CN107108020B - 具有流线形外部轮廓的旋翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种旋翼飞机（1），其具有：机身（2）；杆子（3），其设置在所述机身的上方区域中；旋翼（4），其可旋转地设置在所述杆子（3）的端部区域中并且通过气流可置身于自旋转状态中；螺旋桨（6），其设置在所述后方机身端部（5）的区域中并且是可驱动的，其引发了所述旋翼飞机（1）的牵引力；尾翼（7），其设置在所述螺旋桨（1）的后方；至少一个支柱（8），其与所述螺旋桨（6）径向朝外隔开地从所述螺旋桨旁边沿旋翼飞机纵向方向延伸并且将所述尾翼（7）与所述机身（2）连接起。按本发明，所述尾翼（7）具有与所述后方机身端部（5）同轴设置的尾翼突起（9），所述尾翼突起（9）从所述尾翼（7）开始朝前沿所述后方机身端部（5）的方向延伸并与之间隔开来。此外，至少在其后方机身端部（5）的区域中的所述机身（2）和所述尾翼突起（9）一起构成流线形外部轮廓。此外，本发明还包括旋翼飞机，其中按本发明所述杆子（3）这样构成，即尤其与所述螺旋桨（6）相对而置和/或相对倾斜，使得在所述旋翼飞机（1）的后视图中，所述螺旋桨（6）的所述螺旋桨叶片（17）在旋转时只局部地在各自的重叠区域（21）中与所述杆子（3）重叠。

Description

具有流线形外部轮廓的旋翼飞机

技术领域

本发明涉及一种旋翼飞机，其具有：机身；杆子，其设置在所述机身的上方区域中；旋翼，其可旋转地设置在杆子的端部区域中并且通过气流可置身于自旋转状态中。旋翼飞机同样包括：螺旋桨，其设置在机身的后方区域中并且可驱动的，并且引起了旋翼飞机的牵引力；以及尾翼，其设置在螺旋桨的后方。至少一个支柱将尾翼与机身相连，其与所述螺旋桨径向朝外隔开地从所述螺旋桨旁边沿旋翼飞机纵向方向延伸。

背景技术

旋翼飞机(其也称为旋翼飞行器或自转旋翼机)的前身追溯到1920年，并因此在航空技术领域广为人知，因此其基本结构属于现有技术。

旋翼飞机也能够分进直升飞机的类别中。直升飞机的另一形式在此是具有通过马达驱动的主旋翼的直升机。与此相反，旋翼飞机具有主旋翼，其能够通过自旋转置身于旋转状态中并且产生升力。该主转子在此不是由马达驱动，因此不需要平衡转矩的尾旋翼。

由DE 693 15 427 T2已知这种旋翼飞机。旋翼飞机的其它特征是机身，其包含着用于支持飞行的所有仪器和设置如驱动马达，但也包含用用于乘客的机舱。在机身的后方端部上设置有螺旋桨，其产生旋翼飞机的牵引力。在螺旋桨后方设置有尾翼，其起稳定作用，但也具有高度和/或方向舵，因此对旋翼飞机进行控制。尾翼借助支柱固定在机身上。但此实施方式的缺点是，在螺旋桨后面会出现气流的漩涡。因此尾翼被涡流环流着。这会增大飞行阻力，并因此还会增大燃油消耗量。此外，还会使旋翼飞机的飞行稳定性和机动性变差。

发明内容

因此本发明的目的是，提供一种改善了稳定性和机动性并且降低了空气阻力的旋翼飞机。

此目的借助本申请所述的旋翼飞机得以实现。

提出了一种具有机身的旋翼飞机。所述机身的一部分优选构成为客舱。所述机身但也能够包含着旋翼飞机运行所需的所有其它部件如发动机燃料箱、仪器和驱动马达。在机身的上方区域中设置有杆子，其在端部区域中具有以可旋转的方式设置的旋翼。该旋翼能够通过气流置身于自旋转状态之中，因此产生了旋翼飞机的升力。此外，旋翼能够通过预旋器驱动，该预旋器尤其在旋翼飞机还未飞行时使旋翼旋转以实现启动。。因此能够缩短为抬升旋翼飞机所需的启动路程。通过旋翼产生的升力借助杆子传递到机身上。气流通常是通过旋翼飞机相对于周围空气的相对速度产生的，即基本上通过行驶速度给出，并因此从飞行方向的所有方向流到旋翼飞机上。在机身的后方区域中设置有可驱动的螺旋桨。它尤其通过内燃机驱动并且产生旋翼飞机的牵引力。尾翼至少局部地设置在螺旋桨的后方。尾翼优选具有方向和/或高度舵，借助它能够控制旋翼飞机。尾翼借助至少一个支柱与机身相连，该支柱与螺旋桨径向朝外隔开地从该螺旋桨旁边沿旋翼飞机纵向方向延伸”该支柱构成主要的负载路径，其通过至少一个支柱将尾翼的重量和空气负载进一步传递到机身上。因此在旋翼飞机的后视图中，该支柱在圆环形螺旋桨运动表面上径向隔开地从螺旋桨旁边经过。由于尾翼借助至少一个支柱间接地与机身相连，所以尾翼和螺旋桨能够相互在振动方面分离。振动方面的分离在此意味着，尾翼的振动(其能够通过气流产生)不会传递到螺旋桨、尤其是马达轴上。同样阻止，螺旋桨和/或驱动马达产生的振动尤其从马达轴传递到尾翼上。该马达轴能够构成为实心轴或中空轴。

按本发明，尾翼具有与后方机身端部同轴设置的尾翼突起。它沿旋翼飞机的纵向方向从尾翼开始朝前沿后方机身端部延伸。此外，尾翼突起、尤其是其机身侧端部与后方机身端部间隔开来。尾翼突起在此尤其能够沿旋翼飞机的纵向方向间隔开来。附加地或备选地，尾翼突起沿径向方向与旋翼飞机的纵向轴线间隔开来。在这种情况下，尾翼突起与机身端部和/或螺旋桨突起沿旋翼飞机的纵向方向观察是局部重叠的。在这种情况下，尾翼突起的自由端部优选局部地伸进后方机身端部和/或螺旋桨突起的孔口中。在此，后方机身端部和/或螺旋桨突起的自由端部相对于后方尾翼突起优选径向地设置在外部，而尾翼突起的自由端部径向地设置在内部。因此，空气能够紧贴地从机身端部和/或螺旋桨突起流至尾翼突起。尾翼突起因此这样与后方机身端部和/或螺旋桨突起尤其相对于旋翼飞机纵轴线沿纵向和/或径向方向间隔开来，使得在它们之间的区域中，尤其在这两个部件之间直接地构成一空隙。该空隙在此例如能够具有基本上圆柱形和/或锥形的形状。尤其借助该空隙还能够产生驱动单元的冷空气出口。此外，至少一部分构成为中空圆柱体和/或中空锥体。尾翼突起优选与尾翼相连和/或朝下过渡到尾翼、尤其方向尾翼的轮廓中。尾翼突起因此流畅地过渡到尾翼、尤其是方向尾翼中。该方向尾翼是尾翼的沿旋翼飞机的竖直方向延伸的一部分。此外，“方向尾翼“这一概念是指固定的部件，而“方向舵”这一概念是指可移动的部件或表面。该尾翼、尤其是方向尾翼及尾翼突起优选构成为一体。此外，在其后方机身端部的区域中的所述机身和所述尾翼突起一起构成流线形外部轮廓。为了实现流线形外部轮廓，将围绕着机身、尤其围绕着后方机身端部的区域的气流进一步引导至尾翼突起和尾翼。因此，尾翼、尤其是方向尾翼由均匀的气流绕流，从而改善方向舵的控制效果。此外，流线形外部轮廓的优点是，在外部轮廓周围流动的气流构成为紧贴的气流。紧贴的气流只具有少量的漩涡，或没有漩涡。较少的漩涡意味着旋翼飞机的燃油消耗量更少、飞行性能更稳定以及噪音更少。因此气流能够借助尾翼突起从机身端部的区域基本上紧贴地一直引导至尾翼。此外，设置在机身端部区域中的驱动单元、尤其是马达轴和/或螺旋桨与尾翼在振动方向是相互分离的。尾翼突起不是直接在机身端部的区域中与机身相连，而是间接地 (即尤其通过至少一个支柱)与机身相连。机身端部和尾翼突起沿旋翼飞机的纵向方向相互间隔开来。

本发明的有利的改进方案是，在所述螺旋桨后面的区域中设置有螺旋桨突起，其优选同轴地朝后沿所述尾翼突起的方向延伸。

尾翼突起能够通过螺旋桨突起构造得更短，该螺旋桨突起朝向尾翼突起延伸。通过缩短尾翼突起，同样减少了尾翼突起的重量，并减轻尾翼的负担。通过螺旋桨突起，同样使机身、尤其是后方机身端部的区域、螺旋桨突起和尾翼突起具有流线形外部轮廓。此外，尾翼、尤其是方向尾翼由紧贴的气流绕流。所述螺旋桨突起也可这样构成，它们起尤其用于驱动单元的径向通风机的作用。

还有利的是，螺旋桨突起与所述尾翼突起间隔开来，以便将这两个突起在振动方面分离开来。螺旋桨产生的振动不会传递到尾翼突起上，因此也不会传递到尾翼上。同样，振动也不会从尾翼进一步传递到螺旋桨上，尤其不会通过马达轴传递到驱动单元上。

这一点是有利的，因为零件的振动会增加其自身的磨损，并且在这种情况下引起驱动单元的提前损坏。同样改善的飞行效率，因为振动的尾翼同样搅动了周围的空气，因此对飞行性能和飞行效率均有不利影响。尾翼突起在此尤其能够沿旋翼飞机的纵向方向间隔开来。附加地或备选地，尾翼突起沿径向方向与旋翼飞机的纵向轴线间隔开来。在这种情况下，尾翼突起与螺旋桨突起沿旋翼飞机的纵向方向观察是局部重叠的。在此，沿飞行方向观察位于前方的螺旋桨突起相对于后方的尾翼突起优选径向地设置在外部，而尾翼突起径向地设置在内部。因此，空气能够紧贴地从螺旋桨突起流至尾翼突起。

附加地或备选地，还有利的是，所述螺旋桨突起与至少在其后方机身端部的区域中的所述机身以及所述尾翼突起一起构成连续的流线形外部轮廓。这还引起了紧贴在这种外部轮廓周围的气流，这降低了旋翼飞机的燃油消耗量、噪音，并使飞行性能更平稳。

同样还有利的是，所述螺旋桨突起和所述尾翼突起构造得一样长，或者这两个突起中的一个构造得比另一个长。因为这两个突起相互隔开，所以它们相应地构成一个空隙。同样，较短的尾翼突起使螺旋桨突起变长(或者反过来)。较短的尾翼突起相应地具有更低的重量这再次减轻了尾翼的负担。在螺旋桨突起与螺旋桨以抗扭的方式相连的情况下，螺旋桨突起构造得较短，是有利的。因此，一起旋转的螺旋桨突起的质量更少，一起旋转在螺旋桨突起不平衡的情况下具有不利影响。如果两个突起具有相同的长度，则能够达到短的尾翼突起和短的螺旋桨突起的两个效果的妥协。

此外还有利的是，所述螺旋桨突起和/或尾翼突起构造得来围绕纵向轴线是旋转对称的。这些突起的旋转对称的形状构造得和制造得尤其简单，这节省了制造和研发成本。此外，这种形式还具有气体动力学方面的优点。

还有利的是，螺旋桨构成为回转螺旋桨。回转螺旋桨在此具有中空轴，其围绕着轴线旋转。沿旋翼飞机的纵向方向，例如用于螺旋桨突起的保持元件能够穿透该中空轴，螺旋桨突起借助该保持元件与机身相连。因此，机身、保持元件和螺旋桨突起优选构成共同的单元。螺旋桨突起的端部因此优选构成机身端部。螺旋桨因此在旋翼飞机的纵向方向上相对于飞行方向朝前与机身端部或螺旋桨突起的端部间隔开来。该中空轴优选可旋转地支承在保持元件上。因此螺旋桨突起能够相对于旋转的螺旋桨固定，并且抗扭地与机身相连。因为螺旋桨突起不会与螺旋桨一起旋转，从而整体上减少了旋转的质量。通过减少旋转的质量，来减少通过旋转的质量的不平衡而引起的振动。

如果该螺旋桨突起构成为机身的一部分，则这一点也会带来其它优点。因此，螺旋桨突起不必构成为单个的零件，而是能够与机身构成为一个单元。这节省了研发时的成本。有利的是，机身在其机身端部的区域中和螺旋桨突起构成为一体。螺旋桨突起的自由端部在这种情况下构成后方机身端部。在此优选构成为回转螺旋桨的螺旋桨则沿飞行方向与后方机身端部或螺旋桨突起的自由端部间隔开来。

还有利的是，所述螺旋桨可旋转地设置在所述后方机身端部、尤其设置在突出于所述后方机身端部的马达轴上，其中该马达轴优选构成为实心轴。此布局简化了旋翼飞机的结构。此外还能够实现螺旋桨的简单安装和/或拆卸，因为不必去除其它零件。相反为了节省重量，该马达轴也能够构成为中空轴。

有利的是，该螺旋桨突起构成为机身的一部分，和/或与之抗扭地连接。因此，螺旋桨突起与螺旋桨一起旋转。这一点还简化了结构，并因此减少了制造成本。

有利的是，所述空隙接设置在后方机身端部和尾翼突起的端部之间，该后方机身端部尤其在回转螺旋桨的情况下能够通过螺旋桨突起的自由端部构成。在这种情况下，所述空隙从所述尾翼突起、尤其从其指向飞行方向的端部开始一直延伸至所述螺旋桨突起，尤其延伸至其逆着所述飞行方向的后方机身端部和/ 或螺旋桨突起。

还有利的是，该空隙间接地设置在后方机身端部和尾翼突起的自由端部之间。在此，机身优选具有可旋转的螺旋桨突起，其中该空隙优选直接地设置在螺旋桨突起和尾翼突起之间。在这种情况下，所述空隙从所述尾翼突起、尤其从其指向飞行方向的端部开始一直延伸至所述螺旋桨突起，尤其延伸至其逆着所述飞行方向的端部。

尽管通过空隙使振动分离，但为了使尾翼仍具有一定的保持不变的间距，有利的是，旋翼飞机具有缓冲元件。次级承重路径通过缓冲元件延伸，该承重路径传递拉力和/或压力，但不会明显地改变空隙的大小，尾翼通过沿旋翼飞机纵向方向、尤其相对于后方机身端部的运动产生此拉力和/或压力。缓冲元件具有分离振动的轴承(例如弹性体轴承)，因此缓冲元件不会传递振动或只传递非常小的振动。缓冲元件优选在空隙的局部区域中延伸，也就是说，不是在由空隙构成的整个自由空间体积上延伸，而只是在空隙的整个长度上延伸。该空隙的长度在此通过流线形的且多体的机身单元(尤其尾翼突起和螺旋桨突起)的两个相互邻接的不同零件之间的路段构成。缓冲元件优选将所述尾翼突起与所述机身和/ 或所述螺旋桨突起以缓轻振动的方式相连。

还有利的是，所述缓冲元件在其一端部上抗扭地与所述尾翼突起相连，和/或与之构成为一体。尤其在回转螺旋桨中有利的是，所述缓冲元件在另一端部上抗扭地与所述尾翼突起相连。对此备选地，对于与螺旋桨一起旋转的螺旋桨突起来说，有利的是，所述缓冲元件在另一端部上可旋转支承地与所述尾翼突起相连。

有利的是，所述至少一个支柱间接地或直接地尤其通过叶片与机身相连。

同样有利的是，尾翼借助尤其唯一一个居中地沿纵向方向朝旋翼飞机延伸的支柱与机身相连。唯一一个支柱使尾翼能够以节省材料和成本的方式与机身相连。此外还节省了重量，这改善了改善的飞行效率。

另一有利的实施方式是，至少一个支承面从侧面设置在所述机身上。这些支承面在此能够略微指向下方或上方。同样，支承面能够构成为弯曲叶片，因此支承面大多朝外地具有弯曲。此外，支承面能够在其端部上具有所谓的翼尖。这些翼尖通常用来减少在支承面的外顶端上出现的漩涡。这些翼尖因此减少了飞行阻力，并因此节省了燃料。所有这些实施例一方面均用来实现进一步的升力，另一方面用来在飞行时稳定旋翼飞机。

如果尾翼借助两个沿纵向方向延伸的支柱在支承面上与机身相连，则会带来其它优点。在此，这些支柱优选设置在支承面中间的区域中。尾翼因此稳定地固定在机身上，并因此尺寸能够构造得更大，以便提高尾翼的稳定性和控制性效果。

还有利的是，尾翼借助两个支柱与机身相连。两个支柱提高了尾翼的负荷能力。同样，支柱在机身上的直接连接能够尤其简单地执行和建立，因为不需要中间元件。

还有利的是，所述尾翼具有三个尾翼部段。这些尾翼部段中的至少一个构成为方向尾翼。有利的是，这三个优选垂直的部段沿旋翼飞机横向方向相互隔开。中间的尾翼部段优选构成为方向尾翼。附加地或备选地，这两个外部的尾翼部段也能够构成为方向尾翼。通过这三个尾翼部段，旋翼飞机还能够稳定地克服围绕着竖直轴线的旋转。

同样还有利的是，这些尾翼部段构造得朝下逐渐变细。这节省了材料，并因此降低了旋翼飞机的成本和重量。同样，改善尾翼部段的气体动力学特性(例如空气阻力)。

另一有利的改进方案是，尾翼在顶侧上具有沿旋翼飞机横向方向设置的载体部段，和/或在此载体部段上所述尾翼部段指向下方，因此两个并排的尾翼部段和所述载体部段的一部分分别构成指向下方的U形形状。在三个尾翼部段的情况下，形成了沿旋翼飞机横向方向并排的、指向下方的两个U形形状。相对于围绕着旋翼飞机竖直轴线和旋翼飞机横向轴线的扭转来说，它们使旋翼飞机稳定。

有利的是，载体部段和这两个外面的尾翼部段构成一个单元，其与中间的尾翼部段相连。

中间的尾翼部段优选构成为方向舵。但同样还可考虑的是，这两个外面的尾翼部段均构成为方向舵。因此提高了尾翼的受控的效果。

此外还提出了一种具有机身的旋翼飞机。所述机身的一部分优选构成为客舱。所述机身但也能够包含着旋翼飞机运行所需的所有其它部件如发动机燃料箱、仪器和驱动马达。在机身的上方区域中设置有杆子，其在端部区域中具有以可旋转的方式设置的旋翼。该旋翼能够通过气流置身于自旋转状态之中，因此产生了旋翼飞机的升力。此外，旋翼能够通过预旋器驱动，该预旋器尤其在旋翼飞机还未飞行时使旋翼旋转以实现启动。动，尤其如果旋翼飞机还行飞行，则旋翼为实现启动置身于旋转之中因此已产生了用于启动的升力，并且缩短了将旋翼飞机从地面抬升所需的时间。通过旋翼产生的升力借助杆子传递到机身上。气流通常是通过旋翼飞机相对于周围空气的相对速度产生的，即基本上通过行驶速度给出，并因此从飞行方向的所有方向流到旋翼飞机上。在机身的后方区域中设置有可驱动的螺旋桨。它尤其通过内燃机驱动，并且产生旋翼飞机的牵引力。尾翼局部地设置在螺旋桨的后方。

尾翼优选具有方向和/或高度舵，借助它能够控制旋翼飞机。尾翼借助至少一个支柱与机身相连，该支柱与螺旋桨径向朝外隔开地从该螺旋桨旁边沿旋翼飞机纵向方向延伸。该支柱构成主要的负载路径，其通过至少一个支柱将尾翼的重量和空气负载进一步传递到机身上。因此在旋翼飞机的后视图中，该支柱在圆环形螺旋桨运动表面上径向隔开地从螺旋桨旁边经过。由于尾翼借助至少一个支柱间接地与机身相连，所以尾翼和螺旋桨能够在振动方面相互分离。振动分离在此意味着，尾翼的振动(其能够通过气流产生)不会传递到螺旋桨、尤其是马达轴上。同样阻止，螺旋桨和/或驱动马达产生的振动尤其从马达轴传递到尾翼上。该马达轴能够构成为实心轴或中空轴。

按本发明，杆子这样构成，即尤其与螺旋桨相对而置和/或相对倾斜，使得在旋翼飞机的后视图中，螺旋桨的螺旋桨叶片在旋转时只局部地在各自的重叠区域中与杆子重叠。因此，螺旋桨叶片不会完全位于杆子的避风区中。

由飞行速度和牵引力引起的螺旋桨绕流使沿飞行方向定向的力作用在螺旋桨叶片上。如果杆子后方的螺旋桨叶片消失或者埋入杆子的避风区，则杆子的避风区或后倾角会改变所述环流，这会引起突起的负载变化。但所述至少一个另外的螺旋桨叶片此时不是位于杆子的避风区或杆子的后倾角中，并且经受似乎不受干扰的绕流，因此在螺旋桨叶片上产生了均匀稳定的力。在螺旋桨叶片上不同振动的力会引起振动的负载和更快的磨损。在另一侧上，螺旋桨叶片上的振动力也会产生振动，其同样扩散到机身上，并在该处引起零件的材料疲劳并可能使旋翼飞机中的人感觉不舒服。

由于螺旋桨叶片不会完全位于杆子的避风区或前倾角中，而是总是至少在主要区域中不受干扰地环流，从而减轻了振动力，这降低了零件材料的疲劳性并减轻了振动。

有利的是，杆子构成为多体的。杆子例如能够构成为双体的，具有两个尤其平行的侧面部件，它们优选沿旋翼飞机横向方向相互隔开。这些侧面部件在一端部上与机身相连。

在这些侧面部件的与机身相对而置的端部上优选设置有顶盖部件，其将这些侧面部件连接起来并且可旋转地容纳着旋翼。备选地，这些侧面部件也能够沿旋翼飞机中点的方向倾斜，因此它们沿旋翼的方向延伸和/或顶盖部件具有更小的尺寸。侧面部件同样能够这样倾斜，使得它们在其背向机身的端部上汇集。因此能够省略顶盖部件。在此，这些侧面部件不必沿着旋翼飞机横向方向倾斜。还可考虑的是，侧面部件沿旋翼飞机纵向方向间隔开来。此外，由侧面部件构成的组合还能够沿旋翼飞机横向方向和/或纵向方向间隔开来。多体的杆子在此具有更高的稳定性。

此外还有利的是，杆子构成为弯曲的，尤其沿旋翼飞机横向方向是凹下的和/或凸出的。附加地或备选地，杆子还能够具有朝外的弯曲。

通过杆子的例如下凹形状和笔直的螺旋桨叶片，以简单的方式形成了重叠区域。如同上面描述的一样，通过这一点降低了振动，降低了零件的磨损以及噪音。

附图说明

在下面的实施例中说明了本发明的其它优点。其中：

图1在侧视图中示出了具有尾翼突起的旋翼飞机，其构成旋翼飞机的流线型外部轮廓的一部分；

图2按具有附加螺旋桨突起的流线形外部轮廓的备选实施例，示出了旋翼飞机在机身后方区域中一部分；

图3按具有附加回转螺旋桨的流线形外部轮廓的备选实施例，示出了旋翼飞机在机身后方区域中一部分；

图4在后视图中示出了无尾翼的旋翼飞机，其具有分离的杆子；以及

图5在后视图中示出了旋翼飞机，其具有带三个尾翼部段的尾翼和以备选方式成形的机身。

具体实施方式

图1在侧视图中示出了具有流线型外部轮廓的旋翼飞机1。旋翼飞机1的主体构成机身2。机身2在其下侧上具有轮子12。在机身2的前方区域中设置有客舱13。在机身2的上侧区域中设置有杆子3。在杆子3的上方端部上可旋转地设置着旋翼4。旋翼4通过来自前方的气流置身于自旋转状态中，并因此产生旋翼飞机1的升力。

杆子3将升力从旋翼4传递到机身2上。

机身2具有后方机身端部5。在后方机身端部5上设置有螺旋桨6，借助它能够产生旋翼飞机1的牵引力。螺旋桨6抗扭地与在机身端部5上从机身2 中伸出的驱动轴22相连。尾翼7沿旋翼飞机纵向方向局部位于螺旋桨6的后方。在此实施例中，尾翼7借助两个支柱8在支承面11上间接地与机身2相连。支承面11和支柱8在此朝旋翼飞机1的纵向轴线对称地出现，也就是说，旋翼飞机1在左侧和右侧上具有支承面11和支柱8。为了将尾翼7与机身2连接起来，在另一实施例中只利用支柱8，其在中间沿纵向方向在螺旋桨6的下方将尾翼7 与机身2连接起来。

尾翼7具有与后方机身端部5同轴地指向前方的尾翼突起9。它与尾翼7 相连，并且优选流畅地过渡到尾翼7的方向尾翼18中。方向尾翼18居中地朝向旋翼飞机1的横向轴线延伸。此外，方向尾翼18指向下方。尾翼突起9至少与后方机身端部5的区域构成流线型外部轮廓。流线形外部轮廓周围的气流构成紧贴的气流。旋翼飞机1的这种流线形外部轮廓因此减少了气流从流线形外部轮廓的分离，降低了燃油消耗，并且使飞行性能更稳定。

空隙10将后方机身端部5(其具有设置在该处的螺旋桨6)与尾翼突起9 分开来，并因此与尾翼7分开来。

通过该空隙10，避免由螺旋桨6产生的振动传递到尾翼7上。同样，避免振动从尾翼7传递到机身2上。从而改善了飞行功率，并有通过降低振动使飞行性能更加平稳。

在此处未示出的实施例中，旋翼飞机能够具有缓冲元件。缓冲元件具有分离振动的轴承(例如弹性体轴承)，因此缓冲元件不会传递振动或只传递非常小的振动。缓冲元件优选在空隙10的局部区域中延伸，也就是说，不是在由空隙10构成的整个自由空间体积上延伸，而只是在空隙10的整个长度上延伸。因此，尽管通过空隙10使振动分离，但仍然使尾翼7具有一定的保持不变的间距。缓冲元件因此以缓冲振动和/或保持距离的方式将尾翼突起9与机身2连接起来，和/或按下面图2描述的实施例一样与螺旋桨突起14连接起来。

按具有附加螺旋桨突起14的流线形外部轮廓的备选实施例，图2示出了旋翼飞机在机身后方区域中一部分。在此，螺旋桨6设置在后方机身端部5上。螺旋桨突起14抗扭地与螺旋桨6相连，因此螺旋桨突起14在螺旋桨6旋转时也一起旋转。螺旋桨突起14的形状与机身2在后方机身端部5的形状以流线形的方式相匹配。同样，螺旋桨突起14的形状也与尾翼突起9的形状以流线形的方式相匹配，螺旋桨突起14因此构成流线形外部轮廓的一部分。同样的情况也适用于尾翼突起9和/或方向尾翼18。通过该流线形外部轮廓，基本上紧贴的气流至少从后方机身端部5的区域中通过螺旋桨突起14流至尾翼突起9，并且进一步引导到方向尾翼18。这种紧贴的气流实现更低的燃油消耗，更稳定的飞行性能和更低的噪音。

在此实施例中，空隙10设置在螺旋桨突起14和尾翼突起9之间。尾翼7 因此与螺旋桨6在振动方面是分离的。

为了使螺旋桨6能够与螺旋桨突起14一起相对于机身2旋转，在旋翼飞机纵向方向上在后方机身端部5和螺旋桨突起14之间形成了第二空隙23。

按具有回转螺旋桨的流线形外部轮廓的备选实施例，图3示出了旋翼飞机在机身后方区域中一部分。螺旋桨6在此实施例中构成回转螺旋桨6。螺旋桨 6因此沿机身2的方向与机身端部5间隔开来，并且能够围绕着机身2的后方区域旋转。

在回转螺旋桨6的后面设置有螺旋桨突起14，其构成为机身2的一部分。螺旋桨突起14不会与螺旋桨6一起旋转。螺旋桨突起14与机身2一起构成流线形外部轮廓的一部分。同样，螺旋桨突起14与尾翼突起9、方向尾翼18一起构成流线形外部轮廓的一部分。通过该流线形外部轮廓，基本上紧贴的气流至少从后方机身端部5的区域中通过螺旋桨突起14流至尾翼突起9，并且从该处引导到方向尾翼18。这种气流实现更低的燃油消耗，更稳定的飞行性能和更低的噪音。

在此实施例中，空隙10设置在螺旋桨突起14和尾翼突起9之间，并且机械地在振动方面将尾翼7从螺旋桨6分离开来。

图4在后视图中示出了无尾翼的旋翼飞机，其具有分离的杆子。在此实施例中，该杆子3构成为分开的。杆子3具有两个侧面部件19a、19b，它们沿旋翼飞机横向方向相互隔开。在背向机身2的端部上设置有顶盖部件20，其与这些侧面部件19a、19b相连。旋翼4可旋转地支承在该顶盖部件20中。在此实施例中，侧面部件19a、19b设置得相互垂直和/或相互平行。备选地，按图5所示的实施例，侧面部件19a、19b也能够相互倾斜，因此顶盖部件20沿旋翼飞机横向方向缩短。备选地，侧面部件19a、19b能够这样相互倾斜，使得它们在上方汇聚，从而能够省略顶盖部件20。在另一未示出的实施例中，侧面部件19a、 19b能够相互斜离。附加地或备选地，还有利的是，这些侧面部件19a、19b和/ 或顶盖部件20构成为弯曲的、凹下的和/或凸出的。

如同在图4所示的实施例，通过杆子3的分离，螺旋桨叶片17a不会完全位于杆子3的后面。在此形成重叠区域21，其方式是：螺旋桨叶片17a在后视图中与杆子3的侧面部件19a重叠。螺旋桨叶片17b与螺旋桨叶片17a相对而置。备选地，螺旋桨6也能够具有多于两个的螺旋桨叶片17。螺旋桨6能够构成为3页、4页或5页螺旋桨。

由飞行速度和牵引力引起的螺旋桨6绕流使沿飞行方向定向的力作用在螺旋桨叶片17a、17b上。如果杆子3后方的螺旋桨叶片17消失或者埋入杆子3 的避风区，则杆子3的避风区会改变所述环流，这会引起突起的负载变化。但所述至少一个另外的螺旋桨叶片17此时不是位于杆子3的避风区中并且经受似乎不受干扰的绕流，因此在螺旋桨叶片17上产生了均匀稳定的力。在螺旋桨叶片 17a、17b上不同振动的力会引起振动的负载和更快的磨损。在另一侧上，螺旋桨叶片17a、17b上的振动力也会产生振动，其同样扩散到机身2上，并在该处引起零件的材料疲劳并可能使旋翼飞机中的人感觉不舒服。由于螺旋桨叶片17a、17b不会完全位于杆子3的避风区中，而是总是至少在主要区域中不受干扰地环流，从而减轻了振动力，这降低了零件材料的疲劳性并减轻了振动。

图5在后视图中示出了具有尾翼7的旋翼飞机1。该杆子3构成为双体的。在此实施例中，该杆子3包括两个侧面部件19a、19b，它们相互朝旋翼飞机1 的中点倾斜。这些两个侧面部件19a、19b在其端部上与顶盖部件20相连。该顶盖部件可旋转地容纳着旋翼4。这些两个侧面部件19a、19b相对于旋翼飞机轴线倾斜。

尾翼7在顶侧上具有沿旋翼飞机横向方向延伸的载体部段16。在此处未示出的实施例中，载体部段16的一部分能够构成高度尾翼。

在该载体部段16上设置有三个指向下方的尾翼部段15a、15b、15c。它们起稳定作用，以阻止旋翼飞机1围绕其竖直轴线的旋转。在所示的实施例中，中间的尾翼部段15b构成为方向尾翼18。方向尾翼18居中地朝向旋翼飞机1的横向方向。旋翼飞机1能够借助方向舵15b控制。

在备选的实施例中，这两个外部的尾翼部段15a、15c能够构成为方向舵。这些尾翼部段能够相互平行地定向。根据图5，这两个外部的尾翼部段15a、15c 同样能够朝内倾斜。备选地，这些尾翼部段15a、15c也能够朝外斜。这两个外面的尾翼部段15a、15c和所述载体部段16构成朝下方呈U形敞开的单元。其要么与中间尾翼部段15b和/或与尾翼突起9构成为一体的或多体的。

尾翼突起9朝前连接到方向尾翼18上。在此，从方向尾翼18至尾翼突起的过渡部位是流畅的，因此构成了流线形外部轮廓。这种流线形外部轮廓周围的气流构成基本上紧贴的气流，因此节省了燃料，并改善了飞行性能且降低了噪音。

同样，这些尾翼部段15a、15b、15c中的两个和所述载体面16构成指向下方的U形形状。因此这些尾翼部段15a、15b和所述载体部段16的一部分构成指向下方的第一U形形状。这些尾翼部段15b、15c和所述载体部段16的一部分构成指向下方的第二U形形状。

在此实施例中，在这两个外部的尾翼部段15a、15c上分别设置有支柱8a、 8b。这两个支柱8a、8b朝前延伸，并能够与此处未示出的支承面(参照图1) 相连，或直接地与机身2相连。

备选地，该旋翼飞机也能够具有唯一一个支柱8。那么，支柱8通过中间的尾翼部段15b将尾翼7与机身2连接起来。支柱8在此优选在螺旋桨6的下方从尾翼部段15b延伸至机身2。

本发明并不局限于这些所示和所述的实施例。即使它们是在不同的实施例中示出和描述的，在专利权利要求框架内的变体与特征的组合同样是可能的。

参考标记清单

1.旋翼飞机

2.机身

3.杆子

4.旋翼

5.后方机身端部

6.螺旋桨

7.尾翼

8.支柱

9.尾翼突起

10.第一空隙

11.支承面

12.轮子

13.客舱

14.螺旋桨突起

15a 、 15b 、 15c .尾翼部段

16.载体部段

17.螺旋桨叶片

18.方向尾翼

19.侧面部件

20.顶盖部件

21.重叠区域

22.驱动轴

23.第二空隙

Claims (17)

1.一种旋翼飞机，其具有：机身(2)；杆子(3)，其设置在所述机身(2)的上方区域中；旋翼(4)，其可旋转地设置在所述杆子(3)的端部区域中并且通过气流可置身于自旋转状态中；螺旋桨(6)，其设置在后方机身端部(5)的区域中并且是可驱动的，其引发了所述旋翼飞机(1)的牵引力；尾翼(7)，其设置在所述螺旋桨(6)的后方；至少一个支柱(8)，其与所述螺旋桨(6)径向朝外隔开地从所述螺旋桨旁边沿旋翼飞机纵向方向延伸并且将所述尾翼(7)与所述机身(2)连接起来，其特征在于，所述尾翼(7)具有与所述后方机身端部(5)同轴设置的尾翼突起(9)，所述尾翼突起(9)从所述尾翼(7)开始朝前沿所述后方机身端部(5)的方向延伸，并且与所述后方机身端部(5)这样间隔开来，使得在这两个部件之间的区域中形成空隙(10)，并且至少在其后方机身端部(5)的区域中的所述机身(2)和所述尾翼突起(9)一起构成流线形外部轮廓。

2.根据上述权利要求所述的旋翼飞机，其特征在于，其中在所述螺旋桨(6)的区域中设置有螺旋桨突起(14)，其同轴地朝后沿所述尾翼突起(9)延伸和/或与之间隔开来，和/或所述螺旋桨突起(14)与至少在其后方机身端部(5)的区域中的所述机身(2)以及所述尾翼突起(9)一起构成所述流线形外部轮廓的一部分。

3.根据权利要求2所述的旋翼飞机，其特征在于，所述螺旋桨突起(14)和所述尾翼突起(9)构造得一样长，或者这两个突起中的一个构造得比另一个长。

4.根据权利要求2或3所述的旋翼飞机，其特征在于，所述螺旋桨(6)构成为回转螺旋桨，其中所述螺旋桨突起(14)构成所述机身(2)的一部分，并且与所述机身(2)刚性地相连和/或所述螺旋桨突起(14)的端部构成所述后方机身端部。

5.根据权利要求1-3任一项所述的旋翼飞机，其特征在于，所述螺旋桨(6)可旋转地设置在所述后方机身端部(5)上。

6.根据权利要求5所述的旋翼飞机，其特征在于，所述螺旋桨(6)可旋转地设置在突出于所述后方机身端部(5)的马达轴上。

7.根据权利要求2或3所述的旋翼飞机，其特征在于，其中所述螺旋桨突起(14)构成所述螺旋桨(6)的一部分和/或与之抗扭地相连，因此所述螺旋桨突起(14)能够与所述螺旋桨(6)一起旋转。

8.根据权利要求2或3所述的旋翼飞机，其特征在于，所述空隙(10)从所述尾翼突起(9)开始一直延伸至所述螺旋桨突起(14)。

9.根据权利要求8所述的旋翼飞机，其特征在于，所述空隙(10)从其指向飞行方向的端部开始一直延伸至所述螺旋桨突起(14)。

10.根据权利要求8所述的旋翼飞机，其特征在于，所述空隙(10)从所述尾翼突起(9)开始一直延伸至其逆着飞行方向的端部。

11.根据权利要求8所述的旋翼飞机，其特征在于，所述空隙(10)从其指向飞行方向的端部开始一直延伸至其逆着所述飞行方向的端部。

12.根据权利要求2或3所述的旋翼飞机，其特征在于，所述旋翼飞机具有缓冲元件，其在所述空隙(10)的局部区域中在所述空隙(10)的整个长度上延伸，和/或与所述尾翼突起(9)保持距离地与所述机身(2)和/或所述螺旋桨突起(14)相连。

13.根据权利要求12所述的旋翼飞机，其特征在于，所述缓冲元件在其一端部上抗扭地与所述尾翼突起(9)相连，和/或在另一端部上抗扭地或可旋转地与所述螺旋桨突起(14)相连。

14.根据权利要求1-3任一项所述的旋翼飞机，其特征在于，至少一个支承面(11)从侧面设置在所述机身(2)上，和/或所述尾翼(7)借助两个沿横向方向相互隔开的支柱(8)在支承面(11)上与所述机身(2)相连。

15.根据权利要求1-3任一项所述的旋翼飞机，其特征在于，所述尾翼(7)包括方向尾翼(18)，其与所述尾翼突起(9)同轴设置并且与之构成为一体和/或构成所述流线形外部轮廓的一部分。

16.根据权利要求1-3任一项所述的旋翼飞机，其特征在于，所述尾翼(7)具有三个尾翼部段(15a、15b、15c)，其中至少一个尾翼部段(15b)构成为具有方向舵的方向尾翼(18)，并且这三个尾翼部段(15a、15b、15c)沿旋翼飞机横向方向间隔开来。

17.根据权利要求16所述的旋翼飞机，其特征在于，所述尾翼(7)具有沿旋翼飞机横向方向设置的载体面(16)，和/或在此载体面(16)上所述尾翼部段(15a 、 15b 、 15c) 指向下方，因此两个并排的尾翼部段(15a 、 15b 、 15c) 和所述载体面(16)分别构成指向下方的U形形状。

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