FR3016155A1

FR3016155A1 - HELICOPTER WITH H-SHAPED STRUCTURE

Info

Publication number: FR3016155A1
Application number: FR1450022A
Authority: FR
Inventors: Hung-Fu Lee
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2014-01-03
Filing date: 2014-01-03
Publication date: 2015-07-10
Anticipated expiration: 2034-01-03
Also published as: FR3016155B1

Abstract

Un hélicoptère ayant une structure en forme de H est fourni. Avec un mécanisme de transmission (50) en forme de H fonctionnant en collaboration avec deux paires d'ensembles formant rotor (20), qui sont disposées sur deux côtés d'une partie avant (11) et d'une partie arrière (12) d'un fuselage (10) et qui est mis en rotation dans des sens opposés, les couples générés par les deux paires d'ensembles formant rotor (20), en rotation dans des sens opposés, sont neutralisés. Ainsi, une posture de vol et une direction de rotation pendant le vol de l'hélicoptère sont maintenus de façon équilibrés, et, dans le même temps, l'hélicoptère est équipé d'une structure simple pour aussi assurer la sécurité des vols.A helicopter with an H-shaped structure is provided. With an H-shaped transmission mechanism (50) operating in cooperation with two pairs of rotor assemblies (20), which are arranged on two sides of a front part (11) and a rear part (12) of a fuselage (10) and which is rotated in opposite directions, the torques generated by the two pairs of rotor assemblies (20), in rotation in opposite directions, are neutralized. Thus, a flight posture and a direction of rotation during the flight of the helicopter are maintained in a balanced manner, and, at the same time, the helicopter is equipped with a simple structure to also ensure flight safety.

Description

ARRIÈRE-PLAN DE L'INVENTION A) Domaine de l'invention L'invention se rapporte en général à un hélicoptère ayant une structure en forme de H, et plus particulièrement à un hélicoptère qui a une structure mécanique simple et est 5 capable de maintenir un vol équilibré aussi bien que de commander une posture de vol et une direction de rotation permettant d'assurer des vols en toute sécurité. B) Description de l'art antérieur Les hélicoptères ont longtemps été l'un des moyens de transport aérien les plus pratiques et essentiels pour les Armées de l'Air. L'importance des hélicoptères est 10 déterminée par les capacités d'ascension et de descente verticales sans emprunter des voies d'approche. Cependant, les hélicoptères sont également soumis à de sévères restrictions de vol découlant des principes du vol des hélicoptères. Un hélicoptère classique possède deux ensembles formant rotors. Le premier ensemble est constitué par un rotor principal et le second ensemble est constitué par un 15 rotor de queue, les deux ayant des axes en quinconce disposée de manière orthogonale et sont propulsés par un moteur de même puissance. L'ensemble formant rotor principal commande l'ascension et la descente ainsi que les mouvements de l'hélicoptère vers l'avant et vers l'arrière, à gauche et à droite, alors que l'ensemble formant rotor de queue dirige le mouvement gauche et droit de l'hélicoptère. 20 Lorsqu'un hélicoptère classique exécute un vol vers l'avant, le pilote déplace un levier (manche) de commande vers l'avant pour augmenter l'angle de prise arrière du rotor principal, de sorte que l'hélicoptère soit propulsé en avant par le flux d'air qui est généré derrière l'ensemble formant rotor principal et qui est plus grand que le flux d'air à l'avant. Inversement, pour effectuer un vol vers l'arrière, le pilote déplace le levier de commande 25 vers l'arrière pour augmenter l'angle de prise avant du rotor principal et permettre ainsi à l'hélicoptère de voler vers l'arrière. Bien que l'hélicoptère soit un moyen de transport aérien commode, afin de fournir en même temps des effets d'inclinaison vers avant et vers l'arrière comme vers la gauche et vers la droite et de permettre de ce fait à l'hélicoptère de voler librement -dans le ciel, l'ensemble formant rotor principal de l'hélicoptère est d'une conception extrêmement complexe. En outre, la structure du rotor de queue est également complexe, car ce rotor doit fournir line forte poussée à un moment et une faible poussée à un autre, L'ensemble formant rotor principal et l'ensemble formant rotor arrière d'un hélicoptère classique sont conçus avec des structures élaborées de telle manière que le pilotage de l'hélicoptère est en fait assez difficile. De plus, un tel hélicoptère est sujet à des vols déséquilibrés, et la vitesse de vol est également limitée par l'ensemble formant rotor principal. En plus d'actionner l'ensemble formant rotor principal, le moteur a besoin 10 d'allouer 20% de sa puissance au rotor de queue afin de réaliser l'équilibre de l'hélicoptère au lieu d'utiliser cette puissance pour augmenter la force ascensionnelle. En outre, en raison de la disposition du rotor principal, aucun sièges d'éjection et aucun parachutes ne peuvent être installés dans l'hélicoptère, ce qui signifie que l'hélicoptère est condamné à de possibles accidents inévitables en cas de défaut de fonctionnement du moteur et par 15 conséquent au risque de perdre des pilotes. Bien que l'hélicoptère soit conçu avec une fonction d'autorotation, une telle technique de vol exige des dizaines à des centaines d'heures de formation professionnelle et n'offre aucune garantie de sécurité à 100%. Eu égard à ce qui précède, il a été délivré un brevet au déposant, intitulé "Dual Power Helicopter without Tail Rotor " ("Hélicoptère à double puissance sans rotor de queue"), à 20 Taiwan et aux États-Unis, numérotés respectivement brevet de Taiwan n° 1299721 et brevet US n° 7,546,976. Dans le brevet ci-dessus, le vol de l'hélicoptère est principalement commandé par deux dispositifs de puissance entraînés en rotation dans des sens opposés. Les deux dispositifs de puissance sont entrainés en rotation dans des sens opposés par des boîtiers de direction à partir d'un même moteur, de telle sorte que la puissance du moteur 25 peut être complètement transmise aux deux dispositifs de puissance, permettant à la puissance du moteur d'être complètement développée, améliorant de ce fait les performances de l'hélicoptère.BACKGROUND OF THE INVENTION Field of the Invention The invention relates generally to a helicopter having an H-shaped structure, and more particularly to a helicopter which has a simple mechanical structure and is capable of maintaining a balanced flight as well as commanding a flight posture and a direction of rotation to ensure flights safely. B) Description of the Prior Art Helicopters have long been one of the most practical and essential means of air transport for the Air Force. The importance of the helicopters is determined by the vertical ascent and descent capabilities without using approach routes. However, helicopters are also subject to severe flight restrictions arising from the principles of helicopter flight. A conventional helicopter has two sets of rotors. The first set consists of a main rotor and the second set consists of a tail rotor, both of which have orthogonally arranged staggered axes and are propelled by a motor of the same power. The main rotor assembly controls the ascent and descent as well as the forward and backward movements of the helicopter, left and right, while the tail rotor assembly directs the left movement. and right of the helicopter. When a conventional helicopter is flying forward, the pilot moves a control lever (joystick) forward to increase the tail angle of the main rotor, so that the helicopter is propelled forward. by the airflow that is generated behind the main rotor assembly and that is larger than the airflow at the front. Conversely, to fly backwards, the pilot moves the control lever 25 backward to increase the forward angle of engagement of the main rotor and thus allow the helicopter to fly backward. Although the helicopter is a convenient means of air transportation, in order to simultaneously provide tilting effects forwards and backwards as well as to the left and to the right, thereby allowing the helicopter to fly freely - in the sky, the main rotor assembly of the helicopter is of an extremely complex design. In addition, the tail rotor structure is also complex, as this rotor must provide strong line thrust at one time and low thrust at another, the main rotor assembly and the rear rotor assembly of a conventional helicopter are designed with structures developed in such a way that the piloting of the helicopter is actually quite difficult. In addition, such a helicopter is subject to unbalanced flights, and the flight speed is also limited by the main rotor assembly. In addition to operating the main rotor assembly, the engine needs to allocate 20% of its power to the tail rotor in order to achieve the balance of the helicopter instead of using this power to increase the force. climb. In addition, because of the arrangement of the main rotor, no ejection seats and no parachutes can be installed in the helicopter, which means that the helicopter is condemned to possible unavoidable accidents in case of malfunction of the helicopter. engine and therefore at the risk of losing drivers. Although the helicopter is designed with an autorotation feature, such a flight technique requires tens to hundreds of hours of professional training and offers no 100% safety guarantee. In view of the foregoing, the applicant was granted a patent, entitled "Dual Power Helicopter without Tail Rotor", in Taiwan and the United States, numbered respectively as patent of Taiwan No. 1299721 and US Patent No. 7,546,976. In the above patent, the flight of the helicopter is primarily controlled by two power devices rotated in opposite directions. The two power devices are rotated in opposite directions by steering boxes from the same engine, so that the power of the motor can be completely transmitted to the two power devices, allowing the power of engine to be fully developed, thereby improving the performance of the helicopter.

RESUME DE L'INVENTION L'invention concerne un hélicoptère pourvu d'une structure en forme de H, et plus particulièrement un hélicoptère qui comporte une structure mécanique simple et est capable de maintenir l'équilibre du vol ainsi que le contrôle de la position de vol et du sens 5 de rotation, augmentant de ce fait la sécurité et la fonctionnalité et augmentant également la vitesse de vol de l'hélicoptère. Pour atteindre les objectifs ci-dessus, un hélicoptère ayant une structure en forme de H est fourni par la présente invention. Selon la présente invention, avec un mécanisme de transmission en forme de H fonctionnant en association avec deux paires d'ensembles 10 formant rotor, qui sont disposés sur deux côtés d'une partie avant et d'une partie arrière d'un fuselage et qui sont entrainés en rotation dans des sens opposés, les couples générés par les deux paires d'ensembles formant rotor, qui sont entrainés en rotation dans les sens opposés, sont neutralisés. Ainsi, une posture de vol et une direction de rotation pendant un vol de l'hélicoptère sont maintenus de façon équilibrée, et, en même temps, 15 l'hélicoptère a une structure simple et une sécurité de vol assurée. Chacune des paires d'ensembles formant rotor est constituée par deux ensembles formant rotor. Chaque ensemble formant rotor comprend un boitier de transmission, un module de commande de l'angle d'incidence, un servomoteur linéaire et au moins une pale. Les boitiers de transmission sont reliés au mécanisme de transmission en forme de H. 20 Le mécanisme de transmission en forme de H comprend un moteur, un ensemble formant mécanisme de transmission, deux boitiers de transmission de réduction et une pluralité d'arbres de transmission. Le mécanisme de transmission comprend une poulie motrice et une poulie entraînée. La poulie motrice est connectée au moteur, et la poulie entraînée est connectée aux deux boitiers de transmission de réduction par un arbre de 25 transmission. Les deux boitiers de transmission de réduction sont raccordés aux boitiers de transmission de chacun des ensémbles formant rotor, transmettant de ce fait uniformément la puissance délivrée par le moteur à chacun des ensembles formant rotor. L'hélicoptère ayant une structure en forme de H selon la présente invention comprend en outre un dispositif de commande. Le dispositif de commande est connecté au module de commande d'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor, et comprend un levier de commande, un système de contrôle de vol, une paire de pédales (palonnier) et un levier de configuration d'incidence. Le levier de commande est relié au module de commande de l'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor, et commande une différence dans l'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor. Le système de contrôle de vol recueille et calcule diverses données de vol, afin d'entrainer le servomoteur linéaire de chacun des ensembles formant rotor et de commander en outre indépendamment chacun des ensembles formant rotor. Les pédales servent à commander la différence entre les angles d'incidence de chaque des deux rotors diagonaux. Le levier de configuration d'incidence commande simultanément les angles d'incidence des quatre ensembles formant rotors. De cette manière, l'angle d'incidence de chacun de l'ensemble formant rotor est commandé de façon indépendante par le dispositif de commande, permettant au dispositif de commande les fonctionnements de l'hélicoptère. De plus, le fuselage peut être conçu en forme de bateau, permettant à l'hélicoptère de flotter en toute sécurité sur la mer en cas de perte de puissance de l'hélicoptère. Les deux paires d'ensembles formant rotor comprennent une paire de rotors avant et une paire de rotors arrière. Les ensembles formant rotor avant sont disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant, et les ensembles formant rotor arrière sont disposés sur les côtés gauche et droit de la partie arrière, la distance entre les ensembles formant rotor 20 avant étant plus grande que la distance entre les ensembles formant rotor arrière. De plus, la pale de chacun des ensembles formant rotor comprend un corps, une vis de réglage, un bloc de masse, un élément élastique et une couche de gainage. La vis de réglage est disposée à l'intérieur du corps, et comprend une extrémité formée en tant que partie de réglage s'étendant à l'extérieur du corps, l'autre extrémité étant logée dans 25 l'élément élastique. Le bloc de masse est vissé sur la vis de réglage. La couche de gainage recouvre l'extérieur du corps de telle sorte que la partie d'ajustement est exposée sur la couche de gainage. Ainsi, chaque pale peut être réglée et calibrée pour obtenir un équilibre dynamique.SUMMARY OF THE INVENTION The invention relates to a helicopter provided with an H-shaped structure, and more particularly to a helicopter which has a simple mechanical structure and is capable of maintaining the flight equilibrium as well as the control of the position of the helicopter. flight and direction of rotation, thereby enhancing safety and functionality and also increasing the flight speed of the helicopter. To achieve the above objectives, a helicopter having an H-shaped structure is provided by the present invention. According to the present invention, with an H-shaped transmission mechanism operating in association with two pairs of rotor assemblies, which are arranged on two sides of a front part and a rear part of a fuselage and which are rotated in opposite directions, the torques generated by the two pairs of rotor assemblies, which are rotated in opposite directions, are neutralized. Thus, a flight posture and a direction of rotation during a flight of the helicopter are maintained in a balanced manner, and at the same time the helicopter has a simple structure and assured flight safety. Each of the pairs of rotor assemblies consists of two rotor assemblies. Each rotor assembly comprises a transmission housing, an angle of incidence control module, a linear servomotor and at least one blade. The transmission housings are connected to the H-shaped transmission mechanism. The H-shaped transmission mechanism comprises a motor, a transmission mechanism assembly, two reduction transmission housings and a plurality of transmission shafts. The transmission mechanism comprises a driving pulley and a driven pulley. The driving pulley is connected to the engine, and the driven pulley is connected to the two reduction transmission boxes by a transmission shaft. The two reduction transmission boxes are connected to the transmission boxes of each of the rotor assemblies, thereby transmitting uniformly the power delivered by the motor to each of the rotor assemblies. The helicopter having an H-shaped structure according to the present invention further comprises a control device. The controller is connected to the incidence angle control module of each of the rotor assemblies, and includes a control lever, a flight control system, a pair of pedals (rudder) and a control lever. 'impact. The control lever is connected to the incidence angle control module of each of the rotor assemblies, and controls a difference in the angle of incidence of each of the rotor assemblies. The flight control system collects and calculates various flight data, to drive the linear servomotor of each of the rotor assemblies and to further independently control each of the rotor assemblies. The pedals are used to control the difference between the angles of incidence of each of the two diagonal rotors. The pitch configuration lever simultaneously controls the angles of incidence of the four rotor assemblies. In this manner, the angle of incidence of each of the rotor assembly is controlled independently by the controller, allowing the control device to operate the helicopter. In addition, the fuselage can be designed as a boat, allowing the helicopter to float safely on the sea in case of loss of power from the helicopter. The two pairs of rotor assemblies comprise a pair of front rotors and a pair of rear rotors. The front rotor assemblies are disposed on the left and right sides of the front portion, and the rear rotor assemblies are disposed on the left and right sides of the rear portion, the distance between the forward rotor assemblies being larger than the distance between the rear rotor assemblies. In addition, the blade of each of the rotor assemblies comprises a body, a set screw, a block of mass, an elastic member and a cladding layer. The adjusting screw is disposed within the body, and has one end formed as an adjusting portion extending out of the body, the other end being accommodated in the elastic member. The block of mass is screwed on the adjusting screw. The cladding layer covers the outside of the body so that the fitting portion is exposed on the cladding layer. Thus, each blade can be adjusted and calibrated to obtain a dynamic balance.

De plus, un parachute est installé sur une partie supérieure de la zone avant du fuselage. En cas d'une perte de puissance des ensembles formant rotor, le parachute permet à l'hélicoptère un atterrissage en toute sécurité et offre des mesures de sécurité pour les passagers et pour l'hélicoptère. En cas d'urgence, par simple éjection et ouverture du parachute, la chute de la totalité de l'hélicoptère peut être ralentie pour assurer un atterrissage doux au lieu de subir un accident. De plus, l'emplacement de l'atterrissage de l'hélicoptère peut être choisi au moyen d'un parachute ovale. Les aspects ci-dessus de l'invention ainsi que d'autres aspects seront mieux compris, grâce à la description détaillée des modes de réalisations préférés qui suivent, non 10 limitatifs, des formes de réalisation. La description qui suit est faite en référence aux dessins annexés. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES La figure 1 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention ; la figure 2 est une vue schématique d'un ensemble formant rotor de la présente 15 invention ; la figure 3 est une vue de dessus de l'hélicoptère selon la présente invention ; la figure 4 est une vue schématique d'un mécanisme de transmission 50 en forme de H selon la présente invention ; la figure 5 est une vue schématique d'un dispositif de commande 60 selon la présente 20 invention ; la figure 5A est une vue partielle agrandie de la figure 5 ; la figure 6 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention utilisant un parachute 70 ; la figure 7 est une vue partielle agrandie d'un propulseur/pale 24 selon la présente 25 invention ; la figure 8 est une vue schématique du réglage d'une proportion de poids d'une pale 24 selon la présente invention ; et la figure 9 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention atterrissant sur la mer. DESCRIPTION DETAILLEE DES FORMES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉES Sur les figures 1 et 2, est représenté un hélicoptère ayant une structure en forme de H 5 selon la présente invention, qui comprend un fuselage 10, quatre ensembles formant rotor 20, un mécanisme de transmission en forme de H (qui sera décrit plus loin), et un dispositif de commande (qui sera décrit plus loin). Le fuselage 10 comprend une partie avant 11 et une partie arrière 12. La partie avant 11 comprend à l'intérieur d'elle un cockpit comprenant le poste de pilotage pour la 10 commande de l'hélicoptère, et une place pour un passager. La partie arrière 12 est une prolongation vers l'arrière de la partie avant 11. Les quatre ensembles formant rotor 20 sont appariés, c.-à-d., deux ensembles avant de rotor sont appariés et deux ensembles arrière de rotor sont appariés, pour former une paire d'ensembles formant rotor avant et une paire d'ensembles formant rotor arrière. 15 Chacun des ensembles de rotor 20 comprend un boitier de transmission 21, un module de commande d'angle d'incidence 22, un servomoteur linéaire 23, au moins une pale 24, et un pare-hélice 25. Le boitier de transmission 21 est relié au mécanisme de transmission en forme de H. Le module de commande d'angle d'incidence 22 entraîne le servomoteur linéaire 23 pour ajuster l'angle d'incidence de chaque pale 24 par l'intermédiaire du 20 servomoteur linéaire 23. Le pare-hélice 25 encercle l'extérieur du rayon de rotation de la pale 24. En se référant à la figure 3, il apparaît que la paire d'ensembles formant rotor 30 avant comporte un ensemble formant rotor avant gauche 31 et un ensemble formant rotor avant droit 32. L'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor avant droit 25 32 sont respectivement disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant 11 du fuselage 10. En outre, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor avant droit 32 sont en correspondance l'un de l'autre et sont entrainés en rotation dans des sens opposés.In addition, a parachute is installed on an upper part of the front fuselage area. In the event of a loss of power from the rotor assemblies, the parachute allows the helicopter to land safely and provides safety measures for the passengers and the helicopter. In an emergency, by simply ejecting and opening the parachute, the fall of the entire helicopter can be slowed down to ensure a soft landing instead of an accident. In addition, the landing location of the helicopter can be selected using an oval parachute. The above and other aspects of the invention will be better understood from the following detailed description of the preferred embodiments which follow, but are not limited to, embodiments. The following description is made with reference to the accompanying drawings. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES FIG. 1 is a schematic view of the helicopter according to the present invention; Fig. 2 is a schematic view of a rotor assembly of the present invention; Figure 3 is a top view of the helicopter according to the present invention; Figure 4 is a schematic view of an H-shaped transmission mechanism 50 according to the present invention; Figure 5 is a schematic view of a controller 60 according to the present invention; Figure 5A is an enlarged partial view of Figure 5; Figure 6 is a schematic view of the helicopter according to the present invention using a parachute 70; Figure 7 is an enlarged partial view of a propellant / blade 24 in accordance with the present invention; Figure 8 is a schematic view of adjusting a weight proportion of a blade 24 according to the present invention; and FIG. 9 is a schematic view of the helicopter according to the present invention landing on the sea. DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS FIGS. 1 and 2 show a helicopter having an H-shaped structure according to the present invention. the invention comprises a fuselage 10, four rotor assemblies 20, an H-shaped transmission mechanism (to be described later), and a controller (to be described later). The fuselage 10 comprises a front part 11 and a rear part 12. The front part 11 comprises inside it a cockpit comprising the cockpit for the control of the helicopter, and a place for a passenger. The rear portion 12 is a rearward extension of the front portion 11. The four rotor assemblies 20 are paired, i.e., two forward rotor assemblies are paired and two rear rotor assemblies are paired, to form a pair of front rotor assemblies and a pair of rear rotor assemblies. Each of the rotor assemblies 20 comprises a transmission housing 21, an angle of incidence control module 22, a linear servomotor 23, at least one blade 24, and a propeller shield 25. The transmission housing 21 is connected to the H-shaped transmission mechanism. The incidence angle control module 22 drives the linear servomotor 23 to adjust the angle of incidence of each blade 24 via the linear servo motor 23. The As shown in FIG. 3, it will be apparent that the pair of forward rotor assemblies includes a left front rotor assembly 31 and a front rotor assembly 31. 32. The left front rotor assembly 31 and the right front rotor assembly 32 are respectively disposed on the left and right sides of the front portion 11 of the fuselage 10. In addition, the left front rotor assembly 31 and the roto assembly r forward right 32 are in correspondence of one another and are rotated in opposite directions.

La paire d'ensembles formant rotor arrière 40 comprend un rotor arrière gauche 41 et un rotor arrière droit 42. L'ensemble formant rotor arrière gauche 41 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont disposés respectivement sur les côtés gauche et droit de la partie arrière 12 du fuselage 10. De plus, l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 et 5 l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont en correspondance l'un de l'autre et sont entraînés en rotation dans des sens opposés. La distance entre les paires d'ensembles formant rotor avant 30 est plus grande que la distance entre les paires d'ensembles formant rotor arrière 40. Comme le montre la figure 4, un mécanisme de transmission 50 en forme de H est 10 disposé dans le fuselage 10 précité, et comprend un moteur 51, un ensemble de roues ou poulies de transmission 52, deux boitiers de transmission de réduction 53, et une pluralité d'arbres de transmission 54. Les roues ou poulies de transmission 52 comprennent une poulie motrice 521 et une poulie entraînée 522. Dans un mode de réalisation, la poulie motrice 521 et la poulie entraînée 522 sont reliées et mises en relation de transmission par 15 une courroie. La poulie motrice 521 est reliée au moteur 51, et la poulie entraînée 522 est reliée aux deux boitiers de transmission de réduction 53 par des arbres de transmission 54. Les deux boitiers de transmission de réduction 53 sont reliés au boitier de transmission 21 de chacun des ensembles formant rotor 20 par l'intermédiaire des arbres de transmission 54. 20 Comme représenté sur les figures 2, 5 et 5A, un dispositif de commande 60 est prévu à l'intérieur de la partie avant 11 du fuselage 10. Le dispositif de commande 60 comprend un levier de commande 61, un système de contrôle de vol 62, une paire de pédales 63 et un levier de configuration d'incidence 64. Le levier de commande 61 est relié au module de commande de l'angle d'incidence 22 de chaque ensemble formant rotor 20, et 25 commande une différence dans l'angle d'incidence de chaque ensemble formant rotor 20. Le système de contrôle de vol 62 recueille et calcule diverses données de vol, de manière à entraîner le servomoteur linéaire 23 de chaque ensemble formant rotor 20 et de manière à commander en outre chaque ensemble formant rotor 20 indépendamment. Les pédales 63 comprennent une pédale gauche 631 et une pédale droite 632 qui commandent respectivement la différence entre les angles d'incidence de chaque ensemble diagonal de rotor 20. Plus précisément, les ensembles diagonaux de rotor 20 désignent le rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 qui sont en diagonale l'un avec l'autre, et l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 qui sont en diagonale l'un avec l'autre (comme représenté sur la figure 3). Le levier de configuration d'incidence 64 sert à commander simultanément les angles d'incidence des quatre ensembles formant rotor 20. Le système de contrôle de vol 62 ci-dessus comprend en outre plusieurs capteurs de vol associés, par exemple, un gyroscope pour détecter les conditions de posture, un capteur 10 géomagnétique (boussole électronique) pour détecter l'orientation courante de vol, une capteur d'accélération à trois axes pour détecter les réactions dynamiques de l'hélicoptère, un altimètre pour détecter l'altitude courante, un anémomètre de détecter la vitesse du vol, un système de GPS (système de localisation mondial) pour acquérir la longitude et la latitude courantes, un radar pour détecter les distances entre les obstacles à proximité et le 15 terrain, une jauge de carburant, un compteur d'accélération, un compte-tours, etc. Les signaux de détection de ces capteurs sont des signaux numériques de 16 bits, et sont mis à jour à une vitesse d'approximativement 100 fois par seconde. Ainsi, le système de contrôle de vol 62 recueille les données de tous les capteurs ci-dessus à une vitesse de plusieurs centaines de fois par seconde. 20 Les détails sur la méthode de commande de vol de la présente invention sont fournis en référence aux figures 1 à 5. Pour déplacer l'hélicoptère vers avant ou vers l'arrière, le levier de commande 61 est actionné pour des commandes associées. Lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers avant, les deux ensembles formant rotor 20 de l'ensemble formant rotor avant 30 sont respectivement poussés vers le haut par l'intermédiaire des 25 servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30, tandis que les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40 sont poussés vers bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40.The pair of rear rotor assemblies 40 includes a left rear rotor 41 and a right rear rotor 42. The left rear rotor assembly 41 and the right rear rotor assembly 42 are disposed respectively on the left and right sides of the tail rotor assembly 42. In addition, the left rear rotor assembly 41 and the right rear rotor assembly 42 are in correspondence of each other and are rotated in opposite directions. The distance between the pairs of front rotor assemblies 30 is greater than the distance between the rear rotor assembly pairs 40. As shown in FIG. 4, an H-shaped transmission mechanism 50 is disposed in the said fuselage 10, and comprises a motor 51, a set of transmission wheels or pulleys 52, two reduction transmission boxes 53, and a plurality of transmission shafts 54. The transmission wheels or pulleys 52 comprise a driving pulley 521 and a driven pulley 522. In one embodiment, the drive pulley 521 and the driven pulley 522 are connected and brought into transmission relation by a belt. The driving pulley 521 is connected to the motor 51, and the driven pulley 522 is connected to the two reduction transmission boxes 53 by transmission shafts 54. The two reduction transmission boxes 53 are connected to the transmission housing 21 of each of the The rotor assemblies 20 via the drive shafts 54. As shown in FIGS. 2, 5 and 5A, a control device 60 is provided inside the front portion 11 of the fuselage 10. The control device 60 comprises a control lever 61, a flight control system 62, a pair of pedals 63 and an incidence configuration lever 64. The control lever 61 is connected to the control module of the angle of incidence 22 of each rotor assembly 20, and controls a difference in the angle of incidence of each rotor assembly 20. The flight control system 62 collects and calculates various flight data, thereby driving the Linear actuator 23 of each rotor assembly 20 and further controls each rotor assembly 20 independently. The pedals 63 comprise a left pedal 631 and a right pedal 632 which respectively control the difference between the angles of incidence of each diagonal rotor assembly 20. More specifically, the diagonal rotor assemblies 20 designate the left front rotor 31 and the right rear rotor assembly 42 which are diagonally with each other, and the right front rotor assembly 32 and the left rear rotor assembly 41 which are diagonally with each other (as shown in Figure 3). The incidence configuration lever 64 serves to control simultaneously the angles of incidence of the four rotor assemblies 20. The flight control system 62 above further comprises a plurality of associated flight sensors, for example a gyroscope for detecting posture conditions, a geomagnetic sensor (electronic compass) for detecting the current flight orientation, a three-axis acceleration sensor for detecting dynamic reactions of the helicopter, an altimeter for detecting the current altitude, a an anemometer for detecting the speed of flight, a GPS system (global positioning system) for acquiring current longitude and latitude, a radar for detecting distances between nearby obstacles and terrain, a fuel gauge, a meter acceleration, a tachometer, etc. The detection signals of these sensors are 16-bit digital signals, and are updated at a rate of approximately 100 times per second. Thus, the flight control system 62 collects data from all of the above sensors at a rate of several hundred times per second. The details of the flight control method of the present invention are provided with reference to Figs. 1 to 5. To move the helicopter forward or backward, the control lever 61 is actuated for associated controls. When the control lever 61 is moved forward, the two rotor assemblies 20 of the front rotor assembly 30 are respectively urged upwardly through the respective linear servomotors 23 to decrease the angles of incidence of the two. rotor assemblies 20 of the front rotor assemblies 30, while the two rotor assemblies 20 of the rear rotor assemblies 40 are pushed down through the respective linear servomotors 23 to increase the angles of incidence of the two rotor assemblies Rear rotor assemblies 40.

De fait, le pouvoir de sustentation de la partie arrière 12 du fuselage 10 est augmenté d'une manière telle que le fuselage 10 s'incline vers avant et avance vers l'avant. En revanche, pour se déplacer vers l'arrière, le levier de commande 61 est déplacé vers l'arrière, les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30 sont poussés respectivement vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30, alors que les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40. De ce fait, la force de poussée de sustentation de la partie avant 11 du fuselage 10 est augmentée d'une manière qui fait incliner le fuselage 10 vers l'arrière et le déplace vers l'arrière. Pour se déplacer vers la gauche ou la droite, lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers la gauche, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42, tandis que l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence de l'ensemble du rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41. De cette manière, la poussée de sustentation sur la droite du fuselage 10 est augmentée de sorte que le fuselage 10 s'incline vers la gauche et se déplace vers la gauche. Lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers la droite, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41, tandis que l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42. En soi, la poussée de sustentation sur la gauche du fuselage 10 est augmentée de manière que le fuselage 10 s'incline vers la droite et se déplace vers la droite. Les pédales 63 sont utilisées pour commander la rotation de la direction de 5 l'hélicoptère. Lorsque la pédale de droite 632 est pressée, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 (les rotors vont dans le sens contraire des aiguilles d'une montre) sont poussés vers bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et des couples de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont augmentés.In fact, the lifting power of the rear portion 12 of the fuselage 10 is increased in such a way that the fuselage 10 tilts forward and advances forward. On the other hand, to move backward, the control lever 61 is moved rearward, the two rotor assemblies 20 of the front rotor assemblies 30 are respectively pushed down through the respective linear servomotors 23. to increase the angles of incidence of the two rotor assemblies 20 of the front rotor assemblies 30, while the two rotor assemblies 20 of the rear rotor assemblies 40 are pushed upwardly through the respective linear servomotors 23 to decrease the angles of incidence of the two rotor assemblies 20 of the rear rotor assemblies 40. As a result, the lift force of the forward portion 11 of the fuselage 10 is increased in a manner that tilts the fuselage 10 towards the back and move it backwards. To move to the left or right when the control lever 61 is moved to the left, the right front rotor assembly 32 and the right rear rotor assembly 42 are pushed down through the servomotors respective left-hand rotor assembly 32 and right rear rotor assembly 42, while the left front rotor assembly 31 and the left rear rotor assembly 41 are pushed upward through respective linear servomotors 23 to decrease the angles of incidence of the left front rotor assembly 31 and the left rear rotor assembly 41. In this manner, the lift thrust to the right of the fuselage 10 is increased so that the fuselage 10 tilts to the left and moves to the left. When the control lever 61 is moved to the right, the left front rotor assembly 31 and the left rear rotor assembly 41 are pushed down through the respective linear servomotors 23 to increase the angles of incidence. of the left front rotor assembly 31 and the left rear rotor assembly 41, while the right front rotor assembly 32 and the right rear rotor assembly 42 are pushed up through the linear servomotors 23 to decrease the angles of incidence of the right front rotor assembly 32 and the right rear rotor assembly 42. In itself, the lift thrust to the left of the fuselage 10 is increased so that the fuselage 10 s 'tilts to the right and moves to the right. The pedals 63 are used to control the rotation of the direction of the helicopter. When the right pedal 632 is pressed, the right front rotor assembly 32 and the left rear rotor assembly 41 (the rotors go counterclockwise) are pushed down through the respective linear servomotors 23, such that the incidence of angles and torques of the right front rotor assembly 32 and the left rear rotor assembly 41 are increased.

10 Pendant ce temps, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont diminués. De cette manière, les couples de l'ensemble des quatre de rotor 20 sont amenés à être inégaux, c.- 15 à-d., le couple dans le sens des aiguilles d'une montre est supérieur au couple dans le sens contraire des aiguilles d'une montre, faisant ainsi tourner le fuselage 10 vers la gauche (rotation du fuselage 10 dans le sens des aiguilles d'une montre). Lorsque la pédale gauche 631 est pressée, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 (les rotors vont dans le sens contraire des 20 aiguilles d'une montre) sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont augmentés. Pendant ce temps, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 25 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble du rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gatiche 41 sont diminués. Ainsi, les couples de l'ensemble des quatre de rotor 20 sont amenés à être inégaux, c.-à-d., dans le sens contraire des aiguilles d'une montre le couple est plus grand que le couple dans le sens des aiguilles d'une montre, faisant ainsi tourner le fuselage 10 vers la droite (en rotation du fuselage 10 dans le sens contraire des aiguilles d'une montre). La montée et la descente de l'hélicoptère sont commandées par le levier de configuration d'incidence 64. Lorsque le levier de configuration d'incidence 64 est tiré 5 vers le haut, les angles d'incidence de l'ensemble des quatre rotors 20 sont augmentés par les servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que la poussée de sustentation est augmentée pour soulever le fuselage 10. En revanche, pour descendre l'hélicoptère, le levier de configuration d'incidence 64 est pressé vers le bas, et les angles d'incidence de l'ensemble des quatre ensembles formant rotor 20 sont diminués par les servomoteurs 10 linéaires 23 respectifs, de sorte que la poussée de sustentation est réduite pour permettre la descente du fuselage 10. Comme décrit précédemment, un pare-hélice 25, servant à des fins de protection, s'étend à l'extérieur du rayon de chaque pale 24 de l'ensemble formant rotor 20. En plus de protéger les pales 24, les pare-hélices 25 réduisent également l'influence qu'a la vitesse 15 de l'air en vol entre les ensembles formant rotor 20 pour réduire la vitesse de l'air et le bruit des ensembles formant rotors 20. Plus important encore, les pare-hélices 25 diminuent de plus le risque du décrochage de l'ensemble formant rotor entrainés par vent arrière quand l'hélicoptère est en vol à grande vitesse. Comme représenté sur la figure 6, dans la présente invention, un parachute 70 peut 20 de plus être installé sur une partie supérieure de la partie avant 11. Lorsqu'une perte de puissance se produit dans les ensembles formant rotor 20, le pilote peut activer le parachute 70 et utiliser le parachute 70 pour réaliser un atterrissage lent, et de ce fait poser l'hélicoptère avec un minimum de risque pour débarquer le passager et le pilote avec un maximum de sécurité. Du fait que la distance entre l'ensemble de paires du rotor avant 30 25 est plus grande que celle entre l'ensemble de paires de rotor arrière 40, au lieu d'être influencé par l'ensemble de paires du rotor avant 30 et d'affecter de façon néfaste le fonctionnement du parachute 70, le parachute 70 est assuré de s'ouvrir de manière fiable. En référence aux figures 7 et 8, il apparaît que, dans la présente invention, une proportion de masse de chaque pale 24 dans l'ensemble formant rotor 20 peut être réglée de manière indépendante. Dans le mode de réalisation, chaque pale 24 comprend un corps 241, une vis de réglage 242, un bloc de masse 243, un élément élastique 244 et une couche de gainage 245. La vis de réglage 242 est disposée à l'intérieur du corps 241, et a une extrémité en forme de partie d'ajustement 246 qui s'étend à l'extérieur du corps 241 et 5 l'autre extrémité logée dans l'élément élastique 244. Le bloc de masse 243 est vissé sur la vis de réglage 242. La couche de gainage 245 couvre l'extérieur du corps 241 de telle sorte que la partie d'ajustement 246 est découverte sur la couche de gainage 245. Pour régler la proportion de masse de chaque pale 24, une force est appliquée sur la partie d'ajustement 246 à l'extérieur du corps 241, de sorte qu'une force soit appliquée sur 10 l'élément élastique 244 à l'autre extrémité de la vis de réglage 242 pour retirer la partie d'ajustement 246 à l'intérieur du corps 241. La partie d'ajustement 246 est alors mise en rotation pour déplacer le bloc de masse 243 de la vis de réglage 242. Lorsque le bloc de masse 243 est ajusté à une position appropriée, la partie d'ajustement 246 est libérée, et est déplacée vers l'extérieur par la vis de réglage 242 en raison d'un effet de rétablissement 15 élastique généré par l'élément élastique 244, jusqu'à ce que la partie d'ajustement 246 soit découverte sur la couche de gainage 245. Ainsi, l'ajustement et le calibrage de l'équilibre dynamique peuvent être effectués pour les pales 24 en ajustant les blocs de masse 243 respectifs. Comme représenté sur la figure 9, le fuselage 10 peut être conçu en forme de bateau.Meanwhile, the left front rotor assembly 31 and the right rear rotor assembly 42 are pushed upwardly through the respective linear servomotors 23, so that the incidence of the angles and the torques of the spindle left front rotor assembly 31 and right rear rotor assembly 42 are decreased. In this way, the torques of all four rotor rotors 20 are made unequal, ie, the clockwise torque is greater than the counterclockwise torque. clockwise, thus rotating the fuselage 10 to the left (rotation of the fuselage 10 in the direction of clockwise). When the left pedal 631 is pressed, the left front rotor assembly 31 and the right rear rotor assembly 42 (the rotors go counterclockwise) are pushed down through respective linear servomotors 23, such that the incidence of angles and torques of the left front rotor assembly 31 and the right rear rotor assembly 42 are increased. Meanwhile, the right front rotor assembly 32 and the left rear rotor assembly 41 are pushed upwardly through the respective linear servomotors 23, so that the incidence of the angles and the torques of the spindle the right front rotor assembly 32 and the rear rotor assembly 41 are reduced. Thus, the torques of all four of the rotor rotors 20 are made unequal, ie counterclockwise the torque is greater than the torque in the direction of the needles. of a watch, thereby rotating the fuselage 10 to the right (in rotation of the fuselage 10 in the opposite direction of clockwise). The ascent and descent of the helicopter are controlled by the attitude configuration lever 64. When the attitude configuration lever 64 is pulled up, the angles of incidence of all four rotors 20 are increased by the respective linear servomotors 23, so that the lift thrust is increased to lift the fuselage 10. In contrast, to lower the helicopter, the attitude configuration lever 64 is pressed down, and the angles the incidence of all four rotor assemblies 20 are decreased by the respective linear servomotors 23, so that the lift thrust is reduced to allow the fuselage 10 to descend. As previously described, a propeller shield 25, serving for protection purposes, extends outside the radius of each blade 24 of the rotor assembly 20. In addition to protecting the blades 24, the propeller shields 25 also reduce the influence the air velocity in flight between the rotor assemblies 20 to reduce the air velocity and the noise of the rotor assemblies 20. More importantly, the propeller seals 25 further reduce the risk. stalling of the rotor assembly driven downwind when the helicopter is flying at high speed. As shown in FIG. 6, in the present invention, a parachute 70 may further be installed on an upper portion of the front portion 11. When a power loss occurs in the rotor assemblies 20, the pilot may activate the parachute 70 and use the parachute 70 to achieve a slow landing, and thus pose the helicopter with a minimum of risk to disembark the passenger and the pilot with maximum security. Since the distance between the set of pairs of the front rotor 25 is greater than that between the set of rear rotor pairs 40, instead of being influenced by the set of pairs of the front rotor 30 and adversely affect the operation of the parachute 70, the parachute 70 is ensured to open reliably. With reference to FIGS. 7 and 8, it will be apparent that in the present invention a mass proportion of each blade 24 in the rotor assembly 20 may be independently adjusted. In the embodiment, each blade 24 comprises a body 241, an adjustment screw 242, a mass block 243, an elastic element 244 and a cladding layer 245. The adjusting screw 242 is disposed inside the body 241, and has an adjustment portion-shaped end 246 that extends outwardly of the body 241 and the other end accommodated in the elastic member 244. The mass block 243 is screwed onto the Adjustment 242. The cladding layer 245 covers the outside of the body 241 so that the adjustment portion 246 is exposed on the cladding layer 245. To adjust the mass proportion of each blade 24, a force is applied to the adjustment portion 246 outside the body 241, so that a force is applied to the elastic member 244 at the other end of the set screw 242 to remove the adjustment portion 246 from the 241 of the body 241. The adjustment part 246 is then rotated. to move the ground block 243 of the set screw 242. When the ground block 243 is adjusted to a suitable position, the adjustment portion 246 is released, and is displaced outwardly by the set screw 242. because of an elastic recovery effect generated by the elastic member 244, until the adjustment portion 246 is discovered on the cladding layer 245. Thus, the adjustment and calibration of the dynamic equilibrium can be performed for the blades 24 by adjusting the respective ground blocks 243. As shown in FIG. 9, the fuselage 10 can be designed in the form of a boat.

20 Lorsque l'hélicoptère se pose sur la mer en cas d'amerrissage forcé, la forme en bateau du fuselage 10 permet au fuselage 10 de flotter en toute sécurité sur la mer afin d'assurer la sécurité des passagers sur la mer. Comparée à un hélicoptère classique, la présente invention offre les avantages ci-dessous. Tout d'abord, un total équilibre des forces aérodynamiques à gauche et à droite 25 du fuselage 10 est obtenu pour atténuer fortement les complications et les risques de vol. Du fait que le couple généré par le moteur 51 est également compensé, le pilote n'a pas besoin d'ajuster l'orientation de l'hélicoptère en cas de changement de couple, réduisant de ce fait la charge du pilote. De plus, on élimine des commande de contrôle pour les rotors de queue gauches et droits, de sorte qu'approximativement 20% de la puissance de moteur 51 peut être préservée pour améliorer l'efficacité énergétique. Le système de commande de l'hélicoptère selon la présente invention est assez simple, et ne nécessite pas de méthode de commande impliquée par un rotor principal d'un hélicoptère classique. Avec un espace suffisant pour l'installation d'un parachute 70 à éjection, le parachute 70 peut être éjecté en cas de situation d'urgence pour assurer la sécurité des passagers et de l'hélicoptère. L'utilisation de la conception des pare-hélices 25 pour les quatre ensembles formant rotors 20, en dehors de l'amélioration de l'efficacité des ensembles formant rotors, les influences mutuelles entre les quatre ensembles formant rotors 20 sont également réduites pour abaisser de façon significative le bruit de l'ensembles formant rotor. En outre, sur la base des caractéristiques ci-dessus, la vitesse de l'hélicoptère peut être augmentée. Bien que l'invention ait été décrite à titre d'exemple et en termes de modes de réalisation préférés, il doit être entendu que l'invention n'est pas limitée à cela. Au contraire, l'intention est de couvrir diverses modifications et dispositions et procédures similaires.When the helicopter lands on the sea in the event of ditching, the boat's fuselage form 10 allows the fuselage 10 to float safely over the sea to ensure the safety of the passengers on the sea. a conventional helicopter, the present invention offers the advantages below. First, a total balance of aerodynamic forces to the left and right of the fuselage 10 is achieved to greatly mitigate the complications and risks of theft. Since the torque generated by the engine 51 is also compensated, the pilot does not need to adjust the orientation of the helicopter in the event of a change in torque, thereby reducing the pilot's load. In addition, control commands for the left and right tail rotors are eliminated, so that approximately 20% of the motor power 51 can be preserved to improve energy efficiency. The control system of the helicopter according to the present invention is quite simple, and does not require a control method involved by a main rotor of a conventional helicopter. With sufficient space for the installation of an ejection parachute 70, the parachute 70 can be ejected in the event of an emergency to ensure the safety of the passengers and the helicopter. Using the helmet design 25 for the four rotor assemblies 20, apart from improving the efficiency of the rotor assemblies, the mutual influences between the four rotor assemblies 20 are also reduced to lower the rotor assemblies. significantly the noise of the rotor assemblies. In addition, based on the above characteristics, the speed of the helicopter can be increased. Although the invention has been described by way of example and in terms of preferred embodiments, it should be understood that the invention is not limited thereto. On the contrary, the intention is to cover various amendments and similar provisions and procedures.

Claims

REVENDICATIONS1. Helicopter, characterized in that it has an H-shaped structure and in that it comprises: a fuselage (10), comprising a front portion (11) and a rear portion (12); a pair of front rotor assemblies (30) formed by two rotor assemblies disposed on the left and right sides of the front fuselage portion (11), respectively, whose rotations are in opposite directions ; a pair of rear rotor assemblies (40), formed by the two other rotor assemblies, disposed on the left and right sides of the rear fuselage portion (12), respectively, whose rotations are carried out in each case; opposite senses; and a controller (60) disposed within the fuselage front portion (11), comprising: a control lever (61) configured to control a flight direction and to generate a control signal; and a flight control system (62) configured to calculate the control signal and to control the pair of front rotor assemblies (30) and the pair of rear rotor assemblies (40).

2. Helicopter according to claim 1, characterized in that the fuselage (10) is in a boat shape.

3. Helicopter according to claim 1, characterized in that each of the rotor assemblies (20) comprises a transmission housing (21), an angle of incidence control module (22), a linear servomotor (23) and at least one blade (24).

4. Helicopter according to claim 3, characterized in that each of the rotor assemblies (20) further comprises a helmet (25) encircling the outside of a radius of rotation of the blade (24). 25

5. Helicopter according to claim 3, characterized in that the angle of incidence control module (22) drives the linear servomotor (23) to adjust the angle of incidence of each blade (24) via the linear actuator (23).

6. Helicopter according to claim 3, characterized in that each blade (24) further comprises a body (241), a set screw (242), a mass block (243), an elastic element (244) and a sheath layer (245); the adjusting screw (242) is disposed within an interior of the body (241), and has an end formed as an adjusting portion (246) extending outwardly of the body (241) and another end accommodated in the body (241). the elastic member (244); the mass block (243) is screwed onto the adjusting screw (242); and the cladding layer (245) covers the outside of the body (241) so that the fitting portion (246) is exposed on the cladding layer (245).

7. Helicopter having an H-shaped structure, characterized in that it comprises: a fuselage (10), comprising a front portion (11) and a rear portion (12); a pair of front rotor assemblies (30) formed by two rotor assemblies disposed on the left and right sides of the front fuselage portion (11), respectively, whose rotations are in opposite directions ; a pair of rear rotor assemblies (40) formed by the two further rotor assemblies disposed on the left and right sides of the fuselage rear portion (12), respectively, rotated in a plurality of rotors; opposite senses; an H-shaped transmission mechanism (50) disposed in the fuselage (10), comprising a motor (51), an assembly of the transmission mechanism (52), two reduction transmission boxes (53) and a plurality transmission shafts (54); the transmission mechanism (50) comprising a driving pulley (521) and a driven pulley (522), the driving pulley (521) being connected to the engine (51), the driven pulley (522) being connected to the reduction transmission boxes (53) via a transmission shaft (54), and the two reduction transmission boxes (53) being connected to the front rotor assembly pair (30) and the pair of rear rotor assemblies (40) , respectively ; and a control device (60) disposed within the fuselage front portion (11), comprising: a control lever (61) configured to control a flight direction and generate a control signal ; and a flight control system (62) configured to calculate the control signal and to control the front rotor assembly pairs (30) and the rear rotor assembly pair (40).

8. Helicopter according to claim 1 or 7, characterized in that a parachute (70) is installed in an upper portion of the front portion (11) of the fuselage (10); a pilot can then eject and open the parachute (70) in case of malfunction of the engines, and the parachute (70) holds the entire helicopter and descends at a low speed to prevent any risk of loss of passenger and damage to the helicopter; during the descent process of the parachute (70), the pilot is able to maneuver the shrouds of the parachute (70) to control the altitude and the direction of the flight to avoid falling on a danger zone.