專利名稱：直升機框架的制作方法
直升機框架
背景技術：
直升機框架特別是航模直升機框架已是公知的，其帶有用于主旋翼的至少一個主旋翼承載部。
發明內容
本發明涉及一種直升機框架特別是航模直升機框架，其帶有用于主旋翼的至少一個主旋翼承載部。提出，直升機框架具有支撐區域，支撐區域一體地在主旋翼承載部的區域中以大于180°的包角包圍著主旋翼的旋轉軸線。“直升機框架”尤其系指直升機的中央支撐結構。優選直升機框架機械地連接著至少一個主旋翼、至少一個驅動器和/或至少一個尾部旋翼和/或至少一個伺服器。“直升機”尤其系指具有至少一個主旋翼的飛行器。“航模直升機”尤其系指能飛行的無人駕駛的小型直升機。航模直升機例如可以用作業余活動器材和/或運動器材，或者也可以作為飛行器例如用于執行監視任務等。優選航模直升機具有小于IOkg優選小于5kg的重量。航模直升機可以是自主的航模直升機，但尤其為遙控的航模直升機。“主旋翼”尤其系指其主要任務在于確保對直升機的驅動的旋翼。作為主旋翼驅動器，例如可以使用內燃機，但尤其使用電動機。已知有很多種類型的帶有一個或多個主旋翼的直升機，例如帶有一個或多個轉速控制和/或槳距控制的主旋翼的直升機、帶有同軸和/或共軸旋翼的直升機或者帶有多旋翼的直升機特別是帶有四個旋翼的四旋翼直升機。 “主旋翼承載部”尤其系指直升機框架的被設置用來優選可旋轉地支撐主旋翼的承載區域。 主旋翼承載部可以直接承載主旋翼的軸，優選主旋翼承載部可以承載軸承例如帶止動擋邊的軸承，所述軸承被設置用來圍繞主旋翼的旋轉軸線可轉動地支撐主旋翼的軸。直升機框架優選針對主旋翼在直升機框架的相對側具有至少兩個主旋翼承載部。“直接承載”尤其系指，承載部與要承載的構件特別是以位置確定的配合面和/或接觸面直接接觸。其它構件例如螺釘特別是可以被設置用于固定。主旋翼承載部的“支撐區域”尤其系指主旋翼承載部的如下區域，即在該區域，主旋翼的軸和/或主旋翼的軸承間接地或優選直接通過機械接觸支撐在直升機框架上。支撐區域可以經過適當成型，使得支撐區域與主旋翼的軸和/ 或主旋翼的軸承的機械接觸分布在多個接觸區中。優選可以設置至少三個接觸區。“一體地以大于180°的包角包圍”尤其系指，這些接觸區以大于180°的包角包繞主旋翼的旋轉軸線，和/或這些接觸區沿圓周方向圍繞主旋翼的旋轉軸線布置在一個以大于180°的包角包圍該旋轉軸線的區域內。這些接觸區與支撐區域一體地設計。優選該接觸區或者這些接觸區以至少的包角包圍主旋翼的旋轉軸線。可以實現主旋翼軸與直升機框架的最好是剛性地且特別是精確地耦接。此外提出，直升機框架具有至少一個用于承載尾部管的尾部管承載部以及支撐區域，該支撐區域一體地在尾部管承載部的區域中以大于180°的包角包圍著尾部管的縱軸線。“尾部管”尤其系指直升機框架與尾部旋翼承載部之間的連接部件。尾部管優選是棒狀管。“尾部管承載部”尤其系指直升機框架的被設置用來優選不可移動地支撐尾部管的承
3載區域。尾部管例如可以在尾部管承載部的區域中與直升機框架擰緊，但尤其也可以粘接。 尾部管的“縱軸線”優選是連接尾部管端部中心的軸線。類似于主旋翼承載部的支撐區域， 尾部管承載部的“支撐區域”尤其系指尾部管承載部的如下區域，即在該區域，尾部管在接觸區的區域中直接地或間接通過機械接觸支撐在直升機框架上。“一體地以大于180°的包角包圍”尤其系指，這些接觸區以大于180°的包角包繞尾部管的縱軸線，和/或這些接觸區沿圓周方向圍繞尾部管的縱軸線布置在一個以大于180°的包角包圍尾部管的縱軸線的區域內。這些接觸區與支撐區域一體地設計。優選該接觸區或者這些接觸區以至少對0° 的包角包圍尾部管的縱軸線。可以實現尾部管與直升機框架的最好是剛性地且特別是精確地耦接。如果無論主旋翼還是尾部管都剛性地與直升機框架連接，則可以有利地實現直升機的高的整體穩固性。優選直升機框架具有至少一個用于主齒輪的承載區域，所述承載區域具有至少一個缺口，所述缺口基本上沿著承載區域的整個縱向長度延伸。“主齒輪”尤其系指一種驅動主旋翼的齒輪。用于主齒輪的“承載區域”尤其系指在直升機框架內部的承載主齒輪的區域。“承載區域的缺口”是直升機框架的開口，其使得直升機框架承載區域向外張開。缺口可以特別適合于在安裝時把主齒輪插入到直升機框架中。承載區域的“縱向長度”尤其系指承載區域的最大長度，特別是與主旋翼的旋轉軸線成直角優選與主齒輪的安裝方向成直角的長度。承載區域的縱向長度特別優選處于直升機的正常飛行方向上。“基本上”的含義尤其是，缺口在承載區域的縱向長度的至少80%，優選至少90%，特別優選至少95%的范圍內延伸。可以實現有利地簡便地安裝主齒輪。提出，直升機框架具有至少一個用于伺服器的伺服器承載部以及支撐區域，該支撐區域一體地在伺服器承載部的區域中以大于180°的包角包圍著伺服器的旋轉軸線。“伺服器”尤其是一種執行機構，其用來受發動機驅動地調節裝置。伺服器特別是可以被設置用來調節主旋翼的攻角和/或斜度，以便控制直升機。伺服器根據控制單元的控制信號來運動，例如利用遙控直升機的遙控單元或者自主直升機的自主控制單元來運動。伺服器優選具有能使得伺服器軸轉動的發動機和傳動器。伺服器還具有確定伺服器軸的當前位置的機構。“伺服器承載部”尤其系指直升機框架的被設置用來優選不可移動地支撐伺服器的承載區域。伺服器優選在伺服器承載部的區域中與直升機框架擰緊。伺服器承載部優選具有用于定位伺服器的接觸面。“伺服器的旋轉軸”是被設置用來承載執行機構的伺服器軸，執行機構圍繞該伺服器軸轉動。類似于主旋翼承載部的支撐區域，伺服器承載部的“支撐區域”尤其系指伺服器承載部的如下區域，即在該區域，伺服器在接觸區的區域中直接地或間接通過機械接觸支撐在直升機框架上。“一體地以大于180°的包角包圍”尤其系指，這些接觸區以大于180°的包角包繞伺服器的旋轉軸線，和/或這些接觸區沿圓周方向圍繞伺服器的旋轉軸線布置在一個以大于180°的包角包圍伺服器的旋轉軸線的區域內。這些接觸區與支撐區域一體地設計。優選該接觸區或者這些接觸區以至少對0°的包角包圍伺服器的旋轉軸線。可以實現這個或這些伺服器與直升機框架的最好是剛性地且特別是精確地耦接。尤其可以實現由主旋翼、直升機框架和伺服器構成的復合體的特別剛性且精確的耦接，這可以利用伺服器的執行機構來實現對主旋翼的特別可靠且精確的控制。此外提出，直升機框架具有至少一個用于發動機的發動機承載部以及支撐區域， 該支撐區域一體地在發動機承載部的區域中以大于180°的包角包圍著發動機的旋轉軸
4線。“發動機”系指驅動電機，特別為用于主旋翼的驅動電機。發動機優選是內燃機，特別優選是電動機。發動機通過傳動器和/或小齒輪來驅動主傳動機構的主齒輪。“發動機承載部”尤其系指直升機框架的被設置用來優選不可移動地支撐發動機的承載區域。發動機優選可以在發動機承載部的區域中與直升機框架擰緊。發動機承載部優選具有用于定位發動機的接觸面。“發動機的旋轉軸線”是發動機驅動軸圍繞其轉動的軸線。類似于主旋翼承載部的支撐區域，發動機承載部的“支撐區域”尤其系指發動機承載部的如下區域，即在該區域，發動機在接觸區的區域中直接地或間接通過機械接觸支撐在直升機框架上。“一體地以大于180°的包角包圍”尤其系指，這些接觸區以大于180°的包角包繞發動機的旋轉軸線， 和/或這些接觸區沿圓周方向圍繞發動機的旋轉軸線布置在一個以大于180°的包角包圍發動機的旋轉軸線的區域內。這些接觸區與支撐區域一體地設計。優選該接觸區或者這些接觸區以至少對0°的包角包圍發動機的旋轉軸線。可以實現發動機與直升機框架的最好是剛性地且特別是精確地耦接。尤其可以實現由主旋翼、直升機框架和發動機構成的復合體的特別剛性且精確的耦接，這可以實現特別可靠且精確地將力傳遞到主旋翼上。
直升機框架特別優選為一體的箱式結構。“一體的”構造方式尤其系指由鑄件制造，和/或設計成一個構件。該構件例如可以采用多組分注塑方法由多種組分制得，或者優選由唯一的一種組分構成，例如由塑料或纖維增強的塑料構成。“箱式構造方式”尤其系指至少基本上相應于長方體基本形狀的構造方式。“基本上”相關地系指，能在其中開設出直升機框架的最小的長方體的體積比由直升機框架的外邊緣撐開的體積大優選最多40%特別優選最多20%。直升機框架的最大寬度優選為其最大高度的一半，其中該高度即為主旋翼旋轉軸線所在的方向。直升機框架的最大長度優選至少為最大高度的三倍。優選直升機框架具有至少四個至少基本平行的縱梁，這些縱梁至少基本垂直于主旋翼的旋轉軸線， 且至少幾乎形成長方體的四個邊，直升機框架至少基本在該長方體中開設。“基本平行”的相關含義是，縱梁之間平行度的角度偏差在縱梁的大部分長度上不大于30°，優選不大于 10°。“基本垂直”的相關含義是，縱梁與主旋翼的旋轉軸線之間的角度在縱梁的大部分長度上與直角相差不大于30°，優選不大于10°。“大部分長度”意為至少大于縱梁長度的一半優選至少四分之三。這些縱梁優選至少基本成對地圍繞主旋翼的旋轉軸線對稱地優選至少基本上布置在支撐區域所在的平面上，所述支撐區域包圍著主旋翼的旋轉軸線。“基本對稱”的相關含義是，對稱性的偏差小于縱梁長度的30%優選小于10%。“基本在一個平面上” 的相關含義是，縱梁與平面的間距小于縱梁長度的30%優選小于10%。直升機框架的背離尾部旋翼承載部的端部優選被至少基本垂直于縱梁的梁限定。“基本垂直”的相關含義是， 梁與縱梁中間主方向之間的角度在梁的大部分長度上與直角相差不大于30°，優選不大于 10°。“大部分長度”意為至少大于梁長度的一半優選至少四分之三。在尾部管承載部的區域中，直升機框架優選具有變細部分，使得直升機框架的高度在尾部管承載部的區域中基本上等于其寬度。“基本上”的相關含義優選是，偏差小于30°特別優選小于10°。橫梁與縱梁之間的區域可以用其它梁和/或板和/或實體材料填充。這些區域可以具有推板的功能，且進一步增強直升機框架。優選設有一些缺口，它們能接納安裝在直升機框架上和中的組件。支撐區域可以優選地構造成配合面。配合面可以保證組件的精確接納和位置。可以實現特別輕便的直升機框架。直升機框架可以特別抗彎曲、抗扭曲和抗扭轉。由梁構成箱， 箱的其它面用板封閉，這種箱的組合特別可以尤其承受拉力、壓力和剪力(Schubkraft)。可以實現裝設在直升機框架上的組件之間的特別是主旋翼、尾部管、伺服器與驅動電機之間的特別精確而穩定的連接。直升機框架可以實現特別堅固的直升機的結構，且具有穩定可靠的飛行特性。方便了使用者特別簡便地把組件安裝在一體的框架上。此外提出，直升機框架具有至少一個用于與直升機框架可拆下地連接的側板的承載部。“側板”尤其系指被設置用來承載起落架的構件，直升機可以利用起落架停靠在地面上。側板優選可由使用者簡便拆下地固定，例如可以把側板插入和/或嵌入直升機框架中， 尤其可以把側板與直升機框架擰緊。例如因墜落而受損的側板可以特別簡便地由使用者替換掉。尤其可以避免直升機框架受損，具體為，在因碰撞產生過載時，側板吸收一部分能量， 從而保護直升機框架。優選直升機框架在尾部管承載部的區域中具有變細部分。“變細部分”的含義特別是，直升機框架的寬度和特別是高度在尾部管承載部的區域中減小。變細部分優選可以由傾斜的梁構成。在尾部管承載部的區域中，直升機框架可以具有其它缺口和/或狹槽。可以實現特別輕便的直升機框架。傾斜的梁特別有利于力線。例如通過夾緊可以實現對尾部管的可靠固定。特別有利的是，直升機框架以塑料和/或鋁注塑方式形成。“塑料和/或鋁注塑” 尤其系指單組分注塑方法，優選也指多組分注塑方法。優選可以在該材料中設置用于增強的附加的材料，特別是可以通過添加纖維如玻璃纖維和/或碳纖維來附加地增強塑料。直升機框架可以特別輕便且堅固。可以實現特別低成本地制造。可以實現長的壽命。還提出一種帶有直升機框架的直升機。在本發明的另一有利的設計中提出，直升機框架由擠壓型材特別是鋁擠壓型材構成。直升機框架可以特別成本低廉地制得。優選直升機框架由擠壓型材的區段構成，這些區段至少基本上在直升機框架的寬度方向上形成。“基本上”的相關含義尤其是，區段表面的垂線相對于直升機框架的寬度方向的角度偏差不大于30°，優選不大于10°。“區段表面” 相關地尤其系指直升機框架的在由擠壓型材切成直升機框架時形成的表面。擠壓型材尤其可以有利地含有垂直于區段表面穿過直升機框架的缺口和/或輪廓。這些缺口優選可以采用鉆孔方法和/或銑削方法被修整。也可以考慮采用本領域技術人員常見的其它方法來修整缺口。直升機框架的其它缺口可以通過其它方法步驟特別是鉆孔方法和/或銑削方法來形成。可以實現特別成本低廉地制造直升機框架。直升機框架可以特別耐用且堅固。擠壓型材可以具有特別有利的材料特性，尤其是沿著在擠壓方法中形成的表面具有高密度。具有所提出的直升機框架的直升機可以特別耐用且輕便，可以具有特別有利的飛行特性。可以有效地避免直升機在飛行期間扭轉或者開始振動。控制的精確性可以得到改善。直升機可以特別良好地經受住碰撞。可以特別簡便且成本低廉地更換因碰撞致損的構件。
其它優點可由下面的
得到。圖中示出本發明的實施例。附圖、說明書和權利要求書含有眾多組合的特征。本領域技術人員可以有益地單獨地考察這些特征，也可以對這些特征進行其它有益的組合。附圖示出圖1為帶有直升機框架的部分安裝的直升機的示意圖2為直升機框架的示意圖，其帶有主旋翼承載部、發動機、主齒輪和尾部皮帶輪； 圖3為直升機框架的示意圖，其帶有發動機和伺服器； 圖4為直升機框架的示意圖，其帶有側板和起落架；和圖5為直升機框架的制造步驟的示意圖。
具體實施例方式圖1示出帶有直升機框架10的直升機，其中該直升機是航模直升機。直升機框架 10是一體的塑料注塑構件。直升機框架10具有用于主旋翼16的上面的主旋翼側的主旋翼承載部12和下面的主旋翼承載部14和三個伺服器承載部40、42、44和一個發動機承載部 64和一個尾部管承載部M(圖2)。主旋翼16具有兩個未示出的旋翼翼片。在控制直升機時可以通過擺動盤(Taumelscheibe) 100來影響旋翼翼片的攻角。用于主旋翼16的主旋翼承載部12、14各有一個支撐區域18、20，支撐區域一體地在主旋翼承載部12、14的區域中以大于180°的包角包圍著主旋翼16的旋轉軸線22。上面和下面的帶止動擋邊的軸承102、104用固定螺釘106直接固定在直升機框架10的支撐區域18、20上，且可轉動地承載主旋翼16的軸。支撐區域18、20與主旋翼承載部12、14和直升機框架10 —體地設計。尾部管承載部M用于承載尾部管沈，且具有支撐區域28，該支撐區域一體地在尾部管承載部M的區域中以大于180°的包角包圍著尾部管沈的縱軸線30。直升機框架10 在尾部管承載部M的區域中開槽，這樣就能用兩個夾緊螺釘把尾部管沈夾緊在直升機框架10上。在背離直升機框架10的端部，尾部管沈具有尾部旋翼承載部98，其被設置用來直接承載尾部旋翼。尾部旋翼用于使得直升機圍繞主旋翼16的旋轉軸線22實現穩定。兩個撐桿108把尾部管沈附加地支撐在兩個固定于直升機框架10上的側板90、92上。直升機具有主齒輪34，該主齒輪經由缺口 36橫向于主旋翼16的旋轉軸線22伸到用于主齒輪34的處于直升機框架10中央的承載區域32中。缺口 36基本上沿著承載區域32的整個縱向長度38延伸。主齒輪34被設置用來驅動主旋翼16。直升機框架10具有用于發動機66的發動機承載部64以及支撐區域68，該支撐區域一體地在發動機承載部64 的區域中以大于180°的包角包圍著發動機66的旋轉軸線70。發動機66用固定螺釘110 直接與直升機框架10的發動機承載部64擰緊。發動機承載部64和支撐區域68與直升機框架10 —體地設計。發動機66具有與主齒輪34嚙合的小齒輪112。發動機66是電動機。 未示出的蓄電池組用于供電。直升機還有未示出的用于控制的無線電遙控單元。圖3示出帶有三個伺服器承載部40、42、44的直升機框架10，這些伺服器承載部設置在用于主齒輪34的承載區域32與旋翼側的主旋翼承載部12之間。用于伺服器46、48、 50的這三個伺服器承載部40、42、44具有三個支撐區域52、54、56，這些支撐區域一體地在伺服器承載部40、42、44的區域中以大于180°的包角包圍著伺服器46、48、50的旋轉軸線 58、60、62。伺服器承載部40、42、44直接承載被設置用來控制主旋翼16的伺服器46、48、 50。伺服器46、48、50用固定螺釘114與直升機框架10擰緊。支撐區域52、54、56與伺服器承載部40、42及44和直升機框架10 —體地設計。伺服器46、48、50各有一個圍繞伺服器46、48、50的旋轉軸線58、60、62運動的控制搖桿116、118、120。利用操縱桿122、124、126
7來移動主旋翼16的擺動盤100，進而改變主旋翼16的旋翼翼片的攻角。在直升機框架10的承載區域74中設置有尾部皮帶輪72，其中尾部皮帶輪72布置在主齒輪34與旋翼側的主旋翼承載部12之間。尾部皮帶輪72位于主旋翼16的軸上，因而也由發動機66通過主齒輪34來驅動。尾部皮帶76通過兩個尾部皮帶滾輪78、80來引導。尾部皮帶滾輪78、80設置在直升機框架10的兩個承載區域82、84中。尾部皮帶76驅動著未示出的尾部旋翼。尾部旋翼的攻角可以通過另一未示出的伺服器來影響，以便控制直升機圍繞垂直的軸旋轉。直升機框架10為一體的箱式結構，且基本上具有長方體的基本形狀。直升機框架 10在伺服器46的旋轉軸線58的方向上的寬度1 大于在主旋翼16的旋轉軸線22的方向上的高度130的一半。垂直于高度130和寬度128的長度132大于三倍的高度130。直升機框架10有四個平行的縱梁134、136、138、140，這些縱梁垂直于主旋翼16的旋轉軸線22。 縱梁134、136、138、140成對地圍繞主旋翼16的旋轉軸線22對稱地布置在支撐區域18、20 所在的平面上，所述支撐區域包圍著主旋翼16的旋轉軸線22。直升機框架10在背離尾部管承載部M的端部被垂直于縱梁134、136、138、140的梁142、144限定。在尾部管承載部 M的區域中，直升機框架10具有變細部分96。梁142、144與縱梁134、136、18、140之間的區域被其它梁和板狀區域占據。直升機框架10的缺口垂直于缺口方向為平直設計和/或凸狀設計，從而能把直升機框架10制成注塑構件。在尾部管承載部M的區域中，直升機框架10具有變細部分96。尾部管承載部M布置在尾部皮帶輪72的高度，使得尾部皮帶76 能經過尾部管沈伸至尾部旋翼。圖4示出兩個用于側板90、92的承載部86、88，這些側板均與直升機框架10可拆下地連接，且被設置用來固定起落架94。側板90、92用固定螺釘146固定在直升機框架10 上，且承載著起落架94。在起落架94和/或側板90、92受損的情況下，可以簡單地更換受損構件。圖5示出直升機框架10的制造步驟。把擠壓型材148切開就形成了直升機框架 10。擠壓型材148具有缺口 150和外輪廓152，它們形成了直升機框架10的基本形狀。直升機框架10由擠壓型材148的區段IM構成，其區段表面156垂直于直升機框架10的寬度128的方向。在后續制造步驟中例如采用鉆孔和銑削方法來形成直升機框架10的其它缺口，和/或對直升機框架10的缺口和輪廓進行修整。附圖標記列表
10直升機框架12主旋翼承載部14主旋翼承載部16主旋翼18支撐區域20支撐區域22旋轉軸線24尾部管承載部26尾部管28支撐區域30縱軸線32承載區域34主齒輪36缺口38縱向長度40伺服器承載部42伺服器承載部44伺服器承載部46伺服器48伺服器50伺服器52支撐區域54支撐區域56支撐區域58旋轉軸線60旋轉軸線62旋轉軸線64發動機承載部66發動機68支撐區域70旋轉軸線72尾部皮帶輪74承載區域76尾部皮帶78尾部皮帶滾輪80尾部皮帶滾輪82承載區域84承載區域86承載部88承載部90側板92側板94起落架96變細部分98尾部旋翼承載部100擺動盤102帶止動擋邊的軸承104帶止動擋邊的軸承106固定螺釘
9108撐桿110固定螺釘112小齒輪114固定螺釘116控制搖桿118控制搖桿120控制搖桿122操縱桿124操縱桿126操縱桿128寬度130高度132長度134縱梁136縱梁138縱梁140縱梁142梁144梁146固定螺釘148擠壓型材150缺口152外輪廓154區段156區段表面
權利要求
1.一種直升機框架特別是航模直升機框架，帶有用于主旋翼(16)的至少一個主旋翼承載部(12、14)，其特征在于支撐區域(18、20)，該支撐區域一體地在主旋翼承載部(12、 14)的區域中以大于180°的包角包圍著主旋翼(16)的旋轉軸線(22)。
2.如權利要求1所述的直升機框架，其特征在于至少一個用于承載尾部管(26)的尾部管承載部(24)以及支撐區域(28)，該支撐區域一體地在尾部管承載部(24)的區域中以大于180°的包角包圍著尾部管(26)的縱軸線(30)。
3.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于至少一個用于主齒輪 (34)的承載區域(32)，所述承載區域具有至少一個缺口(36)，所述缺口基本上沿著承載區域(32)的整個縱向長度延伸。
4.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于至少一個用于伺服器 (46,48,50)的伺服器承載部(40、42、44)以及支撐區域(52、M、56)，所述支撐區域一體地在伺服器承載部(40、42、44)的區域中以大于180°的包角包圍著伺服器(46、48、50)的旋轉軸線(58、60、62)。
5.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于至少一個用于發動機 (66)的發動機承載部(64)以及支撐區域(68)，該支撐區域一體地在發動機承載部(64)的區域中以大于180°的包角包圍著發動機(66)的旋轉軸線(70)。
6.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于一體的箱式結構設計。
7.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于至少一個用于與直升機框架(10 )可拆下地連接的側板(90、92 )的承載部(86、88 )。
8.如前述權利要求中任一項所述的直升機框架，其特征在于在尾部管承載部(24)的區域中的變細部分(96)。
9.至少如權利要求1所述的直升機框架，其特征在于采用塑料和/或鋁注塑的設計方式。
10.至少如權利要求1所述的直升機框架，其特征在于由擠壓型材(148)構成。
11.一種直升機，其特征在于根據前述權利要求中任一項的直升機框架(10)。
全文摘要
本發明涉及一種直升機框架特別是航模直升機框架，其帶有用于主旋翼(16)的至少一個主旋翼承載部(12、14)。提出，直升機框架具有支撐區域(18、20)，該支撐區域一體地在主旋翼承載部(12、14)的區域中以大于180°的包角包圍著主旋翼(16)的旋轉軸線(22)。
文檔編號A63H29/22GK102441284SQ201110394949
公開日2012年5月9日 申請日期2011年12月2日 優先權日2011年2月1日
發明者亞歷克斯·金 申請人:亞歷克斯·金