JPH11510127A

JPH11510127A - System for control and automatic stabilization of rotary motion of rotary wing aircraft

Info

Publication number: JPH11510127A
Application number: JP9507788A
Authority: JP
Inventors: アールトン，ポール・イー
Original assignee: アールトン，ポール・イー
Priority date: 1995-07-27
Filing date: 1996-07-26
Publication date: 1999-09-07
Also published as: EP0869901A1; EP0869901A4; AU6763296A; WO1997005017A1

Abstract

(57)【要約】ヘリコプター（１０）は、横方向ローター軸線（１４）まわりに回転可能に取り付けられた中空のローター軸（１５）から半径方向に伸びている複数のローターブレードを有する尾部回転翼（２）の使用によりヨー運動を安定化するための装置を持つ。尾部回転翼（２）には尾部回転翼（２）のブレード（１１）への操縦士入力及び尾部回転翼（２）の自動制御のためのジャイロローター（１２）の使用により推力を変える装置（２２）が設けられる。本発明は、（２９６）からの操縦士入力及びジャイロローター入力（３１０）の両者により尾部回転翼（２）の制御を許す３点混合リンク装置（２９７）を備える。 The helicopter (10) is a tail rotor having a plurality of rotor blades extending radially from a hollow rotor shaft (15) rotatably mounted about a transverse rotor axis (14). A device for stabilizing yaw motion by using (2) is provided. The tail rotor (2) has a thrust changing device by using a gyro rotor (12) for pilot input to the blade (11) of the tail rotor (2) and automatic control of the tail rotor (2) ( 22) is provided. The present invention includes a three-point mixing link (297) that allows control of the tail rotor (2) by both pilot input from (296) and gyro rotor input (310).

Description

【発明の詳細な説明】回転翼航空機の回転運動の制御及び自動安定用のシステム本発明の背景及び概要本発明は１９９５年７月２７日付け暫定出願６０／００１５５８号及び１９９５年１０月２４日付け暫定出願６０／００７０７９号の継続出願である。本発明は、模型及びフルサイズの回転翼航空機のための飛行方向制御システムに関し、特にヘリコプターの尾部回転翼及びヘリコプターのヨー（左右の機首方位）安定システムに関する。より特別には、本発明は、操縦士がフルサイズヘリコプター内に乗っているか或いはリモコンにより模型ヘリコプターに指令しているかのいずれにしろ、ヘリコプターが操縦士の選定した方向（機首方位）で飛行し得るようにヘリコプター尾部回転翼組立体に取り付けられかつ飛行中のヘリコプターを安定させために尾部回転翼がヨーモーメント又はトルクを作るようにされたジャイロ装置に関する。本発明は、フルサイズ及び模型の両者の多くの形式の航空機に適用可能であるが、ここでは明瞭にするために第一にヘリコプターでの使用について説明されるであろう。ヘリコプターはホバリング、前進、後退、及び横方向の飛行能力を有する航空機械である。この軽快性は主回転翼システムの多能性に由来する。１９３０年代におけるヘリコプターの発明以来、ヘリコプター技術の進歩に大きな努力が払われてきていて、この努力の相当大きな部分は主回転翼システムについてであった。よりよい尾部回転翼システムの開発に向けられた努力は少なかった。１個の主回転翼を有する総てのヘリコプターは、その方向制御を維持するために、及び飛行中、主回転翼により生ずるトルクに対抗するためにある種のヨースタビライザー又はヨー制御システムを必要とする。ヘリコプターの主回転翼システムは、典型的にはヘリコプター乗員室の上方にあるように取り付けられ、乗員室を通って伸びている垂直軸まわりに回転し、ヘリコプターを空中で浮揚させるため及びヘリコプターをいかなる方向にも推進させるための制御可能な原動力を作る。主回転翼システムは、典型的には、空気力学的揚力を作るための回転翼ブレード及び主回転翼の制御と安定性とを向上させるように作用する別のブレードを備える。主回転翼システムはスワッシュプレート組立体及び操縦士の制御指令を回転している回転翼ブレードに伝えるための種々のリンク装置も備える。ヘリコプター用として、主回転翼システムにより又は風の流れの変化により作られるトルクを打ち消すために幾つかの異なったヨー制御装置が開発されている。これらのヨー制御装置は、例えばブローンテールブーム及びシュラウド付きファンを含む。それにもかかわらず、伝統的なヘリコプターの尾部回転翼及びヨー制御システムは、本質的に２５年間も変わらないままである。一般に、ホバリング中、又は低速飛行中におけるヘリコプターの安定したヨー方向（左右の機首方位）の維持はヘリコプター操縦士にとって困難である。主回転翼ブレード及び横方向の突風のような大気条件により作られるヘリコプター胴体の常に変化しているトルクを平衡させるために、ヘリコプターの操縦士は、その航空機のヨー制御装置を常に操作しなければならない。これは、模型ヘリコプターの操縦士の場合、模型ヘリコプターは寸法が小さくかつ質量が小さいので模型ヘリコプターは不平衡に急速に反応する傾向があるため、特に真実である。（あるときは航空機のように、またあるときはヘリコプターのように作動する）尾部回転翼航空機のような別形式の航空機は、（ロール軸のような）異なった回転軸線に沿った同様な制御の問題のある可能性がある。飛行中、ヘリコプターの方向制御を維持するためにヘリコプターの尾部回転翼を制御する多くのヘリコプターのヨー制御システムは、飛行中にヘリコプターに加えられる常に変化しているトルクを感知するためにジャイロ装置を使用し、更にヘリコプターに搭載のジャイロ装置の動きに応じて尾部回転翼ブレードのピッチを調整するための種々の機構を使用する。これらヘリコプターのヨー制御システムは、一般にジャイロスタビラーザーシステムと呼ばれ、例えば、電子式、単一ローター式、及び２重ローター式のジャイロ・スタビラーザーシステムのように分類される。これら３種のスタビラーザーシステムの各の説明が以下与えられる。電子式ジャイロスタビラーザーシステムは、今日では、飛行中のヘリコプターのヨー不安定に伴う操縦士の処理を助けるために模型及びフルサイズの両方のヘリコプターの尾部回転翼の制御に広く利用できる。しかし、これら電子式システムは、典型的に重くかつ高価である。模型ヘリコプターにおいては、これらは、必要な増幅器電子回路への給電及び電子式ジャイロスタビラーザーシステムと組み合わせられた電気・機械式ジャイロ装置の駆動のため追加又は増大された電力供給が必要であることが多い。人員輸送用ヘリコプターにおいては、電子式ジャイロスタビラーザーシステムは、電気式又は油圧式サーボアクチュエーターを持った制御システムを有するヘリコプターの場合だけ実際的である。小さい人員輸送用ヘリコプターの操縦士は、通常はその航空機の制御装置を直接操作しなければならず、これら電子式ジャイロスタビラーザーシステムの利点を得ることができない。理想的には、多くの用途において、ヘリコプター機内に置かれかつヘリコプターのヨー運動を感知するジャイロ装置は、（電池のような）補助電力供給によるのではなくてヘリコプターのエンジン又は動力プラントにより作られる動力により直接駆動されるべきである。更に、これは、できるだけ多くの形式の飛行に有用な多種のヘリコプター尾部回転翼の形態に順応すべきである。今日まで、実用的な機械式のヘリコプターヨー制御及び安定化システムの開発の試みの大部分は、一般に設計者がかかるシステムの基本的な作動要素を理解せず、かつこれら要素の設置に伴う実際的な機械的手段も持たないため、限定された成功を得るに留まった。その結果、現在、利用可能なほとんどとのシステムが、実際的な使用を非現実的なものとするに十分な一つ又は複数の不完全さ又は欠点を持っている。単一ローター式のジャイロスタビラーザーシステムが知られている。米国特許４７５９５１４号において、ジョン・イー・バルカンは、ヨースタビラーザーとしての作動中に傾く尾部回転翼を有する単一ローター式の制御及び安定化システムを説明する。バルカンによれば、尾部回転翼の傾きが尾部回転翼をスライダーに関して軸方向に動かそうとし、このスライダーの位置は、ヘリコプターの胴体に連結された集中ピッチ変更レバーによる旋回点に関し固定される。固定されたピッチリンク装置に関する尾部回転翼のこの動きは、尾部回転翼ブレードのピッチ変化を生じヨー運動に対抗する安定化推力を作ることを意味する。バルカンの集中ピッチ変更レバーはここに説明されるような３点混合アームでなくて、ピッチスライダーを一定位置に維持するように設計されたリンク装置の平行四辺形の一つの辺として作用することに注意すべきである。具合の悪いことに、バルカンのシステムの尾部回転翼の質量中心は尾部回転翼旋回軸線からずれることが避けられない。作動時には、このずれた質量中心のため、機能的にも構造的にも不具合な尾部回転翼全体の垂直方向の揺動が生ずる。事実上、尾部回転翼が下方に落ちないように保持するように尾部回転翼組立体の重量を補償するために、バネ又はその他の装置が必要である。上昇又は下降の操縦中に発生するような航空機の垂直方向加速度は、尾部回転翼を上方に、又は下方に揺らすであろう。この揺れは制御装置にまさしくジャイロ入力のように作用し、航空機にヨー運動を生ずるであろう。対照的に、本発明による単一ローター式システムは、大きな揺れ運動、従って垂直方向の変位なしにジャイロローターと実質的に同じ面内の軸線まわりに傾けるような形状にすることができる。尾部回転翼全体の傾きは、ローターの推力を望ましくない方向に向け直す可能性があり、更に航空機の変位回転軸線まわりの望ましくない回転を起こす可能性がある。一般に、いかなる形式の機械式の航空機ヨー制御及び安定化システムのジャイロ機構も、システムの推力作成部分（例えば尾部回転翼ブレード）のピッチ制御を効果的に行うためにはシステムのリンク装置を変位させるに十分に傾かねばならない。実際は、この傾きの角度は典型的に１０°から２０°の範囲内にあり、これを制御システムにおける「帯域幅」の一般概念と組み合わせることができる。機械式システムは、通常は、リンク装置間に幾分かの遊びと摩擦とがあり、航空機ヨー制御及び安定化システムの信号対雑音比を大きくするためにはこのような大きい帯域幅（大きな傾き）が望ましい。しかし、単一ローター型ジャイロスタビライザーシステムにおいては、１０から２０°の推力作成部分の傾きは、全推力の１７％から３４％に等しい推力の望ましくない横方向の（不安定）成分を作る可能性がある。このことが、かかる単一型ロータージャイロスタビライザーシステムの応用を非現実的なものとする。バルカンの米国特許４７５９５１４号に明らかにされたようなある種の安定化システムは、リンク装置の多くに正常な回転翼の回転軸線を横切る方向の変位が生ずるため、有効な安定化のためにはより大きな傾き角度を必要とする。かかる横方向の変位は尾部回転翼ブレードのピッチに操作上の影響を与えず、従って航空機のヨー運動を制御するために尾部回転翼により作られる推力に影響を与えることはできない。単一ローター型ジャイロスタビライザーシステムは、実際の応用が厳しく限定されるという欠点はあるが、ここに明らかにされる回転翼航空機用の制御及び安定化システムの技術における最近の進歩は、実用的でかつ望ましい幾つかの単一ローター型ジャイロスタビライザーシステムを作った。単一ローター型制御及び安定化システムと対比して、２重ローター型ジャイロスタビライザーシステムは、ヨー安定用部分から第１の推力作成部分を分ける。第１の推力作成用ローターは傾ける必要がないため、これが作る推力は希望の方向にのみ作用する。２重ローター型ジャイロスタビライザーシステムはカルヴァーの米国特許３００４７３６号に説明され、別のものは American Aircraft Mod eler magazine（733 15th．Street N.E.，Washington，D.C．20005）１９７３年発行、の４１、４５及び７６−７９ページに説明される。両システムの基本的な欠点は、航空機の機首方位を制御するために操縦士制御指令をジャイロ機構に物理的に上乗せ（傾け）しなければならない点である。これら装置においては、操縦士からの制御入力は、航空機のヨー制御と安定化機能とを独立的に作動できるように、ジャイロ機構からの航空機ヨー安定用入力と組み合わせることができない。米国特許５３０５９６８号及び米国特願０８／２９２７１９号において、ポール・イー・アールトンは、操縦士制御システムとヨー安定化システムとが独立的に作動する改良された２重ローター型ヨー制御及び安定化システムを説明する。この装置は、実用的かつ機能的であるがどの航空機にも利用可能とはいえない取付け構造が必要である。要求されるものは、簡単、軽量、安価で、作動に要する動力が少なく、通常の操縦に対する操縦士制御を過度に制約せず、かつ種々の機械的形態を有する航空機に応用できる改良された回転制御及び安定化システムである。かかるシステムは、飛行中のヘリコプター又はその他の回転翼航空機のヨー運動を安定にするように作動するであろう。本発明の一つの目的は、模型又はフルサイズのヘリコプターのような回転翼航空機の回転運動を制御しかつ自動的に安定させる改良された手段を提供することである。本発明の別の目的は、種々の機械的形態を有する航空機にこの改良された装置を設置するための実際的な手段を提供することである。本発明の更なる目的は、最良の結果を得るために、本発明による種々の特徴をいかに入れ替えるかを示すことである。本発明により、航空機の回転軸線まわりの回転翼航空機の回転運動を安定させる装置が提供される。回転翼航空機は航空機胴体を備える。この装置は、航空機の回転軸線と実質的に直角な推力軸線に沿った推力を作るための推力作成機構、及び推力作成機構により作られた推力の大きさを変えるように推力作成機構を遠隔制御することを操縦士に許す推力変更機構を備える。この装置は、飛行中の航空機の回転軸線まわりの回転翼航空機の回転運動に対抗するために推力作成機構により作られる推力の大きさを変えるように推力作成機構を自動的に制御するジャイロローター機構を備える。ジャイロローター機構は、推力作成機構に関して固定された位置を維持するように航空機胴体に取り付けられる。この装置は、更に、ジャイロローター機構と推力変更機構の各とを推力作成機構に独立的に連結する機構を備え、このため、推力変更機構とジャイロローター機構の各が推力作成機構により作られる推力の大きさを変えるように独立的に作動し、かつ推力作成機構により作られる推力の大きさを変えるために操縦士が推力変更機構を操作したときジャイロローターは推力作成機構に関して一定の位置に留まる。好ましい実施例においては、推力作成機構は、ジャイロローター機構と共通の回転軸線まわりに回転するような形態にされた尾部回転翼である。ジャイロローター機構は、これが共通の回転軸線に沿って尾部回転翼に関して固定されるようにヘリコプター胴体に取り付けられる。そこで、ジャイロローター機構は、操縦士が作られる推力の大きさを推力変更機構により変えるとき、共通回転軸線に沿って直線的に動くことはない。本発明により、飛行中の回転翼航空機の回転運動を制御しかつ自動的に安定化するため、特に飛行中のヘリコプターを安定化するためのシステムが提供される。かかるシステムは、航空機の回転軸線からオフセットしかつこの軸線と実質的に直角な軸線に沿って推力を向け得るヘリコプター尾部回転翼のような第１の推力作成部分とヨー安定化部分とを備える。尾部回転翼は、一般的に、空気力学的な力及び遠心力が平衡しかつヨー安定用部分としての使用に適した反りの付けられたブレードを持つ。推力作成部分は、航空機が操縦士制御システムを持っている場合は、操縦士制御部分からの入力及びヨー安定用部分に含まれるジャイロ装置からの入力により制御される。作動時には、ヨー安定用部分は、航空機の回転運動又はヨー運動を感知し推力作成部分を作動させ、航空機の回転運動又はヨー運動を遅くし又は停止させる。航空機が回転を止めた後で、システム内に備えられた遠心力復帰機構がヨー安定用部分を、続く航空機の回転又はヨーに対して準備している正常状態に復帰させる。選択的に、ヨー安定用部分は推力作成部分により作られる推力を増強するために推力を作るようにすることができる。本発明により、推力作成部分及びヨー安定用部分は航空機の付属部分上に取り付けられかつ互いに接近して置かれた別々の機構、互いに遠い距離に置かれかつリンク装置手段又は電子的手段により連結された別々の機構、或いは推力作成機能とヨー安定用機能との両方を行う単一の組合せ機構とすることができる。本発明は種々の形式及び形態の航空機に適した広範囲の形態で適用することができる。好ましい実施例においては、推力作成手段は、ローター軸から半径方向に伸びている多数のローターブレードを有する推力作成用ローターを備える。ジャイロローター手段は、重り付き円板又はジャイロハブから半径方向に伸びている複数の重り付きアームである。航空機の回転はジャイロローター手段を傾けさせ、推力作成用ローターに取り付けられたリンク装置を作動させ、これによりローターで作られる推力の大きさを調整し、航空機を自動的に安定させる。ジャイロローターは、ジャイロローター回転面において回転し、旋回軸線は一般にジャイロローター回転面と同一面でありか又はほぼ同一面であり、ジャイロローター手段の揺れ運動を最小にする。ある実施例では、ジャイロローター手段は、これを推力作成手段により作られる推力を増強するため推力を作るようにすることができ、或いは推力作成手段と一つの機構内に組み合わせることができる。飛行中の航空機の回転又はヨーに応答して傾いたジャイロローター手段を駆動するために、例えば、自在継手、スライダー、及び従動リンク装置を有する数種の駆動リンク装置が設けられる。ジャイロローター手段は、（周期的にピッチングするパドル又はブレードにより作られるような）空気力学的な力、（重り付きアームのフラッピング作用又は「コーニング」によるような）回転力又はジャイロ力、及び／又は（バネによるような）機械的な力によりその正常な方向に復帰される。本発明は、ヘリコプターで使用するようにされ、かつジャイロローターハブから半径方向に伸びている複数の重り付きアーム又はパドルを有するジャイロローターを備え、そしてヘリコプターのエンジンにより作られる動力により駆動される。ジャイロローターはジャイロローター軸線まわりに回転できるように取り付けられ、この軸線は主回転翼軸線に対して実質的に直角であり、そしてプッシュプルロッド、スライダー、及び尾部回転翼ブレードのピッチ変更用部材を作動させる混合ロッドを含んだリンク装置を動かすように取り付けられる。ヘリコプターのヨー運動はジャイロローターをジャイロ旋回軸線まわりに旋回させ又は傾かせてジャイロローターリンク装置を変位させ、尾部回転翼ブレードのピッチを変える。ピッチのこの変化が尾部回転翼により作られる推力を変え、最初のヨー運動に対抗する。本発明は、ジャイロローターがヘリコプターのヨー運動に応じて旋回され又は傾けられた後、ジャイロローターをその正常な向きに復帰させる復帰機構を提供する。好ましい実施例においては、ジャイロローターは、根元が支持機構に旋回可能に連結された多数のジャイロアームを備える。各ジャイロアームに重りが連結され、ジャイロアームに作用する遠心力がジャイロアームを支持機構から半径方向に向けるように作用する。このため、ジャイロアームがヘリコプターのヨー運動に応じて旋回され又は傾けられた後で、ジャイロアームに作用している遠心力がジャイロアームをその正常な向きに戻すであろう。本発明によるある形態においては、ジャイロローターは、尾部回転翼により作られる推力を増強する推力を作るようにされる。本発明による別の形態は、ジャイロローターと尾部回転翼とを１個の機構に組み合わせる。本発明による各形態又は好ましい実施例は、別のものに勝る（より大きい単純性及びより大きい推力作成の可能性のような）幾つかの利点、及び特別の用途に応じた適切な形態の選択ができる。本発明による種々の実施例の特徴は、外見は異なるが一般に同じ機能を行い得る別の実施例を形成するように再組合せできることが理解されるであろう。本発明の好ましい実施例の重要な特徴は、ヨー安定用部分が操縦士制御入力により機能的に影響されないことである。操縦士制御を阻害せずに、ヨー安定用部分のジャイロ装置の安定化の特徴と操縦士からの制御入力とを組み合わせるために、３点混合アームのような種々の手段が設けられる。ある形態では、操縦士制御入力はジャイロローターを空中で直線的に動かすように作用することができる。かかる直線運動はヨー安定用部分内のジャイロ装置を傾けないので、操縦士入力はジャイロ装置には機能的な影響はない。本発明の諸部材は、操縦士指令がジャイロ式安定化機構に強制的に重なる用途で作動するであろうが、独立的な制御がより好ましくかつ有利である。ある好ましい実施例においては、ジャイロローターはヘリコプターの機体に関して固定される。固定旋回軸線を有するジャイロローター用の取付け構造は、機体に関して旋回と移動との両方をしなければならないジャイロローター用の取付け構造よりも（所与の重量に対して）より簡単かつ強く構成することができる。更に、ジャイロローターの固定された取付けはジャイロローターをヘリコプターの異なった位置により容易に置くことを許す。本発明は、ヘリコプターのヨー運動によるジャイロアームの旋回運動に応じて旋回するジャイロスピンドルを備える。ある好ましい実施例では、ジャイロアームはジャイロスピンドルに直接連結されかつ支持される。別の好ましい実施例では、ジャイロアームはジャイロリンク装置を経てジャイロスピンドルにリンク連結され、従ってジャイロアームの旋回運動はジャイロスピンドルに伝えられる。これら別の実施例においては、ジャイロスピンドルはジャイロアームを支持せず、従ってジャイロスピンドルはジャイロアームにより作られる半径方向の飛行荷重を受けず、軽量な構造に作ることができる。本発明の更なる目的、特徴及び利点は、本発明を実行するために今日理解される最良の方式を示す好ましい実施例の以下の詳細な説明より熟練技術者に明らかになるであろう。図面の簡単な説明以下の詳細な説明は付属図面を特に参照する。図面において図１は、本発明による改良されたヨー制御及び安定化システムが取り付けられたテール組立体を持つ代表的なヘリコプターの斜視図である。図２は、テールブーム及び尾部回転翼ギヤボックス内に設置された諸構成要素を示している図１に図示されたヘリコプターのテールブーム及び尾部回転翼ギヤボックス機構の分解斜視図である。図２ａは、ジャイロローター、ジャイロスピンドル、ジャイロ制御リンク装置、及びシザーリンク駆動手段を示している図１に図示されたヘリコプターのジャイロ機構の分解斜視図である。図３ないし７は、第１の尾部回転翼の外側でかつ尾部回転翼ギヤボックスと反対側に置かれたジャイロローターを有する本発明の改良されたヨー制御及び安定化システムの第１、第２及び第３の実施例をより詳細に示す。図３は、本発明の改良されたヨー制御及び安定化システムの第１の実施例を取り付けた図１の図示されたヘリコプターのテール組立体の拡大斜視図である。図４は、図３−７に示された第１、第２及び第３の実施例に対する本発明の尾部回転翼ギヤボックス及び第１の尾部回転翼の一般的形状を示す第１の実施例の平面図であり、明瞭のため垂直のテールフィン、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図５は、中空の尾部回転翼軸、プッシュプルロッドの端部に付属しかつ操縦士制御指令に応じて動き得るジャイロローター、ジャイロローターを駆動しているシザーリンク装置の形式の従動リンク駆動手段、及びジャイロパドルの形式の空気力学的復帰手段を有する第１の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図６は、中空の尾部回転翼軸、プッシュプルロッドの端部に付属しかつ操縦士制御指令に応じて動き得るジャイロローター、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及び重り付きジャイロアームの形式の遠心力式復帰手段を有する第２の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図７は、中空の尾部回転翼軸、スライダーに取り付けられかつ操縦士制御指令に応じて動き得るジャイロローター、ジャイロスピンドルを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、ジャイロローターを駆動している従動リンク駆動手段、及び重り付きジャイロアームの形式の遠心力式復帰手段を有する第３の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図８ないし１４は、第１の尾部回転翼と尾部回転翼ギヤボックスとの間に置かれたジャイロローターを有する本発明の改良されたヨー制御及び安定化システムの第４ないし第９の実施例を示す。図８は、それぞれ図９ないし１４に示される第４ないし第９の実施例に対する本発明の尾部回転翼ギヤボックス及び第１の尾部回転翼の一般形態を示す第４の実施例の平面図であり、ジャイロローター取付け機構の諸要素を有し、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図９は、中空の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及び調整可能なバネの形式の機械式復帰手段を有する第４の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１０は、中空の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための電子式手段、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及び調整可能なバネの形式の機械式復帰手段を有する第５の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１１は、中空の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられた推力作成ジャイロローター、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、及びジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第６の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１２は、中空の尾部回転翼軸、オフセットした旋回軸線上でギヤボックスに旋回可能に取り付けられた推力作成ジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターを駆動しているシザーリンク装置の形式の従動リンク駆動手段、及びバネの形式の機械式復帰手段を有する第７の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１３は、中実の尾部回転翼軸、スライダーに旋回可能に取り付けられかつ操縦士制御指令に応じて動き得るジャイロローター、従動リンク駆動手段、及び半柔軟駆動バーの形式の機械式復帰手段を有する第８の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１４は、中実の尾部回転翼軸、スライダーに旋回可能に取り付けられかつ操縦士制御指令に応じて動き得るジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターを駆動して得る駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及びジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第９の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１５ないし２３は、尾部回転翼ギヤボックスの近くでかつ第１の尾部回転翼の反対側に置かれたジャイロローターを有する本発明の改良されたヨー制御及び安定化システムの第１１ないし第１７の実施例を示す。図１５は、それぞれ図１６ないし２３に示される第１０ないし第１７の実施例に対する本発明のギヤボックス及び第１の尾部回転翼の一般形態を示す第１０の実施例の平面図であり、ジャイロローター取付け機構の諸要素が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ジャイロローターアーム、及びギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１６は、中実の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及びバネの形式の機械式復帰手段を有する第１０の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１７は、中実の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及びバネの形式の機械式復帰手段を有する第１１の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１８は、中実の尾部回転翼軸、尾部回転翼軸に旋回可能に取り付けられかつ傾き得るジャイロスピンドルにより旋回を拘束されるジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロスピンドルを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及び重り付きジャイロアームの形式の遠心力式復帰手段を有する第１２の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図１９は、中実の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及び重り付きジャイロアームの形式の遠心力式復帰手段を有する第１３の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２０は、中空の尾部回転翼軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられた推力作成ジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及びジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第１４の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２１は、中実の尾部回転翼軸、オフセットした旋回軸線まわりに旋回可能にギヤボックスに取り付けられたジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、従動リンク駆動手段、及びジャイロローターを駆動している半柔軟な駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及びジャイロローターブレードの形式の機械式復帰手段を有する第１５の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２２は、中実の尾部回転翼軸、オフセットした旋回軸線まわりに旋回可能にギヤボックスに取り付けられた推力作成ジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及びジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第１６の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２３は、中実の尾部回転翼軸、スライダーに旋回可能に取り付けられかつ操縦士制御指令に応じて動くジャイロローター、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及びジャイロパドルの形式の空気力学式復帰手段を有する第１７の実施例の後方立面図であり、尾部回転翼ブレードの１個が断面で示され、かつ明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２４ないし２８は、単一の機構に組み合わせられたジャイロローターと尾部回転翼とを有する本発明の改良されたヨー制御及び安定化システムの５種の単一ローター型実施例を示す。図２４は、中空のローター軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられた単一型推力作成ジャイロローター、操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせるための３点混合アーム、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及び周期的にピッチング可能なジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第１の単一ローター型の実施例の後方立面図であり、明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２５は、中空のローター軸、ギヤボックスに旋回可能に取り付けられた単一型推力作成ジャイロローター、ギヤボックスに取り付けられた電子式センサーに応答して動き得るリンク装置の形式で操縦士制御入力とジャイロ制御入力とを組み合わせる電子式手段、ジャイロローターの中心に置かれた自在型駆動手段、及び周期的にピッチング可能なジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第２の単一ローター型の実施例の後方立面図であり、明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２６は、中空のローター軸、軸を通過しているプッシュプルロッドの端部に付属しかつ操縦士制御指令に応じて動き得る単一型推力作成ジャイロローター、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及び周期的にピッチング可能なジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第３の単一ローター型の実施例の後方立面図であり、明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２７は、中空のローター軸、軸を通過しているプッシュプルロッドの端部に付属しかつ操縦士制御指令に応じて動き得る単一型推力作成ジャイロローター、ジャイロローターを駆動している駆動バーの形式の従動リンク駆動手段、及び周期的にピッチング可能なジャイロローターブレードの形式の空気力学式復帰手段を有する第４の単一ローター型の実施例の後方立面図であり、明瞭のため垂直のテールフィン、ブレード平衡用の重り、及び尾部回転翼ギヤボックスの前方のヘリコプターの全部品を除いてある。図２８及び２９は、本発明のある種の実施例に有利に使用し得る自在型駆動手段を示す。図２８は、本発明に使用されるピン及びスロット型の自在駆動手段の等角図であり、明瞭のため本発明及びヘリコプターのその他の部品は全て除いてある。図２９は、本発明に使用される六角型の自在駆動手段の等角図であり、明瞭のため本発明及びヘリコプターのその他の部品は全て除いてある。図面の詳細な説明本発明は、航空機の推力発生機構に関して一定の位置を維持するために航空機胴体に取り付けられたジャイロローター機構を備える。推力発生機構は、ジャイロローター機構と共通の回転軸線まわりに回転するような形状にされた尾部回転翼である。ジャイロローター機構は、これが尾部回転翼と共通の回転軸線に沿って一定の関係であるように航空機胴体に取り付けられる。従って、ジャイロローター機構は、操縦士が推力発生機構により作られる推力の大きさを変えるとき、共通の回転軸線に沿って直線的に動くことはない。本発明は、ヘリコプターのヨー運動によるジャイロアームの旋回運動に応じて旋回するジャイロスピンドルを備える。ある好ましい実施例においては、ジャイロアームはジャイロスピンドルに直結される。別の好ましい実施例においては、ジャイロアームは、その旋回運動をジャイロスピンドルに伝達するように、ジャイロリンク機構を経てジャイロスピンドルに連結される。この別の実施例においては、ジャイロスピンドルはジャイロアームを支持せず、従ってジャイロスピンドルは、ジャイロアームにより作られる半径方向の遠心荷重を受けず、より軽量の構造で作ることができる。本発明は、ジャイロローターがヘリコプターのヨー運動に応じて旋回され又は傾けられた後で、ジャイロローターをその正常な方向に復帰させる復帰機構も提供する。好ましい実施例においては、ジャイロローターは、基部において支持機構に旋回可能に連結された複数のジャイロアームを備える。ジャイロアームに作用する遠心力がジャイロアームを支持機構から半径方向に向けるように、各ジャイロアームには重りが連結される。そこで、ジャイロアームがヘリコプターのヨー運動に応じて旋回され又は傾けられた後で、ジャイロアームに作用している遠心力がジャイロアームをその正常な方向に復帰させるであろう。本発明の別の特徴は、ヨー安定用部分又はローター機構が操縦士の制御入力又は推力変更機構により機能的な影響を受けないことである。操縦士の制御が阻害されないように、操縦士からの制御入力とヨー安定用部分のジャイロスコープ安定の特徴とを組み合わせるために３点混同アームのような種々の手段が設けられる。ある形態においては、操縦士の制御入力は、ジャイロローターを空間内で直線的に動かすように働くことができる。かかる直線運動は、ヨー安定用部分のジャイロ装置を傾けさせないであろうため、これら操縦士の入力はジャイロ装置には機能的な影響を与えない。図１を参照すれば、ヘリコプター１０は、ヘリコプター１０を空中で上昇させるために主回転翼回転軸線５まわりに回転する大きい主回転翼１、及び主回転翼１により生ずる回転力を補償しかつヘリコプター１０を操舵するために尾部回転翼回転軸線１４まわりに回転する小さい尾部回転翼２を備える。尾部回転翼２は、図１及び３に示されるようにテールブーム１６の端部に取り付けられる。一般に、ヘリコプター１０の主回転翼１及び尾部回転翼２の両者は、通常はヘリコプター胴体内で主回転翼の付近に置かれるエンジン３（大部分は陰になって見えない）のような動力源により駆動される。流線形の胴体シェル４がヘリコプター１０の正面を覆うが、これは後方尾部回転翼２には伸びていない。別の実施例では、胴体シェルは尾部回転翼まで後方に伸びることがある。図１に示されたヘリコプター１０は模型ヘリコプターであるが、人員輸送用ヘリコプター（図示せず）も主回転翼と尾部回転翼とを有すること、及び（傾斜回転翼航空機）のような別の形式の回転翼航空機も同様な方式で運転できる推力作成用の付属装置を使用することが理解されるであろう。適切な模型ヘリコプターの形態と構造の詳細な説明は、ここに参考文献として取り入れられた１９９４年８月１８日付け、米国特願０８／２９２７１８号においてポール・イー・アールトン他により明らかにされる。適切な尾部回転翼システムの詳細な説明は、ここに参考文献として取り入れられた１９９４年８月１８日付け、米国特願０８／２９２７１９号においてポール・イー・アールトン他により明らかにされる。適切なヘリコプター主回転翼システムの詳細な説明は、ここに参考文献として取り入れられた１９９４年４月２５日付け、米国特願０８／２３３１５９号においてポール・イー・アールトン他により明らかにされる。ヘリコプター１０の主回転翼１は、主回転翼回転軸線５に揃えられた主回転翼軸（大部分が見えない）により支持された２個の回転翼ブレード１７と２個の短いサブローター安定ブレード２３とを備える。作動時には、主回転翼１は、回転方向６で主回転翼回転軸線５まわりに高速回転する。主回転翼１が回転すると、主回転翼ブレード１７及びサブローターブレード２３が、大量の空気を下向きに動かしこれによりヘリコプター１０を上方に浮揚させるプロペラ又は送風機のように作用する。回転方向６における主回転翼１の回転により作られたヨートルク（反力）が、ヘリコプター１０を主回転翼軸線５まわりでヨー方向７に旋回させようとする（主回転翼軸線５まわりのヘリコプター１０の角度方向運動は「ヨー運動」と呼ばれ、ヘリコプター１０を主回転翼軸線５まわりで回転させようとする力は「ヨーモーメント」又は「ヨートルク」と呼ばれる）。安定したホバリング飛行をするような平衡状態にあるときは、尾部回転翼２が空気を方向７に押して、主回転翼１により作られたヨートルクを正確に打ち消すように十分な方向８の推力を作り、ヘリコプター１０は飛行中の一定の機首方位を維持する。尾部回転翼ブレード１１のピッチの同時減少又は同時増加による尾部回転翼２の推力の減少又は増加は、それぞれヘリコプター１０のヨー方向７又は８における回転を生ずるであろう。フルサイズヘリコプター（図示せず）の操縦士は、操縦席に置かれたフットペダルの操作により尾部回転翼ブレードのピッチを集中制御することが普通である。ケーブル、プッシュプルロッド、混合アーム、及びベルクランクが、ペダルと尾部回転翼ブレードのピッチ制御装置とを連結する。操縦士がペダル位置を調整すると、迎え角（ピッチ）の変化及び組み合わせられた回転中の尾部回転翼ブレードの推力の変化が主回転翼ブレードまわりのヨーモーメントを生ずる。このヨーモーメントがヘリコプターの操縦に向けられ、或いは操縦士が感じた何らかの撹乱ヨーモーメントへの対抗に向けられる。ラジコン式モデルヘリコプターのローターはフルサイズヘリコプターと同様に作動する。操縦士は手持ち式送信機の小さいジョイスティックを操作し、送信機は飛行中のモデル内におかれた電子・機械式のサーボアクチュエーターに指令を送る。プッシュプルロッド、ミキシングアクチュエーター及びベルクランクがサーボアクチュエーターと尾部回転翼ブレードの同時ピッチ制御装置とを連結する。本発明による制御及び安定システムを有するヘリコプター１０のテール組立体の拡大図である図３に詳細に示されるように、尾部回転翼２は、２個の尾部回転翼ブレード１１、スパイダー２０２、ジャイロパドル５９を有するジャイロ機構１２、ジャイロパドルグリップ２０３、デルタ駆動バー２０４、及びジャイロ軸５１上に回転可能に支持されかつジャイロ回転軸線５００まわりに回転方向１３で回転するジャイロハブ６２を備える。一般に、ジャイロ機構１２の傾けられない正常な状態においては、ジャイロ回転軸線５００は尾部回転翼軸線１４と一致する。尾部回転翼ブレード１１は、リーチアラウンドグリップ３２、タイミングウエイトボルト３４を有し、かつ米国特願０８／２９２７１９号においてポール・イー・アールトンにより説明された空力的に平衡した形式のものである。この出願は、ジャイロ機構１２に悪影響を与える可能性のある制御リンクの力を最小にし又は補償するものである。図１ないし５に示された本発明の好ましい実施例においては、ジャイロ機構１２は、尾部回転翼２と共に回転するように尾部回転翼２の外側に機能的に取り付けられ、更に図４に示されるように、ジャイロ回転軸線５００と直角な実質的に水平のジャイロ旋回軸線５３３まわりで旋回する。図５に最もよく示されるように、シザーリンク２０４、２０５が尾部回転翼１２の回転運動をジャイロ機構１２に伝え、ジャイロ機構１２は尾部回転翼２に関して傾き又は移動することができる。作動時には、ヘリコプター１０のヨー方向７又は８における回転がジャイロ機構１２をジャイロ旋回軸線５５３まわりで歳差運動させ（傾けさせ）かつ制御リンク４７６、４７５、４８、１９９を変位させ、これにより尾部回転翼ブレード１１のピッチ、従って対応して尾部回転翼２による作られる推力を調整し、ヨー運動に対抗する。特徴及び機能的要素本発明を全体として理解するためには、その基本的な機能部材の作動と用途又は特徴を理解して出発することが重要である。本発明による改良された制御及び安定化システムは、次の五つの基本的特徴のある組合せにより一般的に説明することができる。（１）尾部回転翼及びギヤボックスに関するジャイロローターの位置；（２）操縦士入力とジャイロローター入力との組合せ方法；（３）ジャイロローターの駆動方法；（４）ヘリコプターが回転を停止したときにジャイロローターを正常な非旋回の向きに復帰させる方法；及び（５）ジャイロローターは、尾部回転翼により作られる推力を増加するための推力を作るようにされているか否か。以下の各項は、これらの特徴をより詳細に説明する。続く諸項は、これら基本的特徴の項目における図解された実施例の各について論ずる。特徴１：ジャイロローターの位置本発明によるジャイロ機構の位置はこのシステムの全体的な作動にはあまり影響せず、航空機の特別な形状に適するように選ばれることが好ましい。大部分の最近のヘリコプターの尾部回転翼は、２種の共通な形状に属する。一つは、尾部回転翼ブレードのピッチを制御するために尾部回転翼軸の中心を通過している（プッシュプルロッド２２と同様な）プッシュロッドのある（図２の尾部回転翼軸１８４と同様な）中空軸を有し、他方の形状は尾部回転翼ブレードのピッチを制御するために尾部回転翼軸を囲んでいる（スライダー２３０と同様な）制御スライダーとリンク機構とを有する（図１６の尾部回転翼軸２１６０と同様な）中実軸を持つ。本発明による制御及び安定用のシステムは、いかなる尾部回転翼形状との使用においても一般化することができる。本発明のジャイロ機構は３カ所の場所の一つ、即ち、図４ないし７に示されたような尾部回転翼の外側、図８ないし１４に示されたような尾部回転翼とギヤボックスとの間、又は図１５ないし２３に示されたような尾部回転翼とは反対側のギヤボックス（の外側）の隣に置かれる。これは、また尾部回転翼軸に対して（９０°のような）角度でギヤボックスの後端に、或いは図１に示されたヘリコプター１０の前方位置４４９におけるようなヘリコプターの前方部分内の動力伝達機構の近くのような尾部回転翼から離れた飛行の別の部分に置くこともできる。各位置は特有の取付け用構造を必要とし、異なった用途における利点を持つ。例えば、図４ないし７に示された尾部回転翼の外側位置について必要な取付け用構造は簡単であり、模型ヘリコプター用ではボールベアリングは不要であるが、ジャイロローターを支持するために比較的頑丈な非回転式のプッシュプルロッド２２が必要である。ジャイロ機構は、例えば図９及び１６に示されるようにギヤボックスのどちら側かに次いで取り付けるときは、（ジャイロスピンドル２２２の内側で）比較的大きいボールベアリング組立体により支持され、これが取付け用構造をより大きくかつ複雑にする。しかし、ジャイロ機構はギヤボックスに直接取り付けることができるので、プッシュプルロッドを取り付けるときよりも取付け用構造をよりしっかりと作ることができ、（推力を作るようにされたジャイロローターによるような）ジャイロローターにより作られるいかなる作動力もヘリコプターの構造に直接的に伝えることができる。図１に示されたヘリコプター１の前方位置４４９におけるような尾部回転翼からある距離に取り付けられたときは、ジャイロローターは、現存の尾部回転翼取付け構造の利点を得ることができないが、ジャイロ機構の重量を航空機の前方に置き、望ましくないテールヘビイ状況を避ける可能性があり有利である。特徴２：操縦士入力とジャイロローター入力との結合方法現在利用し得る機械式安定システムの多くの基本的な欠陥の幾つかはジャイロによる安定化と操縦士の制御機能とを結合させる方法に起因する。本発明の特有かつ新規な性質は、操縦士の制御入力とジャイロ機構からの安定化入力とを相互に独立した作動ができるように組み合わせ得る方法である。取付け位置により、操縦士制御と安定化入力との結合方法は大きく決められるが、作動時には各方法により同様な結果が得られる。操縦士制御と安定化入力とを結合させる２種の基本的な機械式方法は、混合リンク装置によりジャイロ機構を尾部回転翼に関して直線的に動かすことによる。２個の機械的入力を尾部回転翼推力制御用の１個の機械的出力に組み合わせるために、本発明においては、図９に示された混合アーム２９７のような直線状又は角度の付けられたベルクランク又は３点混合アームが使用される。これらのリンク装置は入力を増大させ又は減少させるような形状とすることができる。リンク装置は、一方の入力を他方の入力と等しくさせ又は増大させて入力を平衡させるような形状とすることもできる。例えば、図９において、混合アーム２９７は複数のジャイロ入力旋回点３１０を有し、これらの旋回点のそれぞれはリンク２９８に関して調整可能であり、これにより、操縦士プッシュロッド２９６を経て混合アーム２９７上の操縦士入力旋回点３１１に伝えられる操縦士入力に関してジャイロローター２９０の入力を調整する。混合アーム２９７は出力旋回点３１２においてプッシュプルロッド３０９に連結され、このプッシュプルロッド３０９及びスパイダー３０７を移動させて尾部回転翼ブレード１１のピッチを変える。図４ないし７に示されたような本発明に幾つかの実施例は、操縦士の制御指令に応じて（図５においてジャイロローター１２がプッシュプルロッド２２により軸方向で動かされるように）ジャイロ機構を尾部回転翼に関して空間内で直線的に動かす。ポール・アールトンの米国特許５３０５９６８号において詳細に説明されるように、ジャイロ機構の空間におけるいかなる方向の移動（非旋回運動）もジャイロ機構にジャイロ効果を与えることなく、従ってかかる運動はジャイロ機構を傾けないであろう。この方法で、操縦士の制御指令はジャイロ機構の直線移動により尾部回転翼ブレードの推力制御手段に伝えられ、一方、ジャイロによる安定化入力はジャイロ機構の角度変位（傾斜）により伝えられる。或いは、操縦士はジャイロ機構に強制的に上乗せすることができるが、これは操縦士の制御に望ましくない負荷が生じ、かつ制御システム内に尾部回転翼ブレードの直接制御を許さないバネのような上乗せ機構を必要とする。理想的ではないが、かかる上乗せシステムは本発明の別の特徴から得ることができるであろう。図１０に示されたようなハイブリッド型電子・機械式システムは、操縦士制御と安定化入力とを結合させるための第３の方法を提供する。このシステムにおいては、ジャイロリンク装置は機械式のかわりに電子式であり、機械式リンク装置と同じ機能を行い、かつ（操縦士制御に安定化入力を付加するために）尾部回転翼ピッチのリンク装置を直接動かす代わりに尾部回転翼制御サーボ装置を経て尾部回転翼を制御する。ハイブリッド型電子・機械式システムにおいては、ローターの傾きを検知するために、図１０に示されたようなホール効果スイッチ３２２又はその他の形式の電気式又は電子式のスイッチ又はポテンショメーターのような電子的手段が使用される。スイッチからの出力信号は電線により、典型的にはヘリコプターの胴体内に置かれる電子式サーボ制御ユニットに伝えられ、信号は電子的に増幅され操縦士の制御指令と混合され尾部回転翼制御サーボに向けられる。電子的な増幅と混合とは電気的に駆動されるジャイロローターを有する電子式ジャイロシステムと共通であるが、機械的に駆動されるジャイロローターを有するシステムに使用することは全く新規のものであり、ここに初めて明らかにされる。図１０に示されたジャイロローター３２５のようなハイブリッド型電子・機械式システムのジャイロ機構は、これが尾部回転翼ブレードに直接に作用するのではなくて小さいスイッチ又はポテンショメーターだけを作動させるため、純機械式システム用に設計されたものよりも一般に小さくすることができ有利である。更に、機械式であるため、ジャイロ機構の駆動には電気的動力の供給又は電動機は不要である。しかし、電子・機械式システムの欠点は、尾部回転翼制御サーボが、飛行中、絶えず運動していることである。かかる状態はサーボに高度の摩耗を生じ、予期しないサーボの故障をもたらす可能性がある。特徴３：ジャイロローターの駆動方法本発明の種々の実施例のジャイロローターは、従動リンク装置を経て、自在継手を経て、或いは駆動軸への直結により駆動することができる。これらジャイロローター駆動システムが以下説明される。本発明は、従動リンク装置の新しくかつ新奇な使用を行う。従動リンク装置は、一般に、回転システムのある部材から別の部材に回転運動を伝えるリンク装置であって、機械的障害物を迂回し、間隙を越え、或いは他方の部品に関して動き又は傾かなければならない部品間で回転運動を伝え得る能力を特徴とする前記リンク装置のいずれかのリンク又はそれらの組合せとして説明できる。従動リンク装置のよい例が図５に見られ、これにおいては、ジャイロローター１２が旋回軸線５５３（図４参照）まわりで傾きかつスパイダー２０２がプッシュプルロッド２２に沿って滑るときも、回転運動をスパイダー２０２からジャイロローター１２に伝達するために、シザーリンク２０１はインナー駆動リンク２０５とデルタ駆動バー２０４とを備える。従動リンクは、回転している部材に復帰力又は制御運動を与えて、回転システムの部材を正常方向又は位置に戻す復帰手段としても作用する。これは、一般に回転軸線上に置かれシステムには有意の復帰力を与えない自在継手（ジンバルとも呼ばれる）とは対照的である。図１８に示されたような直接駆動システムは、一般に、ジャイロローターアーム２５４のあるジャイロローター２５３を有し、このアームは駆動軸２５８に旋回可能に連結され、軸に実質的に直角方向のフラッピング軸線２５９、２６０まわりに旋回し又はフラッピングする。旋回ピン２１２まわりで傾きかつ駆動バー２５６によりジャイロローター２５３に連結された遠方ジャイロスピンドル２６１が回転しているジャイロローター２５３を拘束して、フラッピング軸線２５９、２６０の中央部に置かれた１個の有効旋回軸線まわりで傾ける。特徴４：ジャイロローターを復帰させる方法本発明の第４の特徴は、ヘリコプターの回転が止まったときに、ジャイロ機構を正常な非旋回方向に復帰させる方法である。ジャイロ機構の方向を決めるために、種々な実施例において機械的なバネ力、（回転方向の）遠心力、及び空気力学的な力が使用される。これらは、それぞれ用途に応じて他のものに勝る利点を持つ。図９における３０１及び３０２のような機械式バネは比較的小型でありかつ変形に応じて復帰力を作り、かつシステムの運転速度とは無関係である。バネは、これにより作られる復帰力を小さい速度範囲内で最もよく作動するように調整（同調）できるので、一定速度で作動しているシステムによく適している。フルサイズヘリコプター及び集中可変ピッチ式の主回転翼ブレードを有する模型ヘリコプターにおいては、定速ローターシステムが普通である。遠心力式及び空気力学的な機構は、通常はバネ式の機構より複雑であるが、システムの運転速度と共に変化する復帰力を作る。遠心力式復帰手段は、力が（図７に示されたようにスピンドル駆動バー３５３に関連して作動している重り付きのアーム３５２のような）制御及び安定化機構の適宜部材の回転運動により得られる利点のある適宜の装置とすることができる。ジャイロ力は、ヘリコプターのヨー角が回転速度と共に変化するときにジャイロ機構を傾けるので、遠心力式及び空気力学式の復帰機構は、固定ピッチ式の主回転翼ブレードを有する模型ヘリコプターで使用したいシステムのような広い速度範囲で運転しなければならないシステムにおける使用によく適合する。特徴５：推力を作るようにされたジャイロローター最も簡単な場合は、本発明のジャイロ機構は、空気力学的諸特性を持たない回転円板を備えるが、多くのその他の実施例においては、ジャイロローターは空気力学的抗力を作る。ジャイロローターについては、この抗力が利得なしで作られないように有用な推力を作ることが望ましい。尾部回転翼ブレード１１を集中的にピッチ変更をしない（図３のパドル５９のような）簡単なジャイロパドルは、尾部回転翼２を無負荷にし又は釣合いを取るために使用できるが、ヘリコプター１０を操縦するには尾部回転翼ブレード１１のピッチを集中的に変えねばならないので、尾部回転翼２の効果を全体的には減らす可能性がある。集中ピッチ可変式のパドル又はブレードは更に複雑になるが、ある種の用途では、認め得る抗力の増大なしに尾部回転翼の推力を増加し得るので好ましい。ある実施例においては、ジャイロローターは、推力作成用ローターとしての使用に適している。ジャイロローターは運転中に傾けなければならないので、不用意な観察者には、この傾斜したジャイロローターにより作られた推力が種々の望ましくない方向に向けられるであろうように見えるかもしれない。しかし、ジャイロローターブレードを周期的にピッチ変更するための手段を設けることができるので、ジャイロローターを通る空気の流れは単に傾けられたローターを通る経路と同じ経路を流れるとは限らないであろう。実際の空気流の方向は、ローターシステムの寸法と速度、ジャイロローターの傾斜度、ローターブレードの質量、及びジャイロローターブレードになされる周期的ピッチングの大きさを含んだ多くの要因に依存するであろう。ハイブリッド型電子・機械式システムにおけるジャイロローターの作動時の傾きは、通常、全機械式システムにおけるよりかなり小さい。電気式及び電子式のスイッチは、非常に敏感であるため、ローターの傾きは少ししか要求されず、従って電子・機械式システムにおける推力作成用ジャイロローターにより作られる反安定化推力は、全機械式システムにおける同様なジャイロローターによるよりも小さい。図示の実施例本発明の基本的な特徴及び機能的な考察を一般的に説明するに当たり、多くの好ましい実施例を表している図面が参照されるであろう。各実施例は図１のヘリコプター１０についての機能として示されるがその他の航空機に一般化することができる。航空機の運動力学の基本的な作動力学の説明は、参考文献としてここに組み入れられた１９９４年８月１８日付け米国特願０８／２９２７１９号並びに１９９４年４月２６日付け米国特許５３０５９６８号においてポール・イー・アールトンにより詳細に説明されている。一般に、本発明のジャイロ機構は、ジャイロローター旋回軸線まわりに旋回し得る回転ジャイロローター、及びこのジャイロローターの旋回変位に応答するジャイロスピンドルを備える。例えば図１６に示されるようなある好ましい実施例においては、ジャイロスピンドル２２２はジャイロローター２１０を直接支持する。例えば図１８に示されるような別の好ましい実施例においては、ジャイロスピンドル２２２はジャイロローター２５３からある距離に置かれ、リンク装置２５６によりジャイロローター２５３に連結される。図面に示されたジャイロローターは一般に中央ハブから半径方向に伸びている２個のジャイロアームを有する状態で明示されるが、（図１８に示されたような）ある種の実施例においては２個以上のアームを持ったジャイロローターが有利であることが理解されるであろう。追加アームはジャイロ回転軸線に直角な軸線まわりのジャイロローターの慣性モーメントを大きくする。回転軸線に直角な軸線まわりの大きい慣性は、ジャイロローターの傾斜が図１８のジャイロスピンドル組立体２６１のような離れたジャイロスピンドルに伝えれるときに特に重要である。これは、尾部回転翼ブレード１１の遠心力によるフェーザーリングにより作られる可能性のあるジャイロプッシュロッド２２３に作用する遠心力が、スピンドル組立体２６１を旋回ピン２１２まわりで傾けようとするであろうためである。両方のジャイロアーム２５４が旋回ピン２１２と平行である位置にジャイロローター２３５が尾部回転翼回転軸線１４まわりに回転したときは、ジャイロローター２３５は、２個のアームだけではスピンドル組立体２６１の傾斜角を維持できない。ジャイロローター２５３が半径方向に伸びている３個のジャイロアーム２５４（及び対応したスピンドル駆動バー２５６）を有するならば、これは、スピンドル組立体２６１を常に拘束するために必要な慣性を提供することができる。図３に示されたような別の実施例は、ジャイロスピンドル５１の傾斜角を維持するに十分な慣性を作るように設計できるジャイロハブ６２を持ち、従って２個以上のジャイロアームを不要にすることができる。一般に図４ないし２７の諸図面を参照すれば、ヘリコプター１０用の本発明の２２種の好ましい実施例を示す。図４から２３は、種々の機械的形態を有するテール組立体用の本発明の１７種の２重ローター型実施例を示す。便宜上、図面は１次尾部回転翼と尾部回転翼ギヤボックスに関するジャイロ機構の位置に基づいて３グループに纏められる。各グループ内で、図面は本発明を構成する基本的な機能的部材の変更例を示す。図２４ないし２７は本発明の４種の実施例を示し、これらにおいては、１次尾部回転翼とジャイロ機構とは１個の回転翼に組み合わせられている。一般に、各実施例は、機械式リンク装置及び駆動手段のような機能部材を備え、これらはこの部材を予定するヘリコプターの形態により加えられる制限内で種々の実施例において交換可能である。さて、ヘリコプター１０のテールブーム組立体の分解図である図２を参照すると、ギヤボックス１５がテールブーム１６の端部に取り付けられ、かつボールベアリング１７９、１８０、ベベルギヤ１８２、１８３、及び尾部回転翼軸１８４を囲む。これらは一緒に尾部回転翼２を支持しかつ駆動する（図１参照）。ヘリコプター１０の動力源３からの回転運動は、（駆動用ワイヤー７０に付けられた）前面のベベルギヤ６９、ベベルギヤ１８２、１８３、尾部回転翼軸１８４、及び尾部回転翼ハブ３９を経て、尾部回転翼ハブ３９に取り付けられた尾部回転翼２（図１に図示）に伝達される。模型ヘリコプターについては、（切り取られて示された）テールブーム１６は、中央ハウジング１９１及び各端部にある高価なボールベアリングに代わってデルリンのようなプラスチック材料製の端部ハウジング１９０を持つ。ギヤボックスボルト１９３が、ギヤボックス１５に形成されたギヤボックス穴１９４及びテールチューブ１６の端部付近の（図２に想像線で示された）ボルト溝１９２を通過し、ギヤボックスロックナット１９５内に入り、これによりギヤボックス１５をテールチューブ１６に固定する。端部ブシュ１９０には、ギヤボックスボルト１９３の通過ができるようにブシュ凹所１９６が形成される。テールブーム１６をヘリコプター１０の胴体構造（図示せず）に取り付けるためにテールチューブブラケット１９７が設けられる。操縦士の制御指令は図２に示されたような（クレビス２００を有する）操縦士プッシュロッド２０とベルクランク２１とを作動させる。本発明のある実施例は、尾部回転翼ハブ３９に取り付けられた尾部回転翼組立体２に尾部回転翼軸１８４の中心を通って制御指令を伝えるためにプッシュプルロッド２２を使用する。この場合、尾部回転翼軸１８４は図示のように中空であることが必要である。図２ａ、４及び５は、本発明の改良された制御及び安定化システムの第１の実施例を取り入れたヘリコプター１０のそれぞれ分解図、平面図、及び後端部の図である。この第１の実施例においては、ジャイロローター１２はジャイロハブ６２から半径方向に伸びていてかつジャイロスピンドル５１により回転可能に支持されたジャイロパドル５９を持つ。ジャイロスピンドル５１はジャイロ取付け具５２から伸びているジャイロ旋回ピン５３により旋回可能にに支持され、この取付け具は、中空の尾部回転翼軸１８４の中心とギヤボックス１５とを通って伸びるプッシュプルロッド２２に（図２ａに示された）押しネジ５０により取り付けられる。ジャイロローター１２はジャイロローターの回転軸線５００まわりに回転し、かつ（通常は尾部回転翼軸線１４と一致する）実質的に長手方向の旋回軸線５５３まわりに旋回するように旋回ピン５３により拘束される。半ば柔軟なジャイロプッシュロッド４７５がジャイロスピンドル５１の旋回運動を一方向運動に変換し、かつこのプッシュロッドは旋回リンクピンと一致するジャイロ出力旋回点４７６においてジャイロスピンドル５１に機能的に連結される。スパイダースライダー４８が半柔軟ジャイロプッシュロッド４７５によりジャイロスピンドル５１に機能的に連結され、かつこれはプッシュプルロッド２２上を軸方向で自由に動ける。スパイダー２０２は、アイレット４５とスライダー４８との間に形成された環状凹所によりテールロッド軸線１４まわりに回転可能に支持され、かつスパイダーアーム１９９により各リーチアラウンドグリップ３２の前端部に機能的に連結される。このグリップは各尾部回転翼ブレード１１及びブレード釣合い用の重り３４に固定される。（例えば、ヘリコプター１０のヨー運動により旋回ピン５３まわりのジャイロローター１２の歳差運動により生ずるような）ジャイロスピンドル５１の傾斜は、ジャイロプッシュロッド４７５、スパイダースライダー４８、及びスパイダー２０２を移動させ、これにより操縦士制御入力とは無関係に尾部回転翼ブレード１１のピッチを変える。プッシュプルロッド２２は、典型的にはベルクランク２１（図２に図示）に連結された操縦士プッシュロッド２０（図２に図示）を有する操縦士制御システムにより定位置に保持されることに注意されたい。ジャイロローター１２はプッシュプルロッド２２に機能的に連結されるため、尾部回転翼回転軸線１４に沿って軸方向でプッシュプルロッド２２を移動させる操縦士制御入力もジャイロローター１２及び取り付けられたピッチリンク装置を移動させ、これによりジャイロローター１２の安定化入力とは無関係に尾部回転翼ブレード１１のピッチを変える。尾部回転翼ハブ３９の回転運動は、ブレードグリップ３２とスパイダー２０２、内側駆動リンク２０５を有するシザーリンク２０１、及びジャイロパドルグリップ２０３に機能的に連結されたデルタ駆動バー２０４を経てジャイロローター１２に伝えられる。ジャイロパドルグリップ２０３はジャイロパドル５９の旋回ロッド部分２０９に固定され、ジャイロパドル５９をそれぞれピッチ軸線５７、５８まわりに回転できるようにジャイロハブ６２に旋回可能に連結する。デルタ駆動バー２０４、及び内側駆動リンク２０５は、従動リンクとして作動するとき、ジャイロローター１２の傾斜又はプッシュプルロッド２２上のスパイダー２０２の軸方向移動にかかわらずジャイロローター１２に回転運動を伝える。各デルタ駆動バー２０４は、駆動リンク２０５内に伸びている駆動旋回脚部分１８９、及びジャイロパドル５９のピッチング軸線と鋭角のデルタ角を形成するように方向付けされたデルタ旋回脚部分２０６を持つ。ジャイロローター１２の旋回はジャイロパドル５９のピッチを周期的に変えてジャイロパドル５９上における周期的な空気力学的な力を生み、ジャイロローター１２を正常な垂直位置に復帰させようとする。この方法で、シザーリンク２０１は、ジャイロローター１２に対する駆動手段及び復帰用手段の両者として作用する。デルタ駆動バー２０４は半ば柔軟であるべきこと、又はその長手方向軸線まわりでわずかに回転するように追加された自由度を有することに注意すべきである。これは、図５に示されたデルタ機構の作動がデルタ駆動バー２０４における小さい捩り力を誘導するためである。本発明の別の実施例では、ジャイロローター１２を正常な垂直方向向きに復帰させるために、バネ手段を、デルタ駆動リンク、内側駆動リンク、及び／又はスパイダーと相互連結することができる。デルタ駆動構成要素は、ジャイロローター１２の旋回運動がヘリコプター１０の主回転翼１のデルタヒンジと概念的に同様な方法でジャイロパドル５９のピッチング運動を生ずるためにこのように呼ばれる（ローターヒンジ軸線は一般にアルファ、ベーター、ガンマー及びデルタと呼ばれる）。図１ないし５に示された本発明と米国特願０８／２９２７１９号においてポール・イー・アールトンにより明らかにされた装置との間の重要な相違点は、ジャイロローター１２を駆動するために摺動可能なデルタ駆動バー（図示せず）の代わりにデルタ駆動バー２０４と内側駆動リンク２０５とを備えたシザーリンク装置２０１の使用である。旋回シザーリンク装置２０１は、摩擦抵抗が小さく、かつ多くの用途において摺動可能な駆動バー（図示せず）より実用的であり有利である。デルタ駆動バー２０４はデルタＺリンクとしても知られ、好ましくは、Ｚ状に曲げられた金属線で作られる。形成された線のＺリンクは、模型ヘリコプター用において特に安価かつ簡単である。図６は本発明の第２の実施例を示し、ジャイロローター３３９は、図４及び５に示されたような空気力学的パドル５９を持つ代わりに、端部にジャイロアーム重り３４８のあるジャイロアームを持つ。作動時には、スライダー４８は、プッシュプルロッド２２の端部に固定されたジャイロ取付け具５２により旋回可能に支持されたジャイロスピンドル５１の旋回運動により、軸方向で動かされる。クロスバー３４２がクロスバー旋回点３４５においてスパイダー３４４に旋回可能に取り付けられ、このため、スライダー４８の軸方向の移動がスパイダー３４４、クロスバー３４２、及び駆動バー３４３を動かす。この駆動バーはボールジョイント３４７において重り付きジャイロアーム３４０に方向自在に連結される。クロスバー３４２及び駆動バー３４３のかかる軸方向移動がアームフラッピング旋回点３４６まわりでジャイロアーム３４０を「円錐状」にさせる。遠心力がジャイロアーム３４０をジャイロハブ３３８から半径方向に向けようとするため、ジャイロアーム３４０の円錐化はスライダー４８をプッシュプルロッド２２上の非移動位置に戻そうとする遠心力を作り、これによりジャイロロッド３３９は正常な垂直方向向きに復帰する。重り付きジャイロアーム３４０は、図４及び５に示されたジャイロパドル５９より構成することが簡単であり有利である。図７は、スパイダー３５５の中心部分に設けられたフラッピング旋回点３５７から半径方向に伸びている重り付きジャイロアーム３５２であって、かつスピンドル駆動バー３５３によりボールジョイント３５４においてスピンドルハブ３５６に機能的に連結された前記ジャイロアームを持ったジャイロローター３５１を有する第３の実施例を示す。尾部回転翼ハブ３９の回転運動は、（内側駆動リンクとして作用する）リーチアラウンドグリップ３２及び（ジャイロ駆動バーとして作用する）スパイダー３５５のアームを備えた従動リンク装置により、ジャイロローター３５１に伝えられる。スピンドルハブ３５６はジャイロローター３５１を実質的に長手方向軸線まわりで傾けるように拘束し、かつジャイロローターの傾斜を強制している離れたジャイロスピンドルの一般概念を示す。ジャイロローター３５１の傾斜はスピンドルハブ３５６を傾けさせ、更にスライダー４８を軸方向で変位させる。かかる軸方向の変位が、ジャイロアーム３５２をアームフラッピング旋回点３５７まわりで円錐状にさせ、スライダー４８をプッシュプルロッド２２上の非変位位置に戻そうとする遠心力を作り、これによりジャイロローター３５１を正常な垂直方向に復帰させる。スピンドルハブ３５６が重り付きジャイロアーム３５２の半径方向遠心荷重を支持する必要がないため、スピンドルハブ３５６を図６に示されたジャイロハブ３３８より軽く構成でき有利である。図８及び９は、尾部回転翼２とギヤボックス２９５との間に置かれたジャイロローター２９０を有する本発明の第４の実施例を組み込んだヘリコプター１０の尾部回転翼組立体の、それぞれ平面図及び後端部の立面図を示す。図８ないし１４に示された第４から第９の実施例のギヤボックス及び１次尾部回転翼の一般形状を示すこの第４の実施例においては、ジャイロローター２９０は、ジャイロハブ２８９から半径方向に伸びている重り付きアーム２９１を有し、このアームはギヤボックス２９５から伸びているジャイロ支持アーム３０５により支持される。ジャイロローター２９０は、通常は、ジャイロローター軸線５００まわりで回転し、更にジャイロ支持アーム３０５を通ってジャイロスピンドル２２２内に伸びている旋回ピン２１２により実質的に長手方向の旋回軸線５１２まわりで旋回するように拘束される。ジャイロハブ２８９はボールベアリングの内輪２１７により支持され、そして中空の尾部回転翼軸２９３上の自在型駆動手段への内部の受けを持つ。例証的に、尾部回転翼軸２９３は駆動ピンのある球状の張出しを備えた自在型駆動手段を有し、前記駆動ピンは、前記張出しから半径方向に伸びかつジャイロハブ２８９内の軸方向スロット（図８に切り取って図示）内に乗り、これにより尾部回転翼軸２９３の回転運動をジャイロローター２９０に伝えると同時に旋回ピン２１２まわりのジャイロローター２９０の旋回を許す。本発明の別の実施例においては、従動リンク駆動手段を自在型駆動手段で代えることができる。ジャイロローター２９０は内輪２１７により回転可能に支持されるように示されるがジャイロ支持アーム３０５を適切に変形しかつ操縦士制御とジャイロ安定化入力とを組み合わせる変更された手段により外輪２１８により支持されるようにすることができる。ジャイロプッシュロッド３０３は、ジャイロ出力旋回点３０４においてジャイロスピンドル２２２に旋回可能に連結され、ジャイロローター２９０からの安定化出力を３点混合アーム２９７に伝え、ここでこの出力は、操縦士プッシュロッド２９６を移動させている操縦士制御指令と組み合わせられる。プッシュプルロッド３０９が、この組み合わせられた制御及び安定化の指令を、中空の尾部回転翼軸２９３を経てスパイダー３０７に伝え、更にこれによりリーチアラウンドグリップ３２及び尾部回転翼ブレード１１に伝える。本発明のジャイロ安定システムの感度及び有効性を最大にするために、尾部回転翼システムの尾部回転翼ブレード１１及びその他の部材により作られる空力的な力及びジャイロのピッチング力を補償することが一般に望まれる。ブレードのピッチング軸線２３１まわりで発生するピッチング力は、スパイダー３０７、プッシュプルロッド３０９、混合アーム２９７、リンク２９８、及びジャイロプッシュロッド３０３を経て、ジャイロローター２９０に望ましくない傾斜をさせているジャイロスピンドル２２２に伝えられる。ジャイロプッシュロッド３０３上のジャイロ調整ナット２９９と３００、及び調整可能なリンク２９８が、複数のジャイロ入力旋回点３１０の一つにおいて３点混合アーム２９７に機能的に連結される。ジャイロ入力旋回点３１０は、３点混合アーム２９７への安定化入力の利得とバンド幅とを調整するため、及びジャイロローター２９０に加えられる復帰力を調整するために設けられる。調節式ナット２９９と３００とはバネ３０１と３０２を押し付けるように作用し、かつピッチリンク力を補償するように設定することもでき、このため、尾部回転翼ブレード１１が空気力学的に不平衡にされた場合、或いはそれぞれのブレードのピッチング軸線２３１まわりの質量が不平衡にされた場合でも、ジャイロローター２９０は正常な垂直方向を維持する。ジャイロローター２９０は、２個のアーム２９１だけしか図示されていないが、ジャイロローター２９０は多数のアームを持つことができる。前述のように、多数のアームは、２個の軸線まわりのジャイロローターの慣性モーメントを大きくし、これにより尾部回転翼ブレードがピッチリンク力を最小にするために釣合いが崩れた場合に、ジャイロローターが尾部回転翼ブレードをある特定のピッチにより円滑に保持できで有利である。図１０は本発明の第５番目のハイブリッド型電子・機械式の実施例を示し、これは図８及び９に示された第４の実施例と機械的に同様である。例証的に、磁石手段３２１がホール効果スイッチ３２２の近くでジャイロプッシュロッド３２３に固定され、従って磁石手段３２１の変位はホール効果スイッチ３２２により感知される。ホール効果スイッチ３２２の電子的出力は増幅され、操縦士制御指令と電子的に混合され、尾部回転翼制御サーボ（図示せず）に送られ、このサーボがベルクランク２１及びプッシュプルロッド３０６を作動させる。ジャイロローター３２５の傾きは、ジャイロ旋回点２１２における回転型ポテンショメーター手段、或いはジャイロプッシュロッド３２３上の直線型ポテンショメーター又は電子カウンター手段を含んだ多くの方法で電気的又は電子的に感知することができる。ジャイロローター３２５の運動は増幅され、従ってジャイロローター３２５は尾部回転翼ブレード１１を直接動かし得るジャイロ力を作る必要がないため、ハイブリッド型電子機械式システムのジャイロローター３２５のジャイロアーム３２７を全機械式システムにおけるより小さくすることができ有利である。図１１に示された第６の実施例は、ジャイロローター３１４の傾斜の限度を調節するために、尾部回転翼軸３１９からの回転運動をジャイロローター３１４及びプッシュロッドのカラー３１６に伝えるようにジャイロハブ３１３内に自在継手（隠れて見えない）を持つ。スパイダーリンク３１８により、ピッチスライダー３１７がスパイダー３０７及びブレードグリップ３２に機能的に連結され、このため尾部回転翼ブレード１１へのピッチ制御入力も集中ピッチ調整の可能なジャイロローターブレード３１５を制御する。ジャイロローター３１４はジャイロローターブレード３１５の周期的なピッチングにより復帰される。ジャイロローターブレード３１５は尾部回転翼ブレード１１により作られる推力を増大させるように制御可能な推力を作ることができ有利である。図１２は、オフセットしたジャイロ旋回点３３５、ジャイロプッシュロッド３４９、ジャイロ出力旋回点３５０、中空の尾部回転翼軸３３６、及び従動リンク駆動手段を有する第７の実施例を示す。この従動リンク駆動手段は、尾部回転翼軸３３６からの回転運動を、ボールジョイント３３２において重り付きアーム３３７に機能的に連結された駆動バー３３３及び内側駆動リンク３３４を有するジャイロローター３５８に伝えるシザーリンク装置を備える。この実施例においては、スパイダー３０７は尾部回転翼ブレード１１の後縁に連結される。図１３に示される第８の実施例は、スライダー４２８から半径方向に伸びているジャイロ旋回軸線４２７まわりに旋回可能なジャイロローター４２６を持つ。ジャイロスライダー４２８は尾部回転翼軸４２９上で摺動でき、スパイダー４３２とジャイロローター４２６とを回転可能に支持し、そしてシザーリンク４３０により回転しないように拘束される。ジャイロ旋回軸線４２７まわりのジャイロローター４２６の傾きはジャイロローター４２６を操縦士制御旋回点４３１（これはジャイロ出力旋回点と重なる）に対して押し付け、ジャイロローター４２６、スライダー４２８、及びスパイダー４３２を軸方向で移動させる。半ば柔軟なリンク４３３が、尾部回転翼軸４２９からの回転運動をジャイロローター４２６に伝えるための従動リンク手段として、及びジャイロローター４２６が傾けられた後でジャイロローター４２６をその正常な垂直位置に戻すための手段として作用する。図１４は、スライダー４３８上においてジャイロ旋回軸線４１９まわりに旋回可能な推力作成用ジャイロローター４１８を有する第９の実施例を示す。スライダー４３８は尾部回転翼軸４３９上で摺動可能であり、そして回転はシザーリンク４０７により拘束される。ジャイロプッシュロッド４４０は、ジャイロ出力旋回点４３７においてジャイロスピンドル４３６に旋回可能に連結され、スライダー４３８、及びスパイダー旋回点４４６において３点レバー４４２に機能的に連結されたスパイダー４４１を作動させる。３点レバー４４２は、一方の端部において尾部回転翼軸４３９に取り付けられたグラウンドリンク４４３に機能的に連結され、他方の端部において駆動バー４４５に連結され、ジャイロローターブレード４４４を集中的にピッチングさせるピッチ制御指令の方向を逆転し、このため、ジャイロローターブレード４４４と尾部回転翼ブレード１１とは同じ方向にピッチする。図１５及び１６は、尾部回転翼２とは反対側でギヤボックス２１４の外に置かれかつ旋回ピン２１２により定められたジャイロ旋回軸線５５５まわりに旋回できるジャイロローター２１０を有する本発明の第１０の実施例を組み込んだヘリコプター１０の尾部回転翼組立体の、それぞれ平面図及び後端部の立面図を示す。ギヤボックスの一方の側に尾部回転翼を有し反対側にジャイロローターを有するこの実施例は、リンク装置をギヤボックスにより直接支持できるので簡単なリンクの取付け具を有し有利である。図１５ないし２３に示された第１０ないし第１７の実施例のギヤボックス２１４及び１次尾部回転翼２の一般的形態を示す第１０の実施例において、ジャイロローター２１０は、ジャイロハブ２１３から半径方向に伸びている重り付きアーム２１１を有し、かつギヤボックス２１４から伸びているジャイロ支持アーム２１５により回転可能に支持される。ジャイロローター２１０は、通常は尾部回転翼回転軸線１４まわりに回転し、そしてジャイロ支持アーム２１５を通りジャイロスピンドル２２２内に伸びている旋回ピン２１２により定められる実質的に長手方向の旋回軸線５５５まわりで旋回するように強制される。ジャイロハブ２１３はボールベアリングの内輪２１７により支持され、かつ中実の尾部回転翼軸２１９の端部の自在継手手段への内側の受けを持つ。例証的に、尾部回転翼軸２１９は駆動ピン２２０のある球状の端部を備えた自在型駆動手段を有し、前記駆動ピンは、前記球状部から半径方向に伸びかつジャイロハブ２１３内の軸方向スロット内に乗り、これにより尾部回転翼軸２１９の回転運動をジャイロローター２１０に伝えると同時に旋回ピン２１２により定められた長手方向旋回軸線５５５まわりのジャイロローター２１０の旋回を許す（「ピン及びスロット」型の駆動手段は図２８になお詳細に示される）。図示の実施例においては、ジャイロローター２１０はボールベアリング内輪２１７上に回転可能に支持されて示される。別の実施例では、ジャイロローターは、ジャイロ支持アームに適切な変形を加え更に操縦士制御と安定化入力とを組み合わせるための手段を変形して、ボールベアリング外輪２１８上に支持することができる。スパイダー２２９はスライダー２３０により尾部回転翼軸線１４まわりで回転できるように支持され、かつ尾部回転翼ブレード１１に固定されたリーチアラウンドグリップ３２の前方端部に機能的に連結される。スライダー２３０は出力旋回点２３６において３点混合アーム２２５に旋回可能に連結され、そして尾部回転翼軸２１９上で軸方向に自由に動ける。作動時には、ヘリコプター１０のヨー運動により生じたジャイロローター２１０とジャイロスピンドル２２２の旋回は、操縦士入力とは関係なしに、ジャイロプッシュロッド２２３と３点混合アーム２５５のジャイロ入力旋回点２３５とを動かす。ベルクランク２１を動かしている操縦士制御入力は、ジャイロローター２１０からの安定化入力とは無関係に操縦士プッシュロッド２２４及びアーム２２５の操縦士入力旋回点２３７を動かす。出力旋回点２３６、従ってスライダー２３０及びスパイダー２２９は、ジャイロ入力旋回点２３５と操縦士入力旋回点２３７の平均変位量により動かされ、これにより操縦士入力とジャイロ安定化入力とを組み合わせて、ブレードのピッチング軸線２３１まわりの尾部回転翼ブレード１１のピッチを制御する。バネ復帰手段２３８、２３９がプッシュロッドガイド２０７、２０８及びジャイロプッシュロッド２２３に固定されたジャイロプッシュロッドカラー２４０に押し付けられ、ヘリコプター１０が回転を止めた後、ジャイロローター２１０を正常な垂直方向に復帰させる。図１７に示された第１１の実施例ではジャイロハブ２４４は一般に中空であって尾部回転翼軸２４６との干渉なしにジャイロローター２４７の旋回運動を許す代わりに自在継手を持たない。クロスバー２４５が、クロスバー旋回点２４８において尾部回転翼軸２４６に旋回可能に取り付けられ駆動バー２４９を経てジャイロローター２４７を駆動する。この駆動バーは駆動バー旋回点２４４においてクロスバー２４５に旋回可能に連結され、かつボールジョイント２５０においてジャイロローター２４７に方向自在に取り付けられる。ボールジョイント２５０は、ジョイントローター２４７が旋回ピン２１２まわりで傾けられかつ図１７の平面から外れて９０°回されたときに適正な運転のために必要である。バネ復帰手段２５１がクロスバー２４５において作用し、ジャイロローター２４７を正常な垂直方向に復帰させる。この実施例の従動リンク２４５、２４９は自在継手より頑丈であり、かつジャイロローターハブ組立体２４４の寸法を小さくすることを許し有利である。図１８及び１８ａは、ジャイロローター２５３からある距離に離れたスピンドル組立体２６１を有する本発明の１２番目の実施例を示す。図１８及び１８ａにおいて、スピンドルハブ２６２は一般に中空であり、尾部回転翼軸２５８との干渉なしにスピンドル組立体２６１の抑制なしの旋回運動を許す。スピンドル組立体２６１は、ジャイロスピンドル２２２に回転可能に取り付けられたスピンドルハブ２６２から半径方向に伸びているスピンドルアーム２６３を備える。ジャイロローター２５３は、尾部回転翼軸２５８から半径方向に伸びてるジャイロアーム２５４を備え、このアームは、尾部回転翼軸２５８に固定されたアーム延長部２６４及び２６５に旋回可能に連結される。ジャイロローター２５３はジャイロスピンドル２２２ではなくて尾部回転翼軸２５８により支持されるため、スピンドル組立体２６１はジャイロアーム２５４により作られる半径方向遠心荷重を受けず、かつより軽量に作ることができ有利である。スピンドルアーム２６３は、ボールジョイント２５５及びジャイロアームリンク旋回点２５７を有するスピンドル駆動バー２５６によりジャイロアーム２５４に機能的に連結される。ジャイロローター２５２の傾きはスピンドル駆動バー２５６によりジャイロスピンドル２６１に伝えられ、これはジャイロローター２５３を強制して有効ジャイロ旋回軸線２５２まわりに傾けさせる。前記軸線２５２はアームフラッピング旋回点２５９と２６０との間にの中央に置かれかつ旋回ピン２１２及びジャイロスピンドル旋回軸線５５５と平行である。スピンドル駆動バー２５６も従動リンク駆動部材として作用し、ジャイロローター２５３からの回転運動を、広範囲の傾き角度にわたりジャイロスピンドル２６１に伝える。アームフラッピング旋回点２５９、２６０はジャイロアーム２５４のフラッピング軸線を定める。これらはジャイロローター軸線５００よりオフセットしかつこれと実質的に直角であり、更にこれらはジャイロローター２５３と共に回転する。作動時には、ジャイロアーム２５４は、アームフラッピング旋回点２５９、２６０を経て尾部回転翼軸２５８により駆動され、有効ジャイロ旋回軸線２５２を有する中実のジャイロローターと同様に作用する。ヨー方向８（図１参照）におけるヘリコプター１０のヨー運動は、ジャイロローター２５３を、図１８ａに示されるようにジャイロローター旋回角度２４２にわたり傾けさせる。ジャイロローター２５３の傾斜は駆動バー２５６によりジャイロスピンドル２６１に伝えられ、更にジャイロプッシュロッド２２３を経て操縦士入力旋回点２３７まわりで角度２４１を旋回する３点混合アーム２２５に伝えられる。スライダー２３０に取り付けられた出力旋回点２３６の変位がスパイダー２２９を動かしてピッチ角２３４にわたり尾部回転翼ブレード１１のピッチを調整する。中実のジャイロローターとは異なり、ジャイロローター２５３の旋回運動はアームフラッピング旋回点２５９、２６０まわりのジャイロアーム２５４のフラッピング運動を生ずる。傾斜（又はフラッピング）すると、ジャイロアーム２５４を尾部回転翼軸２５８と直角方向に向けるように遠心力が作用し、効果的にジャイロローター２５３を正常の向きに復帰させる。フラッピング旋回点２５９と２６０との間の旋回点間距離２６６が大きくなると復原力が大きくかつジャイロアーム２５４は、その正常位置から動かされた後、より早く復帰するであろう。図１９に示された第１３の実施例は、尾部回転翼軸２６７との干渉なしでジャイロローター２６８の拘束されない旋回運動を許すように一般に中空であるジャイロハブ２７０を持つ。ジャイロローター２６８は、ジャイロハブ２７０から半径方向に伸びかつこれに機能的に連結されたジャイロローターアーム２６９を備える。作動時には、ジャイロアーム２６９は、内側駆動リンク旋回点２７４、駆動リンク２７３、アームリンク旋回点２７６、及び駆動バー部分２８３（これはジャイロアーム２６９に固定される）を含んだ従動リンク部材を経て尾部回転翼軸２６７により駆動され、旋回ピン２１２により定められ図１５に示された長手方向軸線５５５まわりで旋回するように拘束された中実のジャイロローターと同様に作動する。中実のジャイロローターとは異なり、駆動リンク旋回点２７４が旋回ピン２１２と一致しないため、ジャイロローター２６８の旋回運動はアームフラッピング旋回点２７２まわりのジャイロアーム２６９のフラッピング運動を生ずる。このフラッピング運動により誘導された遠心力は、ジャイロアーム２６９を尾部回転翼軸２６７と直角方向に向けるよう作用し、効果的にジャイロローター２６９を正常な垂直方向に復帰させる。図２０は、軸４５５からの回転運動をジャイロローター２７７に伝えるためにジャイロハブ２７９内に自在型駆動手段を有する第１４の実施例を示す。ジャイロローター２７７は、ジャイロハブ２７９から半径方向に伸びている推力作成用のジャイロブレード２７８であってかつそれぞれのピッチング軸線４５９まわりに回転できるようにジャイロハブ２７９に取り付けられた前記ジャイロブレードを備える。スライダー２３０及びスパイダー４５６の変位が尾部回転翼ブレード１１を集中的にピッチングさせ、更に中空の尾部回転翼軸４５５を通って伸びている伝達用プッシュロッド４５８に固定されたスパイダー４５７も動かす。伝達用プッシュロッド４５８に付属したクロスバー４５４を経てピッチリンク４５３がジャイロブレード２７８に機能的に連結され、従って伝達用プッシュロッド４５８の軸方向変位が、ジャイロブレード２７８を集中的にピッチングさせる。ジャイロプッシュロッド２２３を変位させているジャイロローター２７７の傾斜、及び操縦士プッシュロッド２２４を変位させている操縦士制御入力は、両者とも軸４５５に沿ってスライダー２３０を動かし、これにより尾部回転翼ブレード１１及びジャイロローターブレード２７８の集中型ピッチを同時に変更する。ジャイロローター２７７の傾斜は、ジャイロブレード２７８の周期的なピッチ変動も誘導し、これによりジャイロローター２７７を正常な方向に復帰させる空気力学的な力を作るであろう。別の実施例では、ジャイロブレードは、これを空気力学的パドルのような別のジャイロローター手段により置き換えることができる。図２１に示された第１５の実施例は、ジャイロハブ２４４内に自在継手を持たない。代わりに、ジャイロハブ２４４は中空に作られ、ジャイロローター２４７の尾部回転翼軸２４６との干渉なしのオフセットジャイロ旋回点３２８まわりの旋回運動を許す。半ば柔軟なクロスバー３２９が駆動軸バー３３１を経てジャイロローター２４７を駆動する。この駆動バーは半ば柔軟なクロスバー３２９に旋回可能に連結されかつボールジョイント２５０においてジャイロローター２４７に方向自在に取り付けられる。半柔軟クロスバー３２９の変形により生じたバネ力がジャイロローター２４７を垂直の正常方向に向けようとする。この方法で、クロスバー３２９及び駆動バー３３１は、ジャイロローター２４７用の駆動手段及び復帰用手段の両者として作用する。ジャイロローター２４７がオフセットジャイロ旋回点３２８まわりに傾けられかつ図２１の面から外れて９０°回されたとき、適正な作動のためにはボールジョイント２５０が必要である。この実施例においては、スパイダー２２９は尾部回転翼ブレード１１の後縁に連結され、従って尾部回転翼ブレード１１がヘリコプター１０のヨー運動とは逆の安定用の推力を作ることに注意されたい。図２２は、オフセットジョイント旋回点３２８まわりで旋回できるように取り付けられたジャイロローター２７７であって、かつ尾部回転翼軸２８１と干渉せずにジャイロローター２７７がオフセット軸旋回点３２８まわりに旋回運動することを許す前記ジャイロローターを有する第１６の実施例を示す。ジャイロローター２７７は推力作成用のジャイロブレード２７８を備え、このジャイロブレードは、ジャイロハブ２７９から半径方向に伸び、かつジャイロハブ２７９に機能的に連結されてそれぞれのピッチング軸線２８８まわりに回転可能である。ピッチリンク２８０が、クロスバー２８２を経て尾部回転翼軸２８１をジャイロブレード２７８に機能的に連結し、このためジャイロローター２７７の傾きがジャイロブレード２７８を周期的にピッチさせ、これによりジャイロローター２７７を正常な向きに戻す空気力学的な力が発生する。ジャイロプッシュロッド２２３が運動減衰器２２１を通過し、ジャイロローター２７８の望ましくない高周波運動を最小にさせることが有利である。作動時には、ジャイロローター２７７は、これの作る推力が尾部回転翼の回転軸線１４と一致せずこれはオフセットジャイロ旋回点３２８まわりに旋回するため、自動的に垂直に向くことはないであろう。推力と復原力とを平衡させるようにジャイロローターブレード２７８を周期的にピッチさせるために小さい傾きが必要である。図２３に示された第１７の実施例は、ジャイロスライダー４１１に機能的に連結されかつジャイロ旋回点４０６まわりに旋回可能なジャイロローター４０５を有する本発明を示す。ジャイロスライダー４１１は尾部回転翼軸４１２上を摺動できかつシザーリンク４０７により回転しないように拘束される。ジャイロローター４０５によるジャイロハブ４１５の傾きがジャイロプッシュロッド４０４を動かし、ピッチスライダー４１３とスパイダー２２９とを作動させて尾部回転翼ブレード１１のピッチを変える。駆動バー４０８は、ジャイロローター４０５の傾きに応じて周期的にピッチするジャイロパドル４１４の形式の空気力学的な復帰手段であるジャイロローター４０５を駆動する。さて、ジャイロ安定化部分と推力作成用部分とを１個の推力作成用ジャイロローターに組み合わせた本発明の実施例を示す図２４ないし２７を参照することとする。図２４は、図１５に示されたような形状のギヤボックス２１４を有し、かつ中空軸５１４からジャイロローター２７７に回転運動を伝えるためにジャイロハブ２７９内に自在型駆動手段を有する本発明の組合せ式の単一ローター型の第１の実施例を示す。ジャイロローター２７７は推力作成用ジャイロブレード２７８を備え、このブレードはジャイロハブ２７９から伸び、かつそれぞれのピッチング軸線２７５まわりに回転できるようにジャイロハブ２７９に機能的に取り付けられる。ピッチリンク５１６が、クロスバー５１７を経てプッシュプルロッド５１５とジャイロブレード２７８とを機能的に連結する。プッシュプルロッド５１５を動かすため、及びジャイロローター２７７を回転させるために、クロスバー５１７がプッシュプルロッド５１５の端部に機能的に付属する。ヘリコプターのヨー運動により誘導された、図１５に示されかつ旋回ピン２１２により定められた同一面内の旋回軸線５５５まわりのジャイロローター２７７の傾きは、ジャイロプッシュロッド２２３、３点混合アーム２２５及び（中空軸５１４の中心を通る）プッシュプルロッド５１５を変位させ、ヨー運動に対抗する推力を作るようにジャイロローターブレード２７８を集中的にピッチングさせる。ローターブレード２７８の前縁に連結されたボールジョイント５１８は旋回軸線５５５より空間的にオフセットされるため、ジャイロローター２７７の傾きもジャイロブレード２７８を周期的にピッチングさせ、これによりジャイロローター２７７を正常な向きに復帰させる空気力学的な力を作る。図２４の単一ローター型の実施例は、尾部回転翼ブレード１１及びその他の相互連結用のリンク装置を除いて図２０に示された２重ローター型の実施例と密接に関係することに注意すべきである。図２５は、中空軸５２５からジャイロローター３１４に回転運動を伝えるためにジャイロハブ３１３内に自在型駆動手段を有する本発明の第２の単一ローター型の実施例を示す。ジャイロローター３１４は推力作成用のジャイロブレード３１５を備え、このジャイロブレードは、ジャイロハブ３１３から半径方向に伸び、更にそれぞれピッチング軸線２７５まわりに回転できるようにジャイロハブ３１３に機能的に取り付けられる。ピッチリンク５２６が、クロスバー５２７を経てプッシュプルロッド５２８をジャイロローターブレード３１５に機能的に連結する。プッシュプルロッド５２８を動かすため、及びジャイロローター３１４を回転させるために、クロスバー５２７がプッシュプルロッド５２８の端部に機能的に付属する。ローター３１４の傾きがジャイロプッシュロッド５２９及び磁石手段３２１を変位させ、かつこの傾きはプッシュロッド５２９に付属した調整可能なプッシュロッドカラー３１６により限定される。ジャイロロッド３１４の傾きもジャイロブレード３１５を周期的にピッチングさせ、これによりジャイロロッド３１４を正常な方向に復帰させる空気力学的な力を作る。この単一ローター型の実施例は、尾部回転翼ブレード１１及びその他の相互連結用のリンク装置を除いて図１０及び１１に示された２重ローター式の実施例と密接に関連する。ラジコン式模型ヘリコプターの正常な運転中は、操縦士制御指令がヘリコプター１０の胴体内に置かれた尾部回転翼制御サーボアクチュエーター（図１参照）を作動させ、プッシュロッド２０（図１に図示）、ベルクランク２１（図２５に図示）、プッシュプルロッド５２８、クロスバー５２７、及びピッチリンク５２６を動かし、これによりジャイロブレード３１５のピッチングを集中的に制御する。図２５に示された本発明の実施例においては、ギヤボックス２９５に付属のホール効果スイッチ３２２に接近してジャイロプッシュロッド５２９に磁石手段３２１が図示のように固定され、このため、磁石手段３２１のいかなる移動もホール効果スイッチ３２２により感知される。ホール効果スイッチ３２２の電子的出力は増幅され操縦士制御指令と電子的に混合され、テールローター制御サーボ（図示せず）に送られ、このサーボがジャイロブレード３１５のピッチを制御する。本発明の別の実施例においては、ジャイロローターの傾きはジャイロ旋回点における回転型ポテンショメーター手段、或いはジャイロプッシュロッドにおける直線型ポテンショメーター手段又は電子式カウンター手段を含んだ多くの方法で電気的又は電子的に感知することができる。図２６は、図１５に示されたような形状のギヤボックス２１４を有し、かつ尾部回転翼軸３８３に機能的に取り付けられかつ軸３８３とともに回転しているジャイロ旋回ピン３７９により駆動されるジャイロハブ３７８を持っている本発明の第３の単一ローター型の実施例を示す。スピンドル組立体３８１はギヤボックス２１４上のジャイロ支持アーム２１５に機能的に取り付けられ、旋回ピン２１２により定められた旋回軸線５５５まわりに旋回する。ジャイロローター３７７は推力作成用ジャイロブレード２７８を備え、このジャイロブレードはジャイロハブ３７８から半径方向に伸びかつそれぞれのピッチング軸線２７５まわりに旋回するようにジャイロハブ３７８に機能的に取り付けられる。ジャイロローター３７７は、スピンドル組立体３８１に方向自在に連結されかつジャイロローター３７７に旋回可能に連結されたスピンドル駆動バー３８４により長手方向旋回軸線５５５まわりの回転を制限される。ピッチリンク３８６がクロスバー３８２を経てプッシュプルロッド３８５とジャイロブレード２７８とを機能的に連結する。クロスバー３８２は、プッシュプルロッド３８５を変位させ、かつジャイロローター３７７を回転させるために、プッシュプルロッド３８５の端部に機能的に付属させられる。ヘリコプター１０のヨー運動により誘導されたジャイロローター３７７の傾きは、ジャイロプッシュロッド２２３、３点混合アーム２２５及び（中空軸３８３の中心を通る）プッシュプルロッド３８５を変位させる。プッシュプルロッド３８５の変位がピッチリンク３８６を動かし、ヘリコプター１０のヨー運動に対抗する推力を作るようにジャイロローターブレード２７８を集中的にピッチングさせる。ジャイロローター３７７の傾きもジャイロブレード２７８を周期的にピッチングさせ、これによりジャイロローター３７７を正常な向きに復帰させる空気力学的な力を作る。この単一ローター型の実施例はジャイロローター３７７をスピンドル組立体３８１上ではなく軸３８３上で支持し、従ってスピンドル組立体３８１をより軽量かつ小型にすることができ有利である。図２７は従動リンク装置としても作用するピッチ制御リンク装置を有する本発明の単一ローター型の第４の実施例を示す。この実施例においては、ジャイロハブ６２はジャイロスピンドル３６６に回転可能に取り付けられ、このスピンドルはプッシュプルロッド２２に旋回可能に取り付けられ、かつ尾部回転翼軸線１４から空間的にある距離３７１だけオフセットされたジャイロ旋回ピン３６７により定められるオフセットされた同一平面上の旋回軸線３６５まわりで傾くように拘束される。尾部回転翼軸３６８に軸アーム３６２が強固に取り付けられ、駆動バー３６９を経てジャイロローター３６３を駆動する。これら駆動バーはボールジョイント３７０によりジャイロローターブレード３６４の前縁に方向自在に連結される。プッシュプルロッド２２を動かしている操縦士制御指令がジャイロローター３６３を尾部回転翼回転軸線１４に沿って軸方向で移動させ、ジャイロローターブレード３６４を集中的にピッチングさせ、これによりジャイロローター３６３の推力を変える。ヘリコプター１０のヨー運動により誘導されたオフセット旋回軸線３６５まわりのジャイロローター３６３の傾きは、ジャイロローター３６３の中心を軸方向で変位させ、これによりヘリコプター１０のヨー運動に対抗するようにジャイロローターブレード３６４を集中的にピッチングさせる。ジャイロロータ６３６の傾きもジャイロローターブレード６３４を周期的にピッチングさせ、ジャイロローター３６３を正常な向きに復帰させる空気力学的な力を作る。ジャイロローター３６３を駆動するため及び駆動バー３６９と軸アーム３６２の感ずる操作力を減らすために別の従動リンク装置を軸３６８とジャイロハブ６２との間に加え得ることに注意されたい。作動時には、ジャイロローター３６３の作る推力が尾部回転翼回転軸線１４と一致し同時にオフセット旋回軸線３６５まわりに旋回するので、ジャイロローター３６３が自動的に垂直に向くことはないであろう。推力と復原力とを平衡させるためにはジャイロローターブレード３６４を周期的ピッチングさせるために小さい傾しか必要でない。或いは、推力の平衡を取るためにプッシュプルロッド２２とジャイロスピンドル３６６との間にバネ手段を追加することができる。図２７に示された装置は、ここに説明された本発明の単一ローター型の実施例であって、これにおいてはジャイロローターが動いている間、静止状態に維持するには（バルカンの装置により要求されるように）ピッチ制御手段が必要である点に注意すべきである。そうであっても、この装置は、ジャイロローターの作動時の移動を最小にする同一面の旋回軸線及びバルカンの装置の機能的な欠点の幾つかを使用する。しかし、ジャイロローターの推力荷重は操縦士制御リンク装置によりこれを支持しなければならないことに注意すべきである。これは、操縦士制御リンク装置が操縦士の脚により操作される人員輸送用ヘリコプターにおけるようなある種の用途では不利益ではない。自在型駆動手段本発明のジャイロローターがジャイロローターのハブ内に置かれた自在型駆動手段により駆動される場合は、多くの異なった形式の自在型駆動機構を利用することができる。単一ローター型システムを駆動するために３個の機能部品（入力駆動ヨーク、４点自在ブロック、及び出力ヨーク）を有する共通の自在継手がバルカンにより示されている。しかし、この自在型システムは非常にかさ張りかつ実際に小型化することは困難である。各が２個の機能部品しか持たない２種の小型の自在型駆動機構がジャイロローター駆動用としてここに提供され、これらは模型ヘリコプター用として特によく適している。図２８に示された第１の形式はここでは「ピン及びスリット」型と呼ばれ、中実の尾部回転翼軸を有するジャイロシステムでの使用に有利である。図２９に示された第２の形式はここでは「六角」型と呼ばれ、中実軸とも使用し得るが、軸の中心を通って伸びているプッシュロッドを有する中空軸での使用に最も有用である。さて、第１の形式の駆動用自在継手の機能部材の分解図である図２８を参照すれば、ピン及びスロット型自在駆動継手は駆動ボール部分４９０を有し、このボール部分はこれから半径方向に伸びていてかつ駆動ヨーク４９５に形成された軸方向スロット４９３、４９４内に組み合い得る駆動ピン４９１、４９２を持つ。実際上、駆動ヨーク４９５は、図１５及び１６に示されるジャイロハブ２１３のようなジャイロローターハブに付属する。駆動ピン４９１、４９２は、好ましくは、硬化された鋼のような材料で作られ、そして尾部回転翼回転軸線１４に直角に尾部回転翼軸４９６の駆動ボール部分４９０に形成された横断方向の穴に圧入された１個のピンの露出端部である。駆動ヨーク４９５は好ましくは硬化された鋼であり、模型ヘリコプターでの使用についてはプラスチックのジャイロハブ内に挿入成型され又は圧入される。作動時には、駆動ボール４９０が、駆動軸４９６とヨーク４９５との間の組合い角度範囲（典型的には矢印４９８で示されたように±２０°）にわたって駆動軸４９６を駆動ヨーク４９５の中心に置く。駆動ピン４９１、４９２がヨーク４９５の軸方向スロット４９３、４９４と組み合い、これにより軸４９６から駆動ヨーク４９５に回転運動を伝達し、図１５及び１６のジャイロローター２１０のようなジャイロローターを駆動する。このピン及びスロット式の配列は通常の３部品自在継手よりも小型かつ軽量で有利であり、模型ヘリコプター用として特によく適している。図２９に示された六角型自在駆動は、多数の湾曲した駆動面５０４のある六角の駆動部分５０３を有し、これら駆動面は自在型六角ハウジング５０５の多面の内部と組み合うことができる。駆動部分５０３の各駆動面５０４は自在型ハウジング５０５の内側の面と対応し、駆動部分５０３は広範囲の組合い角（典型的には矢印５０７で示されるように±２０°）にわたって、軸５０８の回転運動を自在型ハウジング５０５に伝達することができる。六角型自在駆動は、尾部回転翼又はジャイロローターのブレードのピッチを制御するために、（図２０の中空軸４５５内の伝達用プッシュロッド４５８のように）中空軸を通って伸びているプッシュロッドを受け入れるように中空に作ることができ有利である。模型ヘリコプターでは、六角駆動部分５０３及び自在型駆動ハウジング５０５はアルミニウムのような軽量材料で作り、耐摩耗面とするために硬質陽極酸化皮膜とすることができる。駆動ハウジング５０５は、図２０におけるジャイロハブ２７９のようなプラスチックジャイロハブ内に挿入成型され、又は圧入されるように、環状スロット５０９のような表面形態を持つことができる。六角型自在駆動は６個の駆動面よりも多い又は少ない面を持ち得ることが理解されるであろう。一般事項本発明のジャイロ機構及びリンク装置は、好ましい実施例を図解する目的で標準化された位置で示されたが、これらは用途の特別な要求に応じてギヤボックス又はテールブームの上方、下方、前方又は後方に置き得ることが理解されるであろう。前記機構及びリンク装置は、ジャイロローターがテールブームと平行でかつ尾部回転翼軸と直角な軸線まわりで回転するように取り付けられたときのように、尾部回転翼軸に関してある角度の向きにすることもできる。更に、各実施例のジャイロローター旋回軸線は必ずしも水平である必要はなく、ロール運動及びヨー運動と組み合うように適宜の角度に設定できることが理解されるであろう。更に、本発明の種々の構成要素はヘリコプターの他の場所に置くことができる。例えば、ジャイロ機構がテールロール２の近くではなくて（図１に示されたヘリコプター１の前方ジャイロ位置４４９のような）航空機の前方部分に置かれる別の実施例が計画される。かかる位置４４９におけるジャイロ機構は、好ましくは、バネ手段又は遠心力手段のような機械式復帰手段（図示せず）を有する中実のホイール又はフープ（図示せず）である。エンジン、主回転翼軸、尾部回転翼駆動ワイヤーなどから機構を支持し、復帰させ、更に駆動するための種々の手段がここに設けられる。尾部回転翼を駆動している減速歯車から遠隔ジャイロローター用の動力を取ることは、位置４４９において丈夫な取付け用構造を利用し得るので有利である。この形態においては、ジャイロ安定化入力及び操縦士制御入力は前部のジャイロ位置において最もよく混合され、テールブームの端部に置かれた推力作成用手段に（プッシュロッドリンク装置及び混合アームによるような）機械的に又は（尾部回転翼サーボによるような）電子的に伝達される。ジャイロローターの傾きを検知する簡単な電子的要素は、ジャイロローターの旋回軸線に機能的に連結されかつ尾部回転翼制御サーボへの操縦士制御入力と電子的に混合される回転型ポテンショメーターを持つであろう。推力作成手段が後部ではなくてテールブームの前方に置かれる（マクダネル・ダグラス・ヘリコプター・コンパニィによるＮＯＴＡＲシステムのような）ブロウンテールブームを有するヘリコプター用の更なる実施例が計画される。ＮＯＴＡＲシステムは伝統的な尾部回転翼の自然のヨー減衰能力がなく、本発明の安定化の特徴から大きな利益を得ることができる。ジャイロ機構は、推力作成手段の近く又は離れて前方又は後方に置くことができる。制御及び安定化の指令は、推力の大きさの制御に加えて、推力がテールブームから出るときにこれを変更し又は指向させるために使用することができる。ジャイロローターが、異なった速度比を有する駆動歯車の使用によるなどで推力作成手段とは異なった速度で駆動される別の実施例が考えられる。ジャイロ機構は、一般に、回転速度が高くなるとより敏感になりかつ強力になる。このため、異なった速度、一般に推力作成手段より高速で作動する場合は、ジャイロローターをより小さく、より軽量に、かつより目立たなくすることができる。これは、図１に示された前方ジャイロ位置４４９において特に有利である。本発明の好ましいジャイロローター取付け形態及び制御混合手段のような特別な特徴のため、ジャイロローター旋回軸線をジャイロローターの回転面の近く、又はその中に置くことができる。ここで使用される「同一面の旋回軸線」は、一般に、ジャイロ機構の回転面内にあるか、又はごく近くを通過する軸線である。ジャイロ機構の回転面は、通常は、（ジャイロローター軸線５００のような）ジャイロ回転軸線に直角であってかつ（図２４に示されたジャイロローター２７７のような）ジャイロ機構の回転部分の質量中心を含む（図２４において立った状態で示された面２７５のような）平面として取られる。かかる同一面軸線まわりのジャイロ機構の旋回運動は、ジャイロ回転軸線に関する質量中心の運動の横方向成分を最小にする。このことは、ヘリコプター用に作られた本発明による単一ローター型のシステムの垂直方向の揺動が、あったとしてもごく少ないことを意味する。操縦士制御入力を有する安定化及び制御システムについて以上説明したが、操縦士プッシュロッドを移動しないように固定することにより、或いは操縦士制御リンク装置を全く省くことにより操縦士制御システムが固定された場合は、本発明は安定化システムとなる。これは、自由飛行の模型ヘリコプターのような、活動的な操縦士制御は不要であるが増大された安定化により利益が得られるであろう用途に特に有利である。本発明の以上の好ましい実施例は一般にジャイロローターのジャイロ歳差（傾き）により作動させられるとして説明されたが、ある種の用途においてはジャイロローターの単純な慣性をジャイロスピンドルの方向付けに使用できることが理解されるであろう。回転しているジャイロローターの慣性は、航空機の回転中、ジャイロローターを空間内のある平面内に保持使用とする。慣性ジャイロにより、ジャイロ旋回軸線を航空機の回転軸線により平行に向けることができ、更に、このときスタビライザーの作動は航空機の回転速度によるよりも航空機の角度変化によりより大きく支配されるであろう。ここで使用される「ジャイロ制御手段」は、一般に、ジャイロローターの旋回運動に応じて作動させられる制御リンク装置（例えば機械式、油圧式又は電気・電子式の装置）を呼ぶ。ジャイロ制御手段は、図９に示されたジャイロプッシュロッド３０３のような部材を含むことが多い。この部材は、尾部回転翼の回転軸線１４に沿って軸方向で変位し、かつジャイロ制御入力をジャイロローターから航空機のある別の点に伝えることができる。ジャイロ制御リンク装置及び電気的手段は、全体としてジャイロ機構の近くに置くことができ、或いは航空機の遠い位置に伸ばしてここで操縦士制御指令と組み合わせられる。ここで使用される「操縦士制御手段」は、一般に、操縦士制御指令に応答する制御リンク装置（これに、例えば機械式、油圧式、又は電気・電子式の装置を含むことができる）を指す。かかる制御指令は、例えばフルサイズのヘリコプターの操縦席内の操縦士から、或いは送信機により地上の操縦士から発せられる。ここで使用される「推力制御手段」は、一般に、飛行中の航空機の進路又は向きを決めるために使用される力の大きさ及び／又は方向を変え得る制御リンク装置（これは、例えば機械式、油圧式又は電気／電子式の装置を含む）を指す。かかる推力制御手段は、例えば、尾部回転翼２（図１参照）により作られる推力を変えるためにヘリコプター１０の尾部回転翼ブレード１１のピッチを変えることができる。かかる推力制御手段の「推力を変える」ことには、（ＮＯＴＡＲシステムのようなブロウンテールチューブ式アンチトルクシステムの端部の調整式の排気ポートを方向変化させたときのような）推力の方向の変更も含むことができる。本発明は幾つかの好ましい実施例を参照して詳細に説明されたが、いかの請求項において説明され定められた本発明の精神及び範囲内での変化及び変更が存在する。Description: A system for controlling and automatically stabilizing the rotary motion of a rotary wing aircraft Background and Summary of the Invention The present invention is a continuation of provisional application 60/001558, filed Jul. 27, 1995 and provisional application 60/007079, filed October 24, 1995. The present invention relates to a flight direction control system for model and full-size rotorcraft, and more particularly to a helicopter tail rotor and helicopter yaw (left and right heading) stabilization system. More specifically, the present invention relates to a helicopter that flies in a pilot-selected direction (heading), whether in a pilot in a full-size helicopter or commanding a model helicopter by remote control. A gyro device mounted to a helicopter tail rotor assembly and adapted to create a yaw moment or torque to stabilize the helicopter in flight. The present invention is applicable to many types of aircraft, both full size and model, but will be described here primarily for use in a helicopter for clarity. Helicopters are aeronautical machines with hovering, forward, reverse, and lateral flight capabilities. This lightness comes from the versatility of the main rotor system. Since the invention of the helicopter in the 1930's, great efforts have been made in the advancement of helicopter technology, and a significant portion of this effort has been with main rotor systems. Little effort has been directed toward developing a better tail rotor system. All helicopters with one main rotor require some sort of yaw stabilizer or yaw control system to maintain their directional control and to counter the torque generated by the main rotor during flight. I do. The helicopter's main rotor system is typically mounted above the helicopter cab and rotates about a vertical axis extending through the cab, allowing the helicopter to levitate in the air and for any purpose of lifting the helicopter. Creates a controllable driving force to propel in any direction. The main rotor system typically includes a rotor blade for creating aerodynamic lift and another blade that acts to improve control and stability of the main rotor. The main rotor system also includes a swashplate assembly and various linkages for transmitting pilot control commands to the rotating rotor blades. For helicopters, several different yaw controllers have been developed to counteract the torque created by the main rotor system or by changes in wind flow. These yaw controllers include, for example, blown tail booms and shrouded fans. Nevertheless, traditional helicopter tail rotors and yaw control systems have remained essentially unchanged for 25 years. Generally, it is difficult for a helicopter pilot to maintain a stable yaw direction (right and left nose) of the helicopter during hovering or low-speed flight. To balance the constantly changing torque of the helicopter fuselage created by atmospheric conditions such as main rotor blades and lateral gusts, the helicopter pilot must always operate the aircraft's yaw control. No. This is especially true for model helicopter pilots, as model helicopters tend to react quickly to imbalance because of their small size and small mass. Other types of aircraft, such as tail rotor aircraft (which sometimes operate like aircraft and sometimes like helicopters), have similar controls along different axes of rotation (such as roll axes). There may be a problem. Many helicopter yaw control systems, which control the helicopter tail rotor to maintain helicopter directional control during flight, use gyro devices to sense the constantly changing torque applied to the helicopter during flight. In addition, various mechanisms are used to adjust the pitch of the tail rotor blades in response to the movement of the gyro device onboard the helicopter. These helicopter yaw control systems are commonly referred to as gyro-stabilizer systems and are categorized as, for example, electronic, single-rotor, and double-rotor gyro-stabilizer systems. A description of each of these three stabilizer systems is provided below. Electronic gyro-stabilizer systems are now widely available for controlling tail rotors of both model and full-size helicopters to assist pilots in handling helicopter yaw instability in flight. However, these electronic systems are typically heavy and expensive. For model helicopters, these may require additional or increased power supply to supply the necessary amplifier electronics and to drive the electromechanical gyro device combined with the electronic gyro stabilizer system. There are many. In crew transport helicopters, electronic gyro-stabilizer systems are only practical for helicopters that have a control system with electric or hydraulic servo actuators. Pilots of small crew transport helicopters usually have to directly operate the controls of the aircraft and cannot take advantage of these electronic gyro-stabilizer systems. Ideally, in many applications, a gyro device located in a helicopter aircraft and sensing the helicopter's yaw motion is made by the helicopter's engine or power plant rather than by an auxiliary power supply (such as a battery). Should be driven directly by power. In addition, it should accommodate a variety of helicopter tail rotor configurations useful for as many types of flights as possible. To date, most of the attempts to develop a practical mechanical helicopter yaw control and stabilization system have largely relied on designers not understanding the basic operating elements of such systems and the practicalities involved in installing these elements. There was no special mechanical means, so only limited success was achieved. As a result, most systems currently available have one or more imperfections or shortcomings that make practical use impractical. Single-rotor gyro-stabilizer systems are known. In U.S. Pat. No. 4,759,514, John E. Vulcan describes a single-rotor control and stabilization system with a tail rotor that tilts during operation as a yaw stabilizer. According to Vulcan, the inclination of the tail rotor attempts to move the tail rotor axially with respect to the slider, the position of which is fixed with respect to the pivot point by means of a concentrated pitch change lever connected to the helicopter fuselage. This movement of the tail rotor with respect to the fixed pitch link arrangement means that the tail rotor blades change pitch to create a stabilized thrust opposing yaw motion. Vulcan's concentrated pitch change lever is not a three-point mixing arm as described herein, but rather acts as one side of a parallelogram of a link device designed to maintain the pitch slider in a fixed position. You should be careful. Unfortunately, the center of mass of the tail rotor of the Vulcan system is inevitably offset from the tail rotor pivot axis. In operation, this offset center of mass results in a vertical swing of the entire tail rotor that is functionally and structurally unsatisfactory. In effect, a spring or other device is required to compensate for the weight of the tail rotor assembly to hold the tail rotor from falling down. Vertical acceleration of the aircraft, such as occurs during an ascent or descent maneuver, will cause the tail rotor to swing up or down. This wobble will act exactly like a gyro input on the controller and will cause yaw motion on the aircraft. In contrast, a single-rotor system according to the present invention can be configured to tilt about an axis in substantially the same plane as the gyro rotor without significant swinging motion and, therefore, vertical displacement. Tilt of the entire tail rotor can redirect the thrust of the rotor in an undesirable direction, and can cause unwanted rotation about the displacement axis of rotation of the aircraft. Generally, the gyro mechanism of any type of mechanical aircraft yaw control and stabilization system displaces the linkage of the system in order to effectively control the pitch of the thrust-generating portion of the system (eg, tail rotor blades). Must lean enough. In practice, the angle of this tilt is typically in the range of 10 ° to 20 °, which can be combined with the general concept of “bandwidth” in control systems. Mechanical systems typically have some play and friction between the linkages, and such large bandwidths (large slopes) are necessary to increase the signal-to-noise ratio of the aircraft yaw control and stabilization system. ) Is desirable. However, in a single-rotor gyro-stabilizer system, an inclination of the thrust producing portion of 10 to 20 ° may create an undesirable lateral (unstable) component of thrust equal to 17% to 34% of the total thrust. There is. This makes the application of such a single rotor gyro stabilizer system impractical. Certain stabilization systems, such as those disclosed in Vulcan U.S. Pat. No. 4,759,514, provide effective stabilization because many of the linkages are displaced transverse to the normal rotor blade axis of rotation. Requires a larger tilt angle. Such lateral displacement has no operational effect on the pitch of the tail rotor blades and therefore cannot affect the thrust created by the tail rotor to control the yaw motion of the aircraft. Although the single-rotor gyro-stabilizer system has the drawback of severely limiting its practical application, recent advances in the technology of control and stabilization systems for rotary wing aircraft disclosed herein have proved impractical. Several desirable single-rotor gyro-stabilizer systems were constructed. In contrast to a single rotor type control and stabilization system, a dual rotor type gyro stabilizer system separates the first thrust producing part from the yaw stabilizing part. Since the first thrust-producing rotor does not need to be tilted, the thrust it produces acts only in the desired direction. A dual-rotor gyro-stabilizer system is described in Culver, US Pat. No. 3,0047,736; This is described on pages 76-79. The basic disadvantage of both systems is that pilot control commands must be physically added (tilted) to the gyro mechanism to control the heading of the aircraft. In these devices, the control input from the pilot cannot be combined with the aircraft yaw stabilization input from the gyro mechanism so that the yaw control and stabilization functions of the aircraft can operate independently. In U.S. Pat. No. 5,305,968 and U.S. Ser. No. 08 / 292,719, Paul E. Arlton discloses an improved dual rotor yaw control and stabilization system in which the pilot control system and the yaw stabilization system operate independently. Will be described. This device requires a mounting structure that is practical and functional but not available on any aircraft. What is needed is a simple, lightweight, inexpensive, low power to operate, unduly restricted pilot control for normal maneuvers, and an improved rotation applicable to aircraft with various mechanical configurations. Control and stabilization system. Such a system would operate to stabilize yaw motion of a helicopter or other rotary wing aircraft in flight. It is an object of the present invention to provide an improved means for controlling and automatically stabilizing the rotary motion of a rotary wing aircraft such as a model or full size helicopter. Another object of the present invention is to provide a practical means for installing this improved device on aircraft having various mechanical forms. It is a further object of the invention to show how various features according to the invention are interchanged for best results. The present invention provides an apparatus for stabilizing the rotary motion of a rotary wing aircraft about the axis of rotation of the aircraft. Rotary wing aircraft include an aircraft fuselage. This device is a thrust generating mechanism for generating a thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the rotation axis of the aircraft, and remotely controls the thrust generating mechanism to change the magnitude of the thrust generated by the thrust generating mechanism. Equipped with a thrust change mechanism that allows the pilot to do This device is a gyro-rotor mechanism that automatically controls the thrust generating mechanism to change the magnitude of the thrust generated by the thrust generating mechanism to counter the rotational motion of the rotorcraft around the rotation axis of the aircraft in flight Is provided. The gyro-rotor mechanism is mounted on the aircraft fuselage to maintain a fixed position with respect to the thrust generating mechanism. The device further includes a mechanism for independently connecting the gyro rotor mechanism and each of the thrust changing mechanisms to the thrust generating mechanism. Therefore, each of the thrust changing mechanism and the gyro rotor mechanism is formed by the thrust generating mechanism. The gyro rotor operates independently to change the magnitude of the thrust, and remains in a fixed position with respect to the thrust generating mechanism when the pilot operates the thrust changing mechanism to change the magnitude of the thrust generated by the thrust generating mechanism . In a preferred embodiment, the thrust generating mechanism is a tail rotor configured to rotate about a common axis of rotation with the gyro rotor mechanism. The gyro rotor mechanism is mounted on the helicopter fuselage such that it is fixed with respect to the tail rotor along a common axis of rotation. Therefore, the gyro rotor mechanism does not move linearly along the common rotation axis when the magnitude of the thrust generated by the pilot is changed by the thrust changing mechanism. The present invention provides a system for controlling and automatically stabilizing the rotational motion of a rotorcraft in flight, and in particular for stabilizing a helicopter in flight. Such a system includes a first thrust-producing portion, such as a helicopter tail rotor, that is capable of directing thrust along an axis that is offset from and substantially perpendicular to the axis of rotation of the aircraft, and a yaw stabilizing portion. Tail rotors generally have warped blades that balance aerodynamic and centrifugal forces and are suitable for use as yaw stabilizing components. When the aircraft has a pilot control system, the thrust generating portion is controlled by an input from the pilot control portion and an input from a gyro device included in the yaw stabilizing portion. In operation, the yaw stabilizing portion senses the rotational or yaw motion of the aircraft and activates the thrust producing portion to slow or stop the rotational or yaw motion of the aircraft. After the aircraft has stopped spinning, a centrifugal return mechanism provided in the system returns the yaw stabilizing portion to a normal state ready for subsequent aircraft rotation or yaw. Optionally, the yaw stabilizing portion may create thrust to enhance the thrust created by the thrust generating portion. According to the invention, the thrust-producing portion and the yaw-stabilizing portion are mounted on an accessory part of the aircraft and are separated by a separate mechanism, located at a distance from each other and connected by linking means or electronic means. Separate mechanisms or a single combined mechanism that performs both the thrust generation function and the yaw stabilization function. The invention can be applied in a wide range of forms suitable for various forms and forms of aircraft. In a preferred embodiment, the thrust generating means comprises a thrust generating rotor having a number of rotor blades extending radially from the rotor axis. The gyro rotor means is a weighted disc or a plurality of weighted arms extending radially from the gyro hub. The rotation of the aircraft tilts the gyro rotor means and activates a linkage attached to the thrust-producing rotor, thereby adjusting the magnitude of the thrust produced by the rotor and automatically stabilizing the aircraft. The gyro rotor rotates in the gyro rotor rotation plane, and the pivot axis is generally flush or nearly flush with the gyro rotor rotation plane to minimize the swinging motion of the gyro rotor means. In some embodiments, the gyro rotor means may be adapted to produce thrust to enhance the thrust created by the thrust producing means, or may be combined with the thrust producing means in one mechanism. In order to drive the tilted gyro-rotor means in response to the rotation or yaw of the aircraft in flight, several drive linkages are provided having, for example, universal joints, sliders and driven linkages. The gyro rotor means may include aerodynamic forces (such as created by periodically pitched paddles or blades), rotational or gyroscopic forces (such as by the flapping or "corning" of weighted arms), and / or Or it is returned to its normal direction by mechanical force (such as by a spring). The present invention comprises a gyro rotor having a plurality of weighted arms or paddles adapted for use in a helicopter and extending radially from a gyro rotor hub, and is powered by power generated by the engine of the helicopter. The gyro rotor is mounted for rotation about the gyro rotor axis, which is substantially perpendicular to the main rotor axis, and actuates push-pull rods, sliders, and pitch changing members of the tail rotor blades. It is mounted to move a link device containing a mixing rod to be driven. The yaw motion of the helicopter causes the gyro rotor to pivot or tilt about the gyro pivot axis to displace the gyro rotor linkage and change the pitch of the tail rotor blades. This change in pitch alters the thrust created by the tail rotor and opposes the initial yaw motion. The present invention provides a return mechanism for returning the gyro rotor to its normal orientation after the gyro rotor is turned or tilted in response to yaw motion of the helicopter. In a preferred embodiment, the gyro rotor comprises a number of gyro arms pivotally connected at the base to a support mechanism. A weight is connected to each gyro arm, and centrifugal force acting on the gyro arm acts to direct the gyro arm from the support mechanism in the radial direction. Thus, after the gyro arm is pivoted or tilted in response to the yaw movement of the helicopter, centrifugal forces acting on the gyro arm will return the gyro arm to its normal orientation. In one form according to the invention, the gyro rotor is adapted to create a thrust that enhances the thrust created by the tail rotor. Another form according to the invention combines the gyro rotor and the tail rotor in one mechanism. Each form or preferred embodiment according to the present invention has several advantages over others (such as greater simplicity and greater thrust generation potential), and the choice of the appropriate form for a particular application. Can be. It will be appreciated that features of various embodiments in accordance with the invention may be recombined to form alternative embodiments that differ in appearance but may generally perform the same function. An important feature of the preferred embodiment of the present invention is that the yaw stabilizing portion is not functionally affected by the pilot control input. Various means, such as a three-point mixing arm, are provided to combine the stabilizing features of the gyro device in the yaw stabilizing portion with the control input from the pilot without disturbing the pilot control. In one form, the pilot control input can act to move the gyro rotor linearly in the air. Pilot input has no functional effect on the gyro since the linear motion does not tilt the gyro in the yaw stabilizing section. Although the components of the present invention will operate in applications where pilot commands are forced to overlap the gyroscopic stabilization mechanism, independent control is more preferred and advantageous. In a preferred embodiment, the gyro rotor is fixed with respect to the helicopter fuselage. A mounting structure for a gyro rotor having a fixed pivot axis should be simpler and stronger (for a given weight) than a mounting structure for a gyro rotor that must both pivot and move with respect to the fuselage. Can be. In addition, the fixed installation of the gyro rotor allows the gyro rotor to be more easily located in different positions of the helicopter. The present invention includes a gyro spindle that turns according to a turning motion of a gyro arm caused by yaw motion of a helicopter. In a preferred embodiment, the gyro arm is directly connected to and supported by the gyro spindle. In another preferred embodiment, the gyro arm is linked to the gyro spindle via a gyro link device, so that the pivoting movement of the gyro arm is transmitted to the gyro spindle. In these alternative embodiments, the gyro spindle does not support the gyro arm, so that the gyro spindle is not subjected to the radial flight loads created by the gyro arm and can be made of a lightweight construction. Further objects, features and advantages of the present invention will become apparent to those skilled in the art from the following detailed description of the preferred embodiments, which illustrate the best mode now understood for carrying out the invention. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES The following detailed description particularly refers to the accompanying drawings. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a perspective view of a representative helicopter with a tail assembly fitted with an improved yaw control and stabilization system according to the present invention. FIG. 2 is an exploded perspective view of the tail boom and tail rotor gearbox mechanism of the helicopter shown in FIG. 1 showing components installed within the tail boom and tail rotor gearbox. FIG. 2a is an exploded perspective view of the gyro mechanism of the helicopter shown in FIG. 1 showing the gyro rotor, the gyro spindle, the gyro control link device, and the scissor link driving means. FIGS. 3-7 show the first and second embodiments of the improved yaw control and stabilization system of the present invention having a gyro rotor located outside the first tail rotor and opposite the tail rotor gearbox. And the third embodiment will be described in more detail. FIG. 3 is an enlarged perspective view of the illustrated helicopter tail assembly of FIG. 1 fitted with a first embodiment of the improved yaw control and stabilization system of the present invention. FIG. 4 is a first embodiment showing the general shape of the tail rotor gearbox and the first tail rotor of the present invention for the first, second and third embodiments shown in FIGS. 3-7. FIG. 3 is a plan view of the vehicle, excluding vertical tail fins and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 5 shows a hollow tail rotor shaft, a gyro rotor attached to the end of the push-pull rod and movable in response to pilot control commands, a driven link driving means in the form of a scissor link device driving the gyro rotor, Figure 2 is a rear elevational view of a first embodiment having aerodynamic return means in the form of a gyro paddle and one of the tail rotor blades shown in cross section, and vertical tail fins, blade balance for clarity; All weights of the helicopter in front of the tail rotor gearbox are removed. FIG. 6 shows a hollow tail rotor shaft, a gyro rotor attached to the end of the push-pull rod and movable in response to pilot control commands, driven link drive means in the form of a drive bar driving the gyro rotor, and FIG. 9 is a rear elevation view of a second embodiment having centrifugal return means in the form of a weighted gyro arm, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and vertical tail fins, blades for clarity; Excluding the balancing weight and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 7 drives a gyro rotor, in the form of a hollow tail rotor shaft, a gyro rotor mounted on the slider and movable in response to pilot control commands, a drive bar in the form of a drive bar driving the gyro spindle. FIG. 11 is a rear elevation view of a third embodiment having driven link drive means and centrifugal return means in the form of weighted gyro arms, one of the tail rotor blades shown in cross-section and clearly shown; The vertical tail fins, weights for blade balancing, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox are excluded. FIGS. 8-14 show fourth through ninth embodiments of the improved yaw control and stabilization system of the present invention having a gyro rotor positioned between the first tail rotor and the tail rotor gearbox. Is shown. FIG. 8 is a plan view of the fourth embodiment showing the general configuration of the tail rotor gearbox and the first tail rotor of the present invention for the fourth to ninth embodiments shown in FIGS. 9 to 14, respectively. Yes, with elements of the gyro-rotor mounting mechanism and without the vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 9 shows a hollow tail rotor shaft, a gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, a free-standing centered gyro rotor. FIG. 9 is a rear elevation view of a fourth embodiment having a mold drive means and mechanical return means in the form of an adjustable spring, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and is vertical for clarity; It excludes the tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 10 shows a hollow tail rotor shaft, a gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, electronic means for combining the pilot and gyro control inputs, a universal type centered on the gyro rotor. FIG. 11 is a rear elevation view of a fifth embodiment having drive means and mechanical return means in the form of an adjustable spring, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross section and a vertical tail for clarity; Excluding fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 11 shows a hollow tail rotor shaft, a thrust-producing gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, a universal drive centered on the gyro rotor, for combining pilot and gyro control inputs. FIG. 9 is a rear elevation view of a sixth embodiment having a three-point mixing arm and aerodynamic return means in the form of a gyro rotor blade, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and for clarity; It excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 12 shows a hollow tail rotor axis, a thrust-producing gyro rotor pivotally mounted to the gearbox on an offset pivot axis, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, a gyro. FIG. 18 is a rear elevation view of a seventh embodiment having driven link drive means in the form of a scissor link device driving a rotor and mechanical return means in the form of a spring, wherein one of the tail rotor blades is cross-sectional; The vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox are shown for clarity and clarity. FIG. 13 shows a solid tail rotor shaft, a gyro rotor rotatably mounted on a slider and movable in response to pilot control commands, driven link drive means, and mechanical return means in the form of a semi-flexible drive bar. FIG. 16 is a rear elevation view of the eighth embodiment having one of the tail rotor blades shown in cross-section and having vertical tail fins, blade balancing weights, and front of the tail rotor gearbox for clarity. Helicopter excluding all parts. FIG. 14 shows a solid tail rotor axis, a gyro rotor that is pivotally mounted on the slider and can move in response to pilot control commands, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, FIG. 18 is a rear elevation view of a ninth embodiment having driven link drive means in the form of a drive bar obtained by driving a gyro rotor and aerodynamic return means in the form of a gyro rotor blade, wherein one of the tail rotor blades is shown. The individual is shown in cross-section and excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. Figures 15 to 23 illustrate eleventh to seventeenth aspects of the improved yaw control and stabilization system of the present invention having a gyro rotor located near the tail rotor gearbox and opposite the first tail rotor. The following shows an example. FIG. 15 is a plan view of the tenth embodiment showing the general configuration of the gearbox and the first tail rotor of the present invention with respect to the tenth to seventeenth embodiments shown in FIGS. 16 to 23, respectively. The elements of the rotor mounting mechanism are shown in cross section, and for clarity all vertical tail fins, gyro rotor arms, and all parts of the helicopter in front of the gearbox have been removed. FIG. 16 shows a solid tail rotor shaft, a gyro rotor pivotally mounted on the gearbox, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, centered on the gyro rotor. FIG. 11 is a rear elevation view of a tenth embodiment having a universal drive means and mechanical return means in the form of a spring, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and a vertical tail fin for clarity; , Blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 17 shows a solid tail rotor shaft, a gyro rotor pivotally mounted on the gearbox, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, and a drive driving the gyro rotor. FIG. 39 is a rear elevation view of an eleventh embodiment having driven link drive means in the form of a bar and mechanical return means in the form of a spring, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and for clarity; It excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 18 shows a solid tail rotor axis, a gyro rotor pivotally mounted on the tail rotor axis and restrained from turning by a tiltable gyro spindle, three for combining pilot and gyro control inputs. FIG. 33 is a rear elevation view of a twelfth embodiment having a point mixing arm, driven link drive means in the form of a drive bar driving a gyro spindle, and centrifugal return means in the form of a weighted gyro arm; One of the rotor blades is shown in cross section and excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 19 shows a solid tail rotor shaft, a gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, and a drive driving the gyro rotor. FIG. 39 is a rear elevation view of a thirteenth embodiment having driven link drive means in the form of a bar and centrifugal return means in the form of a weighted gyro arm, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section; Vertical fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox have been removed for clarity. FIG. 20 shows a hollow tail rotor shaft, a thrust-producing gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, a three-point mixing arm for combining the pilot and gyro control inputs, and a centered gyro rotor. FIG. 18 is a rear elevation view of a fourteenth embodiment having a universal drive means and aerodynamic return means in the form of a gyro rotor blade, wherein one of the tail rotor blades is shown in cross-section and for clarity; It excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 21 shows a solid tail rotor axis, a gyro rotor mounted on a gearbox pivotable about an offset pivot axis, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, and a driven link. FIG. 32 is a rear elevation view of a fifteenth embodiment having a drive means, driven link drive means in the form of a semi-flexible drive bar driving the gyro rotor, and mechanical return means in the form of a gyro rotor blade; One of the tail rotor blades is shown in cross section and excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 22 shows a solid tail rotor axis, a thrust-producing gyro rotor mounted on a gearbox pivotable about an offset pivot axis, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, FIG. 28 is a rear elevation view of a sixteenth embodiment having driven link drive means in the form of a drive bar driving a gyro rotor and aerodynamic return means in the form of a gyro rotor blade, wherein one of the tail rotor blades is shown. The individual is shown in cross-section and excludes vertical tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 23 shows a solid tail rotor axis, a gyro rotor rotatably mounted on a slider and driven in response to pilot control commands, driven link drive means in the form of a drive bar driving the gyro rotor, and a gyro. FIG. 39 is a rear elevation view of a seventeenth embodiment having aerodynamic return means in the form of paddles, one of the tail rotor blades shown in cross-section, and vertical tail fins for blade clarity, blade balancing for clarity; Except for the weight and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIGS. 24-28 show five single-rotor embodiments of the improved yaw control and stabilization system of the present invention having a gyro rotor and tail rotor combined in a single mechanism. FIG. 24 shows a hollow rotor shaft, a single-type thrust-producing gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, a three-point mixing arm for combining pilot and gyro control inputs, and a centered gyro rotor. FIG. 4 is a rear elevation view of a first single rotor type embodiment having an adjustable universal drive means and aerodynamic return means in the form of periodically pitchable gyro-rotor blades; It excludes the tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 25 shows a pilot control input in the form of a hollow rotor shaft, a single type thrust-producing gyro rotor pivotally mounted on a gearbox, and a linkage that can move in response to an electronic sensor mounted on the gearbox. Second rotor having electronic means for combining the gyro control input with the gyro rotor, universal drive means centered on the gyro rotor, and aerodynamic return means in the form of gyro rotor blades which can be periodically pitched Figure 4 is a rear elevation view of an embodiment of the mold, excluding vertical tail fins, blade balancing weights, and all parts of the helicopter in front of the tail rotor gearbox for clarity. FIG. 26 shows a hollow rotor shaft, a single-type thrust-producing gyro rotor attached to the end of a push-pull rod passing through the shaft and capable of moving in response to pilot control commands, and a drive bar driving the gyro rotor. FIG. 8 is a rear elevational view of a third single-rotor embodiment having driven link drive means in the form of the following and aerodynamic return means in the form of gyro-rotor blades that can be periodically pitched; Excluding the tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. FIG. 27 shows a hollow rotor shaft, a single-type thrust-producing gyro rotor attached to the end of a push-pull rod passing through the shaft and movable in response to pilot control commands, a drive bar driving the gyro rotor FIG. 8 is a rear elevation view of a fourth single rotor embodiment having driven link drive means in the form of the following and aerodynamic return means in the form of periodically pitchable gyro rotor blades; Excluding the tail fins, blade balancing weights, and all components of the helicopter in front of the tail rotor gearbox. Figures 28 and 29 illustrate a universal drive that may be advantageously used in certain embodiments of the present invention. FIG. 28 is an isometric view of the pin and slot type universal drive used in the present invention, excluding all other parts of the present invention and helicopter for clarity. FIG. 29 is an isometric view of the hexagonal free drive means used in the present invention, excluding the present invention and all other parts of the helicopter for clarity. Detailed description of the drawings The present invention comprises a gyro-rotor mechanism mounted on the aircraft fuselage to maintain a fixed position with respect to the aircraft thrust generating mechanism. The thrust generating mechanism is a tail rotor configured to rotate around a common rotation axis with the gyro rotor mechanism. The gyro rotor mechanism is mounted on the aircraft fuselage such that it is in a fixed relationship along the common axis of rotation with the tail rotor. Therefore, the gyro rotor mechanism does not move linearly along the common rotation axis when the pilot changes the magnitude of the thrust generated by the thrust generating mechanism. The present invention includes a gyro spindle that turns according to a turning motion of a gyro arm caused by yaw motion of a helicopter. In a preferred embodiment, the gyro arm is directly connected to the gyro spindle. In another preferred embodiment, the gyro arm is connected to the gyro spindle via a gyro link mechanism so as to transmit its pivoting movement to the gyro spindle. In this alternative embodiment, the gyro spindle does not support the gyro arm, so the gyro spindle is not subjected to the radial centrifugal load created by the gyro arm and can be made with a lighter structure. The present invention also provides a return mechanism for returning the gyro rotor to its normal direction after the gyro rotor has been turned or tilted in response to yaw motion of the helicopter. In a preferred embodiment, the gyro rotor comprises a plurality of gyro arms pivotally connected at a base to a support mechanism. A weight is connected to each gyro arm such that centrifugal force acting on the gyro arm directs the gyro arm from the support mechanism in the radial direction. Then, after the gyro arm is pivoted or tilted in response to the yaw movement of the helicopter, the centrifugal force acting on the gyro arm will return the gyro arm to its normal direction. Another feature of the present invention is that the yaw stabilizing portion or rotor mechanism is not functionally affected by the pilot's control input or thrust change mechanism. Various means, such as a three-point confusion arm, are provided to combine the control input from the pilot with the gyroscope stabilizing features of the yaw stabilizing portion so that the pilot's control is not disturbed. In one form, the pilot's control input can serve to move the gyro rotor linearly in space. Since such linear motion will not tilt the gyro in the yaw stabilizing section, the inputs of these pilots have no functional effect on the gyro. Referring to FIG. 1, the helicopter 10 includes a large main rotor 1 that rotates about a main rotor rotation axis 5 to lift the helicopter 10 in the air, and a helicopter that compensates for the rotational force generated by the main rotor 1. It comprises a small tail rotor 2 that rotates about a tail rotor rotation axis 14 to steer 10. The tail rotor 2 is attached to the end of a tail boom 16 as shown in FIGS. Generally, both the main rotor 1 and the tail rotor 2 of the helicopter 10 are powered by a power source, such as an engine 3 (mostly invisible and invisible), usually located near the main rotor in the helicopter fuselage. Driven by A streamlined fuselage shell 4 covers the front of the helicopter 10 but does not extend to the aft tail rotor 2. In another embodiment, the fuselage shell may extend rearward to the tail rotor. Although the helicopter 10 shown in FIG. 1 is a model helicopter, a personnel transport helicopter (not shown) also has a main rotor and a tail rotor, and other types such as (inclined rotor aircraft). It will be understood that the rotary wing aircraft of this type also uses thrust generation accessories that can operate in a similar manner. A detailed description of the form and structure of a suitable model helicopter is disclosed by Paul E. Alton, et al. In U.S. Patent Application Serial No. 08 / 292,718, Aug. 18, 1994, which is incorporated herein by reference. A detailed description of a suitable tail rotor system is disclosed by Paul E. Alton, et al. In U.S. Ser. No. 08 / 292,719, Aug. 18, 1994, which is incorporated herein by reference. A detailed description of a suitable helicopter main rotor system is set forth by Paul E. Aalton et al. In U.S. Ser. No. 08 / 233,159, Apr. 25, 1994, which is incorporated herein by reference. The main rotor 1 of the helicopter 10 comprises two rotor blades 17 and two short subrotor stabilizing blades supported by a main rotor axis (most not visible) aligned with the main rotor rotation axis 5. 23. In operation, the main rotor 1 rotates at a high speed around the main rotor axis 5 in the rotation direction 6. As the main rotor 1 rotates, the main rotor blades 17 and sub-rotor blades 23 act like a propeller or blower that moves large amounts of air downward, thereby levitating the helicopter 10 upward. The yaw torque (reaction force) generated by the rotation of the main rotor 1 in the rotation direction 6 tends to rotate the helicopter 10 in the yaw direction 7 around the main rotor axis 5 (the helicopter 10 around the main rotor axis 5). Is referred to as "yaw motion" and the force that causes the helicopter 10 to rotate about the main rotor axis 5 is referred to as "yaw moment" or "yaw torque." When in a state of equilibrium for stable hovering flight, the tail rotor 2 pushes air in direction 7 to create thrust in direction 8 sufficient to accurately cancel the yaw torque created by the main rotor 1. Helicopter 10 maintains a constant heading during flight. A decrease or increase in thrust of the tail rotor 2 due to a simultaneous decrease or increase in the pitch of the tail rotor blades 11 will result in rotation of the helicopter 10 in the yaw direction 7 or 8, respectively. A pilot of a full-size helicopter (not shown) usually controls the pitch of the tail rotor blades centrally by operating a foot pedal placed in a cockpit. Cables, push-pull rods, mixing arms, and bell cranks connect the pedals and the pitch control of the tail rotor blades. As the pilot adjusts the pedal position, changes in the angle of attack (pitch) and changes in the thrust of the combined rotating tail rotor blades create a yaw moment about the main rotor blades. This yaw moment is directed to helicopter steering or to counter any disturbing yaw moment felt by the pilot. The RC model helicopter rotor works like a full-size helicopter. The pilot operates a small joystick on the hand-held transmitter, which sends commands to the electromechanical servo actuators located in the flying model. A push-pull rod, a mixing actuator and a bell crank connect the servo actuator and the simultaneous pitch control of the tail rotor blades. As shown in detail in FIG. 3, which is an enlarged view of the tail assembly of the helicopter 10 having the control and stabilization system according to the present invention, the tail rotor 2 comprises two tail rotor blades 11, a spider 202, a gyro paddle. A gyro mechanism 12 having a gyro paddle grip 203, a delta drive bar 204, and a gyro hub 62 rotatably supported on a gyro shaft 51 and rotating in a rotational direction 13 around a gyro rotation axis 500 are provided. Generally, in a normal state where the gyro mechanism 12 is not tilted, the gyro rotation axis 500 coincides with the tail rotor axis 14. The tail rotor blade 11 has a leech round grip 32, a timing weight bolt 34, and is of the aerodynamically balanced type described by Paul E. Alton in U.S. Ser. No. 08 / 292,719. This application minimizes or compensates for control link forces that can adversely affect the gyro mechanism 12. In the preferred embodiment of the present invention shown in FIGS. 1-5, the gyro mechanism 12 is operatively mounted on the outside of the tail rotor 2 to rotate with the tail rotor 2 and is further illustrated in FIG. To rotate about a substantially horizontal gyro pivot axis 533 that is perpendicular to the gyro rotation axis 500. As best shown in FIG. 5, scissor links 204, 205 convey the rotational motion of tail rotor 12 to gyro mechanism 12, which can tilt or move with respect to tail rotor 2. In operation, rotation of the helicopter 10 in the yaw direction 7 or 8 causes the gyro mechanism 12 to precess (tilt) about the gyro pivot axis 553 and displace the control links 476, 475, 48, 199, thereby causing tail rotation. The pitch of the wing blades 11 and thus the corresponding thrust produced by the tail rotor 2 is adjusted to counter yaw movement. Features and functional elements In order to understand the present invention as a whole, it is important to start by understanding the operation and use or characteristics of the basic functional members. The improved control and stabilization system according to the present invention can be generally described by a combination of the following five basic features. (1) Position of gyro rotor with respect to tail rotor and gear box; (2) Combination of pilot input and gyro rotor input; (3) Gyro rotor driving method; (4) When helicopter stops rotating How to return the gyro rotor to the normal non-swirl orientation; and (5) whether the gyro rotor is adapted to create thrust to increase the thrust created by the tail rotor. The following sections describe these features in more detail. The following paragraphs discuss each of the illustrated embodiments in these basic characteristic items. Feature 1: Gyro rotor position The position of the gyro mechanism according to the invention does not significantly affect the overall operation of the system and is preferably chosen to suit the particular shape of the aircraft. The tail rotors of most modern helicopters belong to two common shapes. One has a push rod (similar to the push-pull rod 22) passing through the center of the tail rotor shaft (similar to the tail rotor shaft 184 in FIG. 2) to control the pitch of the tail rotor blades. ) Having a hollow shaft, the other shape having a control slider (similar to slider 230) and a link mechanism surrounding the tail rotor shaft to control the pitch of the tail rotor blades (tail in FIG. 16). (Similar to rotor shaft 2160). The control and stabilization system according to the present invention can be generalized for use with any tail rotor configuration. The gyro mechanism of the present invention is one of three locations: outside the tail rotor as shown in FIGS. 4-7, and between the tail rotor and gearbox as shown in FIGS. 8-14. Between or next to (outside) the gearbox opposite the tail rotor as shown in FIGS. This may also include power at the rear end of the gearbox at an angle (such as 90 °) to the tail rotor axis or in the forward portion of the helicopter, such as at the forward position 449 of the helicopter 10 shown in FIG. It can also be placed in another part of the flight away from the tail rotor, such as near the transmission. Each location requires a unique mounting structure and has advantages in different applications. For example, the mounting structure required for the outer position of the tail rotor shown in FIGS. 4 to 7 is simple; no ball bearings are required for a model helicopter, but a relatively sturdy one for supporting the gyro rotor. A non-rotating push-pull rod 22 is required. The gyro mechanism is supported by a relatively large ball bearing assembly (within the gyro spindle 222) when subsequently mounted on either side of the gearbox, for example, as shown in FIGS. 9 and 16, which provides the mounting structure. Make it bigger and more complex. However, because the gyro mechanism can be mounted directly to the gearbox, the mounting structure can be made more solid than when mounting a push-pull rod, and a gyro rotor (such as with a gyro rotor adapted to create thrust). Any operating force produced by the can be transmitted directly to the helicopter structure. When mounted at a distance from the tail rotor, such as at the forward position 449 of the helicopter 1 shown in FIG. 1, the gyro rotor may not take advantage of the existing tail rotor mounting structure, but may have the gyro mechanism. Advantageously, the weight of the vehicle can be placed in front of the aircraft, avoiding undesirable tail snake situations. Feature 2: How to combine pilot input and gyro rotor input Some of the many fundamental deficiencies of currently available mechanical stabilization systems are due to the way gyroscopic stabilization is combined with pilot control functions. A unique and novel property of the present invention is the way in which the pilot's control input and the stabilizing input from the gyro mechanism can be combined so that they can operate independently of each other. Depending on the mounting position, the method of coupling the pilot control and the stabilizing input is largely determined. Two basic mechanical methods of combining pilot control and stabilizing input are by moving the gyro mechanism linearly with respect to the tail rotor with a mixing linkage. In order to combine the two mechanical inputs into one mechanical output for tail rotor thrust control, in the present invention, a straight or angled mixing arm 297 such as shown in FIG. Bell cranks or three point mixing arms are used. These linkages can be shaped to increase or decrease the input. The linking device may be shaped such that one input is equal to or augmented with the other input to balance the inputs. For example, in FIG. 9, the mixing arm 297 has a plurality of gyro input pivot points 310, each of which is adjustable with respect to link 298, thereby allowing the mixing arm 297 via the pilot push rod 296. The input of the gyro rotor 290 is adjusted with respect to the pilot input transmitted to the upper pilot input turning point 311. The mixing arm 297 is connected to the push-pull rod 309 at the output pivot point 312 and moves the push-pull rod 309 and the spider 307 to change the pitch of the tail rotor blade 11. Some embodiments of the present invention, such as shown in FIGS. 4-7, include a gyro mechanism in response to a pilot's control command (such that gyro rotor 12 is moved axially by push-pull rod 22 in FIG. 5). Move linearly in space with respect to the tail rotor. As described in detail in U.S. Pat. No. 5,305,968 to Paul Aalton, any movement in the space of the gyro mechanism (non-rotational motion) does not impart a gyro effect to the gyro mechanism, and thus such motion tilts the gyro mechanism. Will not. In this way, the pilot's control command is transmitted to the thrust control means of the tail rotor blade by linear movement of the gyro mechanism, while the stabilization input by the gyro is transmitted by the angular displacement (tilt) of the gyro mechanism. Alternatively, the pilot can force the gyro mechanism on top of the gyro mechanism, which creates an undesirable load on the pilot's control and does not allow direct control of the tail rotor blades in the control system, such as a spring. Requires an additional mechanism. Although not ideal, such an overlay system could be derived from another aspect of the present invention. A hybrid electro-mechanical system as shown in FIG. 10 provides a third method for combining pilot control and stabilization input. In this system, the gyro link is electronic instead of mechanical, performs the same function as the mechanical link, and links the tail rotor pitch (to add a stabilizing input to pilot control). Instead of moving the device directly, the tail rotor is controlled via a tail rotor control servo device. In a hybrid electromechanical system, an electronic device such as a Hall effect switch 322 as shown in FIG. 10 or other type of electrical or electronic switch or potentiometer may be used to detect rotor tilt. Means are used. The output signal from the switch is transmitted by wire to an electronic servo control unit, typically located in the fuselage of the helicopter, where the signal is electronically amplified and mixed with the pilot's control commands and sent to the tail rotor control servo. Pointed. Electronic amplification and mixing are common with electronic gyro systems with electrically driven gyro rotors, but are entirely new for use in systems with mechanically driven gyro rotors. Will be revealed here for the first time. The gyro mechanism of a hybrid electro-mechanical system, such as the gyro rotor 325 shown in FIG. 10, is not a purely mechanical device because it operates only small switches or potentiometers rather than directly on the tail rotor blades. Advantageously, they can generally be smaller than those designed for a formula system. Further, since the gyro mechanism is driven by a mechanical type, it is not necessary to supply electric power or an electric motor. However, a drawback of the electromechanical system is that the tail rotor control servo is constantly moving during flight. Such a condition causes a high degree of wear on the servo and can lead to unexpected servo failure. Feature 3: Gyro rotor driving method The gyro rotors of the various embodiments of the present invention can be driven via a driven link device, via a universal joint, or by direct connection to a drive shaft. These gyro rotor drive systems are described below. The present invention provides a new and novel use of a driven link device. A driven link is generally a link that transmits rotational motion from one member of a rotating system to another, and must move or tilt around mechanical obstructions, over gaps, or with respect to other components. It can be described as any link or a combination thereof of any of the above link devices characterized by the ability to transmit rotational movement between parts. A good example of a follower linkage is seen in FIG. 5, where the gyro rotor 12 is tilted about the pivot axis 553 (see FIG. 4) and the rotational movement is also spidered when the spider 202 slides along the push-pull rod 22. The scissor link 201 includes an inner drive link 205 and a delta drive bar 204 for transmitting from the 202 to the gyro rotor 12. The follower link also provides a return force or control movement to the rotating member to act as a return means for returning the members of the rotating system to a normal orientation or position. This is in contrast to universal joints (also called gimbals), which are generally placed on the axis of rotation and do not provide significant return to the system. A direct drive system, such as that shown in FIG. 18, generally includes a gyro rotor 253 with a gyro rotor arm 254, which is pivotally connected to a drive shaft 258 and which is substantially perpendicular to the shaft. Swivel or flapp about the wrapping axes 259,260. The gyro rotor 253 tilted around the pivot pin 212 and connected to the gyro rotor 253 by the drive bar 256 restrains the rotating gyro rotor 253 and is positioned at the center of the flapping axes 259, 260. Tilt around the effective pivot axis. Feature 4: How to return the gyro rotor A fourth feature of the present invention is a method for returning the gyro mechanism to a normal non-turning direction when the rotation of the helicopter stops. In various embodiments, mechanical spring forces, centrifugal forces (in the rotational direction), and aerodynamic forces are used to determine the orientation of the gyro mechanism. These each have advantages over others depending on the application. Mechanical springs such as 301 and 302 in FIG. 9 are relatively small and create a return force in response to deformation and are independent of the operating speed of the system. The spring is well suited for systems operating at a constant speed, as the resulting return force can be adjusted (tuned) to work best within a small speed range. Constant speed rotor systems are common in full size helicopters and model helicopters with centrally variable pitch main rotor blades. Centrifugal and aerodynamic mechanisms are usually more complex than spring-based mechanisms, but create a return force that varies with the operating speed of the system. The centrifugal return means provides a rotational movement of the appropriate members of the control and stabilization mechanism (such as weighted arm 352 operating in conjunction with spindle drive bar 353 as shown in FIG. 7). An appropriate device having the advantage obtained by the above method can be obtained. The gyro force tilts the gyro mechanism when the yaw angle of the helicopter changes with the rotation speed, so the centrifugal force type and aerodynamic type return mechanisms should be used in a model helicopter with a fixed pitch main rotor blade. It is well suited for use in systems that must operate over a wide speed range, such as Feature 5: Gyro rotor made to generate thrust In the simplest case, the gyro mechanism of the present invention comprises a rotating disk having no aerodynamic properties, but in many other embodiments, the gyro rotor creates aerodynamic drag. For a gyro rotor, it is desirable to create useful thrust so that this drag is not created without gain. A simple gyro paddle (such as paddle 59 in FIG. 3) that does not intensively change the pitch of the tail rotor blades 11 can be used to unload or balance the tail rotor 2, but the helicopter 10 Since the pitch of the tail rotor blades 11 must be intensively changed to steer, the effect of the tail rotor 2 may be reduced as a whole. A variable pitched paddle or blade is more complicated, but is preferred in certain applications because it can increase the thrust of the tail rotor without appreciable drag increase. In some embodiments, the gyro rotor is suitable for use as a thrust generating rotor. Since the gyro rotor must be tilted while driving, an inadvertent observer may see that the thrust created by this tilted gyro rotor will be directed in various undesirable directions. However, air flow through the gyro rotor will not necessarily follow the same path through the skewed rotor as means can be provided to periodically pitch change the gyro rotor blades. . The actual direction of air flow will depend on a number of factors, including the size and speed of the rotor system, the gyro rotor inclination, the mass of the rotor blades, and the amount of periodic pitching made to the gyro rotor blades. Would. The operating tilt of a gyro rotor in a hybrid electromechanical system is usually much smaller than in an all-mechanical system. Electrical and electronic switches are very sensitive and require only a small amount of rotor tilt, so the anti-stabilizing thrust created by the gyro rotor for thrust generation in electromechanical systems is fully mechanical. Smaller than with a similar gyro rotor in the system. Illustrated embodiment In general description of the basic features and functional considerations of the present invention, Reference will be made to the drawings which represent a number of preferred embodiments. Each embodiment is shown as a function for the helicopter 10 of FIG. 1, but can be generalized to other aircraft. For a description of the basic operating dynamics of aircraft kinematics, Further details are provided by Paul E. Alton in U.S. Patent Application Serial No. 08 / 292,719, Aug. 18, 1994 and U.S. Patent 5,305,968, Apr. 26, 1994, which are incorporated herein by reference. In general, The gyro mechanism of the present invention Rotating gyro rotor that can turn around the gyro rotor turning axis, And a gyro spindle responsive to a turning displacement of the gyro rotor. In one preferred embodiment, for example as shown in FIG. The gyro spindle 222 directly supports the gyro rotor 210. In another preferred embodiment, for example as shown in FIG. The gyro spindle 222 is located at a certain distance from the gyro rotor 253, The gyro rotor 253 is connected by a link device 256. The gyro rotor shown in the drawings is generally shown with two gyro arms extending radially from a central hub, It will be appreciated that in certain embodiments (as shown in FIG. 18) a gyro rotor with more than one arm is advantageous. The additional arm increases the gyro rotor's moment of inertia about an axis perpendicular to the gyro rotation axis. The large inertia around the axis perpendicular to the rotation axis is This is particularly important when the gyro rotor tilt is transmitted to a remote gyro spindle, such as gyro spindle assembly 261 in FIG. this is, The centrifugal force acting on the gyro push rod 223 which may be generated by the phasing by the centrifugal force of the tail rotor blade 11 is as follows: This is because the spindle assembly 261 will tend to tilt around the pivot pin 212. When the gyro rotor 235 rotates about the tail rotor rotation axis 14 in a position where both gyro arms 254 are parallel to the pivot pin 212, The gyro rotor 235 is The tilt angle of the spindle assembly 261 cannot be maintained with only two arms. If the gyro rotor 253 has three gyro arms 254 (and corresponding spindle drive bars 256) extending radially, this is, The required inertia to constantly restrain the spindle assembly 261 can be provided. Another embodiment, as shown in FIG. Having a gyro hub 62 that can be designed to create sufficient inertia to maintain the tilt angle of the gyro spindle 51; Therefore, two or more gyro arms can be eliminated. Referring generally to the drawings of FIGS. Shown are 22 preferred embodiments of the present invention for a helicopter 10. 4 to 23, 17 illustrates seventeen double-rotor embodiments of the present invention for tail assemblies having various mechanical configurations. For convenience, The drawings are organized into three groups based on the position of the gyro mechanism with respect to the primary tail rotor and the tail rotor gearbox. Within each group, The drawings show modifications of the basic functional members constituting the present invention. FIGS. 24 to 27 show four embodiments of the present invention, In these, The primary tail rotor and the gyro mechanism are combined into one rotor. In general, Each example is Comprising a functional member such as a mechanical link device and a driving means, These are interchangeable in various embodiments within the limitations imposed by the configuration of the helicopter in which this member is intended. Now, Referring to FIG. 2, which is an exploded view of the tail boom assembly of the helicopter 10, A gear box 15 is attached to the end of the tail boom 16, And ball bearing 179, 180, Bevel gear 182, 183, And the tail rotor shaft 184. These together support and drive the tail rotor 2 (see FIG. 1). The rotational movement from the power source 3 of the helicopter 10 is Front bevel gear 69 (attached to drive wire 70) Bevel gear 182, 183, Tail rotor shaft 184, And via tail rotor hub 39, The power is transmitted to the tail rotor 2 (shown in FIG. 1) attached to the tail rotor hub 39. For model helicopters, The tail boom 16 (shown cut away) It has an end housing 190 made of a plastic material such as Delrin instead of a central housing 191 and expensive ball bearings at each end. Gear box bolt 193 Passing through a gearbox hole 194 formed in the gearbox 15 and a bolt groove 192 (shown in phantom in FIG. 2) near the end of the tail tube 16; Get into the gearbox lock nut 195, Thus, the gear box 15 is fixed to the tail tube 16. In the end bush 190, A bush recess 196 is formed to allow the gearbox bolt 193 to pass through. A tail tube bracket 197 is provided for attaching the tail boom 16 to a fuselage structure (not shown) of the helicopter 10. The pilot's control command activates the pilot push rod 20 (with clevis 200) and bell crank 21 as shown in FIG. One embodiment of the invention is: The push-pull rod 22 is used to transmit control commands through the center of the tail rotor shaft 184 to the tail rotor assembly 2 mounted on the tail rotor hub 39. in this case, The tail rotor shaft 184 needs to be hollow as shown. FIG. 2a, 4 and 5 are FIG. 4 is an exploded view of a helicopter 10 incorporating a first embodiment of the improved control and stabilization system of the present invention; Plan view, And a view of the rear end. In this first embodiment, The gyro rotor 12 has a gyro paddle 59 extending radially from the gyro hub 62 and rotatably supported by a gyro spindle 51. The gyro spindle 51 is pivotably supported by a gyro pivot pin 53 extending from a gyro attachment 52, This fixture is Attached by a push screw 50 (shown in FIG. 2a) to a push-pull rod 22 that extends through the center of the hollow tail rotor shaft 184 and the gearbox 15. The gyro rotor 12 rotates around the gyro rotor rotation axis 500, And is constrained by a pivot pin 53 to pivot about a substantially longitudinal pivot axis 553 (which usually coincides with the tail rotor axis 14). A semi-flexible gyro push rod 475 converts the turning motion of the gyro spindle 51 into a one-way motion, And this push rod is operatively connected to the gyro spindle 51 at a gyro output pivot point 476 which coincides with the pivot link pin. A spider slider 48 is operatively connected to the gyro spindle 51 by a semi-flexible gyro push rod 475, And it can move freely in the axial direction on the push-pull rod 22. Spider 202 An annular recess formed between the eyelet 45 and the slider 48 is supported rotatably about the tail rod axis 14, Further, the spider arm 199 is operatively connected to the front end of each reach round grip 32. This grip is fixed to each tail rotor blade 11 and blade balancing weight 34. (For example, The inclination of the gyro spindle 51 (as caused by the precession of the gyro rotor 12 around the pivot pin 53 due to the yaw movement of the helicopter 10) Gyro push rod 475, Spider slider 48, And move the spider 202, This changes the pitch of the tail rotor blades 11 irrespective of the pilot control input. The push-pull rod 22 Note that it is typically held in place by a pilot control system having a pilot push rod 20 (shown in FIG. 2) coupled to a bell crank 21 (shown in FIG. 2). Since the gyro rotor 12 is operatively connected to the push-pull rod 22, A pilot control input to move the push-pull rod 22 axially along the tail rotor rotation axis 14 also moves the gyro rotor 12 and the attached pitch link device; This changes the pitch of the tail rotor blades 11 irrespective of the stabilizing input of the gyro rotor 12. The rotational movement of the tail rotor hub 39 is Blade grip 32 and spider 202, A scissor link 201 having an inner drive link 205, And to the gyro rotor 12 via a delta drive bar 204 operatively connected to the gyro paddle grip 203. The gyro paddle grip 203 is fixed to the turning rod portion 209 of the gyro paddle 59, The gyro paddle 59 is connected to the pitch axis 57, The gyro hub 62 is pivotably connected to the gyro hub 62 so as to be rotatable around 58. Delta drive bar 204, And the inner drive link 205 When operating as a driven link, The rotational movement is transmitted to the gyro rotor 12 regardless of the inclination of the gyro rotor 12 or the axial movement of the spider 202 on the push-pull rod 22. Each delta drive bar 204 A drive pivot leg portion 189 extending into the drive link 205; And a delta swivel leg 206 oriented to form an acute delta angle with the pitching axis of the gyro paddle 59. The turning of the gyro rotor 12 periodically changes the pitch of the gyro paddle 59 to generate a periodic aerodynamic force on the gyro paddle 59, An attempt is made to return the gyro rotor 12 to a normal vertical position. using this method, The scissor link 201 It acts as both a driving means and a returning means for the gyro rotor 12. That the delta drive bar 204 should be semi-flexible, It should be noted that it has the added degree of freedom to rotate slightly about its longitudinal axis. this is, This is because the operation of the delta mechanism shown in FIG. 5 induces a small torsional force on the delta drive bar 204. In another embodiment of the present invention, In order to return the gyro rotor 12 to the normal vertical direction, Spring means, Delta drive link, Inside drive link, And / or interconnected with a spider. Delta drive components are: This is so called because the pivoting movement of the gyro rotor 12 causes the pitching movement of the gyro paddle 59 in a manner conceptually similar to the delta hinge of the main rotor 1 of the helicopter 10 (the rotor hinge axis is generally alpha, Beta, Gamma and Delta). An important difference between the invention shown in FIGS. 1 to 5 and the device revealed by Paul E. Alton in US patent application Ser. No. 08 / 292,719 is that: The use of a scissor link device 201 with a delta drive bar 204 and an inner drive link 205 instead of a slidable delta drive bar (not shown) to drive the gyro rotor 12. The turning scissor link device 201 Low frictional resistance, And in many applications it is more practical and advantageous than a slidable drive bar (not shown). Delta drive bar 204 is also known as Delta Z link, Preferably, It is made of a metal wire bent in a Z-shape. The Z-link of the formed line is Especially cheap and simple for model helicopters. FIG. 6 shows a second embodiment of the present invention, The gyro rotor 339 is Instead of having an aerodynamic paddle 59 as shown in FIGS. It has a gyro arm with a gyro arm weight 348 at the end. In operation, Slider 48 By the turning motion of the gyro spindle 51 pivotally supported by the gyro mounting tool 52 fixed to the end of the push-pull rod 22, Moved in the axial direction. A crossbar 342 is pivotally mounted to the spider 344 at a crossbar pivot point 345; For this reason, The movement of the slider 48 in the axial direction is the spider 344, Crossbar 342, And the drive bar 343 is moved. The drive bar is directionally connected to a weighted gyro arm 340 at a ball joint 347. Such axial movement of the crossbar 342 and the drive bar 343 causes the gyro arm 340 to be "conical" about the arm flapping pivot point 346. Because centrifugal force tends to direct the gyro arm 340 radially from the gyro hub 338, The conicalization of the gyro arm 340 creates a centrifugal force that attempts to return the slider 48 to a non-moving position on the push-pull rod 22, As a result, the gyro rod 339 returns to the normal vertical direction. The gyro arm 340 with weight is It is simple and advantageous to construct the gyro paddle 59 shown in FIGS. FIG. A weighted gyro arm 352 extending radially from a flapping pivot point 357 provided at the center of the spider 355, A third embodiment is shown having a gyro rotor 351 having the gyro arm operatively connected to a spindle hub 356 at a ball joint 354 by a spindle drive bar 353. The rotational movement of the tail rotor hub 39 is With the driven link device with the reach round grip 32 (acting as an inner drive link) and the arm of the spider 355 (acting as a gyro drive bar) The information is transmitted to the gyro rotor 351. The spindle hub 356 constrains the gyro rotor 351 to tilt substantially about a longitudinal axis, Figure 3 shows the general concept of a remote gyro spindle, which is also forcing the gyro rotor to tilt. The inclination of the gyro rotor 351 causes the spindle hub 356 to incline, Further, the slider 48 is displaced in the axial direction. Such axial displacement is The gyro arm 352 is made conical around the arm flapping pivot point 357, Creating a centrifugal force to return the slider 48 to the non-displaced position on the push-pull rod 22, As a result, the gyro rotor 351 is returned to the normal vertical direction. Since the spindle hub 356 does not need to support the radial centrifugal load of the weighted gyro arm 352, Advantageously, the spindle hub 356 can be made lighter than the gyro hub 338 shown in FIG. 8 and 9 A tail rotor assembly of a helicopter 10 incorporating a fourth embodiment of the invention having a gyro rotor 290 positioned between the tail rotor 2 and the gearbox 295; A plan view and an elevation view of the rear end are shown, respectively. In this fourth embodiment, which shows the general shape of the gearbox and the primary tail rotor of the fourth to ninth embodiments shown in FIGS. The gyro rotor 290 is A weighted arm 291 extending radially from the gyro hub 289; This arm is supported by a gyro support arm 305 extending from the gearbox 295. The gyro rotor 290 is Normally, Rotating around the gyro rotor axis 500, Further, a pivot pin 212 extending through the gyro support arm 305 and into the gyro spindle 222 is constrained to pivot substantially about a longitudinal pivot axis 512. The gyro hub 289 is supported by an inner ring 217 of a ball bearing, It has an internal receiver for the universal drive means on the hollow tail rotor shaft 293. Illustratively, The tail rotor shaft 293 has a universal drive with a spherical overhang with drive pins, The drive pin is Extending radially from the overhang and riding in an axial slot (shown cut away in FIG. 8) in the gyro hub 289; As a result, the rotational motion of the tail rotor shaft 293 is transmitted to the gyro rotor 290, and at the same time, the gyro rotor 290 is allowed to pivot around the pivot pin 212. In another embodiment of the present invention, The driven link driving means can be replaced by a universal driving means. The gyro rotor 290 is shown rotatably supported by the inner ring 217, but is supported by the outer ring 218 by modified means that appropriately deforms the gyro support arm 305 and combines pilot control and gyro stabilization input. You can do so. The gyro push rod 303 is A gyro output pivot point 304 pivotably connected to the gyro spindle 222; The stabilized output from the gyro rotor 290 is transmitted to the three-point mixing arm 297, Where this output is This is combined with a pilot control command for moving the pilot push rod 296. Push-pull rod 309 This combined control and stabilization command Via the hollow tail rotor shaft 293 to the spider 307, Further, by this, it is transmitted to the reach round grip 32 and the tail rotor blade 11. To maximize the sensitivity and effectiveness of the gyro stability system of the present invention, It is generally desirable to compensate for the aerodynamic and gyro pitching forces created by the tail rotor blades 11 and other components of the tail rotor system. The pitching force generated around the pitching axis 231 of the blade is Spider 307, Push-pull rod 309, Mixing arm 297, Link 298, And gyro push rod 303, The gyro rotor 290 is transmitted to the gyro spindle 222 which causes an undesired inclination. Gyro adjustment nuts 299 and 300 on the gyro push rod 303, And an adjustable link 298, One of the plurality of gyro input pivot points 310 is operatively connected to a three-point mixing arm 297. The gyro input turning point 310 is To adjust the gain and bandwidth of the stabilized input to the three-point mixing arm 297, And a return force applied to the gyro rotor 290. Adjustable nuts 299 and 300 act to press springs 301 and 302, And it can be set to compensate for the pitch link force, For this reason, If the tail rotor blade 11 is aerodynamically unbalanced, Or, even if the mass around the pitching axis 231 of each blade is unbalanced, Gyro rotor 290 maintains normal vertical orientation. The gyro rotor 290 is Although only two arms 291 are shown, The gyro rotor 290 can have multiple arms. As aforementioned, Many arms are Increase the moment of inertia of the gyro rotor around the two axes, This allows the tail rotor blades to be out of balance to minimize pitch link forces, Advantageously, the gyro rotor can hold the tail rotor blades smoothly at a certain pitch. FIG. 10 shows a fifth hybrid electro-mechanical embodiment of the present invention, This is mechanically similar to the fourth embodiment shown in FIGS. Illustratively, Magnet means 321 is fixed to the gyro push rod 323 near the Hall effect switch 322, Accordingly, the displacement of the magnet means 321 is sensed by the Hall effect switch 322. The electronic output of the Hall effect switch 322 is amplified, Electronically mixed with pilot control commands, Sent to the tail rotor control servo (not shown) This servo operates the bell crank 21 and the push-pull rod 306. The inclination of the gyro rotor 325 is A rotary potentiometer means at the gyro turning point 212, Alternatively, it can be sensed electrically or electronically in a number of ways including a linear potentiometer on gyro push rod 323 or electronic counter means. The movement of the gyro rotor 325 is amplified, Therefore, since the gyro rotor 325 does not need to generate a gyro force capable of directly moving the tail rotor blade 11, Advantageously, the gyro arm 327 of the gyro rotor 325 of the hybrid electromechanical system can be smaller than in a full mechanical system. The sixth embodiment shown in FIG. To adjust the limit of the inclination of the gyro rotor 314, There is a universal joint (hidden and invisible) in the gyro hub 313 to transmit the rotational motion from the tail rotor shaft 319 to the gyro rotor 314 and the push rod collar 316. With spider link 318, A pitch slider 317 is operatively connected to the spider 307 and the blade grip 32, For this reason, the pitch control input to the tail rotor blade 11 also controls the gyro rotor blade 315 that can adjust the concentrated pitch. The gyro rotor 314 is returned by periodic pitching of the gyro rotor blade 315. The gyro rotor blades 315 can advantageously produce a controllable thrust to increase the thrust created by the tail rotor blade 11. FIG. Offset gyro turning point 335, Gyro push rod 3 49, Gyro output turning point 350, Hollow tail rotor shaft 336, And a seventh embodiment having driven link driving means. This driven link drive means Rotational movement from the tail rotor shaft 336, A scissor link device is provided for communicating to a gyro rotor 358 having a drive bar 333 and an inner drive link 334 operatively connected to a weighted arm 337 at a ball joint 332. In this example, The spider 307 is connected to the trailing edge of the tail rotor blade 11. The eighth embodiment shown in FIG. It has a gyro rotor 426 that can turn around a gyro turning axis 427 extending radially from the slider 428. Gyroslider 428 can slide on tail rotor axis 429, The spider 432 and the gyro rotor 426 are rotatably supported, And it is restrained by the scissor link 430 from rotating. The inclination of the gyro rotor 426 about the gyro turning axis 427 pushes the gyro rotor 426 against a pilot controlled turning point 431 (which overlaps the gyro output turning point), Gyro rotor 426, Slider 428, And move the spider 432 in the axial direction. A mid-flexible link 433, As driven link means for transmitting the rotary motion from the tail rotor shaft 429 to the gyro rotor 426, And acts as a means for returning the gyro rotor 426 to its normal vertical position after the gyro rotor 426 has been tilted. FIG. A ninth embodiment having a gyro rotor 418 for generating a thrust that can turn around a gyro turning axis 419 on a slider 438 is shown. Slider 438 is slidable on tail rotor axis 439, Then, the rotation is restricted by the scissor link 407. The gyro push rod 440 is At a gyro output turning point 437, the gyro is pivotably connected to a gyro spindle 436, Slider 438, And, at the spider turning point 446, the spider 441 operatively connected to the three-point lever 442 is operated. The three-point lever 442 is Functionally connected at one end to a ground link 443 attached to the tail rotor shaft 439, Connected to the drive bar 445 at the other end, Reverse the direction of the pitch control command for intensively pitching the gyro rotor blade 444, For this reason, The gyro rotor blade 444 and the tail rotor blade 11 are pitched in the same direction. FIGS. 15 and 16 Helicopter incorporating a tenth embodiment of the present invention having a gyro rotor 210 located outside gearbox 214 on the opposite side of tail rotor 2 and capable of pivoting about a gyro pivot axis 555 defined by pivot pin 212. Of the ten tail rotor assemblies, A plan view and an elevation view of the rear end are shown, respectively. This embodiment with a tail rotor on one side of the gearbox and a gyro rotor on the other side, It is advantageous to have a simple link fitting since the link device can be directly supported by the gearbox. In the tenth embodiment showing the general form of the gearbox 214 and the primary tail rotor 2 of the tenth to seventeenth embodiments shown in FIGS. The gyro rotor 210 is Having a weighted arm 211 extending radially from the gyro hub 213, And it is rotatably supported by a gyro support arm 215 extending from the gear box 214. The gyro rotor 210 is Normally, the tail rotor rotates about the axis of rotation 14, It is then forced to pivot about a substantially longitudinal pivot axis 555 defined by a pivot pin 212 extending through the gyro support arm 215 and into the gyro spindle 222. The gyro hub 213 is supported by an inner ring 217 of a ball bearing, And it has an inner receiver for universal joint means at the end of a solid tail rotor shaft 219. Illustratively, The tail rotor shaft 219 has a universal drive with a spherical end with a drive pin 220; The drive pin is Extending radially from the bulb and riding in an axial slot in the gyro hub 213; This transmits the rotational motion of the tail rotor shaft 219 to the gyro rotor 210 and at the same time allows the gyro rotor 210 to pivot about the longitudinal pivot axis 555 defined by the pivot pin 212 ("pin and slot" type driving means). Is shown in more detail in FIG. 28). In the illustrated embodiment, The gyro rotor 210 is shown rotatably supported on a ball bearing inner race 217. In another embodiment, Gyro rotor is Applying appropriate deformation to the gyro support arm, further deforming the means for combining pilot control and stabilization input, It can be supported on a ball bearing outer ring 218. The spider 229 is supported for rotation about the tail rotor axis 14 by a slider 230, And it is operatively connected to the front end of a reach round grip 32 fixed to the tail rotor blade 11. The slider 230 is pivotally connected to the three-point mixing arm 225 at the output pivot point 236, It is then free to move axially on the tail rotor shaft 219. In operation, The turning of the gyro rotor 210 and the gyro spindle 222 caused by the yaw motion of the helicopter 10 is as follows. Irrespective of pilot input, The gyro push rod 223 and the gyro input turning point 235 of the three-point mixing arm 255 are moved. The pilot control input that is moving the bell crank 21 is The pilot pushrod 224 and the pilot input pivot point 237 of the arm 225 are moved independently of the stabilization input from the gyro rotor 210. Output turning point 236, Therefore, the slider 230 and the spider 229 It is moved by the average displacement between the gyro input turning point 235 and the pilot input turning point 237, By combining the pilot input and the gyro stabilization input, The pitch of the tail rotor blade 11 about the pitch axis 231 of the blade is controlled. Spring return means 238, 239 is a push rod guide 207, 208 and a gyro push rod collar 240 fixed to the gyro push rod 223, After helicopter 10 stops rotating, The gyro rotor 210 is returned to the normal vertical direction. In the eleventh embodiment shown in FIG. 17, the gyro hub 244 is generally hollow and does not have a universal joint instead of allowing the gyro rotor 247 to pivot without interfering with the tail rotor shaft 246. The crossbar 245 is At a crossbar pivot point 248, the gyro rotor 247 is driven via a drive bar 249 so as to be pivotally mounted on the tail rotor shaft 246. The drive bar is pivotally connected to the crossbar 245 at a drive bar pivot point 244, Further, it is attached to the gyro rotor 247 at the ball joint 250 so as to be freely oriented. The ball joint 250 is Required for proper operation when joint rotor 247 is tilted about pivot pin 212 and turned 90 ° out of the plane of FIG. The spring return means 251 acts on the crossbar 245, The gyro rotor 247 is returned to the normal vertical direction. The driven link 245 of this embodiment, 249 is more robust than universal joints In addition, the size of the gyro rotor hub assembly 244 is advantageously reduced. Figures 18 and 18a 12 shows a twelfth embodiment of the present invention having a spindle assembly 261 at a distance from the gyro rotor 253. 18 and 18a, The spindle hub 262 is generally hollow, Allows unrestricted pivoting of the spindle assembly 261 without interference with the tail rotor shaft 258. The spindle assembly 261 includes: It comprises a spindle arm 263 extending radially from a spindle hub 262 rotatably mounted on the gyro spindle 222. The gyro rotor 253 is A gyro arm 254 extending radially from the tail rotor shaft 258; This arm It is pivotally connected to arm extensions 264 and 265 fixed to the tail rotor shaft 258. Since the gyro rotor 253 is supported by the tail rotor shaft 258 instead of the gyro spindle 222, The spindle assembly 261 does not receive the radial centrifugal load created by the gyro arm 254, This is advantageous because it can be made lighter. The spindle arm 263 is It is operatively connected to the gyro arm 254 by a spindle drive bar 256 having a ball joint 255 and a gyro arm link pivot point 257. The inclination of the gyro rotor 252 is transmitted to the gyro spindle 261 by the spindle drive bar 256, This forces the gyro rotor 253 to tilt about the effective gyro pivot axis 252. The axis 252 is centered between the arm flapping pivot points 259 and 260 and is parallel to the pivot pin 212 and the gyro spindle pivot axis 555. The spindle drive bar 256 also acts as a driven link drive member, The rotational movement from the gyro rotor 253 is The signal is transmitted to the gyro spindle 261 over a wide range of tilt angles. Arm flapping turning point 259, 260 defines the flapping axis of the gyro arm 254. These are offset from and substantially perpendicular to the gyro rotor axis 500, Further, they rotate with the gyro rotor 253. In operation, The gyro arm 254 is Arm flapping turning point 259, Driven by the tail rotor shaft 258 through 260 Acts similarly to a solid gyro rotor with an effective gyro pivot axis 252. The yaw movement of the helicopter 10 in the yaw direction 8 (see FIG. 1) Gyro rotor 253, The gyro rotor is tilted over a swivel angle 242 as shown in FIG. 18a. The inclination of the gyro rotor 253 is transmitted to the gyro spindle 261 by the drive bar 256, Further, the signal is transmitted to the three-point mixing arm 225 which turns the angle 241 around the pilot input turning point 237 via the gyro push rod 223. The displacement of the output pivot point 236 attached to the slider 230 moves the spider 229 to adjust the pitch of the tail rotor blade 11 over the pitch angle 234. Unlike a solid gyro rotor, The turning motion of the gyro rotor 253 is the arm flapping turning point 259, A flapping motion of the gyro arm 254 around 260 occurs. When inclined (or flapping) Centrifugal force acts to direct the gyro arm 254 in a direction perpendicular to the tail rotor shaft 258, The gyro rotor 253 is effectively returned to the normal direction. As the distance 266 between the turning points between the flapping turning points 259 and 260 increases, the restoring force increases and the gyro arm 254 After being moved from its normal position, Will return sooner. The thirteenth embodiment shown in FIG. It has a gyro hub 270 which is generally hollow to allow unconstrained pivotal movement of the gyro rotor 268 without interference with the tail rotor shaft 267. The gyro rotor 268 is A gyro rotor arm 269 extends radially from the gyro hub 270 and is operatively connected thereto. In operation, The gyro arm 269 is Inner drive link turning point 274, Drive link 273, Arm link pivot point 276, And driven by a tail rotor shaft 267 via a driven link member including a drive bar portion 283 (which is fixed to the gyro arm 269), It operates similarly to a solid gyro rotor defined by a pivot pin 212 and constrained to pivot about a longitudinal axis 555 shown in FIG. Unlike a solid gyro rotor, Since the drive link turning point 274 does not match the turning pin 212, The pivoting movement of the gyro rotor 268 causes a flapping movement of the gyro arm 269 about the arm flapping pivot point 272. The centrifugal force induced by this flapping motion is Acts to direct the gyro arm 269 at right angles to the tail rotor axis 267; This effectively returns the gyro rotor 269 to the normal vertical direction. FIG. A fourteenth embodiment is shown having a universal drive within the gyro hub 279 to transmit rotational movement from the shaft 455 to the gyro rotor 277. The gyro rotor 277 A gyro blade 278 radially extending from the gyro hub 279 for generating thrust and having the gyro blade attached to the gyro hub 279 so as to be rotatable around a respective pitching axis 459. The displacement of the slider 230 and the spider 456 causes the tail rotor blade 11 to pitch intensively, In addition, the spider 457 fixed to the transmission push rod 458 extending through the hollow tail rotor shaft 455 is moved. A pitch link 453 is operatively connected to the gyro blade 278 via a cross bar 454 attached to the transmission push rod 458, Therefore, the axial displacement of the transmission push rod 458 becomes The gyro blade 278 is pitched intensively. The inclination of the gyro rotor 277 displacing the gyro push rod 223, And the pilot control input displacing the pilot push rod 224 is: Both move the slider 230 along the axis 455, Thereby, the concentrated pitch of the tail rotor blade 11 and the gyro rotor blade 278 is simultaneously changed. The inclination of the gyro rotor 277 is It also induces periodic pitch fluctuation of the gyro blade 278, This will create an aerodynamic force that returns the gyro rotor 277 to the normal direction. In another embodiment, The gyro blade is This can be replaced by another gyro rotor means, such as an aerodynamic paddle. The fifteenth embodiment shown in FIG. There is no universal joint in the gyro hub 244. instead, The gyro hub 244 is made hollow, The gyro rotor 247 allows swivel motion about the offset gyro swivel point 328 without interference with the tail rotor axis 246. A semi-flexible crossbar 329 drives the gyro rotor 247 via a drive shaft bar 331. The drive bar is pivotally connected to a semi-flexible crossbar 329 and is directionally mounted to a gyro rotor 247 at a ball joint 250. The spring force generated by the deformation of the semi-flexible crossbar 329 tends to direct the gyro rotor 247 in the normal vertical direction. using this method, The cross bar 329 and the drive bar 331 are It acts as both a drive means and a return means for the gyro rotor 247. When the gyro rotor 247 is tilted about the offset gyro pivot point 328 and turned 90 ° out of the plane of FIG. A ball joint 250 is required for proper operation. In this example, The spider 229 is connected to the trailing edge of the tail rotor blade 11, Note, therefore, that the tail rotor blades 11 create a stabilizing thrust opposite to the yaw movement of the helicopter 10. FIG. A gyro rotor 277 mounted so as to be able to turn around an offset joint turning point 328, A sixteenth embodiment having the gyro rotor and allowing the gyro rotor 277 to pivot about the offset axis pivot point 328 without interfering with the tail rotor shaft 281 is shown. The gyro rotor 277 has a gyro blade 278 for generating thrust, This gyro blade is Extends radially from the gyro hub 279, And operatively connected to a gyro hub 279 to be rotatable about a respective pitching axis 288. The pitch link 280 is Tail rotor shaft 281 is operatively connected to gyro blade 278 via crossbar 282, Therefore, the inclination of the gyro rotor 277 causes the gyro blade 278 to periodically pitch, This produces an aerodynamic force that returns the gyro rotor 277 to its normal orientation. The gyro push rod 223 passes through the motion attenuator 221, It is advantageous to minimize undesirable high frequency motion of the gyro rotor 278. In operation, The gyro rotor 277 Since the thrust produced by this does not coincide with the rotation axis 14 of the tail rotor, which turns around the offset gyro turning point 328, It will not automatically turn vertically. A small slope is required to periodically pitch the gyro rotor blades 278 to balance thrust and stability. The seventeenth embodiment shown in FIG. The present invention has a gyro rotor 405 operatively connected to a gyro slider 411 and pivotable about a gyro pivot point 406. The gyro slider 411 can slide on the tail rotor shaft 412 and is restrained from rotating by the scissor link 407. The inclination of the gyro hub 415 by the gyro rotor 405 moves the gyro push rod 404, The pitch of the tail rotor blade 11 is changed by operating the pitch slider 413 and the spider 229. The drive bar 408 is The gyro rotor 405, which is an aerodynamic return means in the form of a gyro paddle 414 that periodically pitches according to the inclination of the gyro rotor 405, is driven. Now, 24 to 27 which show an embodiment of the present invention in which a gyro stabilizing portion and a thrust generating portion are combined into one gyro rotor for generating thrust. FIG. It has a gear box 214 shaped as shown in FIG. A first embodiment of the combined single-rotor type of the present invention having a universal drive means in the gyro hub 279 for transmitting rotational movement from the hollow shaft 514 to the gyro rotor 277 is shown. The gyro rotor 277 includes a gyro blade 278 for generating thrust, This blade extends from the gyro hub 279, And operatively attached to the gyro hub 279 such that it can rotate about its respective pitching axis 275. The pitch link 516 is The push-pull rod 515 and the gyro blade 278 are functionally connected via the cross bar 517. To move the push-pull rod 515, And to rotate the gyro rotor 277, A crossbar 517 is operatively attached to the end of the push-pull rod 515. Induced by helicopter yaw motion, The inclination of the gyro rotor 277 about the pivot axis 555 in the same plane as shown in FIG. Gyro push rod 223 Displace the three-point mixing arm 225 and the push-pull rod 515 (through the center of the hollow shaft 514), The gyro rotor blades 278 are intensively pitched to create a thrust opposing the yaw movement. Since the ball joint 518 connected to the leading edge of the rotor blade 278 is spatially offset from the pivot axis 555, The inclination of the gyro rotor 277 also causes the gyro blade 278 to pitch periodically, This creates an aerodynamic force that returns the gyro rotor 277 to its normal orientation. The single rotor embodiment of FIG. It should be noted that, except for the tail rotor blades 11 and other interconnecting linkages, it is closely related to the dual rotor embodiment shown in FIG. FIG. 7 shows a second single-rotor embodiment of the present invention having a universal drive within the gyro hub 313 to transmit rotational motion from the hollow shaft 525 to the gyro rotor 314. The gyro rotor 314 includes a gyro blade 315 for generating thrust, This gyro blade is Extends radially from the gyro hub 313, Furthermore, they are functionally attached to the gyro hub 313 so that they can rotate around the pitching axis 275, respectively. The pitch link 526 is Push-pull rod 528 is operatively connected to gyro rotor blade 315 via crossbar 527. To move the push-pull rod 528, And to rotate the gyro rotor 314, A crossbar 527 is operatively attached to the end of the push-pull rod 528. The inclination of the rotor 314 displaces the gyro push rod 529 and the magnet means 321, And this tilt is limited by the adjustable push rod collar 316 attached to the push rod 529. The inclination of the gyro rod 314 also causes the gyro blade 315 to pitch periodically, This creates an aerodynamic force that returns the gyro rod 314 to a normal direction. This single rotor embodiment is Except for the tail rotor blades 11 and other interconnecting linkages, it is closely related to the dual rotor embodiment shown in FIGS. During normal operation of the radio-controlled model helicopter, The pilot control command activates the tail rotor control servo actuator (see FIG. 1) placed in the fuselage of the helicopter 10, A push rod 20 (shown in FIG. 1), Bell crank 21 (shown in FIG. 25), Push-pull rod 528, Crossbar 527, And move the pitch link 526, This centrally controls the pitching of the gyro blade 315. In the embodiment of the present invention shown in FIG. The magnet means 321 is fixed to the gyro push rod 529 as shown in the figure by approaching the Hall effect switch 322 attached to the gear box 295, For this reason, Any movement of the magnet means 321 is sensed by the Hall effect switch 322. The electronic output of the Hall effect switch 322 is amplified and electronically mixed with pilot control commands, Sent to the tail rotor control servo (not shown) This servo controls the pitch of the gyro blade 315. In another embodiment of the present invention, The tilt of the gyro rotor is a rotary potentiometer means at the gyro turning point, Alternatively, it can be sensed electrically or electronically in a number of ways, including linear potentiometer means or electronic counter means on the gyro push rod. FIG. It has a gear box 214 shaped as shown in FIG. 9 shows a third single rotor type embodiment of the present invention having a gyro hub 378 driven by a gyro pivot pin 379 operatively mounted on the tail rotor shaft 383 and rotating with the shaft 383. . Spindle assembly 381 is operatively mounted to gyro support arm 215 on gearbox 214, It turns around the turning axis 555 determined by the turning pin 212. The gyro rotor 377 has a gyro blade 278 for generating thrust, The gyro blades are operatively mounted to the gyro hub 378 so as to extend radially from the gyro hub 378 and pivot about a respective pitching axis 275. The gyro rotor 377 is A spindle drive bar 384 directionally coupled to the spindle assembly 381 and pivotally coupled to the gyro rotor 377 limits rotation about the longitudinal pivot axis 555. Pitch link 386 operatively connects push-pull rod 385 and gyro blade 278 via crossbar 382. The crossbar 382 is Displace the push-pull rod 385, And to rotate the gyro rotor 377, Functionally attached to the end of the push-pull rod 385. The inclination of the gyro rotor 377 induced by the yaw motion of the helicopter 10 is Gyro push rod 223, Displace the three-point mixing arm 225 and the push-pull rod 385 (through the center of the hollow shaft 383). The displacement of the push-pull rod 385 moves the pitch link 386, The gyro rotor blades 278 are intensively pitched so as to create a thrust opposing the yaw motion of the helicopter 10. The inclination of the gyro rotor 377 also causes the gyro blade 278 to pitch periodically, This creates an aerodynamic force that returns the gyro rotor 377 to a normal orientation. This single-rotor embodiment supports the gyro rotor 377 on the shaft 383 instead of on the spindle assembly 381, Therefore, the spindle assembly 381 can be made lighter and smaller, which is advantageous. FIG. 27 shows a fourth embodiment of the single rotor type of the present invention having a pitch control link device which also acts as a follower link device. In this example, The gyro hub 62 is rotatably mounted on the gyro spindle 366, This spindle is pivotally mounted on the push-pull rod 22, And is constrained to tilt about an offset co-planar swivel axis 365 defined by a gyro swivel pin 367 spatially offset by a distance 371 from the tail rotor axis 14. The shaft arm 362 is firmly attached to the tail rotor shaft 368, The gyro rotor 363 is driven via the drive bar 369. These drive bars are directionally connected to the front edge of the gyro rotor blade 364 by a ball joint 370. A pilot control command moving the push-pull rod 22 causes the gyro rotor 363 to move axially along the tail rotor rotation axis 14, The gyro rotor blade 364 is concentratedly pitched, This changes the thrust of the gyro rotor 363. The inclination of the gyro rotor 363 around the offset turning axis 365 induced by the yaw motion of the helicopter 10 is Displace the center of the gyro rotor 363 in the axial direction, As a result, the gyro rotor blade 364 is concentratedly pitched so as to oppose the yaw movement of the helicopter 10. The inclination of the gyro rotor 636 also causes the gyro rotor blade 634 to pitch periodically, Creates an aerodynamic force that returns the gyro rotor 363 to its normal orientation. Note that another driven linkage may be added between the shaft 368 and the gyro hub 62 to drive the gyro rotor 363 and to reduce the perceived operating force of the drive bar 369 and the shaft arm 362. In operation, Since the thrust generated by the gyro rotor 363 coincides with the tail rotor rotation axis 14 and simultaneously rotates around the offset rotation axis 365, The gyro rotor 363 will not automatically be vertically oriented. To balance thrust and stability, only a small tilt is required to periodically pitch the gyro rotor blades 364. Or, Spring means can be added between the push-pull rod 22 and the gyro spindle 366 to balance the thrust. The device shown in FIG. A single-rotor embodiment of the invention described herein, In this, while the gyro rotor is moving, It should be noted that maintaining the stationary state requires pitch control means (as required by the Vulcan apparatus). Even so, This device is The use of coplanar pivot axes and some of the functional shortcomings of the Vulcan device to minimize gyrorotor movement during operation. But, It should be noted that the gyro rotor thrust load must be supported by the pilot control linkage. this is, There are no disadvantages in certain applications, such as in crew transport helicopters where the pilot control linkage is operated by the pilot's legs. Universal drive means If the gyro rotor of the present invention is driven by a universal drive located in the hub of the gyro rotor, many different types of universal drive mechanisms can be utilized. A common universal joint having three functional components (input drive yoke, 4-point universal block, and output yoke) to drive a single rotor system is shown by Vulcan. However, this universal system is very bulky and difficult to actually miniaturize. Two small universal drive mechanisms, each having only two functional components, are provided here for gyro rotor drives, which are particularly well suited for model helicopters. The first type shown in FIG. 28 is referred to herein as the "pin and slit" type and is advantageous for use in gyro systems having a solid tail rotor axis. The second type shown in FIG. 29 is referred to herein as a "hex" type and may be used with a solid shaft, but is most suitable for use with a hollow shaft having a push rod extending through the center of the shaft. Useful. Referring now to FIG. 28, which is an exploded view of the functional members of a first type of drive universal joint, the pin and slot type universal drive joint has a drive ball portion 490 which can be radially displaced therefrom. It has drive pins 491, 492 that extend and can be engaged in axial slots 493, 494 formed in drive yoke 495. In effect, the drive yoke 495 attaches to a gyro rotor hub, such as the gyro hub 213 shown in FIGS. The drive pins 491, 492 are preferably made of a material such as hardened steel and a transverse hole formed in the drive ball portion 490 of the tail rotor shaft 496 at right angles to the tail rotor rotation axis 14. The exposed end of one pin press-fitted into the hole. Drive yoke 495 is preferably hardened steel and is insert molded or pressed into a plastic gyro hub for use in a model helicopter. In operation, the drive ball 490 moves the drive shaft 496 to the center of the drive yoke 495 over the combined angular range between the drive shaft 496 and the yoke 495 (typically ± 20 ° as shown by arrow 498). Put on. Drive pins 491, 492 engage the axial slots 493, 494 of yoke 495, thereby transmitting rotational motion from shaft 496 to drive yoke 495 to drive a gyro rotor, such as gyro rotor 210 in FIGS. . This pin and slot arrangement is smaller and lighter than conventional three-part universal joints, and is particularly well suited for model helicopters. The hexagonal universal drive shown in FIG. 29 has a hexagonal drive portion 503 with a number of curved drive surfaces 504, which can be combined with the interior of the multi-sided universal hex housing 505. Each drive surface 504 of the drive portion 503 corresponds to an inner surface of the universal housing 505, and the drive portion 503 spans a wide range of mating angles (typically ± 20 ° as indicated by arrow 507) and the axis 508 Can be transmitted to the universal housing 505. The hex swivel drive includes a push rod extending through the hollow shaft (such as a transmission push rod 458 in the hollow shaft 455 of FIG. 20) to control the pitch of the tail rotor or gyro rotor blades. Advantageously it can be made hollow to accept. In a model helicopter, the hexagonal drive portion 503 and the universal drive housing 505 can be made of a lightweight material such as aluminum and have a hard anodized coating to provide a wear resistant surface. The drive housing 505 can have a surface configuration such as an annular slot 509 to be insert molded or press fit into a plastic gyro hub such as the gyro hub 279 in FIG. It will be appreciated that a hexagonal swivel drive may have more or less than six drive surfaces. General information Although the gyro mechanism and linkage of the present invention have been shown in standardized positions for purposes of illustrating the preferred embodiment, they may be above, below, forward or below the gearbox or tail boom depending on the specific needs of the application. It will be appreciated that it can be placed backwards. The mechanism and linkage are oriented at an angle with respect to the tail rotor axis, such as when the gyro rotor is mounted to rotate about an axis parallel to the tail boom and perpendicular to the tail rotor axis. Can also. Further, it will be understood that the gyro rotor pivot axis of each embodiment need not be horizontal, but may be set at any suitable angle to combine roll and yaw movements. Further, the various components of the present invention can be located elsewhere in the helicopter. For example, another embodiment is envisioned in which the gyro mechanism is not located near the tail roll 2 but in the forward portion of the aircraft (such as the forward gyro position 449 of the helicopter 1 shown in FIG. 1). The gyro mechanism at such a position 449 is preferably a solid wheel or hoop (not shown) with mechanical return means (not shown) such as spring means or centrifugal force means. Various means are provided here for supporting, returning, and further driving the mechanism from the engine, main rotor shaft, tail rotor drive wires, and the like. Powering the remote gyro rotor from the reduction gear driving the tail rotor is advantageous because at location 449 a robust mounting structure may be utilized. In this configuration, the gyro stabilization input and the pilot control input are best mixed at the front gyro position and are provided to the thrust generating means located at the end of the tail boom (such as by a push rod linkage and a mixing arm). (E.g.) mechanically or electronically (such as by a tail rotor servo). A simple electronic element to detect the tilt of the gyro rotor has a rotary potentiometer operatively connected to the gyro rotor's pivot axis and electronically mixed with the pilot control input to the tail rotor control servo. There will be. A further embodiment is planned for a helicopter with a blown tail boom (such as the NOTAR system by the McDonnell Douglas Helicopter Company) where the thrust generator is located in front of the tail boom rather than at the rear. NOT AR systems lack the natural yaw damping capability of traditional tail rotors and can greatly benefit from the stabilizing features of the present invention. The gyro mechanism can be located forward or backward near or away from the thrust generating means. Control and stabilization commands, in addition to controlling thrust magnitude, can be used to change or direct thrust as it exits the tail boom. Other embodiments are envisioned in which the gyro rotor is driven at a different speed than the thrust generating means, such as by using drive gears having different speed ratios. Gyro mechanisms generally become more sensitive and powerful at higher rotational speeds. Thus, when operating at different speeds, generally faster than the thrust generation means, the gyro rotor can be smaller, lighter and less noticeable. This is particularly advantageous at the front gyro position 449 shown in FIG. Due to special features such as the preferred gyrorotor mounting configuration and controlled mixing means of the present invention, the gyrorotor pivot axis can be located near or within the gyrorotor's plane of rotation. As used herein, "co-planar pivot axis" is generally an axis that lies within or very close to the plane of rotation of the gyro mechanism. The plane of rotation of the gyro mechanism is typically perpendicular to the gyro rotation axis (such as gyro rotor axis 500) and the center of mass of the rotating portion of the gyro mechanism (such as gyro rotor 277 shown in FIG. 24). 24 (such as surface 275 shown in an upright position in FIG. 24). Such pivoting movement of the gyro mechanism about the same plane axis minimizes the lateral component of the center of mass movement about the gyro rotation axis. This means that the single-rotor type system according to the invention made for helicopters has very little, if any, vertical rocking. A stabilization and control system having a pilot control input has been described above, but the pilot control system is fixed by fixing the pilot push rod so as not to move or by omitting the pilot control link device altogether. If so, the present invention is a stabilizing system. This is particularly advantageous for applications such as free-flight model helicopters where active pilot control is not required but would benefit from increased stabilization. Although the above preferred embodiment of the invention has been described as generally being actuated by gyro precession (tilt) of the gyro rotor, the simple inertia of the gyro rotor can be used to orient the gyro spindle in certain applications. Will be understood. The inertia of the rotating gyro rotor causes the gyro rotor to be held in a plane in space during rotation of the aircraft. The inertial gyro allows the gyro pivot axis to be oriented more parallel to the axis of rotation of the aircraft, and the operation of the stabilizer will then be more dominated by changes in the angle of the aircraft than by the rotational speed of the aircraft. As used herein, "gyro control means" generally refers to a control link device (e.g., a mechanical, hydraulic, or electrical / electronic device) that is actuated in response to the gyro rotor's pivoting motion. The gyro control means often includes a member such as the gyro push rod 303 shown in FIG. This member can be displaced axially along the axis of rotation 14 of the tail rotor and transmit gyro control inputs from the gyro rotor to some other point on the aircraft. The gyro control linkage and the electrical means can be located as a whole near the gyro mechanism or extend far into the aircraft where they are combined with pilot control commands. As used herein, "pilot control means" generally includes a control link device (which may include, for example, a mechanical, hydraulic, or electric / electronic device) responsive to pilot control commands. Point. Such control commands are issued, for example, by a pilot in the cockpit of a full-size helicopter or by a pilot on the ground by a transmitter. As used herein, "thrust control means" generally refers to a control linkage (e.g., a mechanical link) that can change the magnitude and / or direction of the force used to determine the course or orientation of the aircraft in flight. , Hydraulic or electric / electronic devices). Such thrust control means can, for example, change the pitch of the tail rotor blades 11 of the helicopter 10 to change the thrust produced by the tail rotor 2 (see FIG. 1). The "changing thrust" of such thrust control means includes changing the direction of thrust (such as when changing the direction of an adjustable exhaust port at the end of a blow tail tube anti-torque system such as a NOTAR system). Changes can also be included. Although the present invention has been described in detail with reference to certain preferred embodiments, there are variations and modifications within the spirit and scope of the invention as set forth and defined in the appended claims.

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Claims

[Claims] 1. Rotate about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the axis of rotation of the aircraft A yaw motion stabilizer for a rotary wing aircraft having a main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means Remotely control the thrust generator to change the magnitude of the thrust created by the thrust generator. Thrust changing means allowing the pilot to control, To counteract rotary motion of a rotary wing aircraft about the axis of rotation of the aircraft in flight The thrust generator automatically changes the size of the thrust generated by the thrust generator. Gyro-rotor means for controlling the thrust generation means in a fixed position Said gyro adapted to be attached to an aircraft fuselage to maintain the position Rotor means, and Each of the thrust changing means and the gyro rotor means is formed by the thrust created by the thrust creating means. The thrust generated by the thrust generation means so that it operates independently to change the force Gyro rotor when the pilot operates the thrust changing means to change the magnitude of the force The gyro so that the robot stays in a certain position with respect to the thrust generator. Means for independently connecting each of the rotor means and the thrust changing means A yaw motion stabilizing device comprising: 2. The gyro rotor means includes first and second gyro arms, and The first and second gyro arms can rotate around the gyro rotor rotation axis. And in response to the yaw movements encountered by the first and second gyro arms during the flight. Change the thrust created by the thrust creating means Swivel motion about the gyro rotor swivel axis with respect to the thrust generating means Means for supporting the aircraft fuselage, and the supporting means is pivotally attached to the aircraft fuselage. The apparatus of claim 1 having a spindle adapted to be mounted. 3. Gyro rotor means for generating thrust along the gyro rotor rotation axis 3. The apparatus of claim 2 fixed with respect to. 4. The gyro rotor means is connected to a spindle and the thrust generator The gyro push rod further includes a gyro push rod linked to the step. At the gyro output turning point offset from the gyro rotor rotation axis. 3. The device of claim 2, wherein the device is connected to the spindle. 5. The gyro rotor means includes first and second gyro arms, and the first and second gyro arms. Update the second gyro arm so that it can rotate around the gyro rotor rotation axis. The thrust force according to the yaw motion encountered by the first and second gyro arms during the flight. Forward around the gyro rotor swivel axis to change the thrust created by the means Means for supporting a turning motion with respect to the thrust generating means, and Spin adapted to be pivotally mounted and spaced from support means 3. The device of claim 2, comprising a dollar. 6. Swing movement of the first and second gyro arms around the gyro rotor swing axis The first and second gyro arms are gyrated so as to transmit the movement to the gyro spindle. A link device connected to a gyro spindle, wherein the gyro spindle is For pivoting about the pindle pivot axis and spaced with respect to the support means 6. The apparatus of claim 5, further comprising: 7. The movement of the thrust changing means and the gyro rotor means is made by the thrust creating means. The mixing member and the mixing member are combined with the thrust generation means so that the magnitude of the thrust varies. 2. The apparatus of claim 1, further comprising a three-point mixing link device having first output means for causing the output to occur. Equipment. 8. The thrust generating means has a tail rotor, wherein the tail rotor has first and second tail rotors. The aircraft fuselage has blades, bearings, and gears, and a gear housing the bearings and gears. Gear box, and the gyro rotor means is attached to the gear box The apparatus of claim 1 wherein 9. The apparatus of claim 1 wherein the thrust generating means comprises a tail rotor. 10. A thrust generating means, a housing adapted to be attached to the aircraft fuselage, an exhaust And a means for controlling air flow through the exhaust port. 1 device. 11. Rotating about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the aircraft axis of rotation. A yaw motion stabilizing device for a rotorcraft having a rotating main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means Remotely control the thrust generator to change the magnitude of the thrust created by the thrust generator. Thrust changing means allowing the pilot to control, and To counteract rotary motion of a rotary wing aircraft about the axis of rotation of the aircraft in flight The thrust generator automatically changes the size of the thrust generated by the thrust generator. Gyro rotor means for controlling the gyro rotor in a fixed position with respect to the aircraft fuselage The gyro adapted to be attached to an aircraft fuselage to maintain Data means, The gyro rotor means includes first and second gyro arms, and the first and second gyro arms. Gyro rotor rotation on the gyro rotor rotation surface with the second gyro arm Yaw movement encountered by the gyro arm during flight so that it can rotate around the axis A gyro rotor for changing the thrust generated by the thrust generating means in accordance with the motion A hand for supporting the thrust generating means about the pivot axis so as to be able to pivot. The support means includes a step, and the gyro rotor rotation axis crosses the gyro rotor rotation surface. It is in a form that can be inserted Yaw motion stabilizer. 12. The support means has a gyro turning axis perpendicular to the gyro rotor rotation plane. 12. The device of claim 11, wherein said device is configured. 13. The support means includes a gyro rotor pivot axis of the first and second gyro arms. The gyro rotor turns so as to turn around the turning axis according to the turning motion. The apparatus of claim 11, comprising a spindle adapted to be mounted on the aircraft fuselage. 14． The support means is such that the gyro rotor rotation axis is the gyro rotor rotation axis. 12. The device of claim 11, wherein the device is shaped to intersect. 15. Rotating about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the aircraft axis of rotation. A yaw motion stabilizing device for a rotorcraft having a rotating main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means, and To counteract rotary motion of a rotary wing aircraft about the axis of rotation of the aircraft in flight Thrust to change the magnitude of the thrust created by the thrust generator Gyro rotor means for automatically controlling the creation means, The gyro rotor means includes first and second gyro arms, and the first and second gyro arms. So that the gyro arm can be rotated around the gyro rotor rotation axis. Creating the thrust in response to yaw movements encountered by the first and second gyro arms during the flight Means around the gyro-rotor swivel axis to vary the thrust created by the means Means for supporting the thrust generating means so as to be able to make a turning motion, and distance from the supporting means First and second gyroers spaced apart and about a gyro rotor pivot axis Gyro spaced from the gyro rotor pivot axis in response to the pivoting motion of the Attached to the aircraft fuselage to pivot around the spindle pivot axis Gyro spindle and first and second gyro-rotor rotation axes The first and second gyro arms transmit the turning motion of the gyro arm to the gyro spindle. Link means for connecting the gyro arm to the gyro spindle; Pivot the gyro spindle around the gyro spindle pivot axis, and Comprising said link device for spacing apart Yaw motion stabilizer. 16. The gyro spindle rotation axis and the gyro rotor rotation axis are spaced apart. 16. The device of claim 15, wherein the device is in a substantially parallel relationship. 17． The support means comprises a shaft extending along the gyro rotor rotation axis. The apparatus of claim 15. 18. The first and second gyro arms are in fixed positions with respect to the thrust generating means. 16. The apparatus of claim 15, wherein the apparatus is adapted to be attached to an aircraft fuselage. 19. First and second gyro arms are propelled along the gyro rotor rotation axis So that it can be attached to the aircraft fuselage at a fixed location with respect to the 16. The device of claim 15, wherein the device is 20. Rotation about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the aircraft axis of rotation. A yaw motion stabilizing device for a rotorcraft having a rotating main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means Remotely control the thrust generator to change the magnitude of the thrust created by the thrust generator. Thrust changing means allowing the pilot to control, To counteract rotary motion of a rotary wing aircraft about the axis of rotation of the aircraft in flight The thrust generator automatically changes the size of the thrust generated by the thrust generator. Gyro rotor means for controlling Motion of the mixing member relative to the aircraft fuselage is created by the thrust generating means At the output point, the mixing member and the thrust generating means are linked so as to change the magnitude of the thrust. The output means to be actuated and the movement of the thrust changing means by the pilot are made by the thrust creation means. Input point of the thrust changing means to move the output means to change the magnitude of thrust First input means for combining the thrust changing means with the mixing member, and The movement of the gyro rotor means changes the magnitude of the thrust generated by the thrust generator Gyro rotor means at the input point to move the output means -Point mixing phosphorus with second input means for associating the mixing means with the mixing member Equipped with a The movement of the thrust changing means is adjusted to the input point of the gyro rotor means of the mixing member. Instead, rotate the mixing member to displace the output point of the mixing member, and And the movement of the gyro rotor means changes the thrust of the mixing member. Thrust generating means by rotating the mixing member around the input point and displacing the output point of the mixing member Change the thrust created by Yaw motion stabilizer. 21. Gyro rotor means input points are first, second and third gyro rotors Second input means including first, second and third gyro rotor input points. 21. The apparatus of claim 20, comprising an adjustable link coupled to one of the following. 22. The output point is between the thrust change means input point and the gyro rotor input point. 21. The apparatus of claim 20, wherein the apparatus is configured to: 23. Rotation about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the aircraft axis of rotation. A yaw motion stabilizing device for a rotorcraft having a rotating main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means, and Gyro rotor for automatically changing the thrust generated by the thrust generating means -Means, The gyro rotor means includes first and second gyro arms, and gyro in flight. The thrust generated by the thrust generator is changed according to the yaw motion encountered by the lower arm. Gyro pivot axis in the direction where the gyro arm is tilted from the normal direction The first and second gyro arms are tilted in the normal direction so as to pivot around A turning motion about the gyro turning axis with respect to the thrust generating means. To support you Means and return the gyro arm pivoted to the tilted position to its normal position Means for causing the first gyro arm to be connected to the first gyro arm. Weight, a second weight connected to the second gyro arm, and first and second jars. The centrifugal force acting on the gyro arm causes the first and second gyro arms to move to their normal Pivotally connecting the first gyro arm to the support means so as to be oriented And means for pivotally connecting the second gyro arm to the support means. Yaw motion stabilizer, 24. Each of the first and second gyro arms is pivotally connected to the support means. A first end and a second end spaced from the first end; A first weight connected to a second end of the gyro arm of the first gyro arm; 24. The device of claim 23, wherein a second weight is connected to the second end of the arm. 25. The first gyro arm is at the first gyro arm flapping turning point. And the second gyro arm is pivotally connected to the support means, and the second gyro arm is Pivotally connected to the support means at a pivot point The second gyro arm flapping turning point is spaced from the gyro rotor rotation axis. 24. The device of claim 23, wherein the device is emptied. 26. Rotating about the aircraft fuselage and the aircraft fuselage about the aircraft axis of rotation. A yaw motion stabilizing device for a rotorcraft having a rotating main rotor, Thrust production to produce thrust along a thrust axis substantially perpendicular to the aircraft's axis of rotation Means To counteract rotary motion of a rotary wing aircraft around the axis of rotation of the aircraft Gyro rotor means for automatically changing thrust, comprising first and second gyro rotors And the gyro-rotor rotation axis In accordance with the yaw motion encountered by the gyro arm during the line, The thrust generating means around the gyro rotor rotation axis to change the thrust Means for supporting said first and second gyro arms so that they can pivot about Said gyro rotor means, and A first link and a link attached to the first link and linked to the power source. Scissor link device having a second link provided, wherein the first link is a gyro. One of expansion and contraction according to the rotation of the first and second gyro arms around the arm rotation axis The scissor link device pivotally connected to the second link to perform A yaw motion stabilizing device comprising: 27. Check that the scissor link device is spaced from the gyro rotor rotation axis. 29. The apparatus of claim 26. 28. Rotation control and stability for rotorcraft with power source and aircraft rotation axis System Spatially offset from the aircraft rotation axis and substantially aligned with the aircraft rotation axis Thrust generating means capable of directing thrust along a right-angle thrust axis, It is driven by a power source and can rotate around the gyro rotor rotation axis. Gyro according to the rotation of the aircraft around the axis of rotation of the aircraft Gyro-rotor means for turning around a rotor turning axis, and a thrust generating means The gyro rotor linked to thrust generating means for changing the thrust of the gyro -Means, Gyro spindle pivot axis installed in fixed relationship with power source Gyro spindle means mounted so that it can turn The gyro spindle means responsive to turning of the gyro rotor means; and Gyro remote from gyro spindle means for transmitting gyro control commands Control means for spatially offsetting the output from the gyro rotor rotation axis Gyro control means coupled at point to gyro spindle means And a rotation control and stabilization system. 29. A gyro control means for controlling a gyro spindle at the gyro output turning point; 29. The method of claim 28, further comprising a gyro push rod connected to the means. Stabilization system. 30. The gyro spindle rotation axis substantially intersects the gyro rotor rotation axis. 29. The rotation control and stabilization system of claim 28. 31. Thrust that can respond to pilot control commands and change the thrust of the thrust generator. 29. The rotation control of claim 28, further comprising pilot control means linked to the force generating means. Control and stabilization system. 32. Rotation control and stability for rotorcraft with power source and aircraft rotation axis System Spatially offset from the aircraft axis of rotation and substantially aligned with the aircraft axis of rotation Thrust generating means capable of directing thrust along a thrust axis perpendicular to Gyro rotor can be rotated around the axis of rotation, and aviation around the axis of aircraft rotation So that it turns around the gyro rotor turning axis according to the angular movement of the machine. Gyro-rotor means, The gyro linked to the thrust generator to change the thrust of the generator Rotor means, Gyro spindle installed in a fixed relationship to the power source Gyro spindle means rotatably mounted, said gyro spindle means The gyro spindle means responsive to rotation of the rotor means, Responsive to the inclination of the gyro spindle means and from the gyro spindle means A gyroscope connected to a gyro spindle means for transmitting a gyro control command at a distance. Gyro control means, Thrust generating means for responding to the pilot control signal and changing the thrust of the thrust generating means Pilot control means linked to the With The turning operation of the gyro rotor around the gyro rotor turning axis is Virtually independent of pilot control commands to change step thrust Rotation control and stabilization system. 33. Change the thrust of the thrust generator when the slider makes a sliding displacement Further comprising a slider connected to the thrust generating means, wherein the slider is a gyro rotor -Slip independently in response to turning of the means and in response to actuation of the pilot control means 33. The rotation control and stabilization system of claim 32, wherein the system is capable of: 34. Further provided is driven link means for transmitting rotational movement to the gyro rotor. The driven link means is substantially spaced with respect to the gyro rotor rotation axis. A first mounted and linked to a power source A first portion having an end and a second end linked to the gyro rotor. The first portion rotates about the gyro rotor rotation axis and thereby moves. 33. The rotation control and stability according to claim 32, wherein the rotation is transmitted from the power source to the gyro rotor. System. 35. The driven link means further comprises a second portion, the second portion having a variable length. A variable length scissor link connected to the first portion to form a scissor link device; The link device transmits rotational motion from the power source to the gyro rotor, 35. The rotation control and stabilization of claim 34, wherein the can rotate about the gyro rotor rotation axis. System. 36. By means of driving the gyro rotor around the gyro rotor rotation axis Further comprising means having a pin and slot type universal drive mechanism, Has a pin extending radially from the drive shaft and a slot for receiving the pin. The drive yoke has a range of mating angles between the drive shaft and the drive yoke. To transmit rotational movement between the drive shaft and the drive yoke over time. 33. The rotation control and stabilization system of claim 32, which can be incorporated into a vehicle. 37. By means of driving the gyro rotor around the gyro rotor rotation axis Further comprising means having a hexagonal universal drive mechanism, said mechanism comprising a plurality of bays. A universal part with a curved drive surface and a number of inner surfaces for receiving said drive surface A housing, wherein the drive portion is located between the drive portion and the drive housing. Between the drive part and the universal housing over a range of combined angles 33. The swivel housing of claim 32, wherein said swivel housing can be engaged to transmit rotational motion. Rotation control and stabilization system. 38. 33. The control of claim 32, wherein the gyro rotor means is adapted to produce thrust. And stabilization system. 39. The thrust generating means and the gyro rotor means are a single thrust generating gyro low. 33. The rotation control and stabilization system of claim 32, wherein the rotation control and stabilization system is combined with a control means. 40. The aircraft is further equipped with a flight control system for changing the thrust of the thrust generator. For example, the gyro rotor means responds to the turning displacement of the gyro rotor means. Linked to sensor means, said sensor means being a gyro rotor pivot The flight control system according to the displacement of the gyro rotor means around the line in the turning direction. Link to flight control system so that the system automatically changes the thrust of the thrust generator 33. The rotation control and stabilization system of claim 32, wherein the rotation control and stabilization system is coupled. 41. Rotation control and stability for rotorcraft with power source and aircraft rotation axis System Spatially offset from the aircraft rotation axis and substantially aligned with the aircraft rotation axis Thrust generating means capable of directing thrust along a right-angle thrust axis, The gyro rotor can be rotated around the gyro rotor rotation axis within the rotation plane. Gyro rotor turning according to the aircraft's angular motion about the aircraft rotation axis A gyro rotor means attached so as to be able to turn around an axis, The said jig linked to the thrust generating means for changing the thrust of the thrust generating means. Gyro rotor means, Fixed in relation to the power source and approximately intersecting the axis of rotation of the gyro rotor The gyro spindle is installed so that it can rotate around the axis of rotation. Gyro spindle means, wherein the gyro spindle Gyro spindle means responsive to pivoting of the motor means; and Responsive to the inclination of the gyro spindle means and from the gyro spindle means A gyro coupled to gyro spindle means for transmitting distant gyro control commands Iro control means And a rotation control and stabilization system. 42. Thrust that can respond to pilot control commands and change the thrust of the thrust generator. 42. The rotation control of claim 41, further comprising pilot control means linked to the force generating means. Control and stabilization system. 43. Means for combining pilot control commands with gyro control commands. Means for combining three points having a first input point, a second input point, and an output point. A pilot control means linked to the first input point; and a gyro control means. Is linked to the second input point, and the thrust generator is linked to the output point. 43. The rotation control and stabilization system of claim 42. 44. Gyro rotor rotation axis is substantially flush with the gyro rotor rotation surface And the gyro rotor and the thrust generating means are a single thrust generating gyro low 43. The rotation control and stabilization system of claim 42, wherein the rotation control and stabilization system is combined with a motor. 45. Positive in response to aircraft rotation axis and aircraft rotation about the aircraft rotation axis; A gyro mechanism is installed so that it turns in a direction inclined from the normal direction. Gyro mechanism in a rotating control and stabilization system for a rotating rotorcraft A means for returning to the normal direction from the applied direction, which is linked to the gyro mechanism. A weight return means connected to the weight, the weight rotating around the rotation axis of the return means; By the action of the return When the return means and the gyro mechanism capable of generating the return centrifugal force are in a normal direction. Is in equilibrium and unbalanced when the gyro mechanism is turned to a tilted position The return centrifugal force, which attempts to move toward an equilibrium state, thereby The weighted return means for returning the body to a normal direction. 46. The gyro mechanism rotates the gyro rotor within the normal gyro rotor rotation plane. Has a gyro rotor that can rotate about the axis of rotation, and the gyro rotor Flap around flapping axis substantially perpendicular to gyro rotor rotation axis A gyro rotor arm hinged to Gyro rotor arm flapping displacement out of position makes gyro arm normal A centrifugal force about the axis of rotation of the gyro rotor to return to a proper rotating surface. 45 rotation control and stabilization systems. 47. Main rotor and power source for driving the main rotor, aircraft rotation axis, pilot control finger A pilot control system that activates the pilot control link device in accordance with the Rotation-stabilized link driven in response to aircraft rotation about the aircraft axis of rotation The rotation stabilization system that activates the device and the rotation control link It has a rotation control system that can rotate the aircraft around the rotation axis of the airplane. Rotation control and stabilization system for a rotating rotorcraft, First input point and rotation stabilizing link linked to a pilot control link device A second input point linked to the device and both the first and second input points; 3 having an output point offset and linked to the pilot control linkage A point mixing link device, The operation of the control linkage causes the three-point mixing arm to pivot about a second input point. Displacing the output point and the associated rotation control linkage to thereby move the aircraft It rotates around the rotation axis, and the operation of the rotation stabilizing link device is A pivot point about a first input point and an output point and an associated rotation control link Said three points displacing the device and thereby rotating the aircraft about the aircraft rotation axis Mixed link device.