CN201049732Y - 带水平控制的直升机 - Google Patents

Abstract

一种直升机，其包括一种系统以影响水平范围内的运行，由此来引导所期望的方向。该旋翼叶片由旋翼轴驱动并被铰接安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角。一种控制装置，用于使旋翼的至少一个叶片冲角周期性地绕旋翼轴沿着360度旋转路径的至少一部分进行变动。从而使叶片的升力沿着旋转路径的至少一部分进行改变。因此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。该控制装置包括用于与依赖于旋翼的组件相接合的致动器，该致动器与组件的相互接合对旋翼的至少一个叶片冲角的改变产生影响。该系统包括旋翼，优选与稳定装置旋翼互补。具有附接到主旋翼的控制环，以及与直升机机体结构相连接的致动器装置。通常，控制环绕竖直旋翼轴线进行定心，且当其绕羽状轴线倾斜时和旋翼一起运动。

Description

带水平控制的直升机

相关申请

本申请是于2006年8月18日提交的申请号为11/465781的美国专利申请的部分连续申请。该美国专利申请是于2006年8月3日提交的申请号为11/462177的美国专利申请的部分连续申请。申请号为11/462177的美国专利申请要求于2006年1月19日提交的申请号为2006/0043、名称为“AUTOSTABIELE HELICOPTER(自动稳定直升机)”且发明人为ALEXANDERJOZEF MAGDALENA VAN DE ROSTYNE的比利时专利申请的优先权。这些申请的内容通过参考结合在本实用新型之中。

技术领域

本实用新型涉及一种改进的飞行物体，如直升机。

本实用新型总体上涉及直升机。尤其涉及但并不仅涉及玩具直升机，特别是遥控模型直升机或玩具直升机。

背景技术

已知直升机是并不稳定的复杂机械并因此而难以控制，这样就要求有丰富的经验来安全地操作这样的直升机而不导致灾难。

典型地来讲，直升机包括机体、主旋翼和尾部旋翼。

主旋翼提供向上的力以将直升机保持在空中，并且提供横向、前向或后向的力来以所要求的方向操纵直升机。这种操纵可通过使主旋翼的旋翼叶片的冲角(angle of incidence)在主旋翼每次旋转时循环变化来进行。

主旋翼具有偏离其位置的自然趋势，如果飞行员失去了对直升机操纵的控制，那么这种趋势可能会导致不受控制的移动并导致直升机的坠落。

到目前为止已经提出了减少这种结果的解决方法，包括在旋翼叶片的顶端使用稳定杆和重物。

所有的这些解决方法利用已知的由地球自转偏向力(coreolis force)和离心力所导致的陀螺进动现象来获得所希望的效果。

尾部旋翼并不是根本不受这种现象的影响，因为必须得避免由于机体上的旋翼阻力矩而导致机体绕旋翼的驱动轴回转。

为了达到这个目的，使尾部旋翼处于直立设置，以使尾部旋翼产生横向推力，这种横向推力必须得抵消前面所提及的旋翼的阻力矩，而且直升机设有必须使飞行员能够控制这种横向推力的装置，以确定绕着竖直轴线的飞行位置。

由于直升机的尾部往往会绕主旋翼的驱动轴回转，甚至在主旋翼驱动扭矩的小的变化的情况下也是如此，所以大多数直升机设有单独的自主机械式或机电式系统，如陀螺仪或类似的装置，这种系统自动补偿尾部旋翼的推力，以用于并不希望的旋转。

一般来讲，直升机的稳定包括以下因素之间的相互作用的结果：

-旋翼叶片的旋转；任何可能的稳定杆的移动；通过尾部旋翼进行的主旋翼的阻力矩的补偿；

-系统如陀螺仪或类似的装置补偿主旋翼的阻力矩中小的并不希望的变化；以及

-控制主旋翼和尾部旋翼的旋转速度的直升机的控制装置。

当这些要素基本上平衡时，飞行员应能够按照需要操纵直升机。

不过，这并不意味着直升机不需要飞行员的介入就能够自己飞行并因此而能够保持某种飞行位置或操纵，如盘旋或进行慢速移动。

而且，对于实际大小可操作的真正的直升机和玩具直升机或遥控模型直升机来讲，飞行直升机通常要求飞行员有高强度的训练和丰富的经验。

实用新型内容

本实用新型的目的在于通过提供一种既简单又花费少的解决方法以自动稳定直升机来减少前面所提及的一种或几种缺点，以使操作直升机变得简单，而且有可能降低对飞行员的长期经验的需要。

直升机应当可以通过改变旋翼的每分钟转速来向上或者向下移动，亦或通过改变尾部旋翼的每分钟转速来改变行进方向。已知的直升机不能有效地控制以向前或向后进行加速，更不能侧向地向左或向右进行加速，即不能在水平范围进行加速。

为了在飞行时控制直升机，在这些水平范围内需要对直升机进行持久操纵以将其朝着所期望的方向引导。因此，需要一种系统以循环方式来影响旋翼的升力。

一种直升机，其包括一种系统以影响水平范围内的运行，由此来引导所期望的方向尤其引导所期望的水平方向。该旋翼叶片由旋翼轴驱动并被铰接安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角。

一种控制装置，用于使旋翼的至少一个叶片冲角周期性地绕竖直旋翼轴沿着360度的旋转路径进行变动，使得叶片的升力沿着旋转路径进行改变，由此，使得机体从相对水平静止位置被驱使在相对水平方向上。相对水平静止位置是位于地面上方的相对盘旋位置。至于术语冲角，意思为旋转平面中叶片的相对迎角。

该控制装置包括用于与依赖于旋翼的组件相接合的致动器，该致动器与组件的相互接合对旋翼的至少一个叶片冲角的改变产生影响。

在不同的形式中，该系统是一种多控制或多通道系统，用于将直升机控制在不同的基本上之水平方向上。

该系统包括旋翼，优选与稳定装置旋翼互补。具有附接到主旋翼的控制环，以及与直升机机体结构相连接的致动器装置。通常，控制环绕竖直旋翼轴进行定心，且当其绕羽状轴线(feather axis)倾斜时和旋翼一起运动。

在一些情况下，本描述涉及一种无稳定装置的旋翼。

该控制装置包括用于与依赖于旋翼的组件相接合的致动器，该致动器与组件的相互接合对旋翼的至少一个叶片冲角产生影响。

当该组件与致动器对准时，产生交互作用。可以是多致动器，该多致动器绕旋翼轴周缘地间隔开，以相对于旋翼轴在不同周缘位置处和该组件产生交互作用。当所选定的致动器与该组件的选定位置对准时产生该交互作用，比如，当该致动器和该环接合时。

该致动器包括臂，该臂可在静止位置和与该组件相接合的位置之间移动，其中该臂移动的程度对与该组件交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响。该臂的长度相对于该组件的长度，即从固定旋翼的位置到轴，可以对与该组件交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响。此外，由该臂所施加到该组件上的力的大小会对与该组件交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响。

当施加控制时，优选直升机系统的稳定继续和所施加的控制一起运行。控制系统支配稳定系统数据的程度决定了水平位置的改变程度。

该致动器包括臂，该臂可在静止位置和与该组件相接合的位置之间移动。该组件包括绕旋翼轴横向地进行定位并可随旋翼轴进行运动的环，并且致动器定位在机体上的固定位置处。

施加控制以使叶片在旋翼叶片的羽状轴线上转动，当致动器周期性地相对于叶片对准时，该控制被有效地施加到叶片，由此对转动产生影响，优选对绕羽状轴线的转动产生影响。这样，使得至少一个叶片冲角周期性改变。

施加控制以使叶片在叶片的羽状轴线上转动，通过一种用于运行该控制的系统，该控制被选择性地有效地施加到叶片，由此对叶片冲角产生周期性的影响，或者，在主要由机体上的致动器的位置所决定的选定时间或360度旋转的选定角度处对叶片冲角产生影响。具有选择性的交互作用力或运动以使叶片冲角响应于所需的控制而选择性地改变。

响应于所需的控制，该控制装置选择性地改变叶片冲角，并周期性地，或者在主要由机体上的致动器的位置所决定的选定时间或360度旋转的选定角度处改变叶片冲角。这样，允许叶片角度响应于与该控制无关的力。

优选直升机设置有辅助稳定装置旋翼，其由主旋翼轴所驱动并设有与其纵向轴线基本成直线延伸的两个叶片。该“纵向”轴线是从主旋翼的旋转方向来看的，且“纵向”轴线基本上平行于主旋翼的至少一个旋翼叶片的纵向轴线或者定位成与后一叶片轴线成相当小的锐角。以摆动方式将该辅助稳定装置旋翼设在摆动轴上，摆动轴设置成基本上横过主旋翼的旋翼轴。其基本上横过叶片的纵向轴线。主旋翼与辅助旋翼通过机械连杆相互连接，以使辅助稳定装置旋翼的摆动运动能控制主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角。

直升机应在或大或小的程度上满足下列要求：

(a)在并不希望的飞行条件干扰的情况下，直升机能够返回到稳定的盘旋位置。这种干扰可以以下列形式出现：阵风、湍流、机体或旋翼的机械负载变化、或机体位置的变化，其中，机体位置的变化是由于对俯仰角的循环变化或主旋翼的旋翼叶片的冲角进行的调节而导致的，或者是由于对尾部旋翼进行操纵或具有类似效果的类似部件进行操纵而导致的；以及

(b)返回稳定位置所要求的时间应相对地短且直升机的移动应相对地小。

为了达到这个目的，本实用新型涉及一种改进的直升机，该直升机包括具有尾部的机体；主旋翼，该主旋翼具有叶片，这些叶片由旋翼轴驱动并且通过接头铰接安装到该旋翼轴。主旋翼的旋转面与旋翼轴之间的角度可以变化。尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，该第二旋翼轴横过主旋翼的旋翼轴。

在实践中，这种经过改进的直升机看上去更加稳定并且在有或无使用者的受限介入的情况下能够较快地将其自身稳定。

根据本实用新型的不同方面，通过将带有旋翼轴的尾部旋翼悬置在摆动件中来将直升机制得更加稳定，其中该摆动件能够绕着摆动轴旋转。摆动轴基本上以相对于直升机的机体成纵向的方向延伸。

在发生故障或类似的情况下，直升机开始以并不希望的方式绕主旋翼的旋翼轴转动，在这种情况下，由于陀螺进动作用在旋转的尾部旋翼上，尾部旋翼应以某种角度绕着尾部旋翼的摆动轴倾斜，其中陀螺进动在旋转的尾部旋翼上的作用由绕着主旋翼的旋翼轴的旋转所致。

通过测量摆动的相对角位移并将所测得的信号作为微处理器的输入信号就可以对尾部旋翼的推力进行调节，以抵消并不希望的干扰的影响并因此而通过飞行员的最少的或任何介入来自动为直升机恢复稳定的飞行条件，其中这种微处理器控制主旋翼的驱动和尾部旋翼的驱动，该相对角位移作为稳定装置算法的函数。

具有叶片的主旋翼由旋翼轴驱动，在该旋翼轴上安装有叶片。辅助旋翼由主旋翼的旋翼轴驱动，并且在主旋翼的旋转方向上自该旋翼轴提供有叶片。

辅助旋翼以摆动关系安装到摆动轴上，并且该摆动运动相对向上和向下地绕着辅助轴进行。辅助轴基本上横过主旋翼的旋翼轴。主旋翼和辅助旋翼由机械连杆相互连接，使得辅助旋翼的摆动运动控制主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角。

旋翼轴和旋翼的旋转平面中的旋翼的冲角可以变化；可绕旋翼轴旋转的辅助旋翼用于绕辅助旋翼铰链做相对摆动运动。不同的相对位置使得辅助旋翼引起主旋翼冲角的不同。主旋翼和辅助旋翼之间的连杆引起辅助旋翼位置的改变，以转变成冲角的改变。

通过机械连杆将主旋翼的旋翼叶片和辅助旋翼的叶片分别相互连接，以允许旋翼的叶片和辅助旋翼的叶片之间可相对运动。

旋翼和稳定装置相互连接。旋翼和稳定装置还相互独立地绕典型地出现在直升机旋翼中的铰接线运动。例如其可以是羽状或牙嚼器状铰链(teether hinge)。

附图说明

结合附图通过参考下列详细描述，本实用新型的上述特征和目的将变得更加明晰。在这些附图中，相同的附图标记表示相同的元件。

图1示意性地示出了根据本实用新型的直升机的透视图；

图2示出了按照图1中的箭头F2的俯视图；

图3和图4分别示出了根据图2中的II-II线和III-III线的截面图；

图5示出了图1中用F5表示的后旋翼的放大图；

图6示出了按照图5中的箭头F6的后视图；

图7是图1的一种变化；

图8是图5的一种变化；

图9是示于图8中的尾部旋翼的不同视图；

图10示出了直升机的截面；

图11是根据本实用新型的直升机的替代示意性透视图；

图12是主旋翼和辅助旋翼的透视图；

图13是直升机第二实施例中尾部旋翼和尾部稳定装置的透视图；

图14示出了直升机第二实施例的侧视截面图；

图15示出了直升机第二实施例的透视图；

图16示出了直升机第二实施例的俯视图；

图17是直升机第二实施例的后视图；

图18示出了直升机第二实施例沿图16中的线18-18的截面图。

图19示出了带旋翼的直升机，在飞行中该旋翼回转以维持直升机，且示出了两个轴线；

图20示出了飞行中的直升机旋翼，其中旋翼半部产生不同的升力，即(A)对(B)。扭矩C引起并使旋翼沿该扭矩的方向(C)运动，该扭矩的效果并非必需与旋翼的跨距一致，且可以因应回转力而随后产生；

图21示出了带有旋翼和稳定装置的直升机，控制环附接于旋翼，并且致动器装置连接于直升机机体结构；

图22a和22b为两个相应的视图，示出了控制环大体上绕竖直旋翼轴线进行定心。如图22b所示，该环绕旋翼轴线运动且当旋翼绕羽状轴线倾斜时，该环和旋翼一起运动。为明晰起见，旋翼系统被省略；

图23示出了带有线圈、铰接磁体、基体和杆的致动器装置的分解图；

图24示出了处于不同位置(a)、(b)和(c)处的杆；

图25、26、27a和27b为示例性视图，示出了处于不同的相对位置的控制环和旋翼。图27a为该结构一部分的侧视图，图27b为该结构的正视图；

图28a和28b更加详细地示出了控制装置的工作运行，为明晰起见，旋翼系统被省略；

图29a和29b示出了被附接的旋翼的稳定装置的运动，其依赖于与旋翼的机械关系；

图30a和30b进一步示出了该运行的细节，为明晰起见，旋翼系统被省略；

图31a、31b和31c分别以致动器的不同的可能位置示出了控制装置，每个位置均用于旋翼系统且决定了不同的唯一的飞行模式；

图32示出了带有两个致动器的控制装置，该两个致动器用于独立地并选择性地施加力到控制环上；

图33a和33b示出了被缩回的致动器杆，且致动器信号处于零交互作用，并且旋翼组件在零交互作用之前就位且不会去控制旋翼；

图34a和34b示出了被缩回的致动器杆，且致动器信号处于零交互作用，并且旋翼组件在其自身控制下已经自由地执行；

图35是直升机的示例性侧视图；

图36是直升机的俯视图；

图37是直升机的正视图；

图38是直升机的透视图；

图39是直升机结构的侧视图；

图40是直升机结构的俯视图；

图41是直升机结构的正视图；

图42是直升机结构的透视图；

图43是直升机结构的侧视图；

图44是直升机结构的俯视图；

图45是直升机结构的正视图；

图46是直升机结构的透视图；

图47是直升机结构的侧视图；

图48是直升机结构的俯视图；

图49是直升机结构的正视图；以及

图50是直升机结构的透视图。

具体实施方式

根据本实用新型的改进直升机的下述实施方式仅仅作为实例并参考附图而提出，并不以任何方式限制本实用新型。

以示例的方式在附图中示出的直升机1是一种遥控直升机，直升机1基本上包括具有起落架和尾部3的机体2；主旋翼4；与主旋翼4同步驱动的辅助旋翼5；以及尾部旋翼6。

通过称为旋翼头7的装置将主旋翼4设置在向上引导的第一旋翼轴8上，向上引导的第一旋翼轴8以旋转方式用轴承安装在直升机1的机体2中并且通过马达9和传动装置10驱动，例如，马达9是由电池11提供动力的电动机。

这种情形中的主旋翼4具有成直线或基本上成直线的两个叶片12，但也可具有更多数量的叶片12。

当主旋翼4通过接头铰接安装在旋翼轴8上时，可对旋翼叶片12的倾角或冲角A进行调节，换言之，如图6所示，可对旋翼叶片12相对于主旋翼4的旋转平面14所形成的角度A进行调节，以使主旋翼的旋转平面与旋翼轴之间的角度可以自由变化。

例如，在主旋翼4具有两个叶片12的情况下，该接头由旋翼头7的心轴15形成。

该心轴15的轴线16横过旋翼轴8且基本上以旋翼叶片12中的一个的纵向轴线13的方向延伸，而且，优选轴线16如在图2中所示出的那样与纵向轴线13形成锐角。

尾部旋翼6由第二马达18和传动装置19通过第二旋翼轴17驱动。马达16可以是电动机。具有旋翼轴17和驱动装置18和19的尾部旋翼6悬置在摆动件20中，摆动件20可绕着摆动轴21旋转，摆动轴21由两个支撑件22和23固定到直升机1的尾部3。

摆动件20设有朝向底部的延伸件24，当处于静止状态时，通过弹簧25将该延伸件24保持在中心位置，这样，处于这种位置的第二旋翼轴17就呈水平状态并交叉指向第一旋翼轴8。

在摆动件20的延伸件24的下端设有磁体26，而在与前面所提及的摆动件20的静止状态中磁体26的位置相对的位置将磁传感器27固定到尾部3，这样，就可以测量摆动件20的相对角位移并进而测量摆动件21周围的尾部旋翼6的角位移。

显然，摆动件20的这种角位移也可以用其它方式测量，例如，通过电位计来测量。

所测得的信号可用作控制箱的输入信号，控制箱并未在图中示出，控制箱控制主旋翼4和尾部旋翼6的驱动并设有稳定装置算法，当测得尾部旋翼6绕着摆动轴21发生并不希望的突然角位移时，稳定装置算法发出相反的操纵命令，以恢复直升机1的位置，其中，该不希望的突然角位移是由于直升机1绕着旋翼轴8的不希望的旋转所导致。

直升机1还设有辅助旋翼5，辅助旋翼5由相同的旋翼轴8和旋翼头7与主旋翼4基本上同步地驱动。

在这种情形中，辅助旋翼5具有两个叶片28，这些叶片基本上与它们的纵向轴线29成直线，而从主旋翼4的旋转方向R来看，纵向轴线29基本上平行于主旋翼4的叶片12的纵向轴线13，或者与纵向轴线13形成相当小的锐角C，以使旋翼4和5或多或少地在彼此的顶部上平行延伸，且它们的叶片12和叶片28也是如此。

优选辅助旋翼5的直径小于主旋翼4的直径，因为叶片28具有比旋翼叶片12小的跨距且叶片28基本上相互刚性连接。以摆动方式在摆动轴30上提供形成辅助旋翼5的刚性整体，其中摆动轴30固定到旋翼轴8的旋翼头7。这种刚性整体横过叶片28的纵向轴线并且横过旋翼轴8。

主旋翼4和辅助旋翼5由机械连杆相互连接，这种连接以辅助旋翼5与主旋翼4的至少一个旋翼叶片12的冲角A进行。在所给出的示例中，该连杆由杆31形成。

通过接头33和杠杆臂34以一个紧固点32将杆31铰接安装到主旋翼4的叶片12，并通过第二接头36和第二杠杆臂37以另一个第二紧固点35将杆31铰接安装到辅助旋翼5的叶片28，其中该第二紧固点35位于与紧固点32间隔有一定间距的位置。

主旋翼4上的紧固点32位于与主旋翼4的旋翼叶片12的心轴15的轴线16以距离D隔开的位置，而辅助旋翼5上的另一个紧固点35位于与辅助旋翼5的摆动轴30的轴线38以距离E隔开的位置。

优选距离D大于距离E并且大约为距离E的两倍，且从旋转方向R来看，杆31的两个紧固点32和35位于主旋翼4的旋翼叶片12的相同一侧或位于辅助旋翼5的叶片28的相同一侧，换言之，从旋转方向来看，它们都位于旋翼叶片12和叶片28的前面或者后面。

从旋转方向R来看，还优选辅助旋翼5的叶片28的纵向轴线29与主旋翼4的旋翼叶片12的纵向轴线13形成角F，角F大约在10°的范围内，因此，从旋转方向R来看，叶片28的纵向轴线29领先于旋翼叶片12的纵向轴线13。例如，不同的角度范围还可以约为5°到25°。

辅助旋翼5设有两个稳定重物39，两个重物39分别与旋翼轴8间隔开一定的距离固定到叶片28。

而且，直升机1设有接收装置，这样，遥控器可以以一定的距离来控制直升机1，遥控器未在图中示出。

作为直升机类型的函数，可通过试验对角度B、F和G的最适值和其间的关系、距离D和E之间的关系、重物39的大小以及主旋翼4和辅助旋翼5的直径之间的关系进行研究，以确保最大的自主稳定性。

根据本实用新型的经过改进的直升机的操作如下：

在飞行时，以某种速度驱动旋翼4、5和6，这样就产生与这些旋翼相关的气流，进而主旋翼4产生向上的力以使直升机上升或下降或保持某种高度，且尾部旋翼6产生横向力，这种横向力用于操纵直升机。

主旋翼4不可能进行自身调节，而且它会在其已经启动的平面14中转动，这个平面通常是水平平面。如果不受控制，在陀螺进动、湍流和其它因素的影响下，主旋翼4会处于并不希望的任意位置。

辅助旋翼5的旋转表面可相对于主旋翼8的旋转表面14形成另一个倾角，这样，旋翼5和4均可以相对于旋翼轴8形成另一个倾角。

这种倾角的差异可在任何内部或外部力或任何扰动中出现。

在直升机1稳定盘旋的情况下，并且在空中并无任何扰动的内部或外部力的地点，辅助旋翼5在基本上垂直于旋翼轴8的平面中保持转动。

不过，如果由于任何扰动的原因而将机体2推动而失去平衡且旋翼轴8转动而离开其平衡位置，那么辅助旋翼5并不立即跟随这种移动，因为辅助旋翼5能够自由地绕着摆动轴30移动。

以这样的方式相互放置主旋翼4和辅助旋翼5，即，在调节旋翼叶片12的俯仰角或冲角A时使辅助旋翼5的摆动运动立即转变。

对于具有两个叶片的主旋翼4来讲，这就意味着旋翼4和5的旋翼叶片12和叶片28必须基本上平行，或者从旋转方向R来看，在主旋翼4较大且辅助旋翼5较小的情况下，旋翼叶片12和叶片28相互成锐角，如10°。

对于任何直升机1或者每一类型的直升机来讲，这个角度可通过试验计算或确定。

如果旋转轴线8形成另一个倾角，该倾角不同于前面所提及的对应于直升机1盘旋时的平衡位置的倾角，那么就出现以下情况：

第一种效果是辅助旋翼5首先会试图保持其绝对倾角，这样，与旋翼轴8相关的辅助旋翼5的旋转表面的相对倾角发生变化。

因此，杆31会调节旋翼叶片12的冲角A，这样旋翼叶片12的向上力就会在主旋翼4的一侧增加并会在这个主旋翼的完全相对的另一侧降低。

由于对主旋翼4和辅助旋翼5的相对位置进行选择以获得相当快捷的效果，所以向上力的这种变化确保将旋翼轴8和机体12推回到它们原来的平衡位置。

第二种效果是，由于叶片28的远端和主旋翼4的旋转平面14之间的距离不再相等，并且由于叶片28产生向上的力，所以在主旋翼4和辅助旋翼5之间所产生的压力在主旋翼4的一侧大于完全相对的另一侧。

第三种效果在直升机由于扰动的原因而开始向前面、后面或者侧面倾斜时起作用。正如在钟摆情形中一样，将会使直升机倾向于返回其原来的位置。对于已知的配有稳定杆的直升机来讲，这种钟摆效应并不产生任何失稳的回转力，其中该稳定杆横过主旋翼的旋翼叶片。第三种效果起到加强第一种和第二种效果的作用。

这些效果具有不同的起因但具有类似的特性。它们相互加强以自动修正直升机1的平衡位置，而无需飞行员的任何介入。

尾部旋翼6以摆动方式定位并提供另外的稳定，并且可以使尾部旋翼6承担陀螺仪的功能，陀螺仪的功能经常在现有的直升机中使用，如模型直升机。

在有扰动的情况下，机体2可开始绕着旋翼轴8旋转。因此，尾部旋翼6以在某一种方向或者另一种方向的角度绕着摆动轴21转动。这是由于陀螺进动的原因，由于尾部旋翼6绕着旋翼轴8旋转，所以陀螺进动作用于正在旋转的尾部旋翼6。角位移是扰动幅度的函数，并因此而是机体2绕着旋翼轴8的旋转的函数。这由传感器27来测定。

传感器27的信号由计算机的控制箱所采用来消除故障并调节尾部旋翼6的推力，以消除由于扰动的原因而导致的尾部旋翼6的角位移。

这可以根据直升机1的类型通过调节尾部旋翼6的速度来进行和/或通过调节尾部旋翼6的旋翼叶片的冲角来实施。

若有必要，本实用新型的这个方面可以分开来使用，如辅助旋翼5的方面可以分开来使用，例如，在图7中所示出的那样，图7示出了根据本实用新型的直升机1，直升机1具有与辅助旋翼5结合的主旋翼4，但直升机1的尾部旋翼6是常规类型，即尾部旋翼6的轴并不能够在摆动件中转动，而用轴承安装并与尾部3相关。

在实践中，这两个方面的组合能够产生一种直升机，这种直升机在任何方向上和任何飞行条件下均非常稳定，而且易于控制，甚至经验很少或没有经验的人也可以控制。

显然，主旋翼4和辅助旋翼5不必制成刚性整体。旋翼叶片12和叶片28也可以设置在旋翼头7上，以将它们安装并能相对分开地旋转。在这种情况下，例如，可以使用两个杆31来每次将一个叶片12连接到一个叶片28。

显然，若有必要，接头和铰接接头还可以以其它方式而不是以所示出的方式来实现，例如，通过挠曲柔性元件来实现。

在主旋翼4具有两个以上叶片12的情况下，优选地，应确保至少一个叶片12基本上平行于辅助旋翼的叶片28中的一个。优选将主旋翼4的接头制成球形接头或心轴15，该球形接头或心轴15基本上横过辅助旋翼15的摆动轴30的轴线，并且基本上在所连接的一个叶片12的纵向方向上延伸，该所连接的一个叶片12基本上平行于叶片28。

在另外的形式中，直升机包括具有尾部的机体；主旋翼，该主旋翼具有叶片并由旋翼轴驱动，该旋翼轴上安装有该叶片。尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，第二旋翼轴横过主旋翼的旋翼轴。辅助旋翼由主旋翼的旋翼轴驱动并设有叶片，该叶片在主旋翼的旋转方向上自旋翼轴延伸。

辅助旋翼以摆动关系安装到摆动轴上，并且该摆动运动相对向上和向下地绕着辅助轴进行。辅助轴基本上横过主旋翼的旋翼轴。主旋翼和辅助旋翼由机械连杆相互连接，使得辅助旋翼的摆动运动控制主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角。只要牢记辅助轴线和主旋翼轴线之间适宜的角度关系，则对于每一个旋翼而言，可以具有不同宽度从窄到宽变化，并且可将重物策略性地沿着辅助旋翼的长度进行放置以便实现正确的运动且对主旋翼产生影响，以便影响并控制主旋翼的冲角。在某些情况下，可以将辅助旋翼安装到主旋翼下方，即介于机体顶部和主旋翼之间，且仍然能对主旋翼的冲角产生正确的影响。

旋翼轴和旋翼的旋转平面中的旋翼的冲角可以变化。可绕旋翼轴旋转的辅助旋翼用于绕旋翼轴做相对摆动运动。不同的相对位置使得辅助旋翼轴引起主旋翼冲角的不同。主旋翼和辅助旋翼之间的连杆引起辅助旋翼位置的改变，以转变成冲角的改变。

通过机械连杆将主旋翼的旋翼叶片和辅助旋翼的叶片分别相互连接，以允许旋翼的叶片和辅助旋翼的叶片之间可相对运动。将主旋翼连接到旋翼叶片的接头为心轴形式，其中该心轴固定到主旋翼的旋翼轴。

机械连杆包括杆，该杆通过一个紧固点铰接安装到辅助旋翼的叶片，并通过另一个紧固点铰接安装到主旋翼的叶片。

机体包括机翼，该机翼横过直升机机体的纵向轴线。该机翼100和102横向且向下地取向，因此，机翼的端部104和106使得在地面上时直升机的机体稳定。

在直升机的尾部，存在向下取向的稳定装置108。图15还示出了操作直升机的无线操控单元。该单元可具有适当的计算机化的控制装置，以发送信号给马达操作来控制旋翼及旋翼间的相对位置。

如在本实用新型中所详细描述和示例的一样，如图19所示，在飞行中直升机旋翼回转以维持直升机。在该构造中，具有稳定装置辅助旋翼128和主旋翼112。不存在其它用于改变旋翼112的冲角的控制系统来影响基本上水平方向运动的其它控制。

在图19中，旋翼112和稳定装置旋翼128相连接。旋翼112和稳定装置旋翼128还相互独立地绕出现在直升机旋翼中的铰接线运动。例如其可以是羽状或牙嚼器状铰链，或者是相应的轴线200和202。所示的直升机能够通过改变旋翼的每分钟转速来向上或者向下移动，亦或通过改变尾部旋翼的每分钟转速来改变行进方向。图19所示的直升机不能有效地控制以向前或向后进行加速，更不能侧向地向左或向右进行加速，即不能在相对水平范围进行加速。

为了在飞行时更有效地控制直升机，优选在这些水平范围内需要对直升机进行基本上持久的操纵以将直升机朝着所期望的方向引导或在所期望的方向上引导。提供一种控制系统以循环方式来影响旋翼112的升力，即，使得每个旋翼叶片半部112a、112b绕竖直旋翼轴108沿一旋转路径来改变升力。当旋翼半部112a、112b产生相异升力，即叶片112b的升力226对叶片112a的升力224时，扭矩C引起并使旋翼112沿该扭矩的方向D运动，该扭矩的效果并非必需与旋翼的跨距一致，可以因应回转力而随后产生。与旋转平面相关的一个叶片112a上的冲角比与相对较浅的旋转平面相关的叶片112b或部分的冲角更陡或更大。这样产生沿方向D的运动。这一点可通过回转力来影响。如图20所示。连接到旋翼组件的每个叶片112a和112b沿着旋翼轴的360度旋转路径周期性地进行变动。

本实用新型的控制系统包括以下特征：

-旋翼112，优选但非必需与稳定装置旋翼128互补；

-附接到旋翼112的控制环204；以及

-与直升机机体结构相连接的致动器装置206，致动器装置206通过以示例方式在图21中示出的基体元件208来呈现。除了基体208，还可具有附接到环的其它结构。

这些在图21中有示。

通常，控制环204绕竖直旋翼轴线108进行定心，且当环204绕羽状轴线200倾斜时和旋翼112一起运动。这一点在图22a和22b中有更加详细的描述，该倾斜在图22b中示出。

如分解图23所示，所示的致动器装置206包括线圈210、铰接磁体212、基体214和杆216。依赖于由控制装置所控制的从电源通过线圈210而传递的电压和电流，杆216施加力到控制环204上，使得羽状旋翼叶片112的冲角改变。

致动器装置206可以具有多种形式且可以使用多种技术。例如其可以是电动马达，具有附接于马达轴线的杆，或者使用其它电磁器件或磁系统。可以使用其它系统。可具有压电装置、离子聚合物致动器、其它非磁装置和其它交互的和/或互相响应的系统，用于使杆移动。或者，如果没有杆，则可具有不同的构造以使旋翼以周期性方式绕诸如羽状轴线的轴线运动。

操作：无操纵状态

在致动器206未促动的情况下，不管旋翼112的旋转位置如何，杆216和环204之间都不接触。旋翼系统犹如没有控制机构存在一样工作。在自稳定旋翼系统的情况下，直升机将或多或少悬浮在盘旋位置，主要依赖于重心的位置，这在先前所参考的且在本实用新型中有述的专利申请中有阐述。图25、26、27a和27b为示例性视图。

操作：操纵状态

当致动器206被促动时，杆216运动或者旋转，且和控制环204接合并施加力到环204上。该力的大小取决于致动器206所传递的控制信号的大小。该力引起施加到控制环组件204上的扭矩。传递到该组件的扭矩大小取决于218和220之间的比率，218相对于220的相对长度越长，则传递的扭矩越大。图28a和28b为示例性视图。

扭矩使得所附接的旋翼112沿着羽状轴线200倾斜，其垂直于致动器力的方向222。在图28a中为沿着旋翼112的360度旋转路径的代表性位置。一个旋翼半部或者一个叶片112a具有较大的冲角，而相对的旋翼半部或者叶片112b具有较小的冲角。由旋翼半部或叶片112a所产生的升力224比由旋翼半部或叶片112b所产生的升力226大。

稳定装置或者辅助旋翼128遵循所附接的旋翼112的运动，该运动依赖于与旋翼112的机械关系。在图1-18所示的直升机的情况下，稳定装置128绕牙嚼器状轴线202绞接。图29a和29b为示例性视图。

升力的不对称性使得在直升机上施加扭矩，这在图20中有进一步说明。

当旋翼112在旋转过90度时，旋翼112和控制环组件204的羽状轴线200和致动器206及其杆216的力成一直线。旋翼112不会因所施加的力而倾斜，且旋翼112不能“见到”这种力或扭矩。图30a和30b为示例性视图，为明晰起见，省略旋翼。这就是怎样使控制具有相对周期性的机械解释。环204在周期的该部分中未倾斜且具有零影响。

这意味着旋翼在90度的旋转行进过程中，由旋翼的力所产生影响从最大转变到最小，其在下一个90度旋转行进过程中再次达到最大并在再下一个90度旋转行进过程中再降到零，等等。作用在旋翼一个叶片或者多个叶片上的力的变化基本上可以呈正弦类型。

这样，使得力的作用周期性地变化。这是直升机领域中常用的术语，以表示控制输入的影响不仅因控制输入的大小和类型而改变，而且还因叶片绕旋翼轴沿着360度圆行进位置而改变。通过相对于旋翼轴线108和机体将致动器206的位置固定，致动器力的影响使得直升机运行在基本或者大致相同或相似的方向上。这取决于致动器位置相对于机体和旋翼轴108所成的角度以及陀螺回转效应。该力的大小通常影响机体运动的速度和/或加速度。这就是控制直升机机体的运动控制系统。

操作：变化和参数

当致动器的位置与直升机机体的从鼻部到尾部的轴线成一直线时，并不意味着直升机通过控制输入向前行进。回转力趋向于将旋转物体位置移动的影响延迟最大90度。准确的延迟取决于如旋转物体(比如旋翼，和/或稳定装置)的质量、空气动力、旋翼羽状轴线和旋翼中心线之间所成的角度、旋翼铰链的类型(刚性或软性)等参数。为了达到所期望的效果，优选致动器的定位方法有效地取决于所期望的运动方向。

图31a、31b和31c示出了致动器206的不同的可能位置，每个位置确定了具有唯一飞行模式的旋翼系统。

图32示出了如何使用两个致动器206a和206b，以独立地施加力到控制环上。这样，当将这些致动器206a和206b一对一地置于90度并由两个独立信号进行操纵时，则开始二维水平运动。当安装四个致动器，每个之间相互成90度时，则可实现水平面的更加完美的方向控制。

例如，当使用三个致动器时，每个之间相互成120度并由三个独立信号进行操纵且使得三个信号之间存在某些相互联系时，则可实现水平面的更加完美的方向控制。

操作特性

先前相关专利申请的直升机提出了自稳定性。该系统的一个特征是完全不用移动旋翼/稳定装置组件。任何外部妨碍均使其稳定效果消失。在“经典”的周期控制系统中，控制机构完全控制旋翼系统。控制系统取代稳定系统的程度不会是100％。对准和校准仍然可以维持稳定性。当给致动器施加运动操纵命令时，这种影响较小。

通过基于控制系统的致动器，提供了不同的特性和能力。

当致动器206处于静止状态时，不存在与旋翼的接触，也不存在对旋翼112和稳定装置旋翼128的自由运动的机械干涉。图25、26、27a和27b为示例性视图

当信号传递到致动器206时，力短暂地对旋翼系统进行干涉，将其“稳定”以使得直升机在所期望的方向上行进。图29a和29b为示例性视图。

当致动器信号重新回到零时，旋翼组件再次解除控制。图33a和33b为示例性视图。

具有用于调节必要的水平运动程度的控制系统，和用于在相对非水平运动方向调节直升机稳定性的控制系统。直升机水平运动控制系统支配非水平运动稳定系统的程度决定了水平方向位置的改变程度。水平控制系统包括环204的交互作用、致动器206及其控制操作。通过交互作用的旋翼112和稳定旋翼128，部分实现控制系统的稳定化。

马达300和交互作用的齿轮系302和304以所必需的速度来驱动旋翼轴108。需要时，可将控制电子器件306安装到替代品308上。

在所示情形下，当旋翼112和稳定装置128发现它们自身处于“非自然状态”-它们会因现有直升机所主张的所有原因而自动地重新调整自身并返回到图34a和34b所示的状态。图1-18所示直升机的稳定作用重新生效。这意味着完成了对所期望的两个部分的结合，即没有施加输入时的稳定性以及施加输入信号到致动器206和旋翼组件环204时的控制。

如图35-50所示，存在直升机的不同视图，其利用所揭示的内容来影响水平方向的控制。所示控制环以不同方向与致动器接合。所示水平控制系统采用了参考图20-34来进行阐述和示例的机理，并且还采用了本揭示内容其它附图中所示的稳定系统。

本实用新型并不仅限于以示例方式描述的和在附图中所示出的实施例。可对大小、范围和特征进行各种各样的变化。

本实用新型通过自稳定旋翼系统来进行阐述和示例。其它非自稳定飞行装置也可以使用本实用新型的控制系统。

例如，可以使用所提供的电动机以外的其它形式的动力源。旋翼可设有多个不同的叶片。

根据本实用新型的直升机可制成多种形状和尺寸而仍在本实用新型的范围之内。在此意义上，虽然在某些意义上将直升机描述为玩具直升机或模型直升机，但所描述的和所示出的特征可部分地或全部地用在与原物尺寸相同的直升机之中。在某些情形中，直升机可以是没有尾部旋翼的结构。不同直升机类型的系统可以使用本实用新型的控制。在另一些的情形中，可以将旋翼控制应用到不同类型的飞行物体。

作为机械交互作用的替代，可以采用其它形式来影响控制，例如可以将适宜的磁或电磁伺服装置用于采用主旋翼和稳定装置辅助旋翼的直升机中。

尽管本实用新型详细阐述了在一个或者两个方向上基本上或者近似进行水平运动的直升机，本实用新型还包括在其它基本上水平的方向上允许对运动进行控制的系统。这样，直升机控制可影响水平方向向前和/或向后和/或侧向地向左和/或侧向地向右或者这些运动的不同组合的运动控制。

为此，可具有一个以上的控制系统以与旋翼组件产生交互作用。可具有几个控制系统以平行方式和/或串联方式作用于旋翼上，以实现所期望的水平运动。

由控制系统所实现的水平运动被附加到向上和/或向下的运动中，这对于旋翼组件上带有功能或不起作用的控制装置的直升机系统而言是可能的。

作为依赖于旋翼的组件的替代，可以具有用于致动器的其它结构以与旋翼系统产生交互作用。此外，作为用于和致动器产生交互作用的环的替代，可以具有其它物理结构以用于和和致动器产生交互作用。在不同情形下，可以具有多于两个的旋翼叶片，并且可以以不同或相同的程度对一个、两个或者更多旋翼叶片进行控制。

尽管基于目前认为最可行和优选的实施方式对本实用新型的设备和方法进行了描述，应当理解，该描述并不对所描述的实施方式的进行限制。而是在所主张的权利要求范围和精神内，试图涵盖各种变更和相似结构。权利要求范围应当对应于最宽泛的解释，以包含所有这类变更和相似结构。本实用新型包含以下权利要求书的任何和所有实施方式。

Claims (34)

1.一种直升机，包括：机体；主旋翼，所述主旋翼具有叶片并由旋翼轴驱动，且铰接安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角；控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角相对于该旋翼的另一叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变，由此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。

2.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：该控制装置包括用于与依赖于旋翼的组件相接合的致动器，该致动器与组件的相互接合对旋翼的至少一个叶片冲角的改变产生影响；或者，通过使至少一个致动器和该旋翼不进行干涉，或通过使该控制装置组件相对致动器处于静止位置，或没有来自于致动器的与该组件产生交互作用的操纵，从而使直升机保持相对稳定。

3.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：当该组件与致动器对准时产生该交互作用，以使致动器和与该组件相关的环接合。

4.如权利要求2所述的直升机，其特征在于：其包括多致动器，该多致动器绕旋翼轴周缘地间隔开，以相对于旋翼轴在不同周缘位置处和该组件产生交互作用，当所选定的致动器与所选定的组件位置对准时，产生该交互作用。

5.如权利要求2所述的直升机，其特征在于：该致动器包括臂，该臂可在静止位置和与该组件相接合的位置之间移动，其中该臂的移动程度和由该臂所施加的力对与该组件产生交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响。

6.如权利要求2所述的直升机，其特征在于：该致动器包括臂，该臂可在静止位置和与该组件相接合的位置之间移动，其中该臂的长度相对于该组件的长度，即从固定旋翼的位置到轴，对与该组件产生交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响，此外，由该臂所施加到该组件上的力的大小会对与该组件交互作用的程度和至少一个叶片倾斜角的改变程度产生影响。

7.如权利要求2所述的直升机，其特征在于：该致动器包括臂，该臂可在静止位置和与该组件相接合的位置之间移动，该组件包括绕该旋翼轴横向地进行定位并可随该旋翼轴进行运动的环，并且该致动器或多致动器定位在机体上的固定位置处。

8.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：施加控制以使叶片在该旋翼叶片的羽状轴线上转动，当致动器相对于叶片对准时，该控制被有效地施加到叶片，由此对该绕羽状轴线的转动产生影响。

9.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：施加控制以使叶片在该旋翼的羽状轴线上转动，通过一种用于运行该控制的系统，该控制被选择性地有效地施加到叶片，由此对该绕羽状轴线的转动产生影响。

10.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：施加控制以使叶片在该旋翼叶片的羽状轴线上转动，通过一种用于运行该控制的系统，该控制被选择性地有效地施加到叶片，这样，对该叶片的冲角产生周期性影响，或者，在选定时间并通过选择性交互作用力或运动并通过响应于所需的控制来改变叶片冲角。

11.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：施加控制以使叶片在该旋翼叶片的羽状轴线上转动，通过一种用于运行该控制的系统，该控制被选择性地有效地施加到叶片，这样，对该叶片的冲角产生周期性影响，或者，在选定时间或沿着绕该旋翼轴的360度路径的位置，并通过选择性交互作用力或运动并通过响应于所需的控制来改变叶片冲角，并且，周期性地或者在选定时间对该叶片的冲角产生影响允许叶片角度响应于与该控制无关的力，这样，当施加水平控制时，稳定系统继续和所施加的水平控制一起运行。

12.一种直升机，包括：具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有叶片并由旋翼轴驱动，且铰接安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有两个叶片，所述两个叶片基本上与它们的纵向轴线成直线延伸，在主旋翼的旋转方向，所述纵向轴线基本上平行于主旋翼的至少一个旋翼叶片的纵向轴线或者相对于所述轴线成相当小的锐角，所述辅助旋翼以摆动关系安装在摆动轴上，所述摆动轴设置成基本上横过主旋翼的旋翼轴并且基本上横过所述叶片的纵向轴线，且所述主旋翼与所述辅助旋翼用机械连杆相互连接，以使所述辅助旋翼的摆动运动控制所述主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角；控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径进行改变，由此，使得机体从相对水平静止位置被驱使在相对水平方向上，该相对水平静止位置是位于地面上方的相对盘旋位置。

13.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：所述主旋翼包括基本上相互成直线的两个叶片。

14.如权利要求12或13所述的直升机，其特征在于：所述主旋翼的旋翼叶片、所述辅助旋翼的叶片分别基本上刚性地相互连接，且所述主旋翼的接头用心轴形成，所述心轴被固定成横过所述主旋翼的旋翼轴并且基本上横过所述辅助旋翼的摆动轴的轴线。

15.如权利要求14所述的直升机，其特征在于：所述主旋翼的心轴基本上在所述主旋翼的旋翼叶片的纵向方向延伸，其中所述纵向方向平行于所述叶片中的一个，所述主旋翼的心轴或者位于与所述纵向方向成锐角的位置。

16.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：所述机械连杆包括杆，所述杆通过一个紧固点铰接安装到所述辅助旋翼的叶片，并通过另一个紧固点铰接安装到所述主旋翼的旋翼叶片，所述主旋翼的旋翼叶片与所述叶片中的一个平行或者与所述叶片成锐角。

17.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：在旋转方向上，所述辅助旋翼的叶片的纵向轴线位于与所述主旋翼的旋翼叶片中的一个的纵向轴线形成的约10度角的范围内。

18.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：在旋转方向上，所述主旋翼的旋翼叶片中的一个的纵向轴线位于与这些叶片的心轴的轴线形成的锐角内。

19.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：所述辅助旋翼的直径小于所述主旋翼的直径。

20.如权利要求12所述的直升机，其特征在于：所述尾部旋翼由摆动件支撑，且其旋翼轴可绕着摆动轴旋转，所述摆动轴基本上按照所述直升机的机体的纵向方向延伸。

21.一种直升机，包括：具有尾部的机体；旋翼，所述旋翼具有旋翼叶片并由旋翼轴驱动，且安装到该旋翼轴上，这样，可以改变旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴，其中所述尾部旋翼由摆动件支撑，且其旋翼轴可绕着摆动轴旋转，所述摆动轴基本上按照所述直升机的机体的纵向方向延伸；以及控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变，由此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。

22.一种直升机，包括：具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有旋翼叶片并由旋翼轴驱动，且安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有两个叶片，且所述主旋翼与所述辅助旋翼用机械连杆相互连接，这样所述辅助旋翼的运动控制所述主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角；控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变，由此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。

23.一种直升机，包括：具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有旋翼叶片并由旋翼轴驱动，在该旋翼轴上安装有叶片；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有自旋翼轴延伸的叶片，用于在主旋翼的旋转方向旋转，该辅助旋翼以摆动关系安装到摆动轴上，并且该摆动运动相对向上和向下地绕着辅助轴进行，该辅助轴基本上横过主旋翼的旋翼轴，主旋翼和辅助旋翼由机械连杆相互连接，使得辅助旋翼的摆动运动控制主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角；控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变，由此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。

24.如权利要求23所述的直升机，其特征在于：所述主旋翼包括基本上相互成直线的两个旋翼叶片。

25.如权利要求23或24所述的直升机，其特征在于：所述主旋翼的旋翼叶片、所述辅助旋翼的叶片分别通过机械连杆相互连接，以允许该旋翼叶片和辅助旋翼叶片之间可相对运动，且所述主旋翼与该旋翼叶片的接头用心轴形成，所述心轴被固定到主旋翼的旋翼轴。

26.如权利要求23所述的直升机，其特征在于：在旋转方向上，所述辅助旋翼的叶片的纵向轴线位于与所述主旋翼的旋翼叶片中的一个的纵向轴线形成的约10度角的范围内。

27.如权利要求23所述的直升机，其特征在于：在旋转方向上，所述主旋翼的旋翼叶片中的一个的纵向轴线位于与心轴的轴线形成的锐角内，该心轴用于将这些叶片安装到旋翼轴。

28.如权利要求23所述的直升机，其特征在于：该直升机包括位于直升机尾部的向下取向的稳定装置。

29.一种直升机，包括：具有尾部的机体；旋翼，所述旋翼具有旋翼叶片并由旋翼轴驱动，且安装到该旋翼轴上，这样，可以改变旋翼旋转平面和旋翼轴之间旋翼的冲角；辅助旋翼，可随旋翼轴一起旋转并用于绕旋翼轴作相对摆动运动且处于不同的相对位置，这样，辅助旋翼使得主旋翼的冲角不同；以及控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变。

30.如权利要求29所述的直升机，其特征在于：主旋翼和辅助旋翼之间的连杆引起辅助旋翼位置的改变，以转变成冲角的改变。

31.一种直升机，包括：具有尾部的机体；主旋翼，所述主旋翼具有旋翼叶片并由旋翼轴驱动，且安装到该旋翼轴上，这样，可以改变主旋翼旋转平面和旋翼轴之间所成的角；尾部旋翼，所述尾部旋翼由第二旋翼轴驱动，所述第二旋翼轴横过所述主旋翼的旋翼轴；辅助旋翼，所述辅助旋翼由所述主旋翼的旋翼轴驱动并设有两个叶片，且所述主旋翼与所述辅助旋翼用机械连杆相互连接，这样所述辅助旋翼的运动控制所述主旋翼的至少一个旋翼叶片的冲角；自机体横向延伸的机翼和位于尾部的稳定装置，该稳定装置向下取向；以及控制装置，用于使该旋翼的至少一个叶片的冲角周期性地绕该旋翼轴沿着360度的旋转路径的至少一部分进行变动，使得叶片的升力沿着该旋转路径的至少一部分进行改变，由此，使得机体从相对静止位置被驱使在相对水平方向上。

32.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：该直升机包括用于调节必要的水平运动程度的控制装置，和用于在相对非水平运动方向调节直升机稳定性的控制装置，其中，直升机水平运动控制装置支配非水平运动稳定装置的程度决定了水平方向位置的改变程度。

33.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：在平面或者旋翼旋转路径中，稳定性趋向于对抗旋翼的倾斜。

34.如权利要求1所述的直升机，其特征在于：该直升机至少部分地根据平面的倾角在水平面中行进。

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