直升飞机的操纵 本发明涉及直升飞机的操纵，更具体的说，涉及一种控制直升飞机的偏航运动的方法。本发明还涉及一种直升飞机的推进器，以及一种直升飞机。
美国专利4,948,068公开了一种平衡传递给直升飞机的主旋翼的驱动力矩的装置，以及借助于控制气流围绕着尾梁的流动和借助于控制直升飞机的尾梁的后端一侧或两侧，通过一个推进器朝横向排放的空气，来控制偏航运动的装置。
申请人认为，上述美国专利4,948,068中的装置，与普通地尾部旋翼相比，需要消耗很巨大的动力。
按照本发明的第一方面，提供了一种操纵推进器以控制直升飞机的偏航运动的方法，这种直升飞机有一主旋翼，一带有相对两侧面和一后端部的尾梁，一条沿上述尾梁预定一侧的纵向流通控制长槽，以及一装在上述尾梁后部中的推进器，上述方法包括下列步骤：
将沿着尾梁的纵向气流引向上述推进器的偏转叶片，这些偏转叶片用于使纵向气流向横向，向着直升飞机的相对两侧，并且向着尾梁后部两侧的开口偏转；以及
对于每一个开口，调节该开口的高度尺寸，该高度尺寸一般说来与纵向和横向都垂直，并且通常对称于该开口的相对的两端头，使得该开口的几何中心基本上保持固定不动，而与该开口调节的状态无关。
因此，工作时，从该开口流出来的气流的中心线就相对于直升飞机保持固定不动，与该开口的调节的状态无关。
开口的调节可以通过有选择地把一对挡气板从开口的两端互相移近或远离来实现。
通常，当尾梁呈圆形时，这一对挡气板可以是互补的部分圆形，并且可以借助于使挡气板绕着尾梁的轴线转动来移动挡气板。最好，尾梁是圆筒形的，而这一对挡气板是互补的部分圆筒形。
把这一对挡气板联结(例如用机械方式联结)成能同时向相反的方向以相等的角速度转动，是很有利的。如果这一对挡气板的尺寸、形状相同，并且设计成能同时用于两个开口，并且在调节挡气板增大一个开口时，能同时减小另一个开口的尺寸，就最为有利。
按照本发明的第二方面，本发明还涉及一种直升飞机的推进器，该直升飞机有一主旋翼，一带有相对两侧和一能容纳推进器的后端部的尾梁，以及一条沿上述尾梁预定的一侧的纵向流通控制槽，上述推进器包括：
偏转叶片，这些偏转叶片设计成在使用时把空气流束从沿尾梁的纵向流动偏转到向着直升飞机的相对两侧的横向流动；
在上述后端部的相应的两侧的开口，用于在使用时让向横向偏转的那一部分空气流束通过；
一个为各个开口设置的挡气板总成，用以调节开口的高度尺寸，该高度尺寸通常与纵向和横向垂直，并且通常与各开口的相对两端对称，使得各开口的几何中心基本上保持固定不动，与该开口的调节状态无关。
在一个优选实施例中，上述挡气板总成包括一对挡气板，这对挡气板联结(例如用机械方式联结)成能对称地以相等的角速度互相移近或远离。
最好，上述尾梁是圆形的，上述挡气板是互补的部分圆形，并且能绕着尾梁的轴线转动。更好一点，上述尾梁是圆筒形的，并且上述挡气板也是相应的圆筒形。
在一个最佳实例中，上述这一对挡气板中的各挡气板具有同一种尺寸和形状，它能同时用于两个开口，使得这一对挡气板转动时使一个开口增大，而另一个开口减小。
本发明还涉及第三方面，即一种直升飞机，这种直升飞机有一个主旋翼，一带有相对两侧和一后端部的尾梁，一条沿上述尾梁预定的一侧的纵向流通控制槽，以及一按照本发明的第二方面的，安装在上述尾梁的后端部的推进器。
下面，参照附图详细描述本发明的实例。附图中：
图1是一架按照本发明的直升飞机的示意侧视图；
图2是组成图1中的直升飞机的一部分的按照本发明的推进器机构的放大了的局部平面剖视图；
图3是图2中的推进器机构的零件分解后的立体图；以及
图4和5分别是图2和3中的推进器机构在两种不同调节状态下的侧视图。
请参阅图1，一架按照本发明的直升飞机整体上用标号10表示。该直升飞机包括一机身12，该机身形成直升飞机的驾驶舱和旅客舱或货物舱的外壳，还有一个发动机舱。该直升飞机10有一主旋翼14，一般在机身12的上方。在机身12的后面有一向外伸出的尾梁(在本实例中是一圆筒形的尾梁)，整体上用标号16表示。在该尾梁16的后部，里面装有一台按照本发明的推进器机构，整体上用标号18表示。沿尾梁16预定的一侧设有一条流通控制槽20。
运转时，空气在压力下从流通控制槽20从侧向向外流出，这种向侧向偏转的空气与主旋翼14所产生的下冲气流协同工作，产生与驱动主旋翼14的扭矩相反的扭矩。
为了控制直升飞机10的偏航运动，在后端部18中设置了一个推进器机构。下面，详细说明该推进器机构及其工作过程。
请参阅图2-5，上述推进器机构装在后端部18中。它布置成与尾梁16的中心线对称。
推进器机构有一整体上以标号24表示的插销-插座式用螺钉或铆钉之类固定在尾梁16上的前环形凸缘22。一段部分圆筒形的壁26，沿着后端部18的底部牢固地固定在上述前凸缘22上，并与其同轴线。同样，一段部分圆筒形的壁28，沿着后端部18的顶部，也牢固地固定在上述前凸缘22上，并与其同轴线。上述壁26、28的后端牢固地固定在后环形凸缘34上，并与其同轴线。这样便沿纵向在前凸缘22与后凸缘34之间，而在圆周方向则在下壁26与上壁28之间围成了一个圆筒形的容积。
后端部18用一个以插销一插座式结构38安装在后凸缘34上的盘状后封盖36将它的后端封闭住。
两组偏转叶片(在本实施例中每一组有四块叶片)安装在上述上、下壁26、28之间。这两组叶片对称地安装在一个与中心线21重合的垂直平面的两侧，并且每一对叶片互相呈镜象。每一组叶片有一块后叶片30.1、32.1，当在图2的平面图上看时，各后叶片呈四分之一的圆周的形状，其半径后后端部18的半径相适应。各叶片30.1、32.1布置成围绕着一条与后端部18的侧端头重叠的，沿垂直方向延伸的中心线。
与叶片30.1、32.1向前隔开距离，设置了第2叶片30.2、32.2，在平面图上也呈四分之一圆周的形状，但其半径较小，并且布置成使其一侧向的端头终止在后端部18的圆周上，而其内端头则与中心线21在侧向隔开距离。
另外的几对叶片30.3、32.3，30.4、32.4依次以逐渐减小的同样方式设置。
这些叶片布置成这样：当从尾梁16的前方沿纵向看时，一组叶片容纳在后端部18的一侧，而另一组叶片容纳在后端部18的另一侧。此外，这些叶片的内前端的方向都呈沿纵向向前的切线方向，而这些叶片的后端的方向都呈沿侧壁向外的切线方向。
此外，很明显，各前方的最小的叶片30.4、32.4都暴露在一个预定横断流动面积的气流包围圈中。各第二块靠前的叶片30.3、32.3向内延伸超过最前面叶片30.4、32.4的端头的程度，当沿纵向投影图上看时，与一个第二横断流动面积的气流包围圈相当，而该第二气流包围圈的横断流动面积又与第一气流包围圈相当。
同样，各第二块靠后的叶片30.2、32.2布置成暴露在相等的横断流动面积的气流包围圈中，而各最后的叶片30.1、32.1也暴露在相等的横断流动面积的气流包围圈中。这样，在后端部两半的每一块叶片都布置成在名义上使后端部的那一半中的流量的四分之一发生偏转。
因此，当从侧面看时，这些叶片的间隔是相等的。这种设计的目的是试图使气流以公称恒定的速度流过推进器，并通过后端部18两侧的开口向外流出去。
必须强调指出，这种设计可能不是决定性的，甚至可能不是很重要的。此外，申请人认为，在尾梁相对两侧的气流将不会是均匀的，其均匀程度决定于两侧的开口打开的程度。下面将说明这一点。
从图5可以看得很清楚，沿纵向延伸而朝向侧向的这些开口，在垂直方向或圆周方向，是由隔开距离的壁26、28的纵向边缘所围成的。两组叶片30、32布置或使纵向气流沿着尾梁16向侧面偏转，流过相应的开口。
上述推进器机构还包括一对挡气板，分别由标号46、48表示。各挡气板46、48都呈部分的圆筒形，其半径使它与壁26、28同轴线，并且紧贴在壁26、28上。每一块挡气板46、48在其纵向的两端有一对辐条46.1、48.1，和安装在上述辐条内端并且与辐条内端相连的轴承装置46.2、48.2。挡气板46、48分别安装在前凸缘22和后凸缘34上。为了安装的目的，上述前凸缘22和后凸缘34各有向内的辐条22.3、34.3，这些辐条上安装有处在尾梁16的中心线上的轴承轴颈22.4、34.4。上述轴承装置46.2、48.2支承在这种轴颈上，能够转动。为了让辐条46.1、48.1通过，凸缘22、34在适当位置上有局部的圆周长槽22.5、34.5，同时还能让挡气板46、48转动。
如果挡气板46、48分别布置成与后端部18的底部和顶部对称，则挡气板46、48的在垂直方向和圆周方向上隔开距离的纵向边缘便围成相等的开口，这两个开口小于在壁26、28之间围成的开口。每一个这种开口都有与尾梁的中心线的预定的包角相应的高度。在本实施例中，上述包角大约是76°。下面将简要地说明，挡气板46、48能够同步转动，使得在一侧的两条边缘互相接近，而另一侧的两条边缘互相远离，反之亦然。在尾梁一侧的两条边缘可以移动到互相接触，于是，在尾梁的另一侧的开口将达到最大值，反之亦然。一般，在两侧的壁26、28之间的开口与挡气板46、48的最大开口相当。
直升飞机的偏航运动的控制可用适当转动挡气板46、48来实现。在挡气板的一种极端状态下，一侧的开口是关闭的，没有侧向气流通过这一侧流出，而在相对的一侧的开口开到最大，全部侧向气流都从这一侧流出。当然，挡气板的转动是由直升飞机的导航员或者驾驶员来选择，以无级的方式逐渐进行，或者分成一小步一小步地进行。为此可在驾驶舱中设置控制装置，并在控制装置与挡气板之间，以任何适当而方便的方式，例如用钢丝绳、皮带轮等等，设置联结装置。
应该理解，在挡气板转动的同时，上述每一侧的挡气板之间的开口的中心是保持固定不动的。这就能使侧向气流处在一个气囊之中，该气囊的中心与固定不动的开口的中心相对应。