CN115675846A - 具有带护罩的尾部螺旋桨的旋转翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种旋转翼飞行器(100)，其沿着关联的滚转轴线R在头部(101)与尾部(102)之间延伸。旋转翼飞行器(100)包括主旋翼(120)；螺旋桨(130)，其至少被构造为在向前飞行状态下推动旋转翼飞行器(100)，其中螺旋桨(130)在围绕关联的旋转轴线旋转时形成圆形螺旋桨盘；以及带护罩的涵道(140)，其设置在尾部(102)中并形成至少部分地容纳螺旋桨(130)的内部空气涵道，其中带护罩的涵道(140)包括偏航和俯仰稳定性增强单元，以在向前飞行状态下提高旋转翼飞行器(100)的偏航和俯仰稳定性。

Description

具有带护罩的尾部螺旋桨的旋转翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种旋转翼飞行器，其沿着关联的滚转轴线在头部与尾部之间延伸并且包括具有前部和后部的机身，其中该旋转翼飞行器还包括至少被构造为在旋转翼飞行器的悬停状态下提供升力的主旋翼、至少被构造为在向前飞行状态下在向前飞行方向上推动旋转翼飞行器的螺旋桨以及被设置在尾部中并且形成至少部分地容纳螺旋桨的内部空气涵道的带护罩的涵道。

背景技术

具有主旋翼和螺旋桨的旋转翼飞行器的一个例子是所谓的复合式直升机。在这种复合式直升机中，主旋翼基本上负责上升工作，但是通常也在复合式直升机的向前飞行状态下至少以较低或中等的向前速度负责推动工作。螺旋桨又主要被设置为在向前飞行状态下以更高的向前速度使主旋翼脱离其推动工作，并且可使复合式直升机在仅使用主旋翼不能达到的相对较高的向前速度下前进。

然而，在操作中，主旋翼围绕复合式直升机的偏航轴线产生扭矩。该扭矩必须通过合适的反扭矩装置来抵消，以确保复合式直升机在飞行操作中所需的偏航稳定性。

文件US4,928,907描述了一种具有主旋翼、尾梁以及安装在尾梁的尾部上的尾部螺旋桨的复合式直升机，其中尾部螺旋桨仅用于在主旋翼可能变距到无升力姿态时在飞机模式飞行期间以及从直升机垂直飞行到飞机模式向前飞行的过渡期间提供向前的推力。通过在相应的机翼与主旋翼下洗流垂直对齐时进行差分控制的副翼的力来形成悬停模式期间所需的反扭矩平衡力。此外，在尾梁上设置有可垂直移动的水平翼型，其具有可在悬停模式期间通过主旋翼下洗流提供反扭矩反作用力的可控的机构。

文件EP1395489A2描述了一种具有主旋翼、尾部螺旋桨以及尾梁的复合式直升机。尾梁形成与关联的线性喷嘴连接的增压室。关联的线性喷嘴固定地耦合至尾梁并且适于在与尾梁的外表面基本上正切的方向上释放出通过增压室中的加压空气形成的一层流体，以使主旋翼下洗流转向并由此产生对主旋翼所产生的偏置扭矩进行抵消的力。通过风扇或者通过将来自复合式直升机的发动机的废气引导到增压室中来提供加压空气。该复合式直升机还包括偏航控制构件，其被可动地耦合至尾梁并且可基于驾驶员的输入而选择性地定位。

文件EP2511177A1描述了一种具有主旋翼、尾部螺旋桨以及被摆线桨环绕的尾梁的复合式直升机。摆线桨具有基本上与尾梁的纵向轴线平行的单独的桨叶。在操作中，摆线桨进行驱动来提供对主旋翼所产生的偏置扭矩进行抵消的反扭矩。

然而，用于具有主旋翼和螺旋桨的复合式直升机的上述反扭矩装置总体上是复杂的并且要求精细的部件，例如差动控制的副翼或可动的翼型、额外的风扇或摆线桨。这些可致动的部件增加了整体***复杂性以及这些反扭矩装置的整体重量。

文件US3,241,791描述了一种具有主旋翼和尾部螺旋桨的复合式直升机。尾部螺旋桨被安装在附接于复合式直升机的机身的圆形护罩上。圆形护罩还设置有方向舵，其在尾部螺旋桨的下游被枢转地安装在圆形护罩上。在操作中，尾部螺旋桨产生气流，该气流被穿过圆形护罩朝向方向舵引导并且可通过方向舵进行偏转来抵消主旋翼所产生的扭矩。

文件US3,083,935A1和DE1456063A1描述了一种类似的复合式直升机，其具有主旋翼以及被容纳在设置有方向舵的圆形护罩中的尾部螺旋桨。此外，除了方向舵之外还设置有俯仰配平片。俯仰配平片被设置为用于改进复合式直升机的俯仰控制。

文件US5,131,603、US2010/0324758A1和US2011/0036954A1描述了一种类似的复合式直升机，其具有主旋翼以及被容纳在设置有方向舵和俯仰配平片的圆形护罩中的尾部螺旋桨。此外，除了方向舵和俯仰配平片之外还设置有一个或多个可展开的帽形扇面。可展开的帽形扇面可从圆形护罩展开并且被设置为在展开状态下使尾部螺旋桨推力偏移。

文件US5,277,381描述了一种类似的复合式直升机，其具有主旋翼以及被容纳在设置有方向舵和俯仰配平片的圆形护罩中的尾部螺旋桨。此外，除了方向舵和俯仰配平片之外还设置有枢转侧壁襟翼。枢转侧壁襟翼被枢转地安装在圆形护罩上并被设置为在枢转状态下使尾部螺旋桨推力偏移。

文件US3,260,482和DE1481629A1也描述了一种复合式直升机，其具有主旋翼以及被容纳在圆形护罩中的尾部螺旋桨。圆形护罩设置有多个垂直定位的方向控制叶片以及水平定位的俯仰配平片。在操作中，尾部螺旋桨产生被穿过圆形护罩朝向多个垂直定位的方向控制叶片引导的气流。该气流可通过垂直定位的方向控制叶片偏转，从而抵消主旋翼所产生的扭矩。

文件DE1456063A1描述了一种旋转翼飞行器，其具有在飞行器的滚转轴线的方向上彼此间隔开并被容纳在设置有可枢转的控制襟翼的关联的圆形护罩中的两个水平定位的主旋翼。可枢转的控制襟翼平行于飞行器的滚转轴线设置并且可进行枢转来抵消两个水平定位的主旋翼所产生的扭矩。

现有技术中还已知具有设置有方向舵、襟翼、叶片或凸片等等的圆形护罩的其他飞行器。例如，文件US2,929,580描述了一种螺旋桨飞行器，其具有被容纳在设置有水平设置的襟翼的关联的圆形护罩中的两个螺旋桨。然而，这些水平设置的襟翼与上述的反扭矩装置相比并非用于反扭矩控制。EP3251952和DE4119388也是已知的。

然而，具有用于反扭矩控制的方向舵、襟翼或叶片的上述的所有反扭矩装置都主要在相应的复合式直升机或旋转翼飞行器的悬停状态中产生影响，然而它们在过渡和向前飞行状态下的气动效率是受限的。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一种新型的复合式直升机，总的来说是一种具有主旋翼和尾部螺旋桨的新型的旋转翼飞行器，其配备有由于控制输入部和装置而具有最小的推力损失且阻力增幅最小的改进的反扭矩装置。

该目的通过一种具有主旋翼和尾部螺旋桨的旋转翼飞行器来实现，该旋转翼飞行器包括权利要求1的特征。更具体地，根据本发明，提供了一种旋转翼飞行器，其沿着关联的滚转轴线在头部与尾部之间延伸并且包括具有前部和后部的机身。该旋转翼飞行器包括：主旋翼，其至少被构造为在旋转翼飞行器的悬停状态下提供升力；螺旋桨，其至少被构造为在向前飞行状态下在向前飞行方向上推动旋转翼飞行器；以及带护罩的涵道，其被设置在尾部中并且形成至少部分地容纳螺旋桨的内部空气涵道。后部在前部与带护罩的涵道之间延伸并且在关联的滚转轴线的方向上包括不对称的截面轮廓。后部被构造为通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。螺旋桨包括预定数量的螺旋桨桨叶，它们在螺旋桨围绕关联的旋转轴线旋转时形成圆形螺旋桨盘。带护罩的涵道包括偏航和俯仰稳定性增强单元，以在向前飞行状态下提高旋转翼飞行器的偏航和俯仰稳定性。

因此，该创造性的旋转翼飞行器可有利地至少在过渡和向前飞行状态下以提高的气动效率受到控制，特别是由于控制输入部和装置而具有最小的推力损失和最小的阻力增幅。更具体地，通过将偏航和俯仰稳定性增强单元实现为在带护罩的涵道的前部和后部中具有固定的和可动的装置，旋转翼飞行器的起落(俯仰)特性可受到控制，并且其主旋翼扭矩可通过具有气动效率的方式得到平衡。因此，尤其是在向前飞行状态下可以实现提高的起落效能。

优选地，带护罩的涵道具有特定的形状并且例如在非圆形截面、可变长度、不同的迎角、前缘/后缘相对于相关的螺旋桨桨叶平面的变化的距离等等方面进行成形。这种特定的形状和成形有利地使带护罩的涵道在旋转翼飞行器的过渡和向前飞行状态中针对主旋翼反扭矩产生侧向推力。

此外，可借助于至少一个不对称源通过主旋翼下洗流来产生针对主旋翼反扭矩的额外的侧向推力。例如，至少一个不对称源可被定位在旋转翼飞行器的、在主旋翼旋转的情况下最靠近接近的主旋翼的旋翼桨叶的侧部上。换句话说，如果主旋翼在逆时针方向上旋转，则至少一个不对称源定位在旋转翼飞行器的机身的右舷侧、即右侧部上，该旋转翼飞行器优选被形成为具有主旋翼和螺旋桨的旋转翼飞行器。

举例来说，至少一个不对称源可被形成为机身的凸缘，其可设置为靠近机身的下侧部。这种凸缘可被形成为足够大，从而可用作为台阶。此外，例如，其可被集成到气动成形的滑撬起落架中。替代地，这种凸缘可通过伸缩式头部起落架的盖体构造而成。在这种情况下，旋转翼飞行器在快速向前飞行时的气动性能将不会受到该凸缘的影响，因为其将会与伸缩式头部起落架一起缩入到机身中，使得整体构造再次具有良好的气动性。事实上，使用凸缘来产生相应的反扭矩优选主要在悬停状态和慢速向前飞行时发生。

至少一个不对称源还可包括位于旋转翼飞行器的机身顶部、即机身的上侧部上的伸长部、即凸形突出部。例如，合适的伸长部可以通过对覆盖旋转翼飞行器的上层的上部整流罩进行适当成形来获得。上部整流罩的最高点可移动到机身的相对一侧上，使得此处具有平滑过渡部，至少在截面的上部区域中具有恒定的切线。

可通过谈过带护罩的涵道和/或至少一个不对称源产生的针对主旋翼反扭矩的侧向推力有利地通过借助于旋转翼飞行器的机身的后部产生的来自主旋翼下洗流的侧向推力来增大。更特别地，该后部优选产生来自主旋翼下洗流的侧向推力的主要部分。因此，旋转翼飞行器的机身的后部可表现为与所谓的高升力翼型的轮廓类似的形状，使得在相对较低的下洗风速下可能已经产生相对较高的侧向推力。优选地，至少机身的后部的主要部分被不对称地定位在旋转翼飞行器的、在主旋翼旋转的情况下更加远离接近的主旋翼的旋翼桨叶的侧部上。换句话说，如果主旋翼在逆时针方向上旋转，则机身的后部的主要部分定位在旋转翼飞行器的右舷侧上。

优选地，靠近旋转翼飞行器的尾部的位置处的穿过机身的后部的垂直切口类似于高升力翼型。在该位置处优选至少基本上在垂直方向上定向的这种高升力翼型提供“升力”，即，在与主旋翼旋转相同的方向上的侧向推力。换句话说，如果主旋翼在逆时针方向上旋转，则侧向推力同样指向这个方向。

因此，在悬停状态下需要较少的功率，因为与传统尾梁响应于主旋翼下洗流而产生的下洗阻力相比由于将主旋翼下洗流转换为侧向推力而减小了响应于主旋翼下洗流而产生的下洗阻力。因此，可以实现提升能力增益和燃料节省。

有利地，在主旋翼的区域中、优选在主旋翼与机身的后部之间的区域中，从旋转翼飞行器的机身的截面轮廓(其类似于传统直升机的截面轮廓可以是对称的)到机身的后部的高升力翼型形状的截面轮廓的过渡部可被实现为平滑凹部。后者优选被成形为用于避免气流分割。

在一种说明性实现方式中，后部在尾部中设置有带护罩的涵道，螺旋桨被可旋转地安装在该涵道上。机身的后部到带护罩的涵道的基础过渡部优选是平滑的，使得机身的后部至少基本上具有与带护罩的涵道的四分之一对应的形状。

此外，至少一个翼类气动装置(其在下文中也称为“支撑翼”)可与机身的后部关联，以用于额外地通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。在旋转翼飞行器的操作中，主要在悬停状态下存在一定量的主旋翼下洗流。因此，水平方向上的“升力”、即侧向推力可有利地通过主旋翼下洗流经由机身的后部、关联的支撑翼以及前部和带护罩的涵道同时地产生，从而抵消悬停状态下由主旋翼产生的扭矩。

优选地，支撑翼主要垂直地定向。更具体地，支撑翼可例如从略处于主旋翼后方的位置到带护罩的涵道将旋转翼飞行器的上层连接至带护罩的涵道。有利地，支撑翼还表现为与高升力翼型的轮廓类似的形状。优选地，支撑翼的最大宽度位于主旋翼的旋翼桨叶的长度的60％与旋翼桨叶的外端部之间的区域处。

有利地，支撑翼和机身的后部将带护罩的涵道支撑在旋转翼飞行器的两侧上，因为与传统尾梁相比不存在机身后部的中心部分。优选地，尾部螺旋桨驱动轴设置在支撑翼与机身的后部之间。该尾部螺旋桨驱动轴也可通过所谓的马格努斯效应来产生侧向推力，该效应在圆柱体或锥体在垂直于其旋转轴线定向的气流中旋转时产生。

优选借助于通过所提供的预定数量的固定轮廓(例如，三个固定轮廓)支撑的轴承，尾部螺旋桨驱动轴优选被可旋转地安装在带护罩的涵道上。优选地，固定轮廓在支撑翼的相应位置以及将其连接至带护罩的涵道的位置处的机身后部的上缘和下缘附近被安装在带护罩的涵道上。

替代地，除了设置尾部螺旋桨驱动轴之外，尾部螺旋桨也可例如通过单独的发动机而独立于主旋翼之外进行驱动。该单独的发动机可以与驱动主旋翼的相应的主发动机类型不同，从而实现了具有高冗余的发动机混合，因为旋转翼飞行器可在向前飞行时通过每个发动机独立于其他发动机之外进行操作。

根据一些方面，偏航和俯仰稳定性增强单元包括在向前飞行方向上设置在圆形螺旋桨盘下游的方向舵，该方向舵包括细长方向舵主体，其围绕细长方向舵主体的长度轴线扭曲。

根据一些方面，细长方向舵主体包括设置有多个间隔开的结节的前缘。

根据一些方面，细长方向舵主体包括翼型形状轮廓，其具有围绕细长方向舵主体的长度轴线在细长方向舵主体的两个轴向端部之间旋转的直线形中心线，或者具有在细长方向舵主体的两个轴向端部之间包括变化的曲度的弧形中心线。

根据一些方面，方向舵被可旋转地安装在带护罩的涵道上或者设置有一个或多个旋转襟翼。

根据一些方面，偏航和俯仰稳定性增强单元包括在向前飞行方向上设置在圆形螺旋桨盘下游的至少一个支柱，该至少一个支柱包括细长支柱主体，其围绕细长支柱主体的长度轴线扭曲。

根据一些方面，细长支柱主体包括设置有多个间隔开的结节的前缘。

根据一些方面，细长支柱主体包括翼型形状轮廓，其具有围绕细长支柱主体的长度轴线在细长支柱主体的两个轴向端部之间旋转的直线形中心线，或者具有在细长支柱主体的两个轴向端部之间包括变化的曲度的弧形中心线。

根据一些方面，偏航和俯仰稳定性增强单元包括至少一个帽形福勒式襟翼。

根据一些方面，带护罩的涵道包括环形涵道主体，并且其中至少一个帽形福勒式襟翼可至少部分地缩入到环形涵道主体中。

根据一些方面，至少一个帽形福勒式襟翼设置在带护罩的涵道的后缘上。

根据一些方面，至少一个帽形福勒式襟翼在中立位置中至少部分地形成带护罩的涵道的后缘。

根据一些方面，偏航和俯仰稳定性增强单元包括多个翼型形状气动装置，特别是高升力翼型，它们至少基本上平行于关联的滚转轴线设置或者相对于滚转轴线(R)倾斜+/-10度的范围，并且形成从后部到带护罩的涵道的前缘的过渡部。

根据一些方面，带护罩的涵道包括设置有多个间隔开的结节的前缘。

根据一些方面，后部包括从前部延伸到尾部的至少一个翼型形状气动装置，其中至少一个翼型形状气动装置被构造为通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

在以下说明中参考附图通过举例的方式概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同的或相同功能的部件和元件标有相同的参考数字和字母，并因此仅在以下说明中描述一次。

附图说明

图1示出了根据本发明的具有带护罩的涵道的旋转翼飞行器的立体图；

图2示出了图1的旋转翼飞行器的侧视图；

图3示出了图1和图2的旋转翼飞行器的俯视图；

图4示出了图1至图3的旋转翼飞行器的另一个立体图，其具有说明性的不对称源；

图5示出了根据一个方面的图1至图4的旋转翼飞行器的说明性螺旋桨驱动轴的侧视图；

图6示出了根据另一个方面的图1至图4的旋转翼飞行器的说明性螺旋桨驱动轴的侧视图；

图7示出了图5和图6的螺旋桨驱动轴的功能图；

图8A示出了图1至图4的带护罩的涵道的后视图，其具有根据第一实施方式的偏航和俯仰稳定性增强单元；

图8B示出了图8A的具有偏航和俯仰稳定性增强单元的带护罩的涵道的立体图；

图9A和图9B示出了偏航和俯仰稳定性增强单元的方向舵和水平支柱相对于图8A和图8B的带护罩的涵道处于不同的位置的剖视图；

图10A和图10B示出了图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元的方向舵和水平支柱的变型的剖视图；

图11示出了图1至图4的带护罩的涵道的立体图，其具有根据第二实施方式的偏航和俯仰稳定性增强单元；

图12A示出了图11的带护罩的涵道沿着图11的切线XIIA-XIIA观察的剖视图；

图12B示出了图11的带护罩的涵道沿着图11的切线XIIB-XIIB观察的剖视图；

图13A和图13B示出了图12B的带护罩的涵道的不同的操作状态的剖视图；

图14A至图15B示出了图12B的带护罩的涵道的变型的不同的操作状态的剖视图；

图16示出了图1至图4的带护罩的涵道的立体图，其具有根据第三实施方式的偏航和俯仰稳定性增强单元；

图17至图18B示出了图1至图4的带护罩的涵道的立体图，其具有根据第四实施方式的偏航和俯仰稳定性增强单元；并且

图19A至图23示出了具有补充的改进的图1至图4的带护罩的涵道的不同的视图。

具体实施方式

图1示出了具有机身110和主旋翼120的说明性旋转翼飞行器100。举例来说，旋转翼飞行器100被表示为具有三条相互正交的轴线P、R和Y。轴线P表示与旋转翼飞行器100固有的俯仰轴线对应的横向轴线，轴线R表示与旋转翼飞行器100固有的滚转轴线对应的纵向轴线，并且轴线Y表示与旋转翼飞行器100固有的偏航轴线对应的垂直轴线。

举例来说，旋转翼飞行器100被表示为处于向前飞行状态。因此，仅更详细地示出向前飞行状态中所需的部件，而省略了其他部件的图示，以使附图简单明了。例如，没有例如为了表示相应的门和窗而示出机身110的更多细节，也没有示出可能的起落架(其可以是安装在机身110上的轮式起落架或滑撬式起落架)等等。

说明性地，机身110沿着滚转轴线R从旋转翼飞行器110的头部101延伸至尾部102。机身110包括前部112和后部114。说明性地，前部112包括左舷侧壁103和右舷侧壁104。优选地，后部114作为左舷侧壁103和右舷侧壁104中的一个的延长部进行延伸。

更具体地，后部114优选作为机身110的、在主旋翼120旋转的情况下更远离接近的主旋翼120的旋翼桨叶的侧部的延长部进行延伸。假设主旋翼120在逆时针方向上旋转，则机身110的后部114位于旋转翼飞行器100的右舷侧上，因此被设置为如图所示的右舷侧壁104的延长部。

举例来说，前部112在关联的过渡部或凹陷区域115处并入到后部114中。换句话说，从机身110的头部101开始沿着滚转轴线R前进，机身110使前部112在过渡部或凹陷区域115处并入到后部114中，后部114又终止于尾部102中。

前部112优选形成用于乘员和/或货物的机舱111。机舱111、更一般来说机身110说明性地在偏航轴线Y的方向上从下侧部106延伸至上侧部116，该上侧部将机舱111与上层105分隔开。上层105优选被整流罩118覆盖。举例来说，整流罩118可覆盖使主旋翼120在操作中旋转的一个或多个合适的发动机以及主变速箱。因此，主旋翼120被可旋转地安装在机身110的前部112处。

优选地，主旋翼120至少被构造为在旋转翼飞行器100的悬停状态下提供升力。举例来说，主旋翼120形成了单一旋翼平面122并且适于在操作期间提供升力和前向或后向推力。说明性地，主旋翼120被实现为多桨叶主旋翼，其具有多个旋翼桨叶125、126、127、128、129，它们在关联的旋翼毂123处被耦合至旋翼主轴124，该旋翼主轴在旋转翼飞行器100的操作中围绕关联的旋翼轴线旋转。

根据一个方面，旋转翼飞行器100被实现为复合式直升机，其具有至少被构造为在向前飞行状态中在向前飞行方向199上推动旋转翼飞行器100的螺旋桨130。因此，旋转翼飞行器100为了简单明了在下文中称为“复合式直升机100”。

说明性地，螺旋桨130包括预定数量的螺旋桨桨叶132，它们在螺旋桨130围绕关联的旋转轴线139旋转时形成圆形螺旋桨盘135。更具体地，螺旋桨桨叶132在操作中围绕旋转轴线139旋转，从而在方向198上产生气流，其为了简单明了在下文中也称为“推进气流198”。推进气流198优选至少被产生为用于在向前飞行状态下推动复合式直升机100。

螺旋桨130和主旋翼120可优选完全彼此独立地进行驱动。特别地，可使用不同类型的发动机来驱动螺旋桨130和主旋翼120，例如用于主旋翼120的吸气式推进发动机和用于螺旋桨130的电动马达。

优选地，螺旋桨130在复合式直升机100的尾部102中在机身110的后部114处被可旋转地安装在带护罩的涵道140上。更具体地，带护罩的涵道140设置在尾部102中并且优选形成至少部分地容纳螺旋桨130的内部空气涵道145。因此，螺旋桨130形成尾部螺旋桨并且更特别地优选形成推进螺旋桨。螺旋桨130可通过任何合适的机构被安装在带护罩的涵道140上，例如合适的固定轮廓或支柱。带护罩的涵道140可被形成为至少在向前飞行状态下产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

根据一个方面，带护罩的涵道140包括偏航和俯仰稳定性增强单元，其在下文中针对图8A至图23进行描述。偏航和俯仰稳定性增强单元优选被设置为用于提高复合式直升机100在向前飞行状态下的偏航和俯仰稳定性。

说明性地，机身110的后部114在机身110的前部112与带护罩的涵道140之间延伸。后部114优选在复合式直升机100的滚转轴线R的方向上包括不对称的截面轮廓190。根据一个方面，后部114被构造为通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。举例来说，不对称截面轮廓190至少约为C形，如一系列的截面轮廓191、193、195、197所示。

额外地或替代地，后部114可包括至少一个翼型形状气动装置150，其从前部112延伸至尾部102、特别是延伸至带护罩的涵道140。举例来说，仅示出了一个翼型形状气动装置150。该翼型形状气动装置150说明性地被设置为右舷侧壁104的延长部。

在一种说明性实现方式中，翼型形状气动装置150被形成为翼或通过翼形成。然而，该翼并非设置为横切于滚转轴线R，而是至少基本上平行于滚转轴线R。

翼型形状气动装置150可至少部分地形成后部114。更特别地，翼型形状气动装置150可被构造为通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

后部114还可包括至少一个翼类气动装置160，其在前部112与带护罩的涵道140之间延伸。举例来说，仅示出了一个翼类气动装置160。说明性地，翼类气动装置160至少基本上设置为左舷侧壁103的延长部。

优选地，翼类气动装置160被安装在复合式直升机100的带护罩的涵道140和上层105上。说明性地，翼类气动装置160和翼型形状气动装置150连接至带护罩的涵道140的相对两侧。翼类气动装置160还可被构造为通过复合式直升机100的主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

说明性地，复合式直升机100还包括无盖螺旋桨驱动轴170，特别是下文针对图5描述的圆柱形轴或下文针对图6描述的锥形轴，其被构造为在旋转时在主旋翼下洗流中产生马格努斯效应。无盖螺旋桨驱动轴170以及带护罩的涵道140可以是倾斜的并且可针对如上所述的复合式直升机100-的滚转轴线R偏移。优选地，无盖螺旋桨驱动轴170被构造为在操作中驱动螺旋桨130并且说明性地在机身110的前部112与螺旋桨130之间无耦合且无承载地延伸，即，没有中间耦合件和轴承。

前部112又可包括一个或多个不对称源，其在下文中针对图4进行描述。该不对称源也可被构造为通过复合式直升机100的主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

图2示出了图1的复合式直升机100具有机身110、主旋翼120、螺旋桨130、带护罩的涵道140以及无盖螺旋桨驱动轴170。根据图1，机身110包括在凹陷区域115处并入到后部114中的前部112，后部114包括翼型形状气动装置150和翼类气动装置160，螺旋桨130被可旋转地安装在带护罩的涵道140上并且通过无盖螺旋桨驱动轴170来驱动，并且翼类气动装置160将上层105连接至带护罩的涵道140。

根据一个方面，带护罩的涵道140形成后扫结构250并且说明性地包括上侧部203和下侧部204。该后扫结构250优选被设置为在从悬停状态过渡到向前飞行期间在带护罩的涵道140处使主旋翼下洗流适配复合式直升机100的首选特性。

说明性地，示出了机身110的后部114的底边210，其沿着后部114延伸到带护罩的涵道140的下侧部204。该底边210优选相对于水平参考平面230倾斜预定的倾斜角度220。举例来说，预定的倾斜角度220是正(上反)角，其可基于在操作中要通过机身110的后部114产生的所需的侧向推力来选择。

然而，应注意，上反角仅通过举例的方式表示和描述，并非是因此而限制本发明。此外，应注意，除了选择说明性的上反角之外，例如，同样可为预定的倾斜角度220选择负(下反)角。在这种情况下，可获得所产生的侧向推力的最大30％的增幅，从而可以实现相应产生的抵消力矩的40％以上的增幅。

此外，根据一个方面，可在凹陷区域115中设置后门240和/或额外的设备(例如绞车)。后门240例如可以是滑动门或双悬臂门。举例来说，后门240可以滑入到机身110中，即，朝向机舱111滑动。因此，在门打开情况下的向前飞行时，不会通过后门240产生额外的阻力。

优选地，该后门240可从复合式直升机100的后侧接近，即，来自于后部114。因此，复合式直升机的机舱111可从后侧进行装载。有利地，通过将后门240定位在凹陷区域115中，可避免复合式直升机100的整体气动性能由于后门240而受到损害。

图3示出了图1和图2的复合式直升机100具有机身110、主旋翼120、螺旋桨130、带护罩的涵道140以及无盖螺旋桨驱动轴170。根据图1和图2，机身110包括在凹陷区域115处并入到后部114中的前部112，后部114包括翼型形状气动装置150和翼类气动装置160，主旋翼120包括旋翼桨叶125、126、127、128、129和设置在机身110的前部112中的旋翼毂123，螺旋桨130被可旋转地安装在带护罩的涵道140上并且通过无盖螺旋桨驱动轴170来驱动，并且翼类气动装置160将上层105连接至带护罩的涵道140。

更特别地，图3阐明了主旋翼120及其旋翼毂123在机身110的前部112中的布置以及通过使复合式直升机100的左舷侧壁103在凹陷区域115中朝向右舷侧壁104重定向、即偏转而将前部112沿着凹陷区域115并入到机身110的后部114中。此外，还阐明了翼型形状气动装置150和翼类气动装置160与带护罩的涵道140的基本上完全相对的侧部330、340(它们对应于右舷侧壁104那一侧和左舷侧壁103那一侧)的连接。优选地，至少翼型形状气动装置150与带护罩的涵道140的连接部被形成为平滑过渡部320，其优选至少跨过带护罩的涵道140的总周长的25％。

举例来说，翼类气动装置160的宽度310从上层105开始在翼类气动装置160的预定长度上增大。更具体地，宽度310说明性地在上层105处开始增大，并且在带护罩的涵道140的方向上增大。

宽度310可增大为使得在旋翼桨叶125、126、127、128、129的长度的60％与它们的外端部之间的区域处达到最大宽度值。优选地，宽度310至少在翼类气动装置160的长度的75％上增大。说明性地，翼类气动装置160在位置315处达到长度的75％。

图4示出了图1至图3的复合式直升机100具有机身110、主旋翼120、螺旋桨130、带护罩的涵道140以及无盖螺旋桨驱动轴170。根据图1至图3，机身110包括在凹陷区域115处并入到后部114中的前部112，后部114包括翼型形状气动装置150，并且螺旋桨130被可旋转地安装在带护罩的涵道140上并且通过无盖螺旋桨驱动轴170来驱动。然而，为了附图的简单明了而省略了翼类气动装置160的图示。

更特别地，图4阐明了翼型形状气动装置150与带护罩的涵道140的连接。此外，还进一步阐明了通过使复合式直升机100的左舷侧壁103在凹陷区域115中朝向右舷侧壁104重定向、即偏转而将前部112沿着凹陷区域115并入到机身110的后部114中。

举例来说，至少一个不对称源410连接至前部112，优选靠近机身110的下侧部106，使得前部112至少在截面中包括图1的关联的滚转轴线R的方向上的不对称截面轮廓。至少一个不对称源410优选被构造为通过主旋翼下洗流产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

至少一个不对称源410可被形成为机身110的整体部分。说明性地，至少一个不对称源410被实现为机身110的一体形成的凸缘。替代地，至少一个不对称源410可以是可枢转的和/或可伸缩的(例如，缩入到机身110中)。

举例来说，凸缘被形成为机身110的板状突出部420。板状突出部420说明性地与机身110一体形成。板状突出部420例如可形成可使用的台阶，例如适于对进入复合式直升机100的机舱111中的乘员进行支撑的台阶。

图5示出了图1至图4的无盖螺旋桨驱动轴170，其在一种说明性实现方式中包括大直径圆柱形轴510。该大直径圆柱形轴510的直径优选被包括在传统尾旋翼驱动轴的直径的5至10倍的范围内。优选地，大直径圆柱形轴510能够产生所谓的马格努斯效应，以在操作中通过图1至图4的复合式直升机100的主旋翼120的主旋翼下洗流来产生额外的侧向推力。

如上针对图1所述那样，无盖螺旋桨驱动轴170、因此大直径圆柱形轴510优选在机身110的前部112与螺旋桨130之间无耦合且无承载地延伸。出于说明的目的，大直径圆柱形轴510因此被表示为在其轴向端部处具有两个合适的轴承520、530，它们被设置为用于可旋转地支撑大直径圆柱形轴510。

为了实现大直径圆柱形轴510在机身110的前部112与螺旋桨130之间的无耦合且无承载的延伸，大直径圆柱形轴510必须针对可靠且安全的操作是足够刚性的。这可以通过使用碳复合材料、尤其是高模量纤维形成大直径圆柱形轴510来实现。

图6示出了图1至图4的无盖螺旋桨驱动轴170，其在另一种说明性实现方式中包括大直径锥形轴610。该大直径锥形轴610的最大直径优选被包括在传统尾旋翼驱动轴的直径的5至10倍的范围内。优选地，大直径锥形轴610也能够产生所谓的马格努斯效应，以在操作中通过图1至图4的复合式直升机100的主旋翼120的主旋翼下洗流来产生额外的侧向推力。

如上针对图1所述那样，无盖螺旋桨驱动轴170、因此大直径锥形轴610优选在机身110的前部112与螺旋桨130之间无耦合且无承载地延伸。出于说明的目的，大直径锥形轴610因此被表示为在其轴向端部处具有两个合适的轴承620、630，它们被设置为用于可旋转地支撑大直径锥形轴610。优选地，轴承630在图1的螺旋桨130处支撑大直径锥形轴610。

为了实现大直径锥形轴610在机身110的前部112与螺旋桨130之间的无耦合且无承载的延伸，大直径锥形轴610必须针对可靠且安全的操作是足够刚性的。这可以通过使用碳复合材料、尤其是高模量纤维形成大直径锥形轴610来实现。

图7示出了图1至图4的无盖螺旋桨驱动轴170，其包括图5的大直径圆柱形轴510或图6的大直径锥形轴610。在图1至图4的复合式直升机100的主旋翼120的一种说明性操作中，无盖螺旋桨驱动轴170在旋转方向720上在主旋翼下洗流730中旋转。因此，由于马格努斯效应，无盖螺旋桨驱动轴170产生侧向力740。该侧向力740又导致向图1至图4的复合式直升机100的机身110的后部114施加侧向推力。

应注意，马格努斯效应是本领域技术人员公知的。因此，为了简洁起见，不更详细地描述马格努斯效应以及其通过无盖螺旋桨驱动轴170产生侧向推力的应用。

图8A示出了在图3的方向VIII上观察的图1至图4的带护罩的涵道140。形成图1的内部空气涵道145的带护罩的涵道140说明性地包括形成后缘141的环形涵道主体142。此外，如针对图1所述那样，根据本发明的带护罩的涵道140包括偏航和俯仰稳定性增强单元800。偏航和俯仰稳定性增强单元800优选至少被设置为用于至少部分地通过使图1的推进气流198偏移而在图1至图4的复合式直升机100的向前飞行状态下产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力，从而提供图1至图4的复合式直升机100的提高的偏航和俯仰稳定性。

根据一个方面，偏航和俯仰稳定性增强单元800包括方向舵810。方向舵810优选被可旋转地安装在带护罩的涵道140上并且被表示为处于中立状态，即，没有偏转。

方向舵810优选包括细长方向舵主体815并且优选相对于带护罩的涵道140的环形涵道主体142垂直地定位。说明性地，细长方向舵主体815沿着关联的长度轴线819从上部轴向端部816朝向下部轴向端部818延伸。举例来说，细长方向舵主体815的中心部814定位在图1至图4的尾部螺旋桨130的旋转轴线139处。

细长方向舵主体815说明性地形成前缘817和后缘813。优选地，细长方向舵主体815、更一般来说方向舵810围绕长度轴线819扭曲。

根据一个方面，偏航和俯仰稳定性增强单元800额外地或替代地包括至少一个支柱820。至少一个支柱820包括细长支柱主体825并且优选相对于带护罩的涵道140的环形涵道主体142水平地定位。举例来说，细长支柱主体825相对于细长方向舵主体815设置为约90°的角度。

说明性地，细长支柱主体825沿着关联的长度轴线829从左侧轴向端部826朝向右侧轴向端部828延伸。举例来说，细长支柱主体825的中心部824相对于图1至图4的尾部螺旋桨130的旋转轴线139同轴地定位。

细长支柱主体825说明性地形成前缘827和后缘823。优选地，细长支柱主体825、更一般来说至少一个支柱810围绕长度轴线829扭曲。

根据一个方面，偏航和俯仰稳定性增强单元800额外地或替代地包括至少一个帽形福勒式襟翼。说明性地，设置有两个帽形福勒式襟翼830、840，它们例如设置在带护罩的涵道140的完全相对的两侧上。这些帽形福勒式襟翼830、840在下文中针对图11至图15B更详细地描述。

图8B示出了图8A的带护罩的涵道140具有形成后缘141和前缘143的环形涵道主体142。环形涵道主体142形成内部空气涵道145，图1的推进气流198穿过该内部空气涵道从前缘143被引导至后缘141，以在向前飞行方向199上推动图1至图4的复合式直升机100。带护罩的涵道140还包括图8A的偏航和俯仰稳定性增强单元800，其说明性地包括具有前缘817和后缘813的方向舵810、具有前缘827和后缘823的至少一个支柱820以及帽形福勒式襟翼830、840。方向舵810再次被表示为处于中立状态，即，没有偏转。

举例来说，带护罩的涵道140与通过图1至图4的螺旋桨130在带护罩的涵道140的内部空气涵道145内的旋转而形成的圆形螺旋桨盘135一起示出。根据一个方面，方向舵810在向前飞行方向199上设置在圆形螺旋桨盘135的下游，即，圆形螺旋桨盘135被定位为比方向舵810更靠近带护罩的涵道140的前缘143。同样地，至少一个支柱820优选在向前飞行方向199上设置在圆形螺旋桨盘135的下游，即，圆形螺旋桨盘135被定位为比至少一个支柱820更靠近带护罩的涵道140的前缘143。

由于圆形螺旋桨盘135被定位为比方向舵810和/或至少一个支柱820更靠近带护罩的涵道140的前缘143，因此方向舵810和/或至少一个支柱820被定位在在向前飞行方向199上推动图1至图4的复合式直升机100的推进气流198中。然而，推进气流198不仅在后向方向上具有速度，围绕图8A的螺旋桨轴线139也具有叠加的旋转。这种旋转由图1至图4的螺旋桨130的旋转产生。然而，通过将方向舵810和/或至少一个支柱820定位在推进气流198中并且使它们二者如针对图8A所述那样扭曲，推进气流198可有利地被拉直，因此至少小比例地增加了带护罩的涵道140的相应的效率。

在任何情况下，至少一个支柱820都优选用作为固定轮廓，以在带护罩的涵道140中、更具体来说在内部空气涵道145中支撑图1至图4的螺旋桨130，并且首先将螺旋桨130的推力传递至带护罩的涵道140并且随后传递到图1至图4的复合式直升机100的机身110中。通常，使用至少三个支柱。如果这些支柱如所示那样定位在螺旋桨130的后方并且例如配备有方向舵或合适的襟翼，则他们可用于支撑配平并且围绕图100的俯仰轴线P进行控制。因此，支柱优选以气动的方式形成。

方向舵810又优选被设置为至少用于在向前飞行时围绕图1至图4的复合式直升机100的图1的偏航轴线Y进行偏航控制。为此目的，方向舵810可如下文中针对图10A描述的那样与所谓的摆动型方向舵类似地整体上围绕其图8A的长度轴线819进行旋转，或者其可以如下文中针对图9A和图9B描述的那样通过传统的离散型方向舵来实现。

图9A示出了图8A和图8B的方向舵810具有沿着长度轴线819延伸的细长方向舵主体815。细长方向舵主体815形成前缘817和后缘813。

根据一个方面，细长方向舵主体815包括具有直线形中心线924的翼型形状轮廓912。说明性地，翼型形状轮廓912、因此直线形中心线924围绕细长方向舵主体815的长度轴线819在细长方向舵主体815的两个轴向端部(图8A和图8B中的816、818)之间旋转，使得细长方向舵主体815围绕长度轴线819扭曲。

更具体地，通过位于图8A和图8B的中心部814处的中心翼型轮廓914、位于图8A和图8B的上部轴向端部816处的上部翼型轮廓916以及位于图8A和图8B的下部轴向端部818处的下部翼型轮廓918来形成方向舵810。中心翼型轮廓914被表示为具有处于非旋转位置的直线形中心线924，上部翼型轮廓916被表示为具有与直线形中心线924对应的在逆时针方向上围绕长度轴线819旋转的直线形中心线926，并且下部翼型轮廓918被表示为具有与直线形中心线924对应的在顺时针方向上围绕长度轴线819旋转的直线形中心线928。

图9A同样可应用于图8A和图8B的至少一个支柱820，其包括沿着长度轴线829延伸的细长支柱主体825，其中细长支柱主体825形成前缘827和后缘823。在这种情况下，细长支柱主体825包括具有直线形中心线924的翼型形状轮廓912，其中翼型形状轮廓912、因此直线形中心线924围绕细长支柱主体825的长度轴线829在细长支柱主体825的两个轴向端部(图8A和图8B中的826、828)之间旋转，使得细长支柱主体825围绕长度轴线829扭曲。因此，至少一个支柱820包括位于图8A和图8B的中心部824处的中心翼型轮廓914、位于图8A和图8B的左侧轴向端部826处的翼型轮廓916以及位于图8A和图8B的右侧轴向端部828处的翼型轮廓918。因此，中心翼型轮廓914被表示为具有处于非旋转位置的直线形中心线924，翼型轮廓916被表示为具有与直线形中心线924对应的在逆时针方向上围绕长度轴线829旋转的直线形中心线926，并且翼型轮廓918被表示为具有与直线形中心线924对应的在顺时针方向上围绕长度轴线829旋转的直线形中心线928。

图9B示出了根据图9A的方向舵810(或至少一个支柱820)的翼型轮廓914、916、918。然而，虽然翼型轮廓914仍然包括图9A的直线形中心线924，但是翼型轮廓916、918现在与图9A相反包括根据一种替代实现形式的具有变化的曲度的弧形中心线936、938。

换句话说，中心线936、938的曲度围绕细长方向舵主体815(或细长支柱主体825)的长度轴线819(或829)从中心部(图8A和图8B中的814或824)朝向细长方向舵主体815(或细长支柱主体825)的两个轴向端部(图8A和图8B中的816、818或826、828)变化，从而实现细长方向舵主体815(或细长支柱主体825)的扭曲。举例来说，中心线936说明性地在逆时针方向上弯曲，并且中心线938说明性地在顺时针方向上弯曲。

图10A示出了根据图9A的方向舵810(或至少一个支柱820)的翼型轮廓914、916、918。然而，与图9A相反，所有的翼型轮廓914、916、918现在都包括弧形中心线934。

图10B示出了方向舵810(或至少一个支柱820)的翼型轮廓914具有根据图10A的弧形中心线934。然而，与图10A相反，现在通过为细长方向舵主体815(或细长支柱主体825)设置一个或多个方向舵襟翼来实现细长方向舵主体815(或细长支柱主体825)的扭曲。举例来说，示出了两个方向舵襟翼1050、1060，它们例如在相反的方向上偏转。

如果细长方向舵主体815设置有一个或多个方向舵襟翼1050、1060，则这种方向舵810可被固定地安装在图8A和图8B的带护罩的涵道140上。换句话说，只要方向舵810整体上或者方向舵襟翼1050、1060一起或单独地旋转即可。

图11示出了图8A和图8B的带护罩的涵道140具有形成后缘141和前缘143的环形涵道主体142。环形涵道主体142形成内部空气涵道145，图1的推进气流198穿过该内部空气涵道从前缘143朝向后缘141被引导。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括帽形福勒式襟翼830、840，从而在所选择的实现方式中表示出也可以省略根据图8A和图8B的方向舵810和至少一个支柱820。此外，应注意，也可以省略帽形福勒式襟翼840。

说明性地，帽形福勒式襟翼830、840设置在带护罩的涵道140的后缘141上或其附近。优选地，帽形福勒式襟翼830、840在关联的中立位置中至少部分地形成带护罩的涵道140的后缘141。

根据一个方面，帽形福勒式襟翼830、840可至少部分地从带护罩的涵道140的环形涵道主体142上展开和/或可至少部分地缩入到带护罩的涵道140的环形涵道主体142中。举例来说，帽形福勒式襟翼830被表示为处于关联的中立位置，但也处于完全展开位置。在该完全展开位置中，帽形福勒式襟翼通过附图标记832表示。类似地，帽形福勒式襟翼840被表示为处于关联的中立位置，但例如也处于完全缩回位置。在该完全缩回位置中，帽形福勒式襟翼通过附图标记842表示。

图12A示出了图11的带护罩的涵道140具有包括后缘141和前缘143的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括帽形福勒式襟翼840，其被表示为处于帽形福勒式襟翼840说明性地形成带护罩的涵道140的后缘141的关联的中立位置以及帽形福勒式襟翼进一步缩入到带护罩的涵道140中并且通过附图标记842表示的完全缩回位置。

更具体地，根据一个方面，环形涵道主体142包括中空内部144。如图所示，中空内部144优选被形成为使得帽形福勒式襟翼840、842可在关联的中立位置中(840)以及完全缩回位置中(842)被至少部分地容纳在中空内部144中。

图12B示出了图11的带护罩的涵道140具有包括后缘141和前缘143的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括帽形福勒式襟翼830，其被表示为处于帽形福勒式襟翼830说明性地形成带护罩的涵道140的后缘141的关联的中立位置以及帽形福勒式襟翼完全伸出并从带护罩的涵道140上展开且通过附图标记832表示的完全展开位置。

更具体地，如针对图12A所述那样，环形涵道主体142优选包括中空内部144。如图所示，中空内部144优选被形成为使得帽形福勒式襟翼830、832可在关联的中立位置中(830)被至少部分地容纳在中空内部144中并且从其中伸出和展开进入到完全展开位置(832)。

图13A示出了根据图12B的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成中空内部144的环形涵道主体142。图13A还示出了处于关联的中立位置的帽形福勒式襟翼830，其中该帽形福勒式襟翼830被至少部分地容纳在中空内部144中并且形成带护罩的涵道140的后缘141。

图13B示出了根据图12B的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成中空内部144的环形涵道主体142。图13B还示出了处于完全展开位置的帽形福勒式襟翼832，其中该帽形福勒式襟翼832通过预定的间隙1310与环形涵道主体142间隔开。

然而，预定的间隙1310可在后缘141处产生气动不利情况。可以如下文中针对图14A至图15B详细描述的那样通过调整帽形福勒式襟翼830来防止这些气动不利情况。

图14A示出了根据图13A的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，该带护罩的涵道140据此具有形成中空内部144的环形涵道主体142，其中帽形福勒式襟翼830被至少部分地容纳在关联的中立位置中，以使其形成带护罩的涵道140的后缘141。然而，与图13A相反，帽形福勒式襟翼830现在被形成为多部分式部件，其说明性地包括两个单独的襟翼部件1410、1420，它们优选彼此间隔开。两个单独的襟翼部件1410、1420优选可同时从环形涵道主体142上展开。

图14B示出了根据图14A的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成中空内部144的环形涵道主体142。然而，与图14A相反，具有两个单独的襟翼部件1410、1420的帽形福勒式襟翼832现在被表示为处于完全展开位置，其中襟翼部件1420优选形成带护罩的涵道140的后缘141，而襟翼部件1410被表示为与环形涵道主体142间隔开。

图15A示出了根据图13A的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，该带护罩的涵道140据此具有形成中空内部144的环形涵道主体142，其中帽形福勒式襟翼830被至少部分地容纳在关联的中立位置中，以使其形成带护罩的涵道140的后缘141。然而，与图13A相反，帽形福勒式襟翼830现在形成有图14A的襟翼部件1410以及在带护罩的涵道140的前缘143的方向上抵接并因此延长襟翼部件1410的延伸部1520。

图15B示出了根据图15A的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成中空内部144的环形涵道主体142。然而，与图15A相反，具有襟翼部件1410和延伸部1520的帽形福勒式襟翼832现在被表示为处于完全展开位置。

图16示出了根据图11的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140包括偏航和俯仰稳定性增强单元800。

然而，与图11相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在被表示为包括多个翼型形状气动装置1610、1620、1630、1640、特别是高升力翼型，而不是图11的帽形福勒式襟翼830、840。翼型形状气动装置1610、1620、1630、1640优选被设置为基本上与图1的复合式直升机100的关联的滚转轴线R平行并且形成了从复合式直升机100的后部114到带护罩的涵道140的前缘143的过渡部。说明性地，翼型形状气动装置1610、1620、1630、1640连接至带护罩的涵道140的部分1600，该部分的轴向长度比带护罩的涵道140的其余部分更短。

更具体地，带护罩的涵道140在位于带护罩的涵道140的下部区域中的部分1600中后移。在该下部区域中，图1至图4的复合式直升机100的主旋翼120的相应的下洗流基本上垂直地撞击带护罩的涵道140并由此产生气动破坏流，其又在下洗流的流动方向上产生较强的气动阻力。该阻力在内部空气涵道140中的图1至图4的螺旋桨130同时吸入气流时被增大。因此，在下部区域中、更具体来说在部分1600中，有利的是如上所述那样减小带护罩的涵道140的深度，即，轴向长度。因此，翼型形状气动装置1610、1620、1630、1640可在侧向上偏转气动破坏流并由此使用后者来针对图1至图4的复合式直升机100的主旋翼120所产生的扭矩产生额外的反扭矩。这在图1至图4的复合式直升机100在纯悬停与向前飞行之间的相应的过渡阶段中是尤为有利的。

图17示出了根据图8A至图16中的任何一个的具有环形涵道主体142和前缘143的带护罩的涵道140。根据一个方面，前缘143现在替代地或额外地设置有多个间隔开的结节1750。多个间隔开的结节1750可设置在环形涵道主体142的周边的一个或多个选定的部分中或者沿着整个周边设置。

图18A示出了根据图8A和图8B的具有后缘141和前缘143的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括具有细长方向舵主体815的方向舵810和具有细长支柱主体825的至少一个支柱820，从而在所选择的实现方式中表示出可以省略根据图8A和图8B的帽形福勒式襟翼830、840。

根据一个方面，方向舵810的细长方向舵主体815的前缘817现在替代地或额外地设置有多个间隔开的结节1850。额外地或替代地，细长支柱主体825的前缘827可设置有多个间隔开的结节1850。在两种情况下，前缘817、827都可在一个或多个部分中或在它们的整个长度上设置有间隔开的结节1850。

图18B示出了根据图18A的方向舵810的细长方向舵主体815在前缘817上具有间隔开的结节1850，它们为了清楚起见而被放大。图18B可类似地应用于图18A的至少一个支柱820，并因此还示出了根据图18A的至少一个支柱820的细长支柱主体825在前缘827上具有间隔开的结节1850。

如上针对图17至图18B所述的那样，带护罩的涵道140的前缘143可设置有多个间隔开的结节1750和/或方向舵810的细长方向舵主体815的前缘817可设置有多个间隔开的结节1850和/或至少一个支柱820的细长支柱主体825的前缘827可设置有多个间隔开的结节1850。因此，在前缘143、817和/或827处产生的相应的气流分割可被转换为更高的迎角。因此，可有利地避免或至少基本上减少会产生高阻力并且增加带护罩的涵道140内的气流的扰动的这种气流分割。因此，带护罩的涵道140、方向舵810和/或至少一个支柱820的基础效率至少针对这些部件的高偏转角不会减小那么多，因为气流不会进行分割。

图19A示出了根据图8A和图8B的具有后缘141的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括具有细长方向舵主体815的方向舵810和具有细长支柱主体825的至少一个支柱820，从而在所选择的实现方式中表示出可省略根据图8A和图8B的帽形福勒式襟翼830、840。

根据一个方面，形成前缘813和后缘817的方向舵810、更具体来说细长方向舵主体815现在表现为波形形状1910。说明性地，波形形状1910至少基本上对应于S形，其在细长方向舵主体815的两个轴向端部816、818之间形成有两个拐点1912、1914。然而，同样可想到其他的波形形状，例如具有单一拐点的简单的C形、具有四个拐点的双S形等等。

优选地，波形形状1910被形成为平面外波形。更具体地，相应的方向舵主体平面1920说明性地通过轴向端部816、818处的前缘813和轴向端部816、818处的后缘817进行虚拟连接而形成。因此，细长方向舵主体815的轴向端部816、818以及中心部分814位于方向舵主体平面1920中，而这种细长方向舵主体815基本上位于方向舵主体平面1920外部并因此表现为平面外波形。

图19B示出了根据图19A的具有偏航和俯仰稳定性增强单元800的带护罩的涵道140，其包括具有细长方向舵主体815的方向舵810以及至少一个支柱820。图19B还示出了细长方向舵主体815的波形形状1910相对于图19A的方向舵主体平面1920为平面外波形的形式。通过提供具有波形形状1910的细长方向舵主体815，与图8A和图8B所示的直线形方向舵相比，在方向舵810的上游通过螺旋桨桨叶(图1中的132)产生的涡流不会全部同时撞击方向舵。因此，可以消除重要的噪声源并且可以相应地显著减少产生噪声。

然而，方向舵810的任何偏转都将使细长方向舵主体815至少在靠近螺旋桨桨叶(图1中的132)的部分中移动。为了避免这种情况，在下文中描述的替代平面外波形或与其结合的平面内波形可以是有利的。

图20A和图20B示出了根据图8A和图8B的具有后缘141的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括具有细长方向舵主体815的方向舵810和具有细长支柱主体825的至少一个支柱820，从而在所选择的实现方式中表示出可省略根据图8A和图8B的帽形福勒式襟翼830、840。

类似于图19A和图19B，形成前缘813和后缘817的方向舵810、更具体来说细长方向舵主体815表现为现在通过附图标记2010表示的波形形状。说明性地，波形形状2010至少基本上对应于双C形，其在细长方向舵主体815的两个轴向端部816、818之间形成有三个拐点2012、2014、2016。然而，同样可想到其他的波形形状，例如具有单一拐点的简单的C形、具有五个拐点的四C形等等。

优选地，波形形状2010被形成为平面内波形。更具体地，相应的方向舵主体平面2020说明性地通过轴向端部816、818处的前缘813和轴向端部816、818处的后缘817进行虚拟连接而形成。因此，方向舵主体平面2020说明性地对应于图20B中的图层并且细长方向舵主体815完全位于该图层中，即，方向舵主体平面2020中，因此表现为平面内波形。

图21A和图21B示出了根据图8A和图8B的具有后缘141的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括具有细长方向舵主体815的方向舵810和具有细长支柱主体825的至少一个支柱820，从而在所选择的实现方式中表示出可省略根据图8A和图8B的帽形福勒式襟翼830、840。

根据一个方面，方向舵810、更具体来说细长方向舵主体815现在表现为图19A和图19B的波形形状1910与图20A和图20B的波形形状2010的组合。换句话说，细长方向舵主体815现在表现为平面外波形和平面内波形二者。

图22和图23示出了根据图8A和图8B的具有前缘143和后缘141的带护罩的涵道140，其中该带护罩的涵道140具有形成内部空气涵道145的环形涵道主体142。带护罩的涵道140还包括图8A和图8B的偏航和俯仰稳定性增强单元800。然而，与图8A和图8B相反，偏航和俯仰稳定性增强单元800现在仅包括具有细长方向舵主体815的方向舵810和具有细长支柱主体825的至少一个支柱820。

根据一个方面，带护罩的涵道140的后缘141现在被形成为波形缘2210。波形缘2210优选至少被设置为用于减少在带护罩的涵道140处产生噪声。

举例来说，波形缘2210在图22中通过多个V形部2210形成，即，通过形成在带护罩的涵道140的轴向方向上的齿形突出部形成。在图23中，波形缘2210说明性地通过具有形成在带护罩的涵道140的径向方向上的突出部的波浪形边界形成。

这里，应注意的是带护罩的涵道140在上文中被描述为设置有偏航和俯仰稳定性增强单元800，其又被描述为具有根据不同的实施方式的不同的部件。换句话说，偏航和俯仰稳定性增强单元800被描述为包括一个或多个方向舵810、至少一个支柱820、帽形福勒式襟翼830、840以及翼型形状气动装置1610、1620、1630、1640。此外，方向舵810和/或至少一个支柱820可设置有间隔开的结节1850。此外，方向舵810可具有波形形状1910、2010。另外，带护罩的涵道140的前缘143可设置有间隔开的结节1750和/或其后缘141可设置有波形缘2210。然而，同样可想到并且可通过应用特定的方式根据图1至图4的复合式直升机100的基础构造来确定出除了上文所述的内容之外的这些特征的任何合适的组合。然而，这种合适的组合的确定应认为是落入到本领域技术人员的公知常识内。

此外，应注意，上述实现方式的修改也在本领域技术人员的公知常识内，因此也应认为是本发明的一部分。例如，上述的翼型形状气动装置150可被实现为一个、两个或更多的单独的翼型形状气动装置。类似地，除了设置有单一的翼类气动装置160之外，也可以设置两个以上的翼类气动装置。

另外，上述的带护罩的涵道140可至少部分地减少其长度，即，具有减小的或凹形的部分1600，或者具有例如可在翼型形状气动装置150与翼类气动装置160之间设置在带护罩的涵道140的底部中的另一个切口。额外地或替代地，上述的带护罩的涵道140的相应的前缘143和后缘141可在图1的滚转轴线R的方向上向前或向后移动。

附图标记列表

100 旋转翼飞行器

101 飞行器头部

102 飞行器尾部

103 左舷侧壁

104 右舷侧壁

105 飞行器上层

106 机身下侧部

110 机身

111 机舱

112 机身前部

114 机身后部

115 凹陷区域

116 机身上部极限

118 上层整流罩

120 主旋翼

122 旋翼平面

123 旋翼毂

124 旋翼主轴

125，126，127，128，129 旋翼桨叶

130 尾部螺旋桨

132 螺旋桨桨叶

135 尾部螺旋桨盘

139 尾部螺旋桨旋转轴线

140 带护罩的涵道

141 带护罩的涵道的后缘

142 环形涵道主体

143 带护罩的涵道的前缘

144 中空内部

145 空气涵道

150 翼型形状气动装置

160 翼类气动装置

170 无盖螺旋桨驱动轴

190 后部的不对称截面轮廓

191，193，195，197 不对称截面轮廓

199 向前飞行方向

203，204 带护罩的涵道的相对两侧

210 底边

220 底边倾斜角度

230 水平参考平面

240 飞行器后门

250 后扫结构

310 翼类气动装置的宽度

315 75％长度极限

320 平滑过渡部

330，340 带护罩的涵道的相对两侧

350 观察方向

410 不对称源

420 板状突出部

510 大直径圆柱形轴

520，530 轴承

610 大直径锥形轴

620，630 轴承

720 螺旋桨驱动轴旋转方向

730 主旋翼下洗流

740 侧向力

800 偏航和俯仰稳定性增强单元

810 方向舵

813 方向舵主体后缘

814 方向舵中心部

815 细长方向舵主体

816 方向舵上部轴向端部

817 方向舵主体前缘

818 方向舵下部轴向端部

819 方向舵主体长度轴线

820 水平支柱

823 支柱主体后缘

824 支柱中心部

825 细长支柱主体

826 支柱左侧部

827 支柱主体前缘

828 支柱右侧部

829 支柱主体长度轴线

830，840 福勒式襟翼

832 完全展开的福勒式襟翼

842 完全缩回的福勒式襟翼

912 翼型形状轮廓

914 中心翼型轮廓

916 上部翼型轮廓

918 下部翼型轮廓

924，926，928 翼型轮廓直线形中心线

934，936，938 翼型轮廓弧形中心线

1050，1060 方向舵襟翼

1310 间隙

1410，1420 单独的襟翼部件

1520 襟翼延伸部

1600 带护罩的涵道的缩短部分

1610，1620，1630，1640 翼型形状气动装置

1750 带护罩的涵道前缘结节

1850 方向舵或支柱前缘结节

1910 平面外波形形状

1912，1914 拐点

1920 方向舵主体平面

2010 平面内波形形状

2012，2014，2016 拐点

2020 方向舵主体平面

2210 波形缘

H 高度轴线

P 飞行器俯仰轴线

R 飞行器滚转轴线

Y 飞行器偏航轴线。

Claims (15)

1.一种旋转翼飞行器(100)，其沿着关联的滚转轴线(R)在头部(101)与尾部(102)之间延伸并且包括具有前部(112)和后部(114)的机身(110)，所述旋转翼飞行器(100)包括：

主旋翼(120)，其至少被构造为在所述旋转翼飞行器(100)的悬停状态下提供升力；

螺旋桨(130)，其至少被构造为在向前飞行状态下在向前飞行方向(199)上推动所述旋转翼飞行器(100)，所述螺旋桨(130)包括预定数量的螺旋桨桨叶(132)，它们在所述螺旋桨(130)围绕关联的旋转轴线(139)旋转时形成圆形螺旋桨盘(135)；

带护罩的涵道(140)，其被设置在所述尾部(102)中并且形成至少部分地容纳所述螺旋桨(130)的内部空气涵道(145)，

其中所述后部(114)在所述前部(112)与所述带护罩的涵道(140)之间延伸并且在关联的所述滚转轴线(R)的方向上包括不对称的截面轮廓(190)，所述后部(114)被构造为通过主旋翼下洗流(730)产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力，并且

其中所述带护罩的涵道(140)包括偏航和俯仰稳定性增强单元(800)，以在所述向前飞行状态下提高所述旋转翼飞行器(100)的偏航和俯仰稳定性。

2.根据权利要求1所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述偏航和俯仰稳定性增强单元(800)包括在所述向前飞行方向(199)上设置在所述圆形螺旋桨盘(135)下游的方向舵(810)，所述方向舵(810)包括细长方向舵主体(815)，其围绕所述细长方向舵主体(815)的长度轴线(819)扭曲。

3.根据权利要求2所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述细长方向舵主体(815)包括设置有多个间隔开的结节(1850)的前缘(817)。

4.根据权利要求2或3所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述细长方向舵主体(815)包括翼型形状轮廓(912)，其具有围绕所述细长方向舵主体(815)的所述长度轴线(819)在所述细长方向舵主体(815)的两个轴向端部(816，818)之间旋转的直线形中心线(924)，或者具有在所述细长方向舵主体(815)的两个轴向端部(816，818)之间包括变化的曲度的弧形中心线(934)。

5.根据权利要求2-4中任一项所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述方向舵(810)被可旋转地安装在所述带护罩的涵道(140)上或者设置有一个或多个旋转襟翼(1050，1060)。

6.根据前述任一项权利要求所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述偏航和俯仰稳定性增强单元(800)包括在所述向前飞行方向(199)上设置在所述圆形螺旋桨盘(135)下游的至少一个支柱(820)，所述至少一个支柱(820)包括细长支柱主体(825)，其围绕所述细长支柱主体(825)的长度轴线(829)扭曲。

7.根据权利要求6所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述细长支柱主体(825)包括设置有多个间隔开的结节(1850)的前缘(827)。

8.根据权利要求6或7所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述细长支柱主体(825)包括翼型形状轮廓(912)，其具有围绕所述细长支柱主体(825)的所述长度轴线(829)在所述细长支柱主体(825)的两个轴向端部(826，828)之间旋转的直线形中心线(924)，或者具有在所述细长支柱主体(825)的两个轴向端部(826，828)之间包括变化的曲度的弧形中心线(934)。

9.根据前述任一项权利要求所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述偏航和俯仰稳定性增强单元(800)包括至少一个帽形福勒式襟翼(830，840)。

10.根据权利要求9所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述带护罩的涵道(140)包括环形涵道主体(142)，并且其中所述至少一个帽形福勒式襟翼(830，840)能够至少部分地缩入到所述环形涵道主体(142)中。

11.根据权利要求9或10所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述至少一个帽形福勒式襟翼(830，840)设置在所述带护罩的涵道(140)的后缘(141)上。

12.根据权利要求11所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述至少一个帽形福勒式襟翼(830，840)在中立位置中至少部分地形成所述带护罩的涵道(140)的所述后缘(141)。

13.根据前述任一项权利要求所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述偏航和俯仰稳定性增强单元(800)包括多个翼型形状气动装置(1610，1620，1630，1640)，特别是高升力翼型，它们至少基本上平行于关联的所述滚转轴线(R)设置并且形成从所述后部(114)到所述带护罩的涵道(140)的前缘(143)的过渡部。

14.根据前述任一项权利要求所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述带护罩的涵道(140)包括设置有多个间隔开的结节(1750)的前缘(143)。

15.根据前述任一项权利要求所述的旋转翼飞行器(100)，其中，所述后部(114)包括从所述前部(112)延伸到所述尾部(102)的至少一个翼型形状气动装置(150)，并且其中所述至少一个翼型形状气动装置(150)被构造为通过主旋翼下洗流(730)产生用于主旋翼反扭矩的侧向推力。

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