CN115190853A - 直升机、直升机套件及相关联的重新配置方法 - Google Patents

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卢卡·梅迪奇
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Abstract

本发明描述了一种直升机(1)，其包括：尾梁(7)；从尾梁(7)突出的垂直尾翼(8)；以及设置在尾梁(7)处并横向于垂直尾翼(8)的水平尾翼(9)；垂直尾翼(8)和水平尾翼(9)中的至少一个限定产生第一空气动力的第一空气动力学表面(10、11)；横向于第一空气动力学表面(10、11)的至少一个第一元件(20、90)；以及产生第二空气动力的第二空气动力学表面(21、92)，该第二空气动力学表面与第一元件(20、90)连接，面对第一空气动力学表面(10、11)并且与该第一空气动力学表面间隔开；第二空气动力学表面(21、92)与垂直尾翼(8)和水平尾翼(9)中的另一个间隔开。

Description

直升机、直升机套件及相关联的重新配置方法
相关申请的交叉引用
本专利申请要求于2019年12月23日提交的欧洲专利申请第19219521.2号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及直升机、直升机套件和直升机重新配置方法。
背景技术
直升机以已知的方式包括机身、从机身突出并能围绕第一轴线旋转的主旋翼和从机身突出并能围绕横向于第一轴线的第二轴线旋转的尾旋翼。
特别地，主旋翼适于提供将直升机维持在空中所需的升力并允许直升机向前/向后和侧向地移动。相反，尾旋翼适于抵消将由通过主旋翼的运转传递到机身的反作用扭矩引起的直升机的旋转，并且控制直升机的偏航，即，围绕第一轴线的旋转。
直升机还以已知的方式包括：
分别设置在机身的相对的两个端部的机头和尾梁；
垂直尾翼(fin)，其以悬臂方式从机身的尾梁向上突出并以能围绕第二轴线旋转的方式支撑尾旋翼；以及
水平尾翼，其以悬臂方式从尾梁横向于机身突出，并且被称为俯仰稳定器(pitchstabilizer)。
垂直尾翼被成形为具有机翼轮廓，该机翼轮廓被配置为产生具有与第二轴线平行的主要分量的第一空气动力。
这样，当直升机处于高速向前飞行时，由垂直尾翼产生的第一空气动力产生反向扭矩，该反向扭矩与由尾旋翼产生的扭矩相加并且能够保持直升机相对于固定方向成期望的偏航角。
因此，从设计角度来看，期望增大垂直尾翼的表面以便在直升机处于高速向前飞行时增大第一空气动力的值。
然而，在直升机侧向飞行的情况下，垂直尾翼的这种表面增大会导致空气动力学阻力的增加。
因此，业内意识到需要优化垂直尾翼的空气动力学行为，以便在高速向前飞行中增大第一空气动力的值，而在侧向飞行的情况下不增加空气动力学阻力。
水平尾翼被配置为具有机翼轮廓，当直升机处于向前飞行时，该机翼轮廓产生具有平行于第一轴线定向的主要分量的第二空气动力、升力/负升力。
这种升力/负升力与由主旋翼产生的升力相加，并且在高速向前飞行期间有效地将直升机的姿态保持在稳定状态下，即，确保直升机关于竖直方向和关于围绕直升机的第三纵向轴线的旋转处于稳定平衡的位置。特别地，第三轴线平行于机身的从机头朝向尾梁定向的延伸方向，并且横向于第一轴线和第二轴线。
然而，在某些低速状态下，可能发生，由主旋翼向下引导的气流朝向机身的机尾偏斜，从而撞击水平尾翼并因此在其上产生第三空气动力，即向下的推力。
在直升机的加速和/或减速之后，该推力在直升机上引起机头向上的姿态，即，机身的机头高于机身的机尾的姿态。这种机头向上的姿态必须由对主旋翼的周期距(cyclicpitch)进行作用的飞行员连续地校正，即，通过使主旋翼盘向前倾斜以使气流远离水平尾翼移动。
这使得飞行员在某些低速状态下难以控制。
此外，降落阶段的机头向上的姿态会导致飞行员的视野问题，这在阵风、不良天气状况或降落区域存在障碍物的情况下可能变得更有问题。
由于上述情况，水平尾翼的设计必须满足两个冲突的约束条件。
更详细地，一方面，需要大的水平尾翼表面来产生足够的第二空气动力值，并因此增加直升机的纵向稳定性。
另一方面，小的水平尾翼表面在低速时是最佳的，以减少暴露于由主旋翼产生的向下的气流的表面和随之发生的直升机机头向上的量，并因此改善在特别危急状况(例如，降落)中直升机的视野和操纵性。
由于这些约束条件，从二十世纪50年代开始已经在直升机上使用了各种水平尾翼配置，而没有实现最佳方案。例如，存在只在机身的一侧设置在相对于尾梁的不同高度处的已知非对称的水平尾翼，并且存在具有相对于机身设置在不同高度和不同纵向位置处的两个稳定器的对称方案。
US8,985,500描述了一种直升机，其包括水平尾翼，该水平尾翼包括：
一对稳定器，其以悬臂方式从尾梁的相应侧突出；
一对气动附件，其叠加在相应的稳定器上并以悬臂方式从机身的相应侧突出；以及
一对端板，其与相应的侧面相对并且在每个稳定器和相关的附件之间延伸。
当直升机处于高速向前飞行时，由机身和主旋翼产生的空气动力学洗流显著地干扰撞击附件的邻近机身的部分的气流。
因此，这些部分在空气动力学上“处于阴暗中”，并且无法有效地帮助产生纵向稳定直升机所需的第二空气动力。
因此，业内意识到需要优化水平尾翼的空气动力学行为，以便在向前飞行中增加直升机的纵向稳定性，同时限制低速状态下的机头向上的现象。
业内还意识到需要针对向前飞行、侧向飞行和降落/起飞的低速阶段的迎角特性优化水平尾翼和垂直尾翼的空气动力学行为，从而限制甚至避免在失速的典型的迎角下产生的尺寸和/或最大空气动力的任何增加。
US-A-2,353,856公开了一种用于防止在控制表面上的湍流的辅助翼型。辅助翼型特别适于尾翼面以使稳定器和升降舵上的流动平滑。翼型的主要目的是在必须切割一个稳定器控制表面以允许另一个稳定器控制表面偏转时在与两个稳定器的相交处相邻的区域上实现空气的平滑流动。
US-B-8,579,226公开了具有一对机翼的飞行器，该对机翼具有相关的附件。每个附件被成形为赋予相关的机翼封闭的盒子形状。
发明内容
本发明的目的是以简单且廉价的方式生产能够满足上述至少一种需求的直升机。
根据本发明，上述目的通过根据权利要求1的直升机实现。
本发明还涉及根据权利要求12的用于直升机的套件。
本发明还涉及根据权利要求14的重新配置直升机的方法。
附图说明
为了更好地理解本发明，在下文中仅通过举例的方式并且借助于附图描述本发明的三个优选的非限制性实施方式，在附图中：
图1是根据本发明制造的直升机的立体图；
图2是图1的直升机的机尾部分的高度放大比例的视图；
图3是沿着图2的线III-III的剖面，为了清楚起见，移除了一些部分；
图4是根据本发明制造的直升机的第二实施方式的机尾部分的剖面；以及
图5是根据本发明制造的直升机的第三实施方式的机尾部分的剖面。
具体实施方式
参照附图，附图标记1表示根据本发明的规定制造的直升机。
直升机1基本上包括机身2、设置在机身2的顶部的主旋翼3以及尾旋翼5。
机身2在其相对的两个端部包括机头6和尾梁7。
可以定义：
对应于机身2的纵向延伸方向的直升机1的滚转轴线X；
与轴线X正交的俯仰轴线Y；以及
与轴线X和Y正交的偏航轴线Z。
轴线X、Y、Z与直升机1成一体，并且入射在直升机1的重心G(为了简化表示，在附图中未以正确位置示出)处。
应当注意，在下文中，在本说明书中，诸如“上方”、“下方”、“侧向”、“在前部”、“在后部”等术语是参考在恒定高度处向前飞行的直升机1的正常向前方向(即，轴线Z是竖直的并且轴线X、Y是水平的状态)而使用的。
主旋翼3适于提供具有与轴线Z平行的主要分量以便能够将直升机1维持在空中的推力、平行于轴线X的向前或向后移动和在平行于轴线Y的两个方向上的侧向移动。
尾旋翼5适于提供具有与轴线Y平行的主要分量的推力。该推力在与主旋翼3运转之后作用在机身2上的反作用扭矩相反的方向上产生围绕轴线Z的扭矩，以便控制直升机1的偏航角。
机头6和尾梁7沿着直升机1的纵向延伸轴线X彼此相对。
直升机1还包括：
垂直尾翼8，其在与机头6相对的端部处以悬臂方式从尾梁7的顶部突出；以及
水平尾翼9，其在垂直尾翼8下方以悬臂方式从尾梁7突出并且适于纵向地(即沿着轴线X)稳定直升机1。
垂直尾翼8支撑尾旋翼5。
垂直尾翼8限定空气动力学表面10，该空气动力学表面10被配置为产生具有与轴线Y平行的主要分量的空气动力。这样，当直升机1以高速向前飞行前进时，由垂直尾翼8产生的升力有助于控制直升机1的偏航角。
水平尾翼9适于产生具有与轴线Z平行的主要分量的空气动力，以便纵向稳定处于向前飞行的直升机1，即，使直升机1的姿态在围绕轴线Y的旋转方面是稳定的。
更详细地，水平尾翼9包括设置在尾梁7的相应的相互相对的两侧的一对稳定器14。
由于稳定器14彼此相同，在下面的描述中，将仅提及一个稳定器14。
稳定器14具有平行于轴线Y的长度、平行于轴线X的宽度和平行于轴线Z的厚度。
稳定器14包括承载表面11，该承载表面11被配置为产生具有与轴线Z平行的主要分量的升力/负升力。
稳定器14的表面11又由以下部分界定：
前缘15，其面对机头2并且限定稳定器14的第一最前端边缘；
后缘16，其沿着轴线X与前缘15相对并且限定稳定器14的第二最后端边缘；
顶表面17，其被界定在前缘15和后缘16之间并且限定稳定器14的上表面；以及
底表面18，其在顶表面17的相反侧被界定在前缘15和后缘16之间，并且限定稳定器14的下表面。
表面11还包括彼此相对且平行于轴线Y的一对端部边缘12a、12b。每个表面11的端部边缘12a固定到尾梁7上。
有利地，稳定器14包括：
以悬臂方式横向于表面11突出的板20；以及
限定另外的空气动力学表面的附件21，该附件21横向地与板20连接，平行于轴线Z与表面11间隔开，并且平行于轴线Y与垂直尾翼8间隔开。
更详细地，板20沿着轴线Y与垂直尾翼8相对，并且与表面11连接。
稳定器14还包括以悬臂方式从附件21突出并与表面11连接的另外的板22。
更具体地，板22平行于轴线Y与板20间隔开，并且平行于轴线Y介于垂直尾翼8与板20之间。
板22横向地延伸到附件21和表面11。
这样，板20、22、附件21和稳定器14的介于板20、22之间的部分23限定了封闭的机翼表面25。
更详细地，板20平行于轴线Z由与表面11相邻设置的边缘30和与边缘30相对的边缘31界定。
板20还包括区域32，该区域32平行于轴线Z介于边缘30、31之间并且附件21与该区域32连接。
在所示的情况下，边缘31设置在区域32上方。
边缘30、31和区域32平行于轴线X延伸。
附件21也由以下部分界定：
前缘35，其面对机头6并且限定附件21的第一最前端边缘；
后缘36，其沿着轴线X与前缘15相对并且限定附件21的第二最后端边缘；
顶表面37，其被界定在前缘35和后缘36之间并且限定附件21的上表面；以及
底表面38，其在与顶表面37相反的一侧被界定在前缘35和后缘36之间，并且限定附件21的下表面。
参照图2和图3，附件21的底表面38沿着轴线Z介于附件21的顶表面37与表面11的顶表面17之间。
换言之，附件21沿着轴线Z叠加在表面11上。
附件21也包括彼此相对的一对端部边缘24a、24b，它们平行于轴线Y并且分别与板20和板22连接。
附件21也具有平行于轴线Y的长度和平行于轴线X的宽度。
板22还包括与附件21连接的边缘40和与表面11连接的边缘41。
边缘40、41彼此相对，平行于轴线Z并且平行于轴线Y延伸。
在所示的情况下，边缘40设置在边缘41上方。
在所示的情况下，以与轴线Y正交并通过边缘41的平面为基准，板22从边缘41开始朝向边缘40朝向板20倾斜。
参照图3，稳定器14还包括一对襟翼50(也称为Gurney襟翼)，它们施加到表面11的后缘16的相应的相对两侧，位于同一平面上并且均与后缘16正交以便形成T形。
特别地，部分23包括：
区域53，其平行于轴线Y邻近板20并且平行于轴线X介于前缘15的区段56与后缘16的对应的区段57之间；以及
襟翼50。
在图2所示的情况下，区域53的翼展60(即，平行于轴线Y的延伸范围)在附件21的翼展61的大约5％和35％之间，优选在15％和20％之间。
参照图3，附件21的翼弦62(即，前缘35和后缘36之间的距离)在表面11的翼弦63(即，前缘15和后缘16之间的距离)的大约5％和100％之间，优选在大约30％和70％之间。
平行于轴线Z测得的翼弦62、63之间的距离64在表面11的翼弦63的大约5％和120％之间，优选在大约20％和100％之间。
翼弦62和边缘31之间的距离65在表面11的翼弦63的40％和55％之间。
翼弦63与边缘31之间的距离66在表面11的翼弦63的110％和120％之间。
前缘35和前缘15之间平行于轴线X的距离67在朝向机头6时的翼弦63的50％与在机头6相反侧时的翼弦63的50％之间。
板20、22、附件21、稳定器14的区域53和Gurney襟翼50形成用于直升机的稳定器的重新配置套件80(图2)，该重新配置套件80包括表面11而没有部分23。
垂直尾翼8以与稳定器14完全类似的方式成形，其中考虑垂直尾翼8的表面10代替表面11，因此仅在下面综合描述该表面10。
特别地，在可能的情况下，在图2和图3中用相同的附图标记示出了垂直尾翼8和稳定器14的对应或等同的部分。
垂直尾翼8包括支撑件90，其适于支撑旋翼5并且以悬臂方式从垂直尾翼8的两个侧面13a、13b横向于表面11突出。
在沿着轴线Y与旋翼5相对的侧面13b上，垂直尾翼8包括：
板91，其以悬臂方式横向于表面11突出，是弯曲的并介于支撑件90与稳定器14之间；以及
附件92，其限定另外的空气动力学表面，在支撑件90与板91之间延伸，并且平行于轴线Y与表面11间隔开。
垂直尾翼8还包括沿着轴线Z介于支撑件90与板91之间的部分93。
在所示的情况下，支撑件90设置在板91上方。
板91和附件92分别与板22和附件21完全相似，因此在下文中没有详细描述。
支撑件90、板91、附件92和垂直尾翼8的介于支撑件90与板92之间的部分93限定了封闭的机翼表面95，该机翼表面95在直升机1的向前飞行状态下产生具有与轴线Y平行的主要分量的空气动力。
支撑件90、板91、附件92和稳定器14的部分93形成用于直升机的稳定器的重新配置套件100(图2)，该重新配置套件100包括表面10，而没有部分93。
从例如起飞/降落阶段典型的低速向前飞行或悬停状态开始描述直升机1的操作。
在这种状态下，通过主旋翼3的运转在机身2上产生的围绕轴线Z的反作用扭矩基本上由尾旋翼5平衡。事实上，由于直升机1的低速度或零速度，由垂直尾翼8产生的空气动力可忽略。
此外，在这种状态下，从主旋翼3朝向尾梁7的下洗流撞击水平尾翼9的稳定器14。
设置在表面11上方的附件21阻碍该洗流朝向表面11的通过，表面11因此受到由于主旋翼3的洗流产生的特别低的或为零的向下的推力。
此外，附件21的小的整体延伸能够进一步降低该洗流施加在水平尾翼9上的向下推力。
因此，由该推力产生的围绕轴线Y的机头向上的力矩减小，随之而来减小了起飞/降落阶段期间直升机1的姿态变化和飞行员所需的校正。
相反，在高速向前飞行状态下，由于由表面10和附件92产生的空气动力，垂直尾翼8有效地帮助抵消由主旋翼3产生的反作用扭矩。
此外，在这些状态下，水平尾翼9产生具有与轴线Z平行的分量的空气动力学推力，其能够使直升机1在沿着轴线Z的平移和围绕轴线Y的旋转方面保持稳定平衡。
机身2的存在干扰了撞击垂直尾翼8和水平尾翼9的空气动力学流。
特别地，与撞击稳定器14的封闭的机翼表面25的气流相比，撞击水平尾翼9的邻近垂直尾翼8的区域以及因此表面11的邻近垂直尾翼8的区域的气流基本上更小。
类似地，与撞击垂直尾翼8的封闭的机翼表面95的气流相比，撞击垂直尾翼8的邻近水平尾翼9的区域以及因此表面10的邻近水平尾翼9的区域的气流也基本上更小。
在侧向飞行状态下，撞击垂直尾翼8的表面10的气流基本上比撞击附件92的气流小。换言之，表面10在空气动力学上受到附件92的保护。因此，在侧向飞行中由垂直尾翼8提供的空气动力学阻力特别地被减小。
套件80用于重新配置直升机，直升机配备有稳定器，每个稳定器仅包括表面11，而没有部分23。
更详细地，板20、22固定到表面11的边缘30、41上，以便将附件21设置成面对表面11。
区域53与表面11连接以便限定后者的延伸部。
特别地，区域53平行于轴线Y与相关的板20连接。
类似地，套件100用于重新配置直升机，该直升机配备有垂直尾翼，该垂直尾翼仅包括要配置的直升机的表面10。
更详细地，板91被固定到表面10上以便将附件92设置成面对要被配置的直升机1的表面10，并且附件92被固定到支撑件90上。
参照图4，附图标记14’表示根据本发明的另一实施方式的直升机1的稳定器。
稳定器14’类似于稳定器14，并且将在下文中仅就不同之处进行描述；在可能的情况下，稳定器14、14’的相同或等同部分将用相同的附图标记表示。
稳定器14’与稳定器14的不同之处在于，稳定器14’包括：
沿着轴线Z设置在表面11的顶表面17侧并且沿着轴线Y与垂直尾翼8间隔开的至少一个附件21’，以及沿着轴线Z设置在表面11的底表面18侧并且沿着轴线Y与尾梁7间隔开的至少一个另外的附件21’。
特别地，附件21’可以多于一个和/或另外的附件21’可以多于一个。
参照图5，附图标记14’表示根据本发明的另一实施方式的直升机1的稳定器。
稳定器14”类似于稳定器14，并且将在下文中仅就不同之处进行描述；在可能的情况下，稳定器14、14”的相同或等同部分将用相同的附图标记表示。
稳定器14”与稳定器14的不同之处在于，稳定器14”包括设置在表面11的顶表面17侧、与垂直尾翼8间隔开并且沿着轴线X错开的至少两个附件21”。
替代地，稳定器14”可以包括设置在表面11的底表面18侧、与垂直尾翼8间隔开并且沿着轴线X错开的至少两个附件21”。
根据对直升机1、套件80、100和根据本发明的方法的特性的检查，可以获得的优点是明显的。
特别地，稳定器14的附件21产生空气动力，并且平行于轴线Z与相应的表面11间隔开并且平行于轴线Y与垂直尾翼8间隔开。
这样，在高速状态下，由附件21沿着轴线Z产生的升力/负升力的空气动力与由表面11产生的升力/负升力相加，并且一方面有助于用于增加直升机1的纵向稳定性的主要效果。
另一方面，由于附件21与垂直尾翼8间隔开，因此稳定器14比在本说明书的介绍性部分中描述的已知方案的稳定器重量更轻且体积更小，对于直升机1具有明显的优点。
由于机身2和主旋翼3显著地干扰到达介于附件21与垂直尾翼8之间的区域中的气流，使得在该区域中产生空气动力相当低效，因此在对稳定器14产生的空气动力没有任何不利的情况下获得了该重量减小。
换言之，水平尾翼9在减小重量的情况下实现了直升机1的高度纵向稳定性。
在低速状态下，表面11处于附件21的紊动的洗流中。因此，相对于传统方案减少了由主旋翼3的洗流在水平尾翼9上产生的向下的推力，从而降低了直升机1在降落操作期间采取机头向上的姿态的趋势，从而改善了飞行员的舒适性和视野。
每个稳定器14还包括由板20、22、附件21和稳定器14的介于板20、22之间的部分23限定的相关的封闭的机翼表面25。
封闭的机翼表面25显著地减小了引起的阻力的负面影响并使相应的稳定器14的效率(即，升力和产生的阻力之间的比率)最大化。因此，稳定器14在表面相同的情况下增大了所产生的空气动力的值，或者允许以较小的表面获得产生相同的力，从而在重量和体积较小的情况下确保了直升机1的纵向稳定性。
类似于水平尾翼9，由于附件92的存在，该附件92产生了除了由表面10产生的空气动力之外的另外的空气动力，因此，垂直尾翼8一方面能够在高速飞行中增加产生的具有与轴线Y平行的分量的总空气动力。
由于附件92与水平尾翼9间隔开，因此可以减小垂直尾翼8的总重量，而没有使产生的空气动力的总量恶化，由于介于附件92与水平尾翼9之间的区域处于由主旋翼3和机身2产生的紊动的洗流中，因此从空气动力学角度来看基本上是低效的。
另一方面，参照直升机1的侧向飞行状态，即直升机平行于轴线Y侧向移动的状态，表面10处于附件92的洗流中并因此受到更多干扰气流的撞击。这导致垂直尾翼8在侧向飞行状态下的整体空气动力学阻力减小。
因此，与在不引入附件21而通过简单地增大表面10的延伸来获得空气动力增加的情况下所获得的结果相比，在高速下获得的空气动力的增加引起的侧向飞行8中垂直尾翼8的阻力的增加明显更小。
类似于每个稳定器14，垂直尾翼8包括由支撑件90、板91、附件92和介于支撑件90与板91之间的部分93限定的封闭的机翼表面95。
类似于封闭的机翼表面25，机翼表面95也显著地减小了引起的阻力的负面影响并使垂直尾翼8的效率(即，升力和产生的阻力之间的比率)最大化。由于封闭的机翼表面95的存在，因此在表面相同的情况下增大了所产生的空气动力的值，或者可以利用较小的表面实现产生相同的力，从而以空气动力学有效的方式确保了直升机1在高速下的偏航控制。
总之，申请人已经观察到，附件21、92的引入能够相对于迎角提高升力系数的升力斜率，从而减小失速状态下的最大升力的增加。
由于与直升机1的正常飞行状态—向前飞行、侧向飞行、悬停、起飞/降落期间的低速飞行相对应的垂直尾翼8和水平尾翼9的迎角小于失速迎角，因此附件21、92能够增大由垂直尾翼8和水平尾翼9在直升机1操作的典型的迎角下产生的空气动力的值。
与后缘16正交地施加的襟翼50能够相对于空气动力学阻力的小增加而增加了由表面11产生的空气动力。特别地，由于襟翼50和后缘16的T形，可以随着迎角的变化而增大由表面11产生的升力/负升力和升力系数的相关最大值。
附件21’、21”允许增加由水平尾翼9产生的空气动力，并因此增加高速下的稳定效果，从而进一步增加表面11免受由主旋翼3产生的向下洗流影响的保护效果。
套件80、100能够简单地通过以下方式重新配置具有传统的垂直尾翼和水平尾翼的直升机：
将板20、22固定到表面11的边缘30、41上以便将附件21设置成面对表面11，并将区域53固定到表面11上以便限定其延伸部；和/或
将板91固定到表面10的相应的边缘上并将附件92固定到支撑件90上，以便将附件92设置成面对要被配置的直升机的表面10。
由于板22与垂直尾翼8间隔开，因此套件80的应用不需要在尾梁7上进行任何动作，从而极大地简化了直升机1的重新配置。
类似地，由于板92与稳定器14间隔开，套件100的应用不需要在水平尾翼9上进行任何动作，从而进一步简化了直升机1的重新配置。
T形附件50在被包含在套件80中时是特别有利的。事实上，T形允许相对于不存在套件80的情况增加由稳定器14产生的升力，而不改变直升机1的姿态。
显然，在不脱离权利要求中限定的范围的情况下，可以对本文阐述的直升机1、套件80、100和方法进行修改和变型。
特别地，每个稳定器14可以不包括相关的板22。类似地，垂直尾翼8可以不包括板91。
此外，每个稳定器14可以包括沿着轴线Z与相关的表面11间隔开的板22。类似地，垂直尾翼8可以包括沿着轴线Z与相关的表面10间隔开的板91。
元件90可以不是旋翼支撑件。
最后，附件21’、22”可以由垂直尾翼8承载，而不是由稳定器14、14’承载。

Claims (14)

1.一种直升机(1)，其包括：
尾梁(7)；
垂直尾翼(8)，其从所述尾梁(7)突出；以及
水平尾翼(9)，其设置在所述尾梁(7)处并且横向于所述垂直尾翼(8)；
所述垂直尾翼(8)和所述水平尾翼(9)中的至少一个限定在使用中产生第一空气动力的第一空气动力学表面(11、10)；
其特征在于，所述直升机包括：
横向于所述第一空气动力学表面(10、11)的至少一个第一元件(20、90)；以及
在使用中产生第二空气动力的第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)，所述第二空气动力学表面与所述第一元件(20、90)连接，面对所述第一空气动力学表面(11、10)并与所述第一空气动力学表面(11、10)间隔开；
所述第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)与所述垂直尾翼(8)和所述水平尾翼(9)中的另一个间隔开；
所述第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)在翼展方向上平行于所述第一空气动力学表面(11、10)的翼展方向延伸。
2.根据权利要求1所述的直升机，其特征在于，其包括与所述第一元件(20、90)间隔开的第二元件(22、91)，所述第二元件(22、91)横向于所述第一空气动力学表面和所述第二空气动力学表面(10、11)，并且从所述第二空气动力学表面(21、92)朝向所述第一空气动力学表面(11、10)延伸。
3.根据权利要求2所述的直升机，其特征在于，所述第二元件(22、91)与所述第一空气动力学表面(10、11)连接，并且
所述第一元件(20、90)、所述第二元件(22、91)、所述第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)以及所述第一空气动力学表面(10、11)的介于所述第一空气动力学表面(20、91)和所述第二空气动力学表面(22、90)之间的部分(23、93)限定了封闭的机翼表面(25、95)。
4.根据前述任一项权利要求所述的直升机，其特征在于，所述第一空气动力学表面(10、11)包括参考所述直升机(1)的正常向前方向彼此相对的第一前缘(15)和第一后缘(16)，所述直升机(1)的所述正常向前方向是从所述尾梁(7)朝向所述直升机(1)的机头(2)定向的；
所述第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)包括参考所述正常向前方向彼此相对的第二前缘(35)和第二后缘(36)；
其中参考所述正常向前方向，所述第一前缘(15)相对于所述第二前缘(35)设置在前方位置；和/或
其中参照所述正常向前方向，所述第一后缘(16)相对于所述第二后缘(36)设置在后方位置。
5.根据权利要求4所述的直升机，其特征在于，其包括一对附件(50)，所述一对附件(50)施加在所述第一后缘(16)和所述第二后缘(36)中的至少一个后缘上并且横向于所述至少一个后缘，所述一对附件(50)设置在所述第一后缘(16)和所述第二后缘(36)中的所述至少一个后缘的相应的相对的两侧，以便与所述第一后缘(16)和所述第二后缘(36)中的所述至少一个后缘形成T形构造。
6.根据前述任一项权利要求所述的直升机，其特征在于，所述第一空气动力学表面(11)包括第一顶表面(17)和第一底表面(18)；
其特征在于，所述直升机包括设置在所述第一空气动力学表面(10、11)的相同的所述第一顶表面(17)侧或所述第一底表面(18)侧的至少两个所述第二空气动力学表面(21”、92)；和/或
其特征在于，其包括设置在所述第一顶表面(17)侧的至少一个所述第二空气动力学表面(21’、92)和设置在所述第一空气动力学表面(10、11)的所述第一底表面(18)侧的至少一个另外的所述第二空气动力学表面(21、92)。
7.根据前述任一项权利要求所述的直升机，其特征在于，所述第一元件(20、90)设置在所述第一空气动力学表面(10、11)的第一端部(12b)上，所述第一端部(12b)与所述垂直尾翼(8)和所述水平尾翼(9)中的另一个相对。
8.根据前述任一项权利要求所述的直升机，其特征在于，所述第一空气动力学表面(11)由所述水平尾翼(9)限定，并且所述第二空气动力学表面(21)与所述垂直尾翼(8)间隔开。
9.根据权利要求8所述的直升机，其特征在于，所述第二空气动力学表面(21)包括彼此相对的第二顶表面(37)和第二底表面(38)；
所述第二底表面(38)面对所述第一顶表面(17)；
所述直升机(1)还包括主旋翼(3)，所述主旋翼(3)可操作以在使用中产生沿着第一轴线(Z)且朝向所述水平尾翼(9)引导的气流；
参考所述气流的向前行进方向，所述第二空气动力学表面(21)横向于所述第一轴线(Z)设置在所述第一表面(11)的上游。
10.根据前述任一项权利要求所述的直升机，其特征在于，所述水平尾翼(9)包括一对稳定器(14)，所述一对稳定器(14)以悬臂方式从所述机身(2)的相对的两侧突出；
每个所述稳定器(14)包括对应的所述第一空气动力学表面(11)、对应的所述第二空气动力学表面(21、21’、21”)和对应的所述第一元件(20)。
11.根据权利要求1至7中任一项所述的直升机，其特征在于，所述第一空气动力学表面(10)由所述垂直尾翼(8)和所述第二空气动力学表面(92)限定，并且与所述水平尾翼(9)间隔开。
12.一种用于直升机(1)的升级套件(80)，所述升级套件(80)包括：
至少一个第一元件(20、91)，其能横向地固定到由所述直升机(1)的水平尾翼(9)或垂直尾翼(8)限定的第一空气动力学表面(10、11)上；
第二空气动力学表面(21、21’、21”；92)，其横向于所述第一元件(20、91)并且适于在使用中产生空气动力；
所述第一元件(20、91)包括：
边缘(30)，其能固定到所述第一空气动力学表面(10、11)上；以及
与所述边缘(30)分离的区域(32)，所述第二空气动力学表面(10、11)以悬臂方式从所述区域(32)突出；
所述第二空气动力学表面(10、11)被配置为在使用中设置在与所述直升机(1)的所述水平尾翼(9)或垂直尾翼(8)中的另一个相距一定距离处；
所述第二空气动力学表面(21、21’、21”、92)在翼展方向上平行于所述第一空气动力学表面(11、10)的翼展方向延伸；
所述套件(80，100)还包括：
第二元件(53)，其在相对于所述第二空气动力学表面(21、21’、21”；92)错开的位置以悬臂方式从所述第一元件(20、91)突出，并且能与所述第一空气动力学表面(10、11)连接以限定所述第一空气动力学表面(10、11)的延伸部。
13.根据权利要求12所述的套件，其特征在于，其包括横向于所述第二空气动力学表面(21、21’、21”)并相对于所述第一空气动力学表面(10)设置在所述第一元件(20)的相对侧的板(22)；
所述第一元件(20)和所述板(22)设置在所述第一空气动力学表面(10、11)的同一侧。
14.一种用于直升机(1)的升级方法；所述直升机(1)包括：
尾梁(7)；
垂直尾翼(8)，其从所述尾梁(7)突出；以及
水平尾翼(9)，其设置在所述机尾部分(7)处并且横向于所述垂直尾翼(8)；
所述垂直尾翼(8)和所述水平尾翼(9)中的至少一个限定第一空气动力学表面(10、11)；
所述方法包括以下步骤：
i)将第一元件(20、90)横向于所述第一空气动力学表面(10、11)设置；
ii)设置与所述第一空气动力学表面(10、11)间隔开并与所述水平尾翼(9)和所述垂直尾翼(8)中的另一个间隔开的第二空气动力学表面(21、21’、21”；92)；以及
iii)将所述第二空气动力学表面(21、21’、21”；92)连接至所述第一元件(20、90)；
所述第二空气动力学表面(21、21’、21”；92)在翼展方向上平行于所述第一空气动力学表面(11、10)的翼展方向延伸。
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