CN1272084C - 可遥控式飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可遥控式飞行器，尤其是可遥控式超轻型直升机，其含有至少一个旋转叶片(104)，叶片的仰角(α)可调节。本发明提出，所述至少一个旋转叶片(104)的仰角(α)的调节通过一个力、尤其是一个直接带入旋转叶片的旋转轴中的扭力而达成。该扭力由一磁场产生，该磁场可由至少一个线圈(106)的电控制而改变，该线圈不是电动机的组成部分。

Description

可遥控式飞行器

技术领域

本发明涉及一种可遥控的飞行器，尤其是一种至少拥有一片旋转叶片、并且该旋转叶片的仰角为可调整的、可遥控超轻型模型直升机。

背景技术

众所周知，模型直升机术的浮力(Auftrieb)与主旋翼的俯仰/滚转(Nick-/Roll)经由一连接到伺服机的综合牵引拉杠所控制。要带动尾旋翼通常惯用有两个办法，第一个是将尾旋翼经由一伺服机控制的传动装置、离合器(可有可无)以及传动轴与主推进器连接。第二个办法则是以一个分开的马达来带动尾旋翼。通常以一个内燃机作为主要推进的动力来源时，会采用上述第一个办法，如果单为推进尾旋翼而采用第二个内燃机，会导致尾翼部位重量过重，电动马达需要昂贵的发电机或笨重的蓄电池。上述第二个办法主要应用在电动的款式上，因为以目前工艺发展来看，只有电动马达能够满足推进尾旋翼时必要的少许动力。此外，已知可使用陀螺仪系统，它作用独立系统，拥有自己的机箱，可以与整个系统连接主要调节尾旋翼推力以稳定主旋翼的旋转轴(或其它轴如俯仰或滚转)。

上述之结构性实施方式导致以往的结构体相对地比较重，因为在除了上述的结构性特点外，为了确保坠落时结构的破坏减到最低并保证功能无损，而制造得特别僵硬牢固。也因此，任何一点额外的重量势必也需要额外加上强力、沉重的马达与其能量供给的来源，如蓄电池等。上述的条件造成了到目前为止，一直没有轻于200克的模型直升机上市。重于200公克的老型直升机也因此还以过去的科技为基础，是所谓的室内型直升机。经验指出，操纵模型直升机的新手很少能在房间毫无问题第操纵这种旧型直升机，因此室内则通常指大厅内。即使它的建造工法较为结实，一旦坠落到地，还是难免损伤，因为重量大造成模型直升机的惯性重力也加大。所以为了能有变化的操控主旋翼的浮力(螺距、俯仰与滚转)，遂于过去惯用的主旋翼控制系统上加上了叶片仰角(Anstellwinkel)的由伺服机的可变式控制系统、调校片(Taumelscheibe)、及平衡翼(Hillerpaddel)等。到目前为止虽然也出现一些轻如四、五十公克左右的模型直升机原型，但是科技基础和过去大同小异，也因此制造起来较为昂贵，因此不适合用于批量生产。

发明内容

因此，本发明的目的在于，提出一种遥控式的飞行器，尤其是一种可遥控的超轻型模型直升机，其不仅适合低价格生产、相对起来容易组装，并且与过去已知的遥控飞行器相比，在重量上减轻许多。

根据本发明，提出一种可遥控式飞行器，其含有至少一个旋转叶片，该旋转叶片的位置相对垂直于其旋转轴线的平面构成一个仰角，该仰角可调节，其中，所述至少一个旋转叶片的仰角的调节不需使用含有转动组件的电动马达，通过一个力实现，该力由一磁场产生，该磁场可由至少一个线圈的电控制而改变。

通过进一步的改进措施可得到本发明的其它有利的扩充构型和进一步应用组合。

有利的是，该可遥控式飞行器是可遥控式超轻型模型直升机。

有利的是，所述力是直接带入旋转叶片的旋转轴中的扭力。

本发明的可遥控式飞行器在开头所述类型的现有技术基础上进一步提出，所述至少一个旋转叶片的仰角的调节无须使用附带旋转组件的电动马达，而由一个力、尤其是直接带入旋转叶片转轴里的扭力实现，该力由一个磁场产生，该磁场可由至少一个线圈的电控制而改变。借助本发明的该解决方案，能省掉现有技术中使用的伺服机，因此可降低制造费用，同时可降低整体重量。在一个优选实施形中，线圈的控制方式使得在旋转叶片上作用的有关迎角的力平衡时获得预期的仰角，这被有利地以调节方式实现。

上述至少一个线圈最好被脉冲式控制，使能实现完全数字化控制或数字化调节仰角。

起至调节该至少一个旋转叶片的仰角作用校准的力，由一铰接在所述至少一个旋转叶片上的连接角以扭力传送到旋转叶片上，连接角的位置能够决定该至少一个旋转叶片的仰角。此时可以想见的是，例如：一个连接角配一个旋转叶片，或是每个旋转叶片配得一个连接角，后者特别指有多个旋转叶片而每片叶片的仰角可以单独不受其它叶片影响而调整的情况。

其中，连接杠杆可绕一个垂直旋转轴方向的轴摆动，此时，摆动轴线最好与旋转主轴线相交。

在本发明飞行器的特定实施形式中，可以让至少一个线圈安装在一个与旋转轴相接的旋转板上。在这个实施形式中的许多个案下，可以省下传力推杆或类似的零件。

此时，尤其推荐该至少一个线圈借助滑动接点达成电控制。所述滑动接点可以例如安装在一个转子板上，它支承一个或多个旋转叶片。

如前述，最好在至少一个连接杠杆上安置至少一个对磁场有贡献的永久磁铁。这样一个永久磁铁还能充当平衡用的重量，并以其离心力促进一个或多个旋转叶片的仰角运动到预定的状态，例如静止状态，或者在某个仰角下各个力取得平衡的状态。此外，例如在一个转子板与一个连接角之间可以使用合适的防撞组件。

本发明同时涉及下列实施形式：其中影响该至少一个旋转叶片其仰角调节的力，由至少一个推杆所传送，该推杆最好是安装在具有至少一个旋转叶片的转子的转轴上，并且能伸入该飞行器机身上，以能和其余非旋转元件一起作用。

此外，实施方式中也可将至少一根推杆铰接在连接杠杆上，此举可通过一个推杆弯曲的部分及一个连接杠杆上的扣眼达成。依照扣眼沿着连接杠杆上径向分布部分的配置，会产生推杆弯曲的部分与连接角之间的止挡，进而产生一个最大的仰角。

作为附加方案或替代的实施方式，可在至少一个推杆上配上至少一个供应磁场的永久磁铁。如果推杆能伸入该飞行器机身里，并能和其余非旋转物体一起作用时，则可无限制的应用本实施方式。

此外，在前述实施形式中，可以把至少一个线圈安置在飞行器不转动组件上与至少一个永久磁铁相邻。其中可以想见，可将永久磁铁安置在线圈上方、推杆轴向的一端，或者可将线圈相对于推杆径向地与永久磁铁相邻分布。

在本发明飞行器的可能实施方式中，具有至少两个旋转叶片，它们的仰角可互不影响地被调整，并且至少两片旋转叶片中的每片叶片配上至少一个线圈。如果旋转叶片的仰角经由每个线圈适当的控制而能互不影响地调整，将极有利飞行。

本发明飞行器的实施方式中，可用弹性可弯曲的连接组件成对方式连接连接角，使得垂直于旋转中枢的离心力抵消，并产生一个额外的向着轴心方向的复位力将旋转中枢拉回原位。

此外，可遥控式飞行器中，其仰角可以调整而互不影响的二个与旋转叶片连接的连接杠杆，经弹性可弯曲的元件相互连接。

此外，与主旋转轴同轴的浮力部分(螺距)的控制包括：至少二个线圈，其中每个线圈配一个旋转叶片，分别被控制，导致至少二片旋转叶片的仰角同方向改变。此同方向的改变或仰角的调节，可通过在至少一个线圈上设置直流电压而达成，尤其是加入一个由完全数字化装置提供的脉冲式直流电压。

作为替代方案或附加的实施方式，与主旋转轴不同轴的浮力部分(俯仰和/或滚转轴)的控制包括：至少二个线圈，每个线圈配一片旋转叶片，分别被控制使得至少二片旋转叶片的仰角反方向改变，此可经由两片旋转叶片同时在主旋翼周期内一个特定的时间点以反向的脉冲加载达成。在此，脉冲的长度决定俯仰/滚转力的强度。此情形有利于对螺距、俯仰/滚转同时的控制，螺距、俯仰/滚转(Pitch，Nick/Roll)脉冲不能只用俯仰/滚转优先次序来重迭，因为如此一来将导致螺距、俯仰/滚转间的交互作用。

本发明的实施方式中，遥控式的飞行器含有至少二个旋转叶片，其仰角可耦合加以调整。为达此目标，可以使用唯一的连接角，它可传送调节仰角必需的力。旋转叶片的耦合能更容易达到此目标，因此节省结构上的花费。

所有的本发明飞行器的实施方式中，与主旋转轴同轴的浮力部分(螺距)的控制包括：一个直流电压、尤其是脉冲型直流电压施加在至少一个线圈上，该线圈分配到至少一个旋转叶片。

作为替代方案或附加的实施方式，与主旋转轴不同轴的浮力部分(俯仰和/或滚转)的控制包括：在至少一个线圈上施加一个交流电压，尤其是一个脉冲式的交流电压。如果同轴的与不同轴的浮力部分通过脉冲式电压所调节，那么各个脉冲时间可有差异并且例如由调节电路确定。

如前述，交流电压的周期与至少一片旋转叶在至少一个线圈上的转数同步。一个如上所述的同步运转产生的运行较少震动。

此外，与主旋转轴同轴的浮力部分(螺距)的控制和与主旋转轴不同轴的浮力部分(俯仰和/或滚转)的控制重迭。为了保持俯仰/滚转最大的可控性及个别独立的螺距与俯仰/滚转控制，可使用一个为螺距而改变的脉冲序列，其使得垂直浮力在加入俯仰/滚转脉冲时保持恒定。在此例如螺距脉冲可以加以延长。

本发明飞行器的实施方式中，至少一个线圈的控制完全数字式实现，尤其是当采用数字调节装置时。

作为替代方案或额外的实施方式，在同时作用的螺距与俯仰/滚转控制中，在至少一个线圈的控制时进行脉冲宽度校正。

每个生产可遥控式飞行器的模型建造组合件，尤其是要建造超轻型模型直升机，只要是符合上述本发明原理的任何实施方式都落入本发明的保护范围中。

附图说明

下面将利用图来进一步阐述本发明。

图1a本发明飞行器主旋翼的第一实施形式的俯视与侧视图；

图1bi至1biii用于调节仰角(α)的电控制图例；

图1c本发明飞行器主旋翼的第二实施形式的俯视与侧视图；

图1d仰角(α)调节用的动力传输推杆装置侧视图；

图1e本发明飞行器主旋翼的第三实施形式的俯视与侧视图；

图1f本发明飞行器主旋翼的第四实施形式的俯视与侧视图；

图2本发明飞行器的尾旋翼驱动实施形式的侧视图；

图3一个本发明飞行器的陀螺仪系统实施形式，以简图方式表示；

图4a一个本发明飞行器的降落架实施形式的侧视、正视与俯视图；

图4b图4a之降落架，分别表示受载与未受载的情况；

图4c图4a之降落架，其中一个支架设计来固定蓄電池；

图5一个本发明飞行器的线路板实施形式，用来承载用于该飞行体上不同的组件；以及

图6一个本发明飞行器之实施形式的示意性侧视图，以简图方式表示。

具体实施方式

以下，将借助实施例的叙述，来举例说明超轻型模型直升机的具体实施方式。

图1a显示本发明飞行器的第一个实施形式中主旋翼的俯视图与侧视图。在一个与主旋翼轴108连接的主旋翼片103上，对称于主旋翼轴108固定着两个通过供电触点(图中未示的)电连接的线圈106。同样在主旋翼片103上固定有两个轴承102，其上分别承载一个连接角101，在连接角(Verbindungswinkel)位置的另一端分别固定有一个永久磁铁105与一片旋转叶片104。该永久磁铁105的配置方式使得直流电107透过线圈106造成连接角101偏转，而导致了旋转叶片的仰角α改变。经由改变的仰角α，在转轮头旋转时经由旋转叶片104而向下或向上加速的空气速度产生改变，因此结构的浮力也产生改变。如果线圈电流107又中断，由连接角101的以及固定于其上的永久磁铁105的离心力并且由旋转叶片104上加速排开空气的力对所述偏转反作用，导致连接角101重新回到归零原点。过调则靠旋转叶片104的缓冲特性而在很大程度上被避免。在主旋翼板103上、连接角101下方，安置一个缓冲的、柔性的止挡109则能全面的防止过调。通过安装连接连接角101的柔软耐折组件113，则可吸收相对于旋转叶片转轴径向出现的、由连接角101造成的离心力，而轴承102中的摩擦则会降低。这个结构体可以下列方式控制主旋翼100：将直流电107导入线圈106，不仅可以持久改变旋转叶片104的偏转，而且能够带来与主旋翼轴108同轴的浮力(螺距)。通过导入与主旋翼轴108转数有同步周期的交流电压，那么可以产生一个持续性的上升向量，它不再与主旋翼轴108同轴，而是由同轴的浮力量(螺距)及一个垂直于它的侧面推进(俯仰和滚转)组成。由此，结构体可以与市面上惯用的主旋翼控制系统拥有一样的运动自由度，经由直接的控制，运动明显的轻快灵活，并因此比以伺服机为基础的可控式转轮控制系统要更快。

图1bi至1biii显示调节仰角(α)用的电控图例，螺距-控制通过用于两个旋转叶片的有规律的脉冲序列达到，如图1bi所示。要得到一个安静平稳的运转，所述脉冲序列应有一个周期延续时间，它必须小于需要用来将旋转叶片104自静止、平常状态移动到最大螺距并且再回归静止、平常状态的时间。俯仰/滚转的控制可藉由两片旋转叶片104同时在主旋翼100周期T内一确定的时间点不断以反向的脉冲加载，如图1bii中所示。该脉冲的长度决定俯仰/滚转力的大小。要同时间达到螺距与俯仰/滚转控制，则不应让螺距或俯仰/滚转脉冲与优先俯仰/滚转角速度重迭，因为这样会产生螺距与俯仰/滚转之间的交互作用，引起搅动，因为在螺距与俯仰/滚转脉冲调成相等时，一片旋转叶片的俯仰/滚转角速度效应会明显的比螺距与俯仰/滚转脉冲调成相对时较小。为要达到最大的俯仰/滚转控制能力，却不互相影响的保存螺距与俯仰/滚转的系统控制，便必须改变螺距的脉冲序列，使得加入俯仰/滚转脉冲时垂直浮力能保持不变。这可以相对来说简单的利用延长旋转叶片104上的螺距脉来实现，如图1biii上虚线所视。

图1c显示本发明飞行器主旋翼第二个实施方式，其一俯视图与一侧视图。产生线圈106的电连接时，有时候为了避免容易出错的滑动接点的发生，应在图1c所示的实施形式中将线圈106置入直升机不转动的部分中。旋转叶片104与永久磁铁105间的连接，在此由连接角101，扣眼110与推杆111达成，在它们上固定着永久磁铁105。经由推杆105通过扣眼110导入连接角101的垂直方向力，会导致已叙述过的连接角101的偏转以及上述的控制情形，也就是作仰角(α)的调节。如图1c中所示的实施形式能确保旋转叶片104的回置，其方式是代替实际在转轴位置上设置永久电磁105之重量，设置了重量112。

图1d显示推杆配置的一个侧视图，传输力予以调节仰角(α)。图1d中所示的实施形式很有利于与图1c中显示的相结合。根据图1d的显示，二个永久磁铁105a与105b被固定在两个两两相含、操作轻松的可移动推杆111a与111b两端，纤细的推杆111b经由磁力驱动，其力来自于当电流流入同轴对齐一个滑动轴承安置的线圈106b时，固定在推杆末端的永久磁铁105b。这个方式同样适用于较粗、作为管子构成的推杆111a，其在轴向上引导纤细的推杆111b。这个结构较明显的好处在于永久磁铁105a、105b的支承与力导入在同一平面上进行，因此能大幅节省结构体的制造经费。推杆111a、111b的配置不受共生的离心力影响，离心力必须费劲的用与之相抗衡的重量来抵销。较简单的办法是在轴承115a，115b间选择够大的间距，此外，脱离线圈106的磁性效应也很简单。

图1e显示本发明飞行器主旋翼的第三实施形式，其一俯视图与一侧视图，其中图1e所示的实施方式是关于主旋翼控制的一个较简单的实现方案，但仍具有俯仰/滚转控制可能性。根据图1e显示，在与主旋翼轴108相连接的主旋翼板103上固定一个线圈106，其电力乃经由一个(图中未示的)接触输电点输送。同样的，在主旋翼板103上固定了二个轴承102，在它们上支承一个连接角101，该连结角刚性地连接两片旋转叶片104并在他们的横向支架末端安置一个永久磁铁105以及一个均衡重量114。该永久磁铁105的配置为直流电107经由线圈106导致连接角101的偏转，因此得到一个改变了的旋转叶片104的入流或仰角α。与图1a的实施形式相反，这些旋转叶片104总是反向偏转，如果线圈电流107又中断，连接角101、固定在其上的永久磁铁105以及均衡重量114的离心力对所述偏转反作用，导致连接角101回归原始静止状态。在主旋翼板103连接角101下方安置一个固定的没有弹性的止挡109，可以完全避免震动。该原理能够如下所示，利用在主旋翼控制上：通过施加一个其周期与主旋翼轴108转数同步的交流电压，可以产生一个与主旋翼轴108不同轴的力向量。图1e所示的实施形式是非常简化的图1a实施形式的变型方案。取代螺距与Nick/Roll的控制，能够使得图1e所示的实施形式仅有对旋转叶片104的俯仰/滚转控制。因此本实施形式的前提是旋转叶片104的几何形状依转数不同而产生不同的浮力，而能符合某个螺距的条件。关于与控制脉冲序列可以参考结合图1a所示的实施形式对俯仰/滚转控制的说明，它在图1bii中被示出。因为螺距脉冲没有重迭，所以不需要如依据图1a的实施形式所述的脉冲校正。

图1f显示本发明飞行器的主旋翼的第四个实施方式的俯视图和侧视图。为了有时候要避免如图1e所示的线圈106取得电流的易出故障的滑动触点，依图1f，线圈106被置入直升机不转动的部分，在旋转叶片104与永久磁铁105间的连接在此由连接角101，扣眼110与(弯曲)的推杆111完成，在其上固定着永久磁铁105。由推杆111经扣眼110与连接角101导入的垂直力，造成连接角101的所述偏转以及所述的控制特性。在转轴中置入的永久磁铁105的重量由在连接角101外部区域安置的重量112取代，确保旋转叶片104的复位。缓冲组件的缓冲可以靠一个为了排除主旋翼板103不平衡而加的重量112来加强，而不是装在连接角101上。这造成轴承102中经由各个重量112的未抵销的离心力所引起的轴承摩擦升高，它对旋转叶片104的偏转产生缓冲的效果。提高的轴承摩擦偶尔也会造成轴承102的磨损提高。图1f所示的实施方式大体上符合图1d所示的实施方式，其中，可以选择性地取消一个推杆111连同所属的永久磁铁105与线圈106的配置。

如果本发明飞行器装备有离合器、以连接超轻型模型直升机转轮211与驱动马达、其中含有驱动组件202，而其由一个驱动马达214所转动、含有至少一个传动轴204、其上可以至少部分地传递由一个推进马达214提供的驱动转矩，则在扩充本发明设计时，应该特别注意下列提到的特征：

-通过转轮206在至少一个传动轴204上传递转矩，

-调节装置207、209在转轮206上施加可变的力F，以便在必要时能挤压转轮206到第一个驱动组件202上，

-力F能通过磁场而变动，该磁场可受至少一个线圈205的电控制影响，所述线圈是调节装置205、209的组成部分。

-调节装置205、209含有一个可被磁化的组件209，它与转轮206处于构成传力链的连接。

-可磁化的组件209通过一个永久磁铁209及/或一个另外的线圈构成。

-转轮202与可磁化组件209之间的构成传力链的连接通过一根杠杆208实现。

-在没有线圈205的电控制时，转轮处于静止状态，此其间没有传输力矩。

-传动轴204可弹性弯曲。

-传动轴204预给定转轮202的静止位置。

-第一个驱动组件202被安置在轴201上，在轴201上安置有第二个驱动组件203，相对于它，转轮202一样可以用一个可变的力来挤压，以用相反转向来驱动传动轴204。

-转轮206与第一驱动组件202或与第二驱动组件203间的连接磨擦地实现。

-轴201为一主旋翼轴201，其驱动一主旋翼212。

-传动轴204和一个转子211有连接。

-转子211是一个尾旋翼211。

-传动轴204在转子211的区域内由轴承210所支承。

-至少设置了另一个传动轴，其如至少一个传动轴204般被驱动。

-在所述另一传动轴上，转矩传递不受所述至少一个传动轴204上的转矩传递的影响，而可以改变。

-第一驱动组件202及/或第二驱动组件203含有一个外齿部，其啮合到一个安置在驱动马达传动轴上的齿轮213中，以使第一驱动组件202及/或第二个驱动组件203旋转。

-至少一个线圈205的电控制为脉冲式进行。

-至少一个线圈205的电控制完全数字式实现。

-至少一个线圈205的电控制与来自陀螺仪-系统的信号相关地进行。

-至少一个线圈205的电控制与传动轴204转数有关，并且/或者与传递到传动轴204的转矩有关地进行的。

-驱动马达214应该操控得使第一推进组件202的转数及/第二推进组件203的转数可不受传递到至少一个传动轴204上的转矩的影响地被调节。

图2显示一个本发明飞行器的尾旋翼推进器的实施形式侧视图。图2所示之尾旋翼推进器建立在电机离合器的原理上，其中电机214的力会经由齿轮213与202组成的传动装置传递到主旋翼轴201上并因此传输到主旋翼212上，这里主旋翼尤其可以是图1a至1f所述的主旋翼100。安装在主旋翼轴201上、在其下侧的平面的齿轮202用作轴向上安装在弹性尾旋翼轴204上的转轮206的滚动面。由齿轮202传输到转轮206上的功率可以被调节，其方式是该压紧力经由线圈205与永久磁铁209带动的杠杆208、以不同长度的电流脉冲207而改变。转轮206的复位在每个脉冲后由弹性尾旋翼轴204的复位力实现。通过一个离转轮206足够远的、尾旋翼轴204上的固定轴承210，弹性的复位力可以调节成一定的大小，虽然有足够的力量作为往回拉的力量以收回转轮206，使其回归原始位置，但是又保持足够小，以便由杠杆结构克服。此外，还可以选择性的使尾旋翼211的推力方向变换，其方式是将第二转轮203安置在于主旋翼轴201上，这样转轮206依脉冲序列的不同，或者通过上面的齿轮或转轮202，或者下面的转轮203来推动，或保持在一个僵固不活跃的中间位置。

图3显示本发明飞行器之陀螺仪-系统的实施形式的简图。图3中看到的是轴承调节器，以贯性原理运作。测量参数被感应地测得。尽可能无摩擦地支承在转轴302上的转子301在一端设有可磁化的材料303，例如铁氧体，转子301的重心通过配置306配平衡后位于所述转轴上。可磁化的材料303直接通过线圈304在零位上定位，该线圈与转子301的转轴302一样固定在相同的框架上。在转轮301围绕转轴302改变角度位置时，线圈304的电感会有所改变。通过在分析处理电子部分305中持续的电感测量，可以查出与零位的偏差。如果这个系统建入一架模型直升机里，而主旋翼与陀螺仪-系统的转子301在其中运动的平面是平行的，则转子301由零位的偏转与直升机在主旋翼平面上的绝对角度变化相符并且能够被用作尾旋翼调节器的测量参数。线圈304还要满足一个另外的功能，如果模型直升机的使用者想在飞行期间绕着主旋翼轴旋转，往往无法直接达成，必须先避免陀螺仪-系统转子301绕着转轴302的偏转，其达成的方法为线圈304上贯流直流电，流入的电流能使可磁化材料302中感应一个力，该力会经由线圈以磁性力固定转子301。图3所示的陀螺仪-系统与市面上常见的其它陀螺仪-系统不同，能很轻易的整合入模型直升机的结构体，请见图5与6的描述。

图4a显示一个侧视图，一个正视图和一个俯视图，以表达一个本发明飞行器之降落架的一种实施形式。图4b显示图4a里的降落架，在受载及不受载状态。图4c显示图4a的降落架，其中以一个支撑架固定蓄电池。图4a至4c示出的降落架是一个新设计以弹簧缓冲原理作用的降落架，含有一个直升机结构体用的整合式夹紧装置。图中的降落架因其很高的撞击吸收弹力，能减轻重量及简化制造上的复杂度。此外，降落架也作为直升机结构体/框架的夹持装置，在其上安装了模型直升机的所有其它功能组件。其二个起落撬405通过起落撬支架404与弹性弹簧组件401，403，如图4a所示，通过将线路板406连接成滑板。线路板406或者例如通过粘接安置在前及后弹簧元件401的上面，或者安装在前后弹簧元件403的底面上。在前面的和或在后面的弹簧元件之间可以安置缓冲材料402，在图4b上面的部分可看到降落架在不受压的状态。成对相迭的弹簧元件彼此靠的很紧。图4b下面的部分显示受到一力作用的降落架。起落撬会向外撑开，上下相迭的弹簧元件彼此有间距。在大小适宜时，产生的缝隙可以用来接纳直升机结构体的支撑盘，见图4c上面的部分。减压后的降落架，支撑板会被夹在弹簧元件之间。图4c显示降落架上的穿孔，用于固定在支撑板上的定心轴颈对中。图4c的下面部分示出，在使用磁性的定心轴颈时，固定蓄电池/电池可用可磁化的铁或镍机箱。

图5显示一个承载不同元件的线路板(platine)之实施形式，可应用在本发明的飞行器上。图5上面看到的线路板能使所有前述功能所需的调节组件与测量组件整合在一个板上，它被夹在降落架与结构体间，并发挥重要的功能。完全的机械、电子组件的整合，可以通过选择图1到4中所描述的系统达成。即那里描述的线圈体作为调节组件，在陀螺仪-系统中也作为测量系统的部分，位于图5中所示出的控制板上。图5中的结构体由向下敞开的U型框架组成，其包含在结构中要整合的带有测量与调节组件502，503，505，506并有着重要的机械功能的有源部分501，以及无源部分508，其上只包含电子组件，如微控制器MC及类似物等等，它们负责分析处理测量信号及产生所有安置在部分508中的组件的控制信号。501与508两个部分通过一个柔性桥507相互连接，在其上延伸着所有必要的部分501和508之间导电线路。在部分501里的电气机械组件是用于偏转转子连接角的线圈506(见图1d，参考标号106b)，用来控制尾旋翼推进的线圈504(见图2，参考标号205)，陀螺仪-线圈505，它用来测量角度偏差及作为调节组件(也见图3，参考标号304)。部分501也是重要的机械结构部分，它是模型直升机结构体的下部分，包含主旋翼轴的轴承506(也见图1d，参考图标号115b)以及通过定心孔或轴颈502而固定在图4中所描述的降落架上。除上述的电气机械与机械组件外可以在所述线路板上安置节省位置的电子组件，例如电子转数测量器509，可以用确决定主旋翼的转数。此外，可以设想将所有结构组件完全整合在所述线路板部分501上，如此一来，无源部分508就可以完全省去。

图6显示一个本发明飞行器之实施形式的侧视简图，线路板与结构根据在图6里所描述的二个简易步骤如下进行连接：在图5中用500标明的线路板上的线路板区段202，被固定在图4里描述的降落架601上，方法为将其安置或推置在降落架601的定心轴颈604上，亦即图5里的502。然后结构体的支撑板605通过挤压框边606，在降落架601压下去后变宽的支架607(见图4b，下方)上推进去，放松后便卡入支撑轴颈602。这个组装工序的结果即是一个在结构体603与降落架601间固定的、透过支撑轴颈602对中了的线路板。剩下的侧面的穿出来的无源线路板部分(见图5，参考标号508)可为了节省地方与稳定性在连接桥(见图5，参考标号507)连接的位置向上折，并且借助橡皮圈固定在模型直升机的框架/结构体上。

本发明结合图中说明的重要特征时，这些特征可以是对于解决本发明的任务是重要的，其特点在于尽可能轻巧的构造方式与完全数字化的调节组件，以及结构上的整合新构想。这些要素使得模型直升机的生产更经济，它的重量大约可比以过去传统工艺基础制造的模型直升机轻上10-20倍，而制造成本相同或更低。透过本发明的设计，零组件小巧的尺寸使得在坠落时遭受的毁灭性的折损相较于零组件的坚韧度而言小了许多。因此符合本发明原理制造的模型直升机，和过去传统的模型直升机比较，至少会一样坚固耐用。重量减轻使得运转时在转子中所储存的能量，因此能明显降低受伤及损毁的危险性。本发明呈现了一个特别轻巧的可遥控式飞行器，配合当今普遍可得的轻巧推进马达，安全、能负荷一般的任务。此外，模块化的结构还使得本飞行器能够轻易的改装成其它相关设计。

虽然最初的专利申请文件中，并未要求保持涉及下列方面的所有特点，但是下列的部分方面被视为重要的发明特点：

-透过磁铁滑阀而达到完全数字化的主旋翼控制

-透过数字控制的离合器元件而达到完全数字化的尾旋翼控制

-完全整合的电子机械陀螺仪-系统

-新型的弹簧减震原理降落架，其包含一个整合的夹紧装置，例如用于直升机结构件

-在线路板上完全整合所有对前述提及的功能而言必要的调整零件与测量组件，该线路板夹紧在降落架与结构体间并执行重要的功能。

Claims (27)

1.可遥控式飞行器，其含有至少一个旋转叶片(104)，该旋转叶片的位置相对垂直于其旋转轴线的平面构成一个仰角(α)，该仰角(α)可调节，其特征在于，所述至少一个旋转叶片(104)的仰角(α)的调节不需使用含有转动组件的电动马达，通过一个力实现，该力由一磁场产生，该磁场可由至少一个线圈(106)的电控制而改变。

2.如权利要求1所述的可遥控式飞行器，其特征在于，磁场由至少一个永久磁铁(105)与至少一个线圈(106)所产生。

3.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个线圈(106)被脉冲式控制。

4.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，起到调节所述至少一个旋转叶片(104)的仰角(α)作用的力通过一连接角(101)以扭力传送到旋转叶片(104)上，连接角(101)铰接在所述至少一个旋转叶片(104)上的方式使得其位置确定了所述至少一个旋转叶片(104)的仰角(α)。

5.如权利要求4所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述连接杠杆(101)可绕一个与旋转轴(108)垂直的轴摆动。

6.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个线圈(106)安装在一个与转子轴(108)相连接的转子板(103)上。

7.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个线圈(106)的控制借助滑动接点实现。

8.如权利要求4所述的可遥控式飞行器，其特征在于，在至少一个连接杠杆(101)上至少安置一个对磁场有贡献的永久磁铁(105)。

9.如权利要求1所述的可遥控式飞行器，其特征在于，起到调节至少一个旋转叶片(104)的仰角(α)作用的力，通过至少一个推杆(111)传递。

10.如权利要求9所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个推杆(111)铰接在连接杠杆(101)上。

11.如权利要求9所述的可遥控式飞行器，其特征在于，在所述至少一个推杆(111)上安置了至少一个对磁场有贡献的永久磁铁(105)。

12.如权利要求2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个线圈(106)安置在飞行器不转动组件上，与所述至少一个永久磁铁(105)相邻。

13.如权利要求1所述的可遥控式飞行器，其特征在于，具有至少两个旋转叶片(104)，它们的仰角(α)可相互独立地被调节，并且为至少两个旋转叶片(104)的每个配置至少一个线圈(106)。

14.如权利要求13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，它们的仰角(α)可被相互独立地调节的两个与旋转叶片(104)连接的连接杠杆(101)，通过一个可弹性弯曲的元件(113)相互连接。

15.如权利要求13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，与主旋转轴(108)同轴的浮力部分之控制包括：其中每个线圈配一个旋转叶片(104)的至少二个线圈(106)，分别被控制使得所述至少二旋转叶片(104)的仰角(α)同方向改变。

16.如权利要求13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，与主旋转轴(108)不同轴的浮力部分的控制包括：其中每个线圈配一个旋转叶片(104)的至少二个线圈(106)，分别被控制使得至少二个旋转叶片(104)的仰角(α)反方向改变。

17.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，具有至少二个旋转叶片(106)，它们的仰角(α)可耦合地被调节。

18.如权利要求1或13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，与主旋转轴(108)同轴的浮力部分的控制包括：一个直流电压被施加在所述至少一个线圈(106)上，该线圈(104)分配到至少一个旋转叶片(104)。

19.如权利要求1或13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，与主旋转轴(108)不同轴的浮力部分的控制包括：在所述至少一个线圈(106)上施加一个交流电压，该线圈(106)分配到至少一个旋转叶片(104)。

20.如权利要求19所述的可遥控式飞行器，其特征在于，施加在所述至少一个线圈(106)上的交流电压的周期与所述至少一个旋转叶片(104)的转数同步。

21.如权利要求1或13所述的可遥控式飞行器，其特征在于，与主旋转轴(108)同轴的浮力部分的控制和与主旋转轴(108)不同轴的浮力部分的控制重叠。

22.如权利要求1或2所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述至少一个线圈(106)的控制完全数字式进行。

23.如权利要求21所述的可遥控式飞行器，其特征在于，在同时进行与主旋转轴(108)同轴的浮力部分的控制和与主旋转轴(108)不同轴的浮力部分的控制时，在所述至少一个线圈控制时进行脉冲宽度校正。

24.如权利要求1所述的可遥控式飞行器，其特征在于，该可遥控式飞行器是可遥控式超轻型模型直升机。

25.如权利要求1所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述力是直接带入旋转叶片的旋转轴中的扭力。

26.如权利要求18所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述直流电压是脉冲式直流电压。

27.如权利要求19所述的可遥控式飞行器，其特征在于，所述交流电压是一个脉冲式的交流电压。

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