FR 3016155 A1 20150710 FR 1450022 A 20140103 ARRIÈRE-PLAN DE L'INVENTION A) Domaine de l'invention L'invention se rapporte en général à un hélicoptère ayant une structure en forme de H, et plus particulièrement à un hélicoptère qui a une structure mécanique simple et est 5 capable de maintenir un vol équilibré aussi bien que de commander une posture de vol et une direction de rotation permettant d'assurer des vols en toute sécurité. B) Description de l'art antérieur Les hélicoptères ont longtemps été l'un des moyens de transport aérien les plus pratiques et essentiels pour les Armées de l'Air. L'importance des hélicoptères est 10 déterminée par les capacités d'ascension et de descente verticales sans emprunter des voies d'approche. Cependant, les hélicoptères sont également soumis à de sévères restrictions de vol découlant des principes du vol des hélicoptères. Un hélicoptère classique possède deux ensembles formant rotors. Le premier ensemble est constitué par un rotor principal et le second ensemble est constitué par un 15 rotor de queue, les deux ayant des axes en quinconce disposée de manière orthogonale et sont propulsés par un moteur de même puissance. L'ensemble formant rotor principal commande l'ascension et la descente ainsi que les mouvements de l'hélicoptère vers l'avant et vers l'arrière, à gauche et à droite, alors que l'ensemble formant rotor de queue dirige le mouvement gauche et droit de l'hélicoptère. 20 Lorsqu'un hélicoptère classique exécute un vol vers l'avant, le pilote déplace un levier (manche) de commande vers l'avant pour augmenter l'angle de prise arrière du rotor principal, de sorte que l'hélicoptère soit propulsé en avant par le flux d'air qui est généré derrière l'ensemble formant rotor principal et qui est plus grand que le flux d'air à l'avant. Inversement, pour effectuer un vol vers l'arrière, le pilote déplace le levier de commande 25 vers l'arrière pour augmenter l'angle de prise avant du rotor principal et permettre ainsi à l'hélicoptère de voler vers l'arrière. Bien que l'hélicoptère soit un moyen de transport aérien commode, afin de fournir en même temps des effets d'inclinaison vers avant et vers l'arrière comme vers la gauche et vers la droite et de permettre de ce fait à l'hélicoptère de voler librement -dans le ciel, l'ensemble formant rotor principal de l'hélicoptère est d'une conception extrêmement complexe. En outre, la structure du rotor de queue est également complexe, car ce rotor doit fournir line forte poussée à un moment et une faible poussée à un autre, L'ensemble formant rotor principal et l'ensemble formant rotor arrière d'un hélicoptère classique sont conçus avec des structures élaborées de telle manière que le pilotage de l'hélicoptère est en fait assez difficile. De plus, un tel hélicoptère est sujet à des vols déséquilibrés, et la vitesse de vol est également limitée par l'ensemble formant rotor principal. En plus d'actionner l'ensemble formant rotor principal, le moteur a besoin 10 d'allouer 20% de sa puissance au rotor de queue afin de réaliser l'équilibre de l'hélicoptère au lieu d'utiliser cette puissance pour augmenter la force ascensionnelle. En outre, en raison de la disposition du rotor principal, aucun sièges d'éjection et aucun parachutes ne peuvent être installés dans l'hélicoptère, ce qui signifie que l'hélicoptère est condamné à de possibles accidents inévitables en cas de défaut de fonctionnement du moteur et par 15 conséquent au risque de perdre des pilotes. Bien que l'hélicoptère soit conçu avec une fonction d'autorotation, une telle technique de vol exige des dizaines à des centaines d'heures de formation professionnelle et n'offre aucune garantie de sécurité à 100%. Eu égard à ce qui précède, il a été délivré un brevet au déposant, intitulé "Dual Power Helicopter without Tail Rotor " ("Hélicoptère à double puissance sans rotor de queue"), à 20 Taiwan et aux États-Unis, numérotés respectivement brevet de Taiwan n° 1299721 et brevet US n° 7,546,976. Dans le brevet ci-dessus, le vol de l'hélicoptère est principalement commandé par deux dispositifs de puissance entraînés en rotation dans des sens opposés. Les deux dispositifs de puissance sont entrainés en rotation dans des sens opposés par des boîtiers de direction à partir d'un même moteur, de telle sorte que la puissance du moteur 25 peut être complètement transmise aux deux dispositifs de puissance, permettant à la puissance du moteur d'être complètement développée, améliorant de ce fait les performances de l'hélicoptère. RESUME DE L'INVENTION L'invention concerne un hélicoptère pourvu d'une structure en forme de H, et plus particulièrement un hélicoptère qui comporte une structure mécanique simple et est capable de maintenir l'équilibre du vol ainsi que le contrôle de la position de vol et du sens 5 de rotation, augmentant de ce fait la sécurité et la fonctionnalité et augmentant également la vitesse de vol de l'hélicoptère. Pour atteindre les objectifs ci-dessus, un hélicoptère ayant une structure en forme de H est fourni par la présente invention. Selon la présente invention, avec un mécanisme de transmission en forme de H fonctionnant en association avec deux paires d'ensembles 10 formant rotor, qui sont disposés sur deux côtés d'une partie avant et d'une partie arrière d'un fuselage et qui sont entrainés en rotation dans des sens opposés, les couples générés par les deux paires d'ensembles formant rotor, qui sont entrainés en rotation dans les sens opposés, sont neutralisés. Ainsi, une posture de vol et une direction de rotation pendant un vol de l'hélicoptère sont maintenus de façon équilibrée, et, en même temps, 15 l'hélicoptère a une structure simple et une sécurité de vol assurée. Chacune des paires d'ensembles formant rotor est constituée par deux ensembles formant rotor. Chaque ensemble formant rotor comprend un boitier de transmission, un module de commande de l'angle d'incidence, un servomoteur linéaire et au moins une pale. Les boitiers de transmission sont reliés au mécanisme de transmission en forme de H. 20 Le mécanisme de transmission en forme de H comprend un moteur, un ensemble formant mécanisme de transmission, deux boitiers de transmission de réduction et une pluralité d'arbres de transmission. Le mécanisme de transmission comprend une poulie motrice et une poulie entraînée. La poulie motrice est connectée au moteur, et la poulie entraînée est connectée aux deux boitiers de transmission de réduction par un arbre de 25 transmission. Les deux boitiers de transmission de réduction sont raccordés aux boitiers de transmission de chacun des ensémbles formant rotor, transmettant de ce fait uniformément la puissance délivrée par le moteur à chacun des ensembles formant rotor. L'hélicoptère ayant une structure en forme de H selon la présente invention comprend en outre un dispositif de commande. Le dispositif de commande est connecté au module de commande d'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor, et comprend un levier de commande, un système de contrôle de vol, une paire de pédales (palonnier) et un levier de configuration d'incidence. Le levier de commande est relié au module de commande de l'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor, et commande une différence dans l'angle d'incidence de chacun des ensembles formant rotor. Le système de contrôle de vol recueille et calcule diverses données de vol, afin d'entrainer le servomoteur linéaire de chacun des ensembles formant rotor et de commander en outre indépendamment chacun des ensembles formant rotor. Les pédales servent à commander la différence entre les angles d'incidence de chaque des deux rotors diagonaux. Le levier de configuration d'incidence commande simultanément les angles d'incidence des quatre ensembles formant rotors. De cette manière, l'angle d'incidence de chacun de l'ensemble formant rotor est commandé de façon indépendante par le dispositif de commande, permettant au dispositif de commande les fonctionnements de l'hélicoptère. De plus, le fuselage peut être conçu en forme de bateau, permettant à l'hélicoptère de flotter en toute sécurité sur la mer en cas de perte de puissance de l'hélicoptère. Les deux paires d'ensembles formant rotor comprennent une paire de rotors avant et une paire de rotors arrière. Les ensembles formant rotor avant sont disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant, et les ensembles formant rotor arrière sont disposés sur les côtés gauche et droit de la partie arrière, la distance entre les ensembles formant rotor 20 avant étant plus grande que la distance entre les ensembles formant rotor arrière. De plus, la pale de chacun des ensembles formant rotor comprend un corps, une vis de réglage, un bloc de masse, un élément élastique et une couche de gainage. La vis de réglage est disposée à l'intérieur du corps, et comprend une extrémité formée en tant que partie de réglage s'étendant à l'extérieur du corps, l'autre extrémité étant logée dans 25 l'élément élastique. Le bloc de masse est vissé sur la vis de réglage. La couche de gainage recouvre l'extérieur du corps de telle sorte que la partie d'ajustement est exposée sur la couche de gainage. Ainsi, chaque pale peut être réglée et calibrée pour obtenir un équilibre dynamique. De plus, un parachute est installé sur une partie supérieure de la zone avant du fuselage. En cas d'une perte de puissance des ensembles formant rotor, le parachute permet à l'hélicoptère un atterrissage en toute sécurité et offre des mesures de sécurité pour les passagers et pour l'hélicoptère. En cas d'urgence, par simple éjection et ouverture du parachute, la chute de la totalité de l'hélicoptère peut être ralentie pour assurer un atterrissage doux au lieu de subir un accident. De plus, l'emplacement de l'atterrissage de l'hélicoptère peut être choisi au moyen d'un parachute ovale. Les aspects ci-dessus de l'invention ainsi que d'autres aspects seront mieux compris, grâce à la description détaillée des modes de réalisations préférés qui suivent, non 10 limitatifs, des formes de réalisation. La description qui suit est faite en référence aux dessins annexés. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES La figure 1 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention ; la figure 2 est une vue schématique d'un ensemble formant rotor de la présente 15 invention ; la figure 3 est une vue de dessus de l'hélicoptère selon la présente invention ; la figure 4 est une vue schématique d'un mécanisme de transmission 50 en forme de H selon la présente invention ; la figure 5 est une vue schématique d'un dispositif de commande 60 selon la présente 20 invention ; la figure 5A est une vue partielle agrandie de la figure 5 ; la figure 6 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention utilisant un parachute 70 ; la figure 7 est une vue partielle agrandie d'un propulseur/pale 24 selon la présente 25 invention ; la figure 8 est une vue schématique du réglage d'une proportion de poids d'une pale 24 selon la présente invention ; et la figure 9 est une vue schématique de l'hélicoptère selon la présente invention atterrissant sur la mer. DESCRIPTION DETAILLEE DES FORMES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉES Sur les figures 1 et 2, est représenté un hélicoptère ayant une structure en forme de H 5 selon la présente invention, qui comprend un fuselage 10, quatre ensembles formant rotor 20, un mécanisme de transmission en forme de H (qui sera décrit plus loin), et un dispositif de commande (qui sera décrit plus loin). Le fuselage 10 comprend une partie avant 11 et une partie arrière 12. La partie avant 11 comprend à l'intérieur d'elle un cockpit comprenant le poste de pilotage pour la 10 commande de l'hélicoptère, et une place pour un passager. La partie arrière 12 est une prolongation vers l'arrière de la partie avant 11. Les quatre ensembles formant rotor 20 sont appariés, c.-à-d., deux ensembles avant de rotor sont appariés et deux ensembles arrière de rotor sont appariés, pour former une paire d'ensembles formant rotor avant et une paire d'ensembles formant rotor arrière. 15 Chacun des ensembles de rotor 20 comprend un boitier de transmission 21, un module de commande d'angle d'incidence 22, un servomoteur linéaire 23, au moins une pale 24, et un pare-hélice 25. Le boitier de transmission 21 est relié au mécanisme de transmission en forme de H. Le module de commande d'angle d'incidence 22 entraîne le servomoteur linéaire 23 pour ajuster l'angle d'incidence de chaque pale 24 par l'intermédiaire du 20 servomoteur linéaire 23. Le pare-hélice 25 encercle l'extérieur du rayon de rotation de la pale 24. En se référant à la figure 3, il apparaît que la paire d'ensembles formant rotor 30 avant comporte un ensemble formant rotor avant gauche 31 et un ensemble formant rotor avant droit 32. L'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor avant droit 25 32 sont respectivement disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant 11 du fuselage 10. En outre, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor avant droit 32 sont en correspondance l'un de l'autre et sont entrainés en rotation dans des sens opposés. La paire d'ensembles formant rotor arrière 40 comprend un rotor arrière gauche 41 et un rotor arrière droit 42. L'ensemble formant rotor arrière gauche 41 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont disposés respectivement sur les côtés gauche et droit de la partie arrière 12 du fuselage 10. De plus, l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 et 5 l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont en correspondance l'un de l'autre et sont entraînés en rotation dans des sens opposés. La distance entre les paires d'ensembles formant rotor avant 30 est plus grande que la distance entre les paires d'ensembles formant rotor arrière 40. Comme le montre la figure 4, un mécanisme de transmission 50 en forme de H est 10 disposé dans le fuselage 10 précité, et comprend un moteur 51, un ensemble de roues ou poulies de transmission 52, deux boitiers de transmission de réduction 53, et une pluralité d'arbres de transmission 54. Les roues ou poulies de transmission 52 comprennent une poulie motrice 521 et une poulie entraînée 522. Dans un mode de réalisation, la poulie motrice 521 et la poulie entraînée 522 sont reliées et mises en relation de transmission par 15 une courroie. La poulie motrice 521 est reliée au moteur 51, et la poulie entraînée 522 est reliée aux deux boitiers de transmission de réduction 53 par des arbres de transmission 54. Les deux boitiers de transmission de réduction 53 sont reliés au boitier de transmission 21 de chacun des ensembles formant rotor 20 par l'intermédiaire des arbres de transmission 54. 20 Comme représenté sur les figures 2, 5 et 5A, un dispositif de commande 60 est prévu à l'intérieur de la partie avant 11 du fuselage 10. Le dispositif de commande 60 comprend un levier de commande 61, un système de contrôle de vol 62, une paire de pédales 63 et un levier de configuration d'incidence 64. Le levier de commande 61 est relié au module de commande de l'angle d'incidence 22 de chaque ensemble formant rotor 20, et 25 commande une différence dans l'angle d'incidence de chaque ensemble formant rotor 20. Le système de contrôle de vol 62 recueille et calcule diverses données de vol, de manière à entraîner le servomoteur linéaire 23 de chaque ensemble formant rotor 20 et de manière à commander en outre chaque ensemble formant rotor 20 indépendamment. Les pédales 63 comprennent une pédale gauche 631 et une pédale droite 632 qui commandent respectivement la différence entre les angles d'incidence de chaque ensemble diagonal de rotor 20. Plus précisément, les ensembles diagonaux de rotor 20 désignent le rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 qui sont en diagonale l'un avec l'autre, et l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 qui sont en diagonale l'un avec l'autre (comme représenté sur la figure 3). Le levier de configuration d'incidence 64 sert à commander simultanément les angles d'incidence des quatre ensembles formant rotor 20. Le système de contrôle de vol 62 ci-dessus comprend en outre plusieurs capteurs de vol associés, par exemple, un gyroscope pour détecter les conditions de posture, un capteur 10 géomagnétique (boussole électronique) pour détecter l'orientation courante de vol, une capteur d'accélération à trois axes pour détecter les réactions dynamiques de l'hélicoptère, un altimètre pour détecter l'altitude courante, un anémomètre de détecter la vitesse du vol, un système de GPS (système de localisation mondial) pour acquérir la longitude et la latitude courantes, un radar pour détecter les distances entre les obstacles à proximité et le 15 terrain, une jauge de carburant, un compteur d'accélération, un compte-tours, etc. Les signaux de détection de ces capteurs sont des signaux numériques de 16 bits, et sont mis à jour à une vitesse d'approximativement 100 fois par seconde. Ainsi, le système de contrôle de vol 62 recueille les données de tous les capteurs ci-dessus à une vitesse de plusieurs centaines de fois par seconde. 20 Les détails sur la méthode de commande de vol de la présente invention sont fournis en référence aux figures 1 à 5. Pour déplacer l'hélicoptère vers avant ou vers l'arrière, le levier de commande 61 est actionné pour des commandes associées. Lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers avant, les deux ensembles formant rotor 20 de l'ensemble formant rotor avant 30 sont respectivement poussés vers le haut par l'intermédiaire des 25 servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30, tandis que les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40 sont poussés vers bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40. De fait, le pouvoir de sustentation de la partie arrière 12 du fuselage 10 est augmenté d'une manière telle que le fuselage 10 s'incline vers avant et avance vers l'avant. En revanche, pour se déplacer vers l'arrière, le levier de commande 61 est déplacé vers l'arrière, les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30 sont poussés respectivement vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor avant 30, alors que les deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence des deux ensembles formant rotor 20 des ensembles formant rotor arrière 40. De ce fait, la force de poussée de sustentation de la partie avant 11 du fuselage 10 est augmentée d'une manière qui fait incliner le fuselage 10 vers l'arrière et le déplace vers l'arrière. Pour se déplacer vers la gauche ou la droite, lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers la gauche, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42, tandis que l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence de l'ensemble du rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41. De cette manière, la poussée de sustentation sur la droite du fuselage 10 est augmentée de sorte que le fuselage 10 s'incline vers la gauche et se déplace vers la gauche. Lorsque le levier de commande 61 est déplacé vers la droite, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour augmenter les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41, tandis que l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs pour diminuer les angles d'incidence de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42. En soi, la poussée de sustentation sur la gauche du fuselage 10 est augmentée de manière que le fuselage 10 s'incline vers la droite et se déplace vers la droite. Les pédales 63 sont utilisées pour commander la rotation de la direction de 5 l'hélicoptère. Lorsque la pédale de droite 632 est pressée, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 (les rotors vont dans le sens contraire des aiguilles d'une montre) sont poussés vers bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et des couples de l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont augmentés. 10 Pendant ce temps, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont diminués. De cette manière, les couples de l'ensemble des quatre de rotor 20 sont amenés à être inégaux, c.- 15 à-d., le couple dans le sens des aiguilles d'une montre est supérieur au couple dans le sens contraire des aiguilles d'une montre, faisant ainsi tourner le fuselage 10 vers la gauche (rotation du fuselage 10 dans le sens des aiguilles d'une montre). Lorsque la pédale gauche 631 est pressée, l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 (les rotors vont dans le sens contraire des 20 aiguilles d'une montre) sont poussés vers le bas par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble formant rotor avant gauche 31 et l'ensemble formant rotor arrière droit 42 sont augmentés. Pendant ce temps, l'ensemble formant rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gauche 41 sont poussés vers le haut par l'intermédiaire des servomoteurs linéaires 25 23 respectifs, de sorte que l'incidence des angles et les couples de l'ensemble du rotor avant droit 32 et l'ensemble formant rotor arrière gatiche 41 sont diminués. Ainsi, les couples de l'ensemble des quatre de rotor 20 sont amenés à être inégaux, c.-à-d., dans le sens contraire des aiguilles d'une montre le couple est plus grand que le couple dans le sens des aiguilles d'une montre, faisant ainsi tourner le fuselage 10 vers la droite (en rotation du fuselage 10 dans le sens contraire des aiguilles d'une montre). La montée et la descente de l'hélicoptère sont commandées par le levier de configuration d'incidence 64. Lorsque le levier de configuration d'incidence 64 est tiré 5 vers le haut, les angles d'incidence de l'ensemble des quatre rotors 20 sont augmentés par les servomoteurs linéaires 23 respectifs, de sorte que la poussée de sustentation est augmentée pour soulever le fuselage 10. En revanche, pour descendre l'hélicoptère, le levier de configuration d'incidence 64 est pressé vers le bas, et les angles d'incidence de l'ensemble des quatre ensembles formant rotor 20 sont diminués par les servomoteurs 10 linéaires 23 respectifs, de sorte que la poussée de sustentation est réduite pour permettre la descente du fuselage 10. Comme décrit précédemment, un pare-hélice 25, servant à des fins de protection, s'étend à l'extérieur du rayon de chaque pale 24 de l'ensemble formant rotor 20. En plus de protéger les pales 24, les pare-hélices 25 réduisent également l'influence qu'a la vitesse 15 de l'air en vol entre les ensembles formant rotor 20 pour réduire la vitesse de l'air et le bruit des ensembles formant rotors 20. Plus important encore, les pare-hélices 25 diminuent de plus le risque du décrochage de l'ensemble formant rotor entrainés par vent arrière quand l'hélicoptère est en vol à grande vitesse. Comme représenté sur la figure 6, dans la présente invention, un parachute 70 peut 20 de plus être installé sur une partie supérieure de la partie avant 11. Lorsqu'une perte de puissance se produit dans les ensembles formant rotor 20, le pilote peut activer le parachute 70 et utiliser le parachute 70 pour réaliser un atterrissage lent, et de ce fait poser l'hélicoptère avec un minimum de risque pour débarquer le passager et le pilote avec un maximum de sécurité. Du fait que la distance entre l'ensemble de paires du rotor avant 30 25 est plus grande que celle entre l'ensemble de paires de rotor arrière 40, au lieu d'être influencé par l'ensemble de paires du rotor avant 30 et d'affecter de façon néfaste le fonctionnement du parachute 70, le parachute 70 est assuré de s'ouvrir de manière fiable. En référence aux figures 7 et 8, il apparaît que, dans la présente invention, une proportion de masse de chaque pale 24 dans l'ensemble formant rotor 20 peut être réglée de manière indépendante. Dans le mode de réalisation, chaque pale 24 comprend un corps 241, une vis de réglage 242, un bloc de masse 243, un élément élastique 244 et une couche de gainage 245. La vis de réglage 242 est disposée à l'intérieur du corps 241, et a une extrémité en forme de partie d'ajustement 246 qui s'étend à l'extérieur du corps 241 et 5 l'autre extrémité logée dans l'élément élastique 244. Le bloc de masse 243 est vissé sur la vis de réglage 242. La couche de gainage 245 couvre l'extérieur du corps 241 de telle sorte que la partie d'ajustement 246 est découverte sur la couche de gainage 245. Pour régler la proportion de masse de chaque pale 24, une force est appliquée sur la partie d'ajustement 246 à l'extérieur du corps 241, de sorte qu'une force soit appliquée sur 10 l'élément élastique 244 à l'autre extrémité de la vis de réglage 242 pour retirer la partie d'ajustement 246 à l'intérieur du corps 241. La partie d'ajustement 246 est alors mise en rotation pour déplacer le bloc de masse 243 de la vis de réglage 242. Lorsque le bloc de masse 243 est ajusté à une position appropriée, la partie d'ajustement 246 est libérée, et est déplacée vers l'extérieur par la vis de réglage 242 en raison d'un effet de rétablissement 15 élastique généré par l'élément élastique 244, jusqu'à ce que la partie d'ajustement 246 soit découverte sur la couche de gainage 245. Ainsi, l'ajustement et le calibrage de l'équilibre dynamique peuvent être effectués pour les pales 24 en ajustant les blocs de masse 243 respectifs. Comme représenté sur la figure 9, le fuselage 10 peut être conçu en forme de bateau. 20 Lorsque l'hélicoptère se pose sur la mer en cas d'amerrissage forcé, la forme en bateau du fuselage 10 permet au fuselage 10 de flotter en toute sécurité sur la mer afin d'assurer la sécurité des passagers sur la mer. Comparée à un hélicoptère classique, la présente invention offre les avantages ci-dessous. Tout d'abord, un total équilibre des forces aérodynamiques à gauche et à droite 25 du fuselage 10 est obtenu pour atténuer fortement les complications et les risques de vol. Du fait que le couple généré par le moteur 51 est également compensé, le pilote n'a pas besoin d'ajuster l'orientation de l'hélicoptère en cas de changement de couple, réduisant de ce fait la charge du pilote. De plus, on élimine des commande de contrôle pour les rotors de queue gauches et droits, de sorte qu'approximativement 20% de la puissance de moteur 51 peut être préservée pour améliorer l'efficacité énergétique. Le système de commande de l'hélicoptère selon la présente invention est assez simple, et ne nécessite pas de méthode de commande impliquée par un rotor principal d'un hélicoptère classique. Avec un espace suffisant pour l'installation d'un parachute 70 à éjection, le parachute 70 peut être éjecté en cas de situation d'urgence pour assurer la sécurité des passagers et de l'hélicoptère. L'utilisation de la conception des pare-hélices 25 pour les quatre ensembles formant rotors 20, en dehors de l'amélioration de l'efficacité des ensembles formant rotors, les influences mutuelles entre les quatre ensembles formant rotors 20 sont également réduites pour abaisser de façon significative le bruit de l'ensembles formant rotor. En outre, sur la base des caractéristiques ci-dessus, la vitesse de l'hélicoptère peut être augmentée. Bien que l'invention ait été décrite à titre d'exemple et en termes de modes de réalisation préférés, il doit être entendu que l'invention n'est pas limitée à cela. Au contraire, l'intention est de couvrir diverses modifications et dispositions et procédures similaires. REVENDICATIONS1. Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il a une structure en forme de H et en ce qu'il comporte : un fuselage (10), comprenant une partie avant (11) et une partie arrière (12) ; une paire d'ensemble formant rotor avant (30), formée par deux ensembles formant rotor, disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant (11) du fuselage (10), respectivement, dont les rotations se font dans des sens opposés ; une paire d'ensemble formant rotor arrière (40), formée par les deux autres ensembles formant rotors, disposés sur les côtés gauche et droit de la partie arrière (12) du fuselage (10), respectivement, dont les rotations se font`dans des sens opposés ; et un dispositif de commande (60), disposé à l'intérieur de la partie avant (11) du fuselage (10), comprenant : un levier de commande (61), configuré pour commander une direction de vol et pour produire d'un signal de commande ; et un système de contrôle de vol (62), configuré pour calculer le signal de commande 15 et pour commander la paire d'ensembles formant rotor avant (30) et la paire d'ensembles formant rotor arrière (40). 2. Hélicoptère selon la revendication 1, caractérisé en ce que le fuselage (10) est en une forme de bateau. 3. Hélicoptère selon la revendication 1, caractérisé en ce que chacun des ensembles 20 formant rotor (20) comporte un boitier de transmission (21), un module de commande d'angle d'incidence (22), un servomoteur linéaire (23) et au moins une pale (24). 4. Hélicoptère selon la revendication 3, caractérisé en ce que chacun des ensembles formant rotor (20) comprend en outre un pare-hélice (25) encerclant l'extérieur d'un rayon de rotation de la pale (24). 25 5. Hélicoptère selon la revendication 3, caractérisé en ce que le module de commande d'angle d'incidence (22) entraîne le servomoteur linéaire (23) pour ajusterl'angle d'incidence de chaque pale (24) par l'intermédiaire du servomoteur linéaire (23). 6. Hélicoptère selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque pale (24) comporte en outre un corps (241), une vis de réglage (242), un bloc de masse (243), un élément élastique (244) et une couche de gainage (245) ; la vis de réglage (242) est disposée à un intérieur du corps (241), et a une extrémité formée comme partie d'ajustement (246) qui s'étend à l'extérieur du corps (241) et une autre extrémité logée dans l'élément élastique (244) ; le bloc de masse (243) est vissé sur la vis de réglage (242) ; et la couche de gainage (245) couvre l'extérieur du corps (241) de telle sorte que la partie d'ajustement (246) est exposée sur la couche de gainage (245). 7. Hélicoptère ayant une structure en forme de H, caractérisé en ce qu'il comprend : un fuselage (10), comprenant une partie avant (11) et une partie arrière (12) ; une paire d'ensemble formant rotor avant (30), formée par deux ensembles formant rotor, disposés sur les côtés gauche et droit de la partie avant (11) du fuselage (10), respectivement, dont les rotations se font dans des sens opposés ; une paire d'ensemble formant rotor arrière (40), formée par les deux autres ensembles formant rotor, disposée sur les côtés gauche et droit de la partie arrière (12) du fuselage (10), respectivement, dont les rotations se font dans des sens opposés ; un mécanisme de transmission (50) en forme de H, disposé dans le fuselage (10), comprenant un moteur (51), un ensemble du mécanisme de transmission (52), deux 20 boitiers de transmission de réduction (53) et une pluralité d'arbres de transmission (54) ; le mécanisme de transmission (50) comprenant une poulie motrice (521) et une poulie entraînée (522), la poulie motrice (521) étant reliée au moteur (51), la poulie entraînée (522) étant reliée aux boitiers de transmission de réduction (53) via un arbre de transmission (54), et les deux boitiers de transmission de réduction (53) étant reliés à la 25 paire d'ensemble formant rotor avant (30) et la paire d'ensembles formant rotor arrière (40), respectivement ; et un dispositif de commande (60), disposé à l'intérieur de la partie avant (11) du fuselage (10), comportant :un levier de commande (61), configuré pour commander une direction de vol et engendrer un signal de commande ; et un système de contrôle de vol (62), configuré pour calculer le signal de commande et pour commander les paires d'ensemble formant rotor avant (30) et la paire d'ensemble formant rotor arrière (40). 8. Hélicoptère selon la revendication 1 ou 7, caractérisé en ce qu'un parachute (70) est installé dans une partie supérieure de la partie avant (11) du fuselage (10) ; un pilote peut alors éjecter et ouvrir le parachute (70) en cas de défaut de fonctionnement des moteurs, et le parachute (70) retient l'hélicoptère entier et descend à une faible vitesse pour empêcher tous risques de perte de passager et de dommages à l'hélicoptère ; lors du processus de descente du parachute (70), le pilote est en mesure de manoeuvrer les haubans du parachute (70) pour contrôler l'altitude et la direction du vol afin d'éviter de tomber sur une zone dangereuse.