CN107458597B - 用于直升机的反扭矩组件及***以及操作直升机的方法 - Google Patents

Abstract

本发明包括用于直升机的反扭矩组件，该反扭矩组件包括多个定桨距马达，所述多个定桨距马达安装在直升机的尾桁上的一个或更多个枢轴上，其中，所述一个或更多个枢轴上的所述多个定桨距马达适于在包括悬停模式的第一操作模式期间定向成与直升机的尾桁基本上共面，并且其中，定桨距马达适于在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间定向成与直升机的尾桁基本上不共面。

Description

用于直升机的反扭矩组件及***以及操作直升机的方法

技术领域

本发明总体上为飞行控制的领域，并且具体地涉及用于直升机的反扭矩***和控制。

联邦政府资助研究声明

不适用。

背景技术

在不限制本发明的范围的情况下，结合反扭矩***对其背景进行描述。

反扭矩尾旋翼通常用在直升机中，并且通常邻近于提供飞行器稳定性的竖向翼片安装。在这种构型中，直升机旋翼产生横向气流。尾旋翼可以被以高角速度驱动，以提供足够的空气动力响应。有时，由直升机主旋翼和尾旋翼产生的涡流会相互作用并由此降低由旋翼产生的推力的效率。涡流的干扰还可能导致噪音的增大。为了解决这些问题，竖向翼片可以由环形机翼(有时被称为环翼)代替，该环形机翼具有比尾旋翼的直径大的内径并且可以围绕尾旋翼安装。

发明内容

在一个实施方式中，本发明包括用于直升机的反扭矩组件，该反扭矩组件包括：多个定桨距马达，所述多个定桨距马达安装在直升机的尾桁上的一个或更多个枢轴上，其中，所述一个或更多个枢轴上的所述多个定桨距马达在包括悬停模式的第一操作模式期间适于定向成与直升机的尾桁基本上共面，并且其中，定桨距马达适于在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间定向成与直升机的尾桁基本上不共面。在一个方面中，所述多个定桨距马达能够沿与其他马达不同的方向操作以提供相反的推力，或以相同方向的推力操作，或是以不同的速度操作，又或者以不同的方向和速度操作。另一方面，反扭矩组件包括3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个定桨距马达，并且每个马达均能够独立地或成组地开启或关闭，可以是变速马达，或者能够沿不同的方向独立地引导推力。另一方面，反扭矩组件限定为还包括围绕反扭矩组件的一个或更多个单个的马达的环或整流罩，每个环或整流罩均附接至单独的枢轴，或者反扭矩组件由附接至枢轴的单一的环或整流罩包围。另一方面，在悬停模式期间，反扭矩组件与尾桁基本上共面。另一方面，第二直升机操作模式是飞行模式，并且其中，反扭矩组件在飞行模式期间与尾桁基本上垂直。另一方面，马达是电动马达。另一方面，该模块还包括飞行控制计算机中的逻辑，该逻辑用于针对在从第一操作模式转变至第二操作模式以及从第二操作模式转变至第一操作模式期间的反扭矩组合***进行计算，并且该逻辑用于独立地控制螺旋桨的方向和定桨距马达的速度以将反扭矩组件***定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

本发明的另一实施方式包括用于直升机的反扭矩组件***，该***包括：多个定桨距电驱动变速马达，所述多个定桨距电驱动变速马达安装在一个或更多个枢轴上；以及一个或更多个驱动机构，所述一个或更多个驱动机构用于在包括悬停模式的第一直升机操作模式期间将定桨距电驱动变速马达定向成与直升机的尾桁基本上共面，并且用于在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间将定桨距电驱动变速马达定向成与直升机的尾桁基本上不共面，其中，第二直升机操作模式是飞行模式。在一个方面，该***还包括飞行控制计算机中的逻辑，该逻辑用于计算在从第一操作模式转变至第二操作模式及从第二操作模式转变至第一操作模式期间来自反扭矩组件***的方向和推力，并且该逻辑用于独立地控制螺旋桨的方向和定桨距电驱动变速马达的速度，以将反扭矩组件定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

在又一实施方式中，本发明包括操作直升机的方法，该方法包括：将包括位于直升机的尾桁的端部处的枢轴上的两个或更多个定桨距电驱动变速马达的反扭矩组件进行定向，其中，定桨距电驱动变速马达在包括悬停模式的第一直升机操作模式期间定向成与直升机的尾桁基本上共面，并且其中，所述两个或更多个定桨距电驱动变速马达在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间定向成与直升机的尾桁基本上不共面，其中，第二直升机操作模式是飞行模式。

附图说明

为了更全面地理解本发明的特征和优点，现在参照附图对本发明进行详细描述，在附图中：

图1是直升机的示意性侧视图，其示出了被示为具有定桨距马达的反扭矩组件。

图2A和图2B示出了直升机的示意图，在图2A中示出了在悬停模式期间反扭矩组件的位置和总推力，其中，推力方向在例如悬停期间与主旋翼的旋转运动相反，图2B还示出了反扭矩组件的俯视图，但反扭矩组件绕轴线发生了旋转，其中，推力的方向被示为朝向直升机的后部，以在这种情况下增加至通常在高的空速巡航期间使用的前向推力。

图3A是示出了处于悬停模式下的反扭矩组件的直升机的尾部的示意性等距图。

图3B是示出了处于悬停模式下的反扭矩组件的直升机的尾部的示意性侧视图。

图3C是示出了处于推力模式下的反扭矩组件的直升机的尾部的示意性等距图。

具体实施方式

尽管下面对本发明的各种实施方式的实现和使用进行了详细论述，但是应当理解的是，本发明提供可以在各种具体情况下实施的许多适用的发明构思。本文所讨论的具体实施方式仅是实现并使用本发明的具体方式的说明，而并非限制本发明的范围。

为了便于理解本发明，下面定义了许多术语。本文中定义的术语具有本发明相关的领域中的普通技术人员通常所理解的含义。诸如“不定冠词”(“a”,“an”)和“定冠词”(“the”)之类的术语并不意在仅指单个实体，而是包括可以用于说明的具体示例的所属大类。本文中的术语用于描述本发明的具体实施方式，但是其应用并不是对本发明的限制，除了列在权利要求中的以外。

大多数具有单一主旋翼***的直升机需要单独的旋翼来克服扭矩。这通常在使用通过轴和齿轮箱接纳来自发动机的动力的可变桨距反扭矩旋翼或尾旋翼的直升机上实现。本发明人先前已经公开了使用定桨距马达模块的阵列的反扭矩控制，定桨距马达模块的阵列使用小型定桨距电马达模块的阵列来代替传统的尾旋翼。

考虑到这种构型(具有多个驱动螺旋桨的电驱动变速马达)，本发明的反扭矩组件可以在其中央部处被铰接并且可以绕轴线、例如竖向轴线或水平轴线自由旋转。飞行控制计算机中所包括的逻辑可以独立地控制单个螺旋桨的速度，以将组件定位成获得最佳推力角度和最佳推力大小。这种调节尾旋翼推力的方向和大小的能力可以允许整个飞机性能的最佳化。

本发明相对于现有的尾旋翼构型具有一定的优点。其中一个优点是一起形成反扭矩组件的各个定桨距马达(例如，电动、液压或气动驱动的马达)具有低旋转惯性，其中，各个马达可以被单独地控制成具有快速变化的速度和方向。本发明还消除了变桨距***的复杂性。本发明的另一个优点在于大量的定桨距电驱动变速马达的使用使得在没有过度增重的情况下通过高水平的冗余提供了部件故障方面的安全性和可靠性。此外，定桨距电驱动变速马达的广泛分布增大了在诸如碰撞和闪电之类的外部威胁方面的安全性。

本发明还具有另外的优点。例如，当位于地面上并且主旋翼转动时，定桨距电驱动可变速马达的低惯性允许其运动停止，这进一步通过关闭马达从而降低桨叶接触人员导致受伤风险的能力来支持。此外，如本文中的一个实施方式中所示，本发明允许通过反扭矩组件的推力角度的方向最佳化来提高巡航效率。本发明的额外的优点包括通过以最佳速度和方向操作仅一小组的多个定桨距电驱动变速马达以及根据其产生的分布式噪音剖面来降低乘客噪音和振动。由定桨距电驱动变速马达提供的又一优点是通过以最佳的速度和方向操作马达来减少在悬停时令人讨厌的地面噪声。

本发明的定桨距电驱动变速马达通过电传操纵控制提供偏航稳定性增强能力的集成。最后，当以较高的高度操作时，定桨距电驱动变速马达的速度可以增大以补偿推力的减小。

本发明包括可转换的直升机反扭矩组件，该可转换的直升机反扭矩组件使用定桨距电驱动变速马达以用于地面飞行及和低速前向飞行。该反扭矩组件可以具有环绕的环或整流罩，该环或整流罩代替直升机的传统尾旋翼并且经由枢轴连接至直升机，该枢轴可以用于引导反扭矩组件的一个或更多个马达的推力。替代性地，各个定桨距电驱动变速马达可以各自具有连接至枢轴的环绕的环或整流罩。形成模块的各种尾旋翼马达的组合桨叶可以各自提供单独的推力。固定的反扭矩组件可以包括两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个或更多个单个的定桨距变速马达，其中单个定桨距变速马达可以单独地或以一个或多个组合沿一个或更多个方向操作。

当设置在整流罩内时，各种涡流可以被捕获以形成循环空气模式，循环空气模式可以用作泵以经由定桨距电驱动变速马达的中心从邻近马达的上游表面的区域抽吸额外的空气。循环空气模式和排气可以使由反扭矩组件输送的尾流的直径和空气的体积增大。反扭矩组件的尾流可以通过组合的定桨距电驱动变速马达的操作而在包括较大质量的空气的同时以较慢的速率输送，从而提高了用作尾旋翼的整个反扭矩组件的操作效率。

通过使用各自具有自己的定桨距螺旋桨的小型单个马达，每个螺旋桨的总转动能相当小并且甚至可以使用较柔软或甚至脆弱的材料，该较柔软或甚至脆弱的材料将在悬停或缓慢飞行期间接触到某地勤人员时保护该地勤人员，同时仍能提供附加的气动力以在前向飞行中控制飞行器偏航、横滚或俯仰。

定桨距电驱动变速马达可以提供纵向俯仰配平和横向偏航配平。在巡航模式下，定桨距电驱动变速马达的流动轴线与机身的长轴线大致对齐或者沿着机身的长轴以用作水平稳定器。在悬停模式下，定桨距电驱动变速马达的布置消除了由于与来自主旋翼的下冲气流相干涉而可能产生的水平尾翼表面的向下载荷。定桨距电驱动变速马达还可以通过经由飞行员的配平控制而将其自身定位成具有偏航方向攻角而在前向飞行中使反扭矩组件卸载，从而降低动力消耗。反扭矩组件在侧向飞行中呈现表面区域并且因此可以在被动横滚中用作偏航阻尼器。反扭矩组件还可以帮助减小水平稳定器的尺寸。替代性地或另外，反扭矩组件的应用可以允许去除通常应用在常规直升机上的竖向表面和水平表面两者。这可以允许减少重量、旋翼尾流中的水平稳定器的向下载荷并且减小投影的侧面区域以及在横向(侧向)飞行中的阻力。

本发明利用了用在直升机反扭矩控制中的电动马达的独特性能。使用这种分布式电动推进设计和当今的飞行控制技术，每个马达可以被独立地控制以改变各个马达的推力并且从而将反扭矩组件(铰接在中央部处并且绕竖向轴线自由地旋转)定位成具有最佳的总推力(方向和大小)。在悬停模式下，直升机需要垂直于机身中心线的反扭矩推力。随着直升机增大其前进空速，这种垂直推力的要求降低。随着反扭矩推力的要求的降低，该推力现在可以被进一步向尾部引导以使动力利用和整体飞行器性能最佳化。在最大空速下，该推力可以直接几乎完全位于尾部。

图1是具有反扭矩组件110的直升机100的示意性侧视图，在该变型中，该扭矩组件110被描绘为具有七个定桨距马达112a至112g，所述七个定桨距马达112a至112g可以是定桨距电驱动马达和/或定桨距变速马达。直升机100包括由机身104承载的旋转***102。连接至旋转***102的旋翼桨叶106提供直升机100的飞行。旋翼桨叶106通过机身104内的多个控制器来控制。例如，在飞行期间，飞行员可以操纵循环控制器(未示出)以改变旋翼桨叶106的桨距角度并且/或者操纵踏板(未示出)以提供竖向、水平和偏航飞行控制。直升机100具有尾桁108，该尾桁108在尾部支承反扭矩组件110。定桨距马达112a至112g提供用于使直升机100横向稳定的反扭矩力。定桨距马达112a至112g中的每个定桨距马达均作为反扭矩组件110的一部分安装在尾桁108上。反扭矩组件110居中地位于毂上，使得反扭矩组件110的前缘设置至直升机100的朝向尾桁108的一侧。例如，如果直升机100的单个主旋翼在从上方观察时逆时针旋转，则反扭矩组件110的前缘位于直升机100的右侧(右舷)。

在图2A中，直升机100的示意性俯视图示出了在悬停模式期间尾桁108上的反扭矩组件110，其中，推力的方向在例如悬停期间与主旋翼的旋转运动相反。

图2B示出了直升机100的俯视图，其中尾桁108上的反扭矩组件110绕单个枢轴或轴线114发生了旋转，其中，推力的方向被示出为朝向直升机100的后部，从而在该情况下增加通常在高空速巡航期间使用的前向推力。在该实施方式中，枢轴114被示出为相对于尾桁108的纵向轴线偏移，然而，枢轴114和反扭矩组件110也可以沿着尾桁108的纵向轴线定中心。

在操作中，在第一直升机操作模式期间，反扭矩组件110定向成与直升机100的尾桁108基本上共面。例如，第一直升机操作模式是悬停模式，该悬停模式通常是这样的模式：直升机100停留在地面上或停留在地面附近，其中，反扭矩组件110在直升机100处于慢速飞行操作时提供来自一个或更多个定桨距马达112a至112g的推力。在该取向中，反扭矩组件110可以对直升机的操作提供操纵性和配平。在悬停期间，反扭矩组件110的一个或更多个定桨距马达112a至112g的推力方向可以处于相反的方向上，例如，一小组马达可以使其推力指向一个方向，而另一小组马达的推力可以指向相反的方向以向直升机100提供更精细的旋转控制。当然，各个马达的速度在飞行控制计算机中的逻辑的控制下也可以发生改变，该逻辑计算在从第一操作模式转变至第二操作模式以及从第二操作模式转变至第一操作模式期间反扭矩组件110的位置，并且该逻辑用于独立地控制各个螺旋桨的速度以将组件定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

在第二操作模式中，在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间，反扭矩组件110定向成与直升机100的尾桁108基本上不共面。例如，第二直升机操作模式是飞行模式(例如，低速至高速的前向飞行模式)。在该飞行模式中，反扭矩组件110的取向由与尾桁108基本共面变为不共面。例如，反扭矩组件110可以通过绕枢轴114枢转而与尾桁108的平面基本上垂直。替代性地，反扭矩组件110的取向可以是在相对于尾桁108共面的位置与相对于尾桁108垂直的位置之间的任何位置。

图3A和图3B示出了与直升机100的尾桁108共面地定向的反扭矩组件110的示意图。反扭矩组件110使用枢轴114被安装至直升机100的尾桁108。如图2中所示，枢轴114相对于尾桁108偏移以允许反扭矩组件110旋转。在一些实施方式中，反扭矩组件110相对于尾桁108偏移的距离取决于枢轴114的位置。在该实施方式中，枢轴114连接至附接至尾桁108的叉状件116。叉状件116包括上端部118和下端部120。反扭矩组件110在上端部118与下端部120之间安装至叉状件116。例如，反扭矩组件110可以包括分别附接至叉状件116的上端部和下端部120的上枢转位置114a和下枢转位置114b。

图3B是在上枢转部114a和下枢转部114b上定向成与直升机100的尾桁108共面的反扭矩组件110的正视图的示意图。叉状件116的包括下端部120的底部部分可以比叉状件116的包括上端部118的顶部部分厚。当直升机100例如在着陆期间滑行平飞时，反扭矩组件110位于直升机100的最低点处，由此导致与地面接触的风险。如果存在接触，下端部120的较厚的底部部分可以为叉状件116提供较高的强度以承受接触力并减小(例如，最小化或防止)挠曲，从而保护反扭矩组件110。在一些实施形式中，作为替代性方案或额外地，叉状件116可以连接有托架(stinger，未示出)，以使较厚的底部部分承受接触力并减小挠曲。

图3C是与直升机100的尾桁108非共面地定向的反扭矩组件110的示意图。在图3C中，反扭矩组件110已经在穿过上端部轴线114a和下端部轴线114b的Z轴线上从悬停模式期间所处的共面取向垂直旋转至飞行模式期间的非共面取向，在该飞行模式中，反扭矩组件110基本上垂直于尾桁108的旋转平面。在一些实施形式中，反扭矩组件110可以在水平X轴线上枢转以提供直升机100的偏航控制。

在直升机100的尾桁108的端部处可以包括有枢转机构和反扭矩组件110。在一些实施形式中，枢转机构可以是电动的或者甚至可以是双臂曲柄***，并且枢转机构可以包括连接至双臂曲柄***的带轮线缆***。枢转机构可以由直升机100的操作者控制为：在第一直升机操作模式期间将反扭矩组件110定向成与直升机100的尾桁108基本上共面，并且在不同于第一模式的第二直升机操作模式期间将反扭矩组件110定向成与直升机100的尾桁108基本上不共面。在电传操纵构型中，枢转机构可以由飞行控制计算机中的逻辑控制，该逻辑对从第一操作模式转变至第二操作模式以及从第二操作模式转变至第一操作模式期间的反扭矩组件110的位置进行计算，并且该逻辑用于独立地控制各个螺旋桨的速度以将组件定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

已经描述了许多实施形式。然而，应当理解的是，在不背离本公开的精神和范围的情况下，可以进行各种修改。在一些实施形式中，定桨距电动马达模块可以通过与航空器的操作状态(例如，悬停、转换或前向飞行)相结合的飞行员的输入来控制。在使用某种形式的电传操纵控制***或光传操纵控制***操作旋翼飞行器的实施形式中，定桨距电动马达模块的操作可以通过计算机***来控制，该计算机***转而可以从飞行员的输入等获得指令。

本说明书中提到的所有出版物和专利申请都指示了本发明所属领域技术人员的技术水平。所有出版物和专利申请通过引用并入本文，就如同每个单独的出版物或专利申请均被专门且单独地指明通过引用并入本文。

当与权利要求和/或说明书中的术语“包括”一起使用时，词语“一”或“一个”可以表示“一个”，但是词语“一”或“一个”也与“一个或更多个”、“至少一个”和“一个或多于一个”的含义一致。除非明确指出仅指代替代性方案或者替代性方案是相互排斥的，否则在权利要求中使用术语“或”用于表示“和/或”，尽管公开内容支持指代仅替代性方案以及“和/或”的限定。贯穿本申请，术语“约”用于指示数值包括装置的固有误差变化，该方法被用来确定数值或研究对象之间存在的变化。

如在本说明书和权利要求中所使用的，词语“包括(comprising)”(以及包括的任何形式，比如“包括(comprise)”和“包括(comprises)”)、“具有(having)”(以及具有的任何形式，比如“具有(have)”和“具有(has)”)或“包括有(including)”(以及包括的任何形式，比如“包括有(includes)”和“包括有(include)”)或者“包含(containing)”(以及包含的任何形式，比如“包含(contains)”和“包含(contain)”)是内含性的或者开放式的，并且不排除其他的、未叙述的元件或方法步骤。在本文所提供的任何组成和方法的实施方式中，“包括(comprising)”可以用“基本上由...组成”或“由...组成”代替。如本文中所使用的，短语“基本上由...组成”需要指定的整体或步骤以及不会在实质上影响所要保护的发明的特征或功能的整体或步骤。如本文中所使用的，术语“组成”用于仅指示所叙述的整体(例如，特征、元件、特性、属性、方法/过程步骤或限制)或整体的组合(例如，特征、元件、特性、属性、方法/过程步骤或限制)的存在。

本文中所使用的术语“或其组合”是指该术语前面列举的项目的所有排列和组合。例如，“A、B、C或其组合”意在包括A、B、C、AB、AC、BC或ABC中的至少一者，并且如果在特定语境中，顺序是重要方面的话，则还可以包括BA、CA、CB、CBA、BCA、ACB、BAC或CAB。继续该示例，还明确地包括包含重复的一个或更多个项目或术语的组合，比如BB、AAA、AB、BBC、AAABCCCC、CBBAAA、CABABB等。本领域技术人员应当理解的是，除非从上下文中显而易见，否则通常不存在对任何组合中的项目或术语的数量的限制。

如本文中所使用的，近似的词语比如但不限于“约”、“基本”或“基本上”是指这样的情况：当这样的修改被理解为不一定是绝对的或完美的，但对于本领域技术人员来说将被认为是足够接近以保证指定存在条件。对其描述的可能的变化程度将取决于可以进行多大的改变，并且本领域普通技术人员仍认识到修改特征仍具有未修改特征的所需特性和能力。一般而言，在前面论述的情形下，本文中的由诸如“约”之类的近似词语修改的数值可以相对于所列数值浮动±1％、±2％、±3％、±4％、±5％、±6％、±7％、±10％、±12％或±15％。

根据本公开，本文中所公开并要求保护的所有组合和/或方法可以在没有过度实验的情况下制造和执行。尽管已经根据优选的实施方式对本发明的组合和方法进行了描述，但是对于本领域技术人员而言将明显的是，在不背离本发明的概念、精神和范围的情况下，可以对本文中所描述的应用于组合和/或方法以及方法的步骤或步骤顺序进行变型。对于本领域技术人员而言明显的是，所有这样的类似替代形式和改型均被认为在如由所附权利要求限定的本发明的精神、范围和概念内。

Claims (20)

1.一种用于具有尾桁和在所述尾桁上的一个或更多个枢轴的直升机的反扭矩组件，所述反扭矩组件包括：

多个电驱动变速马达，所述多个电驱动变速马达安装在所述直升机的尾桁上的所述一个或更多个枢轴上，其中，每个电驱动变速马达驱动定桨距旋翼，并且在所述一个或更多个枢轴上的所述多个电驱动变速马达适于在包括悬停模式的第一操作模式期间定向成与所述直升机的所述尾桁基本上共面，并且其中，所述多个电驱动变速马达适于在不同于所述第一操作模式的第二直升机操作模式期间定向成与所述直升机的尾桁基本上不共面；以及

其中，每个电驱动变速马达都被独立控制。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述多个电驱动变速马达能够沿与其他马达不同的方向操作以提供相反的推力，或者以相同方向的推力操作，或者以不同的速度操作，又或者以不同的方向和速度操作。

3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述反扭矩组件包括3个、4个、5个、6个、7个、8个、9个、10个、11个、12个、13个、14个、15个或更多个电驱动变速马达，并且每个马达均能够独立地或成组地开启或关闭；或者各个马达能够沿不同的方向独立地引导推力。

4.根据权利要求1所述的组件，还包括围绕所述反扭矩组件的各个所述电驱动变速马达和旋翼中的一个或更多个的环或整流罩，每个环或整流罩附接至单独的枢轴，或者所述反扭矩组件由附接至所述枢轴的单一的环或整流罩围绕。

5.根据权利要求1所述的组件，其中，所述反扭矩组件在所述悬停模式期间与所述尾桁基本上共面。

6.根据权利要求1所述的组件，其中，所述第二直升机操作模式是飞行模式，并且其中，所述反扭矩组件在所述飞行模式期间与所述尾桁基本上垂直。

7.根据权利要求1所述的组件，还包括飞行控制计算机中的逻辑，所述逻辑计算在从所述第一操作模式转变至所述第二直升机操作模式及从所述第二直升机操作模式转变至所述第一操作模式期间来自所述反扭矩组件的方向和推力，并且独立地控制螺旋桨的方向和所述电驱动变速马达的速度以将所述反扭矩组件定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

8.一种用于直升机的反扭矩组件***，所述***包括：

多个电驱动变速马达，所述多个定桨距电驱动变速马达安装在所述直升机的尾桁上的一个或更多个枢轴上，其中，每个电驱动变速马达驱动定桨距旋翼；一个或更多个驱动机构，所述一个或更多个驱动机构用于在包括悬停模式的第一直升机操作模式期间将所述电驱动变速马达定向成与所述直升机的尾桁基本上共面，并且所述一个或更多个驱动机构用于在不同于所述第一直升机操作模式的第二直升机操作模式期间将所述电驱动变速马达定向成与所述直升机的尾桁基本上不共面，其中，所述第二直升机操作模式是飞行模式；以及

其中，每个电驱动变速马达都被独立控制。

9.根据权利要求8所述的***，还包括飞行控制计算机中的逻辑，所述逻辑计算在从所述第一直升机操作模式转变至所述第二直升机操作模式及从所述第二直升机操作模式转变至所述第一直升机操作模式期间来自所述反扭矩组件***的方向和推力，以及用于独立地控制螺旋桨的方向和所述电驱动变速马达的速度以将所述反扭矩组件***定位成具有最佳推力角度和最佳推力大小。

10.根据权利要求8所述的***，其中，所述第一直升机操作模式是悬停模式，并且其中，所述一个或更多个驱动机构构造成在所述悬停模式期间将所述反扭矩组件***定向成抵消所述直升机的旋翼桨叶的扭矩。

11.根据权利要求8所述的***，其中，所述驱动机构构造成在所述飞行模式期间将所述反扭矩组件***定向成基本上垂直于所述尾桁。

12.根据权利要求8所述的***，其中，所述驱动机构包括电驱动机构，所述电驱动机构使所述反扭矩组件***从所述第一直升机操作模式旋转成所述第二直升机操作模式以及从所述第二直升机操作模式旋转成所述第一直升机操作模式。

13.根据权利要求8所述的***，还包括用以将所述反扭矩组件***安装至所述直升机的尾桁的安装***。

14.根据权利要求13所述的***，其中，所述安装***附接至所述枢轴，其中，所述枢轴相对于所述尾桁偏移以允许所述反扭矩组件***在所述悬停模式与所述飞行模式之间旋转。

15.根据权利要求13所述的***，其中，所述安装***包括附接至所述尾桁的叉状件，其中，所述反扭矩组件***安装至所述叉状件。

16.根据权利要求15所述的***，其中，所述叉状件包括分别附接至所述反扭矩组件***的上枢转位置和下枢转位置的上端部和下端部，并且所述叉状件的所述下端部比所述叉状件的所述上端部厚。

17.一种操作直升机的方法，所述方法包括：

将包括位于所述直升机的尾桁的端部处的枢轴上的两个或更多个电驱动变速马达的反扭矩组件进行定向，其中，每个电驱动变速马达驱动定桨距旋翼，并且所述两个或更多个电驱动变速马达在包括悬停模式的第一直升机操作模式期间与所述直升机的尾桁基本上共面，并且其中，所述两个或更多个电驱动变速马达在不同于所述第一直升机操作模式的第二直升机操作模式期间与所述直升机的尾桁基本上不共面，其中，所述第二直升机操作模式是飞行模式；以及

其中，每个电驱动变速马达都被独立控制。

18.根据权利要求17所述的方法，其中，所述第二直升机操作模式是飞行模式，并且其中，所述反扭矩组件在所述飞行模式期间与所述尾桁的旋转平面基本上垂直。

19.根据权利要求18所述的方法，还包括使用各个所述定桨距电驱动变速马达中的一个或更多个定桨距电驱动变速马达来调节所述反扭矩组件在所述飞行模式中的取向，以调节所述直升机的俯仰、横滚或偏航。

20.根据权利要求17所述的方法，还包括提供飞行控制计算中的逻辑用以计算从所述第一直升机操作模式转变至所述第二直升机操作模式及从所述第二直升机操作模式转变至所述第一直升机操作模式期间所述反扭矩组件的位置并且独立地控制各个所述定桨距电驱动变速马达以将所述反扭矩组件定位成以及提供来自所述定桨距电驱动变速马达的输出以便具有最佳推力角度和最佳推力大小。

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