机的遥控单元或者自主直升机的自主控制单元来运动。伺服器优选具有能使得伺服器轴转动的发动机和传动器。伺服器还具有确定伺服器轴的当前位置的机构。“伺服器承载部”尤其系指直升机框架的被设置用来优选不可移动地支撑伺服器的承载区域。伺服器优选在伺服器承载部的区域中与直升机框架拧紧。伺服器承载部优选具有用于定位伺服器的接触面。“伺服器的旋转轴”是被设置用来承载执行机构的伺服器轴，执行机构围绕该伺服器轴转动。类似于主旋翼承载部的支撑区域，伺服器承载部的“支撑区域”尤其系指伺服器承载部的如下区域，即在该区域，伺服器在接触区的区域中直接地或间接通过机械接触支撑在直升机框架上。“一体地以大于180°的包角包围”尤其系指，这些接触区以大于180°的包角包绕伺服器的旋转轴线，和/或这些接触区沿圆周方向围绕伺服器的旋转轴线布置在一个以大于180°的包角包围伺服器的旋转轴线的区域内。这些接触区与支撑区域一体地设计。优选该接触区或者这些接触区以至少240°的包角包围伺服器的旋转轴线。可以实现这个或这些伺服器与直升机框架的最好是刚性地且特别是精确地耦接。尤其可以实现由主旋翼、直升机框架和伺服器构成的复合体的特别刚性且精确的耦接，这可以利用伺服器的执行机构来实现对主旋翼的特别可靠且精确的控制。

此外提出，直升机框架具有至少一个用于发动机的发动机承载部以及支撑区域，该支撑区域一体地在发动机承载部的区域中以大于180°的包角包围着发动机的旋转轴线。“发动机”系指驱动电机，特别为用于主旋翼的驱动电机。发动机优选是内燃机，特别优选是电动机。发动机通过传动器和/或小齿轮来驱动主传动机构的主齿轮。“发动机承载部”尤其系指直升机框架的被设置用来优选不可移动地支撑发动机的承载区域。发动机优选可以在发动机承载部的区域中与直升机框架拧紧。发动机承载部优选具有用于定位发动机的接触面。“发动机的旋转轴线”是发动机驱动轴围绕其转动的轴线。类似于主旋翼承载部的支撑区域，发动机承载部的“支撑区域”尤其系指发动机承载部的如下区域，即在该区域，发动机在接触区的区域中直接地或间接通过机械接触支撑在直升机框架上。“一体地以大于180°的包角包围”尤其系指，这些接触区以大于180°的包角包绕发动机的旋转轴线，和/或这些接触区沿圆周方向围绕发动机的旋转轴线布置在一个以大于180°的包角包围发动机的旋转轴线的区域内。这些接触区与支撑区域一体地设计。优选该接触区或者这些接触区以至少240°的包角包围发动机的旋转轴线。可以实现发动机与直升机框架的最好是刚性地且特别是精确地耦接。尤其可以实现由主旋翼、直升机框架和发动机构成的复合体的特别刚性且精确的耦接，这可以实现特别可靠且精确地将力传递到主旋翼上。

直升机框架特别优选为一体的箱式结构。“一体的”构造方式尤其系指由铸件制造，和/或设计成一个构件。该构件例如可以采用多组分注塑方法由多种组分制得，或者优选由唯一的一种组分构成，例如由塑料或纤维增强的塑料构成。“箱式构造方式”尤其系指至少基本上相应于长方体基本形状的构造方式。“基本上”相关地系指，能在其中开设出直升机框架的最小的长方体的体积比由直升机框架的外边缘撑开的体积大优选最多40%特别优选最多20%。直升机框架的最大宽度优选为其最大高度的一半，其中该高度即为主旋翼旋转轴线所在的方向。直升机框架的最大长度优选至少为最大高度的三倍。优选直升机框架具有至少四个至少基本平行的纵梁，这些纵梁至少基本垂直于主旋翼的旋转轴线，且至少几乎形成长方体的四个边，直升机框架至少基本在该长方体中开设。“基本平行”的相关含义是，纵梁之间平行度的角度偏差在纵梁的大部分长度上不大于30°，优选不大于10°。“基本垂直”的相关含义是，纵梁与主旋翼的旋转轴线之间的角度在纵梁的大部分长度上与直角相差不大于30°，优选不大于10°。“大部分长度”意为至少大于纵梁长度的一半优选至少四分之三。这些纵梁优选至少基本成对地围绕主旋翼的旋转轴线对称地优选至少基本上布置在支撑区域所在的平面上，所述支撑区域包围着主旋翼的旋转轴线。“基本对称”的相关含义是，对称性的偏差小于纵梁长度的30％优选小于10％。“基本在一个平面上”的相关含义是，纵梁与平面的间距小于纵梁长度的30％优选小于10％。直升机框架的背离尾部旋翼承载部的端部优选被至少基本垂直于纵梁的梁限定。“基本垂直”的相关含义是，梁与纵梁中间主方向之间的角度在梁的大部分长度上与直角相差不大于30°，优选不大于10°。“大部分长度”意为至少大于梁长度的一半优选至少四分之三。在尾部管承载部的区域中，直升机框架优选具有变细部分，使得直升机框架的高度在尾部管承载部的区域中基本上等于其宽度。“基本上”的相关含义优选是，偏差小于30°特别优选小于10°。横梁与纵梁之间的区域可以用其它梁和/或板和/或实体材料填充。这些区域可以具有推板的功能，且进一步增强直升机框架。优选设有一些缺口，它们能接纳安装在直升机框架上和中的组件。支撑区域可以优选地构造成配合面。配合面可以保证组件的精确接纳和位置。可以实现特别轻便的直升机框架。直升机框架可以特别抗弯曲、抗扭曲和抗扭转。由梁构成箱，箱的其它面用板封闭，这种箱的组合特别可以尤其承受拉力、压力和剪力（Schubkraft）。可以实现装设在直升机框架上的组件之间的特别是主旋翼、尾部管、伺服器与驱动电机之间的特别精确而稳定的连接。直升机框架可以实现特别坚固的直升机的结构，且具有稳定可靠的飞行特性。方便了使用者特别简便地把组件安装在一体的框架上。

此外提出，直升机框架具有至少一个用于与直升机框架可拆下地连接的侧板的承载部。“侧板”尤其系指被设置用来承载起落架的构件，直升机可以利用起落架停靠在地面上。侧板优选可由使用者简便拆下地固定，例如可以把侧板插入和/或嵌入直升机框架中，尤其可以把侧板与直升机框架拧紧。例如因坠落而受损的侧板可以特别简便地由使用者替换掉。尤其可以避免直升机框架受损，具体为，在因碰撞产生过载时，侧板吸收一部分能量，从而保护直升机框架。

优选直升机框架在尾部管承载部的区域中具有变细部分。“变细部分”的含义特别是，直升机框架的宽度和特别是高度在尾部管承载部的区域中减小。变细部分优选可以由倾斜的梁构成。在尾部管承载部的区域中，直升机框架可以具有其它缺口和/或狭槽。

可以实现特别轻便的直升机框架。倾斜的梁特别有利于力线。例如通过夹紧可以实现对尾部管的可靠固定。

特别有利的是，直升机框架以塑料和/或铝注塑方式形成。“塑料和/或铝注塑”尤其系指单组分注塑方法，优选也指多组分注塑方法。优选可以在该材料中设置用于增强的附加的材料，特别是可以通过添加纤维如玻璃纤维和/或碳纤维来附加地增强塑料。直升机框架可以特别轻便且坚固。可以实现特别低成本地制造。可以实现长的寿命。还提出一种带有直升机框架的直升机。

在本发明的另一有利的设计中提出，直升机框架由挤压型材特别是铝挤压型材构成。直升机框架可以特别成本低廉地制得。优选直升机框架由挤压型材的区段构成，这些区段至少基本上在直升机框架的宽度方向上形成。“基本上”的相关含义尤其是，区段表面的垂线相对于直升机框架的宽度方向的角度偏差不大于30°，优选不大于10°。“区段表面”相关地尤其系指直升机框架的在由挤压型材切成直升机框架时形成的表面。挤压型材尤其可以有利地含有垂直于区段表面穿过直升机框架的缺口和/或轮廓。这些缺口优选可以采用钻孔方法和/或铣削方法被修整。也可以考虑采用本领域技术人员常见的其它方法来修整缺口。直升机框架的其它缺口可以通过其它方法步骤特别是钻孔方法和/或铣削方法来形成。可以实现特别成本低廉地制造直升机框架。直升机框架可以特别耐用且坚固。挤压型材可以具有特别有利的材料特性，尤其是沿着在挤压方法中形成的表面具有高密度。

具有所提出的直升机框架的直升机可以特别耐用且轻便，可以具有特别有利的飞行特性。可以有效地避免直升机在飞行期间扭转或者开始振动。控制的精确性可以得到改善。直升机可以特别良好地经受住碰撞。可以特别简便且成本低廉地更换因碰撞致损的构件。

附图说明

其它优点可由下面的附图说明得到。图中示出本发明的实施例。附图、说明书和权利要求书含有众多组合的特征。本领域技术人员可以有益地单独地考察这些特征，也可以对这些特征进行其它有益的组合。

附图示出：

图1为带有直升机框架的部分安装的直升机的示意图；

图2为直升机框架的示意图，其带有主旋翼承载部、发动机、主齿轮和尾部皮带轮；

图3为直升机框架的示意图，其带有发动机和伺服器；

图4为直升机框架的示意图，其带有侧板和起落架；和

图5为直升机框架的制造步骤的示意图。

具体实施方式

图1示出带有直升机框架10的直升机，其中该直升机是航模直升机。直升机框架10是一体的塑料注塑构件。直升机框架10具有用于主旋翼16的上面的主旋翼侧的主旋翼承载部12和下面的主旋翼承载部14和三个伺服器承载部40、42、44和一个发动机承载部64和一个尾部管承载部24（图2）。主旋翼16具有两个未示出的旋翼翼片。在控制直升机时可以通过摆动盘（Taumelscheibe）100来影响旋翼翼片的攻角。

用于主旋翼16的主旋翼承载部12、14各有一个支撑区域18、20，支撑区域一体地在主旋翼承载部12、14的区域中以大于180°的包角包围着主旋翼16的旋转轴线22。上面和下面的带止动挡边的轴承102、104用固定螺钉106直接固定在直升机框架10的支撑区域18、20上，且可转动地承载主旋翼16的轴。支撑区域18、20与主旋翼承载部12、14和直升机框架10一体地设计。

尾部管承载部24用于承载尾部管26，且具有支撑区域28，该支撑区域一体地在尾部管承载部24的区域中以大于180°的包角包围着尾部管26的纵轴线30。直升机框架10在尾部管承载部24的区域中开槽，这样就能用两个夹紧螺钉把尾部管26夹紧在直升机框架10上。在背离直升机框架10的端部，尾部管26具有尾部旋翼承载部98，其被设置用来直接承载尾部旋翼。尾部旋翼用于使得直升机围绕主旋翼16的旋转轴线22实现稳定。两个撑杆108把尾部管26附加地支撑在两个固定于直升机框架10上的侧板90、92上。

直升机具有主齿轮34，该主齿轮经由缺口36横向于主旋翼16的旋转轴线22伸到用于主齿轮34的处于直升机框架10中央的承载区域32中。缺口36基本上沿着承载区域32的整个纵向长度38延伸。主齿轮34被设置用来驱动主旋翼16。直升机框架10具有用于发动机66的发动机承载部64以及支撑区域68，该支撑区域一体地在发动机承载部64的区域中以大于180°的包角包围着发动机66的旋转轴线70。发动机66用固定螺钉110直接与直升机框架10的发动机承载部64拧紧。发动机承载部64和支撑区域68与直升机框架10一体地设计。发动机66具有与主齿轮34啮合的小齿轮112。发动机66是电动机。未示出的蓄电池组用于供电。直升机还有未示出的用于控制的无线电遥控单元。

图3示出带有三个伺服器承载部40、42、44的直升机框架10，这些伺服器承载部设置在用于主齿轮34的承载区域32与旋翼侧的主旋翼承载部12之间。用于伺服器46、48、50的这三个伺服器承载部40、42、44具有三个支撑区域52、54、56，这些支撑区域一体地在伺服器承载部40、42、44的区域中以大于180°的包角包围着伺服器46、48、50的旋转轴线58、60、62。伺服器承载部40、42、44直接承载被设置用来控制主旋翼16的伺服器46、48、50。伺服器46、48、50用固定螺钉114与直升机框架10拧紧。支撑区域52、54、56与伺服器承载部40、42及44和直升机框架10一体地设计。伺服器46、48、50各有一个围绕伺服器46、48、50的旋转轴线58、60、62运动的控制摇杆116、118、120。利用操纵杆122、124、126来移动主旋翼16的摆动盘100，进而改变主旋翼16的旋翼翼片的攻角。

在直升机框架10的承载区域74中设置有尾部皮带轮72，其中尾部皮带轮72布置在主齿轮34与旋翼侧的主旋翼承载部12之间。尾部皮带轮72位于主旋翼16的轴上，因而也由发动机66通过主齿轮34来驱动。尾部皮带76通过两个尾部皮带滚轮78、80来引导。尾部皮带滚轮78、80设置在直升机框架10的两个承载区域82、84中。尾部皮带76驱动着未示出的尾部旋翼。尾部旋翼的攻角可以通过另一未示出的伺服器来影响，以便控制直升机围绕垂直的轴旋转。

直升机框架10为一体的箱式结构，且基本上具有长方体的基本形状。直升机框架10在伺服器46的旋转轴线58的方向上的宽度128大于在主旋翼16的旋转轴线22的方向上的高度130的一半。垂直于高度130和宽度128的长度132大于三倍的高度130。直升机框架10有四个平行的纵梁134、136、138、140，这些纵梁垂直于主旋翼16的旋转轴线22。纵梁134、136、138、140成对地围绕主旋翼16的旋转轴线22对称地布置在支撑区域18、20所在的平面上，所述支撑区域包围着主旋翼16的旋转轴线22。直升机框架10在背离尾部管承载部24的端部被垂直于纵梁134、136、138、140的梁142、144限定。在尾部管承载部24的区域中，直升机框架10具有变细部分96。梁142、144与纵梁134、136、18、140之间的区域被其它梁和板状区域占据。直升机框架10的缺口垂直于缺口方向为平直设计和/或凸状设计，从而能把直升机框架10制成注塑构件。在尾部管承载部24的区域中，直升机框架10具有变细部分96。尾部管承载部24布置在尾部皮带轮72的高度，使得尾部皮带76能经过尾部管26伸至尾部旋翼。

图4示出两个用于侧板90、92的承载部86、88，这些侧板均与直升机框架10可拆下地连接，且被设置用来固定起落架94。侧板90、92用固定螺钉146固定在直升机框架10上，且承载着起落架94。在起落架94和/或侧板90、92受损的情况下，可以简单地更换受损构件。

图5示出直升机框架10的制造步骤。把挤压型材148切开就形成了直升机框架10。挤压型材148具有缺口150和外轮廓152，它们形成了直升机框架10的基本形状。直升机框架10由挤压型材148的区段154构成，其区段表面156垂直于直升机框架10的宽度128的方向。在后续制造步骤中例如采用钻孔和铣削方法来形成直升机框架10的其它缺口，和/或对直升机框架10的缺口和轮廓进行修整。

附图标记列表

10    直升机框架

12    主旋翼承载部

14    主旋翼承载部

16    主旋翼

18    支撑区域

20    支撑区域

22    旋转轴线

24    尾部管承载部

26    尾部管

28    支撑区域

30    纵轴线

32    承载区域

34    主齿轮

36    缺口

38    纵向长度

40    伺服器承载部

42    伺服器承载部

44    伺服器承载部

46    伺服器

48    伺服器

50    伺服器

52    支撑区域

54    支撑区域

56    支撑区域

58    旋转轴线

60    旋转轴线

62    旋转轴线

64    发动机承载部

66    发动机

68    支撑区域

70    旋转轴线

72    尾部皮带轮

74    承载区域

76    尾部皮带

78    尾部皮带滚轮

80    尾部皮带滚轮

82    承载区域

84    承载区域

86    承载部

88    承载部

90    侧板

92    侧板

94    起落架

96    变细部分

98    尾部旋翼承载部

100   摆动盘

102  带止动挡边的轴承

104  带止动挡边的轴承

106   固定螺钉

108   撑杆

110   固定螺钉

112   小齿轮

114   固定螺钉

116   控制摇杆

118   控制摇杆

120   控制摇杆

122   操纵杆

124   操纵杆

126   操纵杆

128   宽度

130   高度

132   长度

134   纵梁

136   纵梁

138   纵梁

140   纵梁

142   梁

144   梁

146   固定螺钉

148   挤压型材

150   缺口

152   外轮廓

154   区段

156   区段表面

Claims (11)

1. 一种直升机框架特别是航模直升机框架，带有用于主旋翼（16）的至少一个主旋翼承载部（12、14），其特征在于支撑区域（18、20），该支撑区域一体地在主旋翼承载部（12、14）的区域中以大于180°的包角包围着主旋翼（16）的旋转轴线（22）。

2. 如权利要求1所述的直升机框架，其特征在于至少一个用于承载尾部管（26）的尾部管承载部（24）以及支撑区域（28），该支撑区域一体地在尾部管承载部（24）的区域中以大于180°的包角包围着尾部管（26）的纵轴线（30）。

3. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于至少一个用于主齿轮（34）的承载区域（32），所述承载区域具有至少一个缺口（36），所述缺口基本上沿着承载区域（32）的整个纵向长度延伸。

4. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于至少一个用于伺服器（46、48、50）的伺服器承载部（40、42、44）以及支撑区域（52、54、56），所述支撑区域一体地在伺服器承载部（40、42、44）的区域中以大于180°的包角包围着伺服器（46、48、50）的旋转轴线（58、60、62）。

5. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于至少一个用于发动机（66）的发动机承载部（64）以及支撑区域（68），该支撑区域一体地在发动机承载部（64）的区域中以大于180°的包角包围着发动机（66）的旋转轴线（70）。

6. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于一体的箱式结构设计。

7. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于至少一个用于与直升机框架（10）可拆下地连接的侧板（90、92）的承载部（86、88）。

8. 如前述权利要求中任一项所述的直升机框架，其特征在于在尾部管承载部（24）的区域中的变细部分（96）。

9. 至少如权利要求1所述的直升机框架，其特征在于采用塑料和/或铝注塑的设计方式。

10. 至少如权利要求1所述的直升机框架，其特征在于由挤压型材（148）构成。

11. 一种直升机，其特征在于根据前述权利要求中任一项的直升机框架（10）。

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