带有对向旋转同轴旋翼而不带有桨距的周期变化、装备有
飞行姿态和路径的空气动力学控制装置的直升机
背景技术
[0001] 已知在直升机历史中，带有对向旋转的同轴旋翼的结构，这两个旋翼是分离或同轴的，领先于带有用于补偿
扭矩的螺旋桨的单旋翼布置，该螺旋桨位于特意设置的支承梁或尾桁的后部。
[0002] 同样已知后一种结构依照所生产的实例的数目，后来盛行并仍在盛行，然而当与后者比较时，前者具有显著的优点：诸如更高的
空气动力学效率、旋翼区域的平面图中更小的阻碍以及
飞行器更大的可操作性。事实上，存在一定不利影响对向旋转旋翼结构推广的元件，并尤其是一种旋翼是同轴的元件。
[0003] 至今已知的对向旋转同轴旋翼的主要缺点之一是由用于控制桨叶的
旋翼机构相当高的复杂性来表现，尤其考虑到转移至桨距的周期控制变化的两个旋翼上，以及在没有反扭矩螺旋桨时，借助能相对于一个旋翼的推力改变另一个旋翼推力的布置来实现在
偏航轴线上飞行器旋转控制的需要。就相对于前者的旋转速度和/或迎
角和/或一个旋翼的桨叶的
空气动力学阻力而将后一种布置设计成区分以上因素来说，后一种布置尤其要求高且复杂。
发明内容
[0004] 根本上推翻直升机操作的传统概念方法的本发明的第一个目的确切的是，通过除去这些负面因素、最大程度简化飞行器的结构并增加飞行器的机械可靠性，并根据以下将更清楚阐明的、通过简化移动部件和显著减少飞行器所应用的机械和空气动力负载、操作可靠性、消除某些策略的危险方面来克服上述问题。
[0005] 应当予以注意的是，就目前的
现有技术，在直升机领域中，但也在这种类型飞行器之前的历史中，不断应用将对于飞行器在飞行中支承其自身并能在任何所希望的方向上转移来说同时必要的所有力的产生分配到旋翼系统的观点。
[0006] 目前通过桨叶桨距的周期变化的已知系统来获得后一种基本特权。为实现这些结果，已证明有必要为桨叶采用相对轻的结构，这种结构能够在每次转动旋翼时、尤其在飞行器的平移运动中快速变换其桨距，这使桨叶承受只能描述成纵向和扭转持续振动的“折磨”。前几年已试图通过为每个桨叶设置较小主动补偿翅片来提供对所述桨叶的持续机械
应力的补救，这些翅片的自动运动往往借助沿着桨叶本身的
后缘施加局限在适当点中的空气动力来减少振动。明显地，这种补救然而由于需要添加对于实现所希望效果(至少部分实现)来说必要的所有
传感器和执行器，还产生桨叶结构方面的另一种复杂性。
[0007] 目前已知的另一个问题是，除了相当大的、麻烦的、转移到结构上并且飞行员和乘客也能感受到的振动，直升机在几乎平移飞行时、尤其在居民区中和处于低海拔时由桨距的周期变化产生的特殊的、有噪音的跳动。
[0008] 本发明的另一个目的是克服目前所描述的已知方式的所有问题。
[0009] 根据本发明，通过采用创新的技术方案已实现上述目的，在该技术方案中专
门分配给旋翼系统维持航行器的唯一功能，然而能够引起和支配任何方向上的平移运动的力的产生与控制专门由一些控制面来承担，这些控制面在下述中被称为“副翼”，施加到
机身的
基座并由飞行员用较小和较慢的共同协调的运动来运动。有利地，根据本发明，旋翼系统包括两个对向旋转同轴旋翼，这两个旋翼专门备有调节总距的装置、而不具有调节周期距的装置。
附图说明
[0010] 从确保详细描述和参考附图可获得更好地理解本发明，附图仅用非限制性例子说明本发明的一个较佳的
实施例。
[0011] 在附图中：
[0012] 图1示出根据本发明的直升机的一种可能的实施例的总体外视图；
[0013] 图2示出具有创新的运动作用链的三个控制机构在机身内一个可能的
位置和共同
定位；
[0014] 图3更详细地示出对应于所述控制机构的结构；
[0015] 图4具体示出
运动链，该运动链从总距控制杆开始，该控制杆设置在飞行员左侧的常规位置中，该飞行员用其左手移动杆，并且运动链终止在简化的、控制所有桨叶迎角的旋翼头上；
[0016] 图5具体示出由控制杆或操纵杆控制的控制链，控制杆或操纵杆设置在通常用右手移动的飞行员前方的常规位置中；
[0017] 图6是位于控制杆或操纵杆附近的主要机械构件中的一些的放大图，这些构件收集并转换控制杆或操纵杆的运动从而将这些运动正确地传送至两个后副翼；
[0018] 图7示出存在于(如由飞行员施加的)控制杆向前的运动和由两个后副翼所呈相应位置之间的关系；
[0019] 图8与图7相似，示出存在于(如由飞行员施加的)杆的向后运动与由两个后副翼所呈相应位置之间的关系；
[0020] 图9示出存在于(如由飞行员施加的)杆的向右运动与由两个后副翼所呈相应位置之间的关系；
[0021] 图10示出存在于(如由飞行员施加的)杆的向左运动与由两个后副翼所呈相应位置之间的关系；
[0022] 图11替代地示出位于飞行员前方下面的常规位置中的
踏板或方向
舵的操作机理，该飞行员用脚控制踏板来控制前副翼位置。
具体实施方式
[0023] 根据本发明的特有特征，可设想对向旋转的同轴旋翼不受桨距的周期性变化：因此有利的是，将桨叶的结构加强到为桨叶生产所采用的技术和构建过程所允许的最大程度是可能的，且此外有利的是，使用附加的末端
质量装备所述桨叶是可能的，这些末端质量除了保持桨叶由旋转时的
离心力进一步加劲，还能使旋翼积聚更多
动能，这在飞行可能的危急条件下、尤其在自动驾驶的操纵中变得非常有用。
[0024] 关于上述的控制面或副翼，根据本发明，它们较佳地数目为三(图1)。尤其是，两个副翼2和3相对于飞行器的纵轴线对称地布置在机身的后部，两个这两个副翼具有位于经过飞行器
重心的
水平面中的各旋
转轴线。飞行员通过传统控制杆8来控制副翼的运动，所述控制杆8根据本发明仅执行该功能。
[0025] 第三副翼1替代地布置在机首、确切地在直升机的纵轴线上，并且第三副翼也具有位于经过飞行器重心的水平面中的自身
旋转轴线并能由飞行员借助踏板10-11致动，该踏板根据本发明执行此单个且特定的功能。
[0026] 此外，飞行员还有致动飞行器所装备的总距控制杆9的任务，这可在图2和3和用于控制姿态的所有运动链的全景视图中见到。关于在本发明中所设想的，所述总距控制杆仅执行并专门执行同时并相等变化两个旋翼桨叶迎角的功能。
[0027] 如将在下述中清晰显现的那样，此功能与也在所有其它现有技术的直升机中所执行的大体相同，但在本发明中有利地仅以非常简化的方式出现。
[0028] 直升机的所有其它诸如以下构件是大体已知的类型：例如
发动机、传动装置和存在于发动机与用于控制旋翼的轴之间的退耦链，以及通常倒转同
心轴的旋转方向的
齿轮系；且该直升机具有带有现有技术已知的两个对向旋转的同轴旋翼的直升机所固有的特点。
[0029] 根据本发明，所提及的三种操作，即两个杆8-9和踏板10-11，虽然基本上与存在于当今直升机上的那些是类似的并对于任何飞行员已是熟悉的，但控制不同于传统构件的构件。
[0030] 在根据本发明所设的每个新的控制构件的操作与结构的详细解释中，还将解释由这些构件产生的空气动力效应。
[0031] 在图1中示出本发明的基本的和特别的专门元件，这些元件首先是三个副翼，这些副翼布置在平行于旋翼的固定旋转平面并经过飞行器的重心的水平面中飞行器的基座处。在定点静止飞行的条件中，所述副翼的翼弦被保持平行于旋翼的旋转轴线，或换言之，与旋转平面
正交。位于机首处的副翼在下述中将被称为“前副翼”1。对称布置在机尾的两个副翼在下述中将被分别称为：右副翼2和左副翼3。在相同的图1中指出装配在两个不同的对向旋转同心轴上的顶部旋翼4和底部旋翼5。类似地在图1中示出，在旋翼的每个桨叶的端部处有较重的空气动力桨体6，该桨体6除了大幅增加整个旋翼系统的惯性矩，还具有通过旋转时的离心力对各桨叶进一步加劲的功能，从而能使旋翼系统积聚相当大的动能，尤其是在发动机的部件上有推力的旋转时。
[0032] 还应当予以注意的是，在所述的技术方案中，使用所述较重的末端桨体6，尽管在直升机领域中已知，被证实是尤其有利的并易于精确生产，这是因为桨叶不受由周期距控制产生的迎角的持续变化，但根据本发明这是完全不存在的。事实上，图3中示意示出的、根据本发明的控制旋翼系统的单元包括两个旋转但不摆动的板，这些板的功能将在下述中详细解释。所述单元从总距控制杆9开始，并到达旋翼控制头。主控制杆8的运动链在相同的图3中示出，运动链从主控制杆8开始并能够以协调方式控制两个后副翼，即右副翼2和左副翼3的倾斜。
[0033] 再次在图3中示出踏板的操作，这些踏板设置在面对直升机机首的飞行员的前方。通过右踏板10和左踏板11
修改前副翼1的倾斜度。
[0034] 图4能详细分析总距控制运动链，该运动链可以是直接的(如在附图中所示那样)或设想插入已知类型的、可能对于减少飞行员所出的力来说必要的伺服机构。运动链源自总距控制杆9，控制杆9通常设置在能向上或向下移动杆的飞行员左侧。图4中该控制杆9表示在中间位置，即促使所有桨叶同时相对于每个旋翼的旋转平面呈零几何迎角的位置，从而当飞行器搁置在地面上时不产生支持力。
[0035] 从分析所述总距控制运动链的性能开始，可能容易注意到通过相对于杆9固定的臂12移动拉杆13是有可能的，该拉杆13引起直角传动杆(或L杆)15旋转，而该传动杆15在控制铰接拉杆17的销16上枢转。考虑到能通过总距控制杆9施加到拉杆17上向上或向下的轴向运动，铰接拉杆17控制控制头18向上或向下位移，该控制头18装备有两个
轴承19和20，这两个轴承在相对于圆柱体22固定的底部凸缘21上滚动。所述圆柱体或“
套管”22在外部同心轴23上轴向自由滑动但相对于其固定转动，这是因为圆柱体或“套管”22由相对于套管22本身固定的纵向杆24和25向前拉出。
[0036] 所述纵向杆24-25自由穿过刚性固定于所述轴23的底部旋翼的头部26，从而在所述头部26内轴向上自由滑动并由头部26向前拉动旋转。
[0037] 盘27也刚性地装配到套管22上，并因此跟随由轴23借助杆24和25通过头部26控制的旋转和由控制头18控制的头部26的轴向平移，这也传递到套管22上。铰接拉杆28和29以铰接方式锚定在盘27上，该铰接拉杆28和29移动连接至拉杆的底部旋翼的各个桨叶的后缘并与盘27完美地同步转动，就拉杆的转动来说，虽然是间接地、由外部轴23本身进行转动。
[0038] 根据本发明，底部旋翼的桨叶装配到轴上，该轴只以一个
自由度、即能使其总距变化的自由度将底部旋翼连接到头部26。事实上，拉杆28和29的功能确切的是，将盘27的平移运动施加到各个桨叶的后缘上，这样产生旋翼本身的每个桨叶迎角的变化。
[0039] 根据本发明的特别特点，上述杆24和25将桨距变化的相同平移运动一体地也传送到顶部旋翼，该顶部旋翼与底部旋翼共用相同的轴线并相对于底部旋翼对向旋转。
[0040] 尤其地，在此所述的较佳的实施例中，所述杆24-25将其轴向平移传送至外环31的内盘30，考虑到由
推力轴承33产生的退耦作用，杆24-25在与盘30相对的方向上转动。在所述盘30内，内轴32自由地且在相对的方向上转动，而无任何机械干涉。因此，板31的平移运动总是保持与底部凸缘21和已描述的所有元件的运动相同，这些元件相对于板也相对于彼此固定。
[0041] 顶部旋翼的铰接拉杆34和35锚定至旋转板31，铰接拉杆因此与拉杆28和29完美地同步移动并由盘27致动，从而产生在顶部旋翼桨叶的后缘上相同的位移，顶部旋翼是与底部旋翼对向旋转的并与底部旋翼共用相同的轴线。这样获得所有桨叶的桨距、即两个旋翼的总距的完美同步的变化。
[0042] 应当予以强调的是，根据本发明另一个特别特点，盘27和旋转板31都不摆动；因此，没有桨叶受到过迎角的周期变化。通过跟随至此所述、相对于总距控制杆9的运动链，从而清晰地显露出通过向上移动所述杆9来同步产生所有桨叶后缘向下的位移，从而产生桨叶迎角的增加，这是在绝对方向上几何的和根据飞行的瞬时条件空气动力学的增加。通过降低杆9本身获得相反的操作，而所有桨叶迎角共同减小。这些操作因此能控制直升机的上升和下降。
[0043] 不同于当今的飞行器，在这些飞行器中任何方向上的侧面姿态通过周期距控制来控制，在本发明中侧向姿态的管理替代地由两个后副翼2-3来承担，后副翼的瞬时位置由飞行员通过移动控制杆8通过特定的运动控制链直接地(图5)或借助插入已知类型的伺服机构来确定，该伺服机构对于减少飞行员所付出气力是有必要的。施加在杆8上的控制通过从控制
块获得的运动连接的特定顺序到达副翼2和3，该控制块大体形成在三个持续
啮合的
锥齿轮之间，该控制块下述也将被标示为“差速块或结构”，这些块由所述杆8致动并在图5中整体标示这些块。图6具体表示所述差速块并作为确保描述差速块操作的参考。差速块由所述杆8形成，垂直L形
支架36和中央锥齿轮38相对于该杆固定，该齿轮38通过自由穿过水平C形支架37的短轴，因此能跟随施加在杆8上的任何运动。所述中央锥齿轮38总是与另外两个侧向锥齿轮、即与右齿轮39和左齿轮40啮合，这些齿轮构成与中央锥齿轮经典的差速结构。所述侧向锥齿轮39和40相对于各个右半轴41和左半轴42的一端固定，并且侧向锥齿轮39和40与中央锥齿轮38的啮合由特意设置的支承或C形支架37来确保。两个半轴41和42在支架37上的各个孔中自由转动并又刚性地连接到外部末端锥齿轮43和44。锥齿轮43和44还使分别控制纵向拉杆47和48的传动锥齿轮45和46运动。
[0044] 如可从图5中见到那样，纵向拉杆47和48通过
等速万向节49和50以及另外的传动拉杆51和52将由主杆8产生的运动从差速块分别传到右副翼2和左副翼3。
[0045] 尤其参考图6，可能详细地理解主控制杆8的位置以何种方式确定后副翼2和3的位置。为了简化说明，我们可从飞行员施加到杆上的两个主运动开始，我们应当作为参考且这些主运动是：向前—向后位移(纵向)和向左—向右位移(横向)，这必须对应于整个直升机的相似位移。杆8的任何其它可能的运动只是沿着这两个主参考轴线的位移分量的向量和。
[0046] 如果考虑杆向前或向后的位移，立即可以注意到(图6)，通过由主杆元件8、L形支架36和中央锥齿轮38形成的固定组件产生C形支架37向前或向后的旋转，而齿轮38相对于C形支架37不作任何旋转运动。在所述条件下，与中央锥齿轮38啮合的侧向锥齿轮39和40将与支架37一同旋转，这将齿轮39和40以相同角度拉到相同方向上，而不在它们之间产生任何相对运动。这是由以下事实得出的：齿轮38相对于支架37没有相对运动。同样道理，两个相对于侧向锥齿轮39和40固定的半轴41和42将以由飞行员施加到主杆8上的相同的角度向前或向后旋转，好像它们是一根固定轴一样。考虑到这个事实，可以注意到，替代地，锥齿轮45和46相对于彼此在相反方向上转动，该锥齿轮45和46分别与装配在对应半轴的相对末端处的齿轮43和44啮合。
[0047] 无变化地传递到两个后副翼2-3上的所述相反方向上的旋转、另称为“成对物”的最后效果可从图7和8中注意到。在图7中表示当飞行员一直向前
推杆时由后控制副翼所呈现的位置。在这种控制姿态中，从飞行员的位置看，齿轮45以与杆转动的相同角度逆
时针转动，尽管齿轮46也以相同角度转动，但是以顺时针方向。这些旋转通过传动拉杆47、51和48、52和等速万向节49、50无变化地直接传递至后副翼2-3，并引起对应顶部前缘彼此接近，且底部前缘彼此远离移动，即两个副翼相对于机身侧岔开。
[0048] 考虑到下降的垂直旋翼流撞击到这两个副翼上，每个副翼在旋翼流上产生偏离，该偏离相对于另一个副翼产生的偏离镜像对称。假设副翼的旋转轴线的位置与飞行器的纵轴线成一角度，副翼2使旋翼流向前并向右偏离，而左副翼使旋翼流相对于机身的纵轴线镜像向前并向左偏离。在这些条件下，右分量和左分量彼此抵偿，而向前分量将
叠加。
[0049] 根据本发明，按照作用力和反作用力原理，它们的合力将施加到飞行器的重心上，该力倾向于使飞行器向后移位，并且由位于其重心上的两个旋翼的力维持的整个飞行器将通过向前倾斜来作出反应。这种新姿态将产生旋翼的旋转轴线以及因此它们(互相平行的)旋转平面的相应的倾斜，考虑到目前所述的飞机的构造和建造的方式，这些旋转平面始终与旋翼的旋转轴线保持正交。
[0050] 得到朝向飞行器机首定向的旋翼流的推力分量的形成，该推力分量产生飞行器向前的位移，即由飞行员实现在主杆8上并在此分析开始时检查的向前移位的操纵方向上。
[0051] 根据相对于目前所表示并阐释的机理，杆一直向后的移位对称地产生后副翼2和3如在图8中所示的相反方向上相等的旋转，在图中可注意到的是，后副翼这样转动使相应顶部前缘彼此远离移动，而底部后缘彼此接近。在这些条件中，下沉的旋翼流相对于飞行器的重心向内和向后偏离。按照反作用，飞行器的重心经历朝向机首向前的推动，这将产生飞行器本身和桨叶旋转平面的向后的倾斜，即确切地在由飞行员用主杆8操纵的方向上。
[0052] 替代地，为了理解在主杆8向右或向左移位时发生什么，有必要再次参考图6。
[0053] 当杆8向左或向右转动时，水平的C形支架37保持静止，而L形支架36相对于杆本身固定转动：因此，固定连接至杆的锥齿轮38也以相同的角度运动。所述齿轮38将本身旋转运动传递至侧向锥齿轮39和40中的每个齿轮，这些侧向锥齿轮明显地将以彼此相反的方向旋转，从而锥齿轮38与侧向锥齿轮一起拉动各个半轴41和42以及因此
外齿轮43和44。在这种情况下，外齿轮43和44将在与其相啮合的齿轮45和46上施加相同方向上的旋转：在定点的情况下，当杆8向右移位时，齿轮45和46都将以逆时针方向转动，当杆8向左移位时，齿轮45和46都将以顺时针方向转动。明显地也将由相对于齿轮45和46固定的轴47和48以及由后副翼2和3通过传动链的剩余部件来跟随所述旋转。
[0054] 根据本发明，后副翼2和3在将杆8向前/向后移位的情况下以共轭运动运动，在主杆8向左或向右移位的情况下，后副翼2和3将以协调的运动、但在相对于杆本身运动的相反方向上运动。
[0055] 在图9和10中表示在主杆8向左和向右的两个终位所获得的结果。
[0056] 在杆向右和向左移的两种情况中，可以注意到C形支架37保持静止。在图9中，我们可以看到，当杆一直向右移位时(考虑到如飞行员所见的运动)，副翼的顶部前缘都向飞行器的左侧转动。在这种情况下，偏离的旋翼流的主要分量朝向飞行器的右侧定位，从而使重心移位并将其向左转动且使飞行器向右倾斜，即倾斜到所希望的一侧。
[0057] 如果考虑图9，可以立即注意到右副翼2使旋翼流向右和向前偏离，而左副翼2使旋翼流向右和向后偏离。因此，除了向右的合力，该合力通过反作用在直升机上产生推力并考虑到所述推力离开重心的距离产生旋转，还有在重心上产生让直升机趋于向右转动的力矩的一对力。
[0058] 在图10中表示相反的条件，该条件的解释应当现在是明显的，在图10中杆一直向左倾斜，副翼都向飞行器的右侧倾斜，从而推动重心并引起其向右转动并使整个飞机向左倾斜，即又一次在由飞行员控制的方向上。
[0059] 应当予以注意的是，由于后副翼相对于重心向后设置，如由图1清楚地显现的那样，而响应于向前—向后的操纵，飞行器在实现侧向操作、或引入侧向分量时将有效率地向前或向后移动，给定翅片的位置，还在飞行器上引入偏航轴线上、就其本身有利于转动的旋转分量。杆上引起的侧向位移越大，所述旋转就愈发加重得多，从而趋于增加转动速度。虽然希望将飞机快速倾斜到两侧中的一侧上，在飞行员希望避免偏航轴线上同步的过度旋转的情况下，飞行员能通过借助踏板如所希望地减少转动速度来补偿所述瞬间的姿态，从而以该转动速度对前副翼进行适当转动，并因此精确地获得所希望的路径。如果替代地，飞行员仅施力到踏板上从而保证杆在中间位置并居中，则他将以类似于目前在装备有用于控制偏航轴线上姿态的系统的直升机(那些具有垂直设置的尾旋翼的直升机)中发生的方式，即以不同于已经描述的方式来获得相对于飞行器的偏航轴线的简单旋转。
[0060] 在图11中示出用于控制只控制前副翼的(旋转)位置的踏板的机理。如可见地，踏板组由两个踏板形成，即对于飞行员可用的右踏板10和左踏板11，该飞行员能用他的脚来移动这些踏板。具有相应的L形支架49和50的所述踏板与横向臂51和52一起形成伸缩式平行六面体的一部分。相对于臂52固定的锥齿轮53使锥齿轮54运动，并通过锥齿轮54使轴55和刚性连接到轴55的前副翼1运动。所述控制链可以是简单和直接的，如在附图中所表示的那样，或设想插入减少飞行员施力的已知类型的可能的伺服机构。活动拉杆的伸缩式布置使踏板能实现平行的来回运动，而在齿轮53和所述控制链的其它元件上引起旋转。
[0061] 从分析该设备的运动学开始，可以看到通过向前推动右踏板10，从上看的话，齿轮53在逆时针方向上转动，并且从前看，通过齿轮53向前拉的齿轮54在顺时针方向上转动，从而通过轴55产生向前副翼1的顶部前缘右侧的倾斜，或如果如此是较佳的，若从飞行员位置来看前副翼1的旋转在顺时针方向上。当前副翼1在所述位置，相对于飞行器的结构倾斜时，明显的是前副翼使旋翼流偏离到直升机的左侧。在这些条件下，如果杆保持在中心，飞机将在偏航轴线上向右转动，即在被压的踏板一侧上转动。
[0062] 通过对左踏板操作将获得一种类似但相反的行为。
[0063] 上述分析是在只对踏板进行操作的假设下作出的。
[0064] 在相反的情况中，如果同时操作踏板10-11与操作主杆8，在根据由飞行员所作选择的控制效率中获得修改，从而使任何可能类型的操作行为，特别在转动时变得自动且确定。
[0065] 在对根据本发明在其普通操作中用于控制所设飞行器姿态的元件的结构性说明、以及在控制机构上执行的操纵效果详尽阐释后，留给我们描述在飞行特殊情况下、通常被称为自动驾驶以及体现为部分或完全缺乏由发动机施加的
牵引力的情况下无法避免的条件下的性能。还在这种情况中，根据本发明的飞行器的性能特点超出并基本上提高同级别的其它现存飞行器的可能性。这是由于两个特定的基本元件而获得：首先，考虑引起所有桨叶同时呈显著的负迎角的可能性；第二，考虑存在用于在每个桨叶末端局部增加重量的上述块6。
[0066] 事实上应当予以注意的是，在现今的直升机中并在目前已知的这种类型的飞行器中，引起用于维持飞行器旋翼的桨叶呈显著的负迎角是完全不可能的。这种不可能性是由于由存在周期距控制所表现的阻碍。在现今的直升机中，自动驾驶中的
失速条件，如果失速发生，几乎总是被证明是退化的和不可修复的，无论飞行的高度和姿态如何，从而导致飞行器的坠落。对于任何目前流通中的飞机存在施加在飞行员身上有责任去避免或减少到最小程度的规定图，给定飞行条件，从而确切地避免这些严重的、通常是致命的失速问题的发生。就在航空行话中所述曲线表被定义为“死人曲线”来说，所述曲线对于任何直升机飞行员来说是悲剧地已知的。
[0067] 借助本发明和对于飞行员部分最小程度的关注，无论飞行器维持的高度和姿态如何，这种严重问题可能发生的真实可能性实际为零。事实上，由于在桨叶上的末端块6，由旋翼储存的更大动能甚至在没有发动机的时候，也可避免旋翼的旋转速度在非常短的时间内诸如在任何情况下跌落，从而避免在飞行员部分上有效的和及时纠正的干预，从而甚至在非常低的高度时，留给飞行员安全操控飞机降落的时间和可能性。同样地，在高空时，阻止
发动机转速损失的能力保持不变，而提供飞行员新的和可解决的机会去使所有桨叶快速呈显著的、甚至大于-45°的负迎角。
[0068] 这样，即使飞行器正在失重并发现其桨叶处于严重气动失速的条件下，桨叶也能带回到
层流的条件中，从而恢复相对于相对下降
风的空气动力学升力，并因此恢复旋转速度，从而使飞行员随后并逐步地能够重新获得
指定旋转速度，而迎角被带回到对于自动驾驶条件中的降落来说正常的值。
[0069] 此处所述的紧急操纵仅对于根据本发明的飞行器是可能的，这正好是由于没有周期距的控制，而有周期距的控制则使所述操纵变得不可能。
[0070] 然而，还存在飞行的另外一种条件，在这种条件下，此处所述的飞行器克服其它目前已知的飞行器的限制，并且可以有效地与可以推力换向式飞机相比，而不具有推力换向式飞机极其高的制造复杂度或在甚至最小的故障情况下的严重风险。事实上，在根据本发明所描述的飞行器装备有充足动力的发动机的情况下，在飞行器的速度高于任何现今直升机能达到的速度时，只通过控制后副翼2和3的迎角，就可将飞行器带到几乎水平的飞行姿态。在所述的特定姿态中，旋转平面几乎是垂直的旋翼将承担传统的、带有可变距的对向旋转螺旋桨的功能，后副翼除了继续执行其控制姿态的主要功能外，还将开始形成类似飞机机翼的
空气动力升力。飞行器随后可在任何时刻通过简单减少施加到旋翼的动力并通过控制后副翼2和3的迎角来再呈现直升机的传统姿态。在为飞行的这种另外的可能性预先布置的飞行器中，所希望的是有可用的、简单的机构，该机构设计成控制飞行员和可能的乘员的座位位置、补偿机身显著的旋转并将飞行器的乘客保持在接近垂直的位置中。
[0071] 有利的是，在现已述类型的、在机上无飞行员和/或乘员的飞行器中并不要求所述设备。
[0072] 总之并总结此处包含的概念，关于甚至在正常飞行条件中施加到结构上和空气动力操纵控制上的压力，可以说本发明最后使通常不稳定和危急得多的直升机的性能接近于飞机的性能，但直升机保持在非常低速或在固定点处的操纵和飞行的特定可能性，这种性能对于飞机来说完全是排除的。此外，在有足够所装备的运动动力时，它也有适合飞机的特性。
[0073] 在此处所述的较佳的实施例中，可设想用于控制桨叶总距的杆9能产生所有桨叶迎角的同步和共同变化，这种变化对于前角的正迎角来说达到大于等于12°的值，而对于前角的负迎角来说达到大于45°的值。
[0074] 有利地，根据本发明，这只借助控制两个同轴和对向旋转但无摆动的板的平移来获得，这些板形成定位在旋翼附近的旋转元件的一部分并制成借助传动装置在各轴上滑动，该传动装置直接地或通过插入伺服机构从先前描述的总距控制杆9中来并在旋翼的每个桨叶上完美地同步起作用从而变化旋翼桨叶的迎角。
