CN107244416A - 一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，属于航空器技术领域。采用一组可以在飞行中完全展开和完全收合的旋翼桨叶，航空器起降时让旋翼桨叶随驱动轴正向旋转，使所有桨叶完全展开产生最大升力，航空器水平飞行时让旋翼桨叶完全收合而变形为一个空气阻力很小的形状，利用离心力和空气动力的作用而根据飞行工况自动调整旋翼桨叶的工作状态，消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力和振动，旋翼桨叶根据飞行状况自动开合，让旋翼的气动外形根据飞行工况变化自动改变，实现垂直起降和水平飞行模式下旋翼工作状态的自然转换，具有机理协调、结构简单、成本低廉、可靠性高、自适应性好等优点，可广泛应用于载人航空器或无人机等领域。

Description

一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法

技术领域

本发明涉及一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，属于航空器技术领域。

背景技术

载人航空器可分为固定翼和旋转翼两大类，固定翼常见于水平起降航空器（如喷气式客机），而旋转翼常见于垂直起降航空器（如直升机）。就目前已经达到的技术水平来说，固定翼航空器可以高速飞行，操作简便，但需依托跑道起降。旋转翼航空器可以垂直起降，不需依托跑道起降，适应性强，但是机理失调，操控复杂，飞行速度慢，燃油效率低。

目前，旋转翼航空器还存在一些无法克服的固有缺陷，主要表现为：（1）飞行速度有极限。受翼尖绝对速度必须小于音速的限制，旋转翼航空器的理论速度不能超过420公里/小时。（2）可靠性低。旋翼桨叶的挥舞产生机械振动，增加了铰链的磨损使可靠性总是不如固定翼航空器。（3）横滚稳定性差。两侧旋翼升力不均匀会导致旋转翼航空器发生横滚，在几秒钟内就会倾覆失控。（4）操控复杂。直升机的旋翼既提供了飞行的机动性，同时也造成了飞行操控的复杂性。使得操控负荷远远大于固定翼飞机，加大了人为失误的概率。（5）无法做大。旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，旋翼直径一般最大就是十几米，航空器尺寸受限，无法做得更大。（6）飞行机理失调。直升机虽然发展了近70年，但是飞行机理内在的协调性差，充满了先天性的矛盾。如：采用尾桨平衡旋翼扭矩，采用挥舞铰和摆振铰平衡前飞翻转力矩，垂直起降时要求旋翼面积大而水平飞行时希望旋翼面积小，垂直起降状态与水平飞行状态的飞行机理互相矛盾、无法统一，如此等等，直接导致飞行状态的控制复杂、稳定性差。

总之，旋转翼航空器的上述缺陷来源于旋翼既要兼顾垂直起降又要满足水平飞行两种飞行模式而产生的矛盾。而折扇式旋翼能够很好兼容垂直起降和水平飞行两种飞行模式，将成为旋转翼航空器新的发展方向。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对现有垂直起降航空器的旋翼在水平飞行工况下产生阻力和振动的弊端，提出一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，按照飞行工况需求改变气动外形而消除飞行阻力，提高旋翼升力，回避旋翼振动，提高自持特性；使得航空器旋翼能够有效地兼容垂直起降水平飞行工况，协调飞行机理，简化结构、降低成本、提高安全性、可靠性和适应性。

为解决上述技术问题，本发明提供一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，采用一组可以在飞行中完全展开和完全收合的旋翼桨叶，航空器起降时让旋翼桨叶随驱动轴正向旋转，使所有桨叶完全展开产生最大升力，航空器水平飞行时让旋翼桨叶完全收合而变形为一个空气阻力很小的形状，利用离心力和空气动力的作用而根据飞行工况自动调整旋翼桨叶的工作状态，消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力。在航空器水平飞行需要收缩时，对于不同的旋翼结构，旋翼桨叶的收缩方法各有差异，如可利用迎面气流将收放式旋翼的桨叶吹拂折叠收合，也可利用迎面气流吹拂将折扇式旋翼的桨叶后顺收合。

所述旋翼桨叶根据飞行状况自动开合，航空器垂直起降时利用驱动轴的离心力带动旋翼桨叶自动展开并正向旋转而产生升力，航空器水平飞行时通过改变驱动轴的锁止状态而利用迎面气流吹拂的空气动力使旋翼桨叶自动收合而消除阻力，让旋翼的气动外形根据飞行工况变化自动改变、回避振动，实现垂直起降和水平飞行两种工作模式下旋翼工作状态的自然转换、平稳过渡和有效兼容。旋翼桨叶的工作状态与航空器的飞行状况保持同步，旋翼桨叶的工作机理与航空器的飞行相互协调，使得旋翼具有根据航空器飞行状况自动改变气动外形的能力，在飞行过程中完全展开或者完全收缩，转化过程自然、平稳、连续，旋翼工作状态可根据航空器飞行状况自动调整，该开时开，该合时合，自然转换，平稳过渡，不需要额外的人工干预，具有自适应性，使得飞行操控简化、安全性高、可靠性好。

所述一组旋翼桨叶采用正向展开自动锁位、逆向收合自然复位的方式设置，一组旋翼桨叶的正向展开自动锁位可通过在桨叶驱动轴套上或桨叶根部设置锁位机构的方法实现，即可以通过在每片桨叶根部相互间或桨叶根部与驱动轴之间设置锁位机构（结构）来实现，如设置限位凸台，锁位机构应保证各桨叶可按锁定角度正向依次展开或逆向转动依次收合。一组旋翼桨叶正向完全展开后各相邻桨叶的夹角均分360°圆周角（从而平衡旋翼受力），逆向收合后自然复位并兼作固定翼使用。根据桨叶与驱动轴之间连接关系的不同，一组桨叶逆向收合自然复位至旋翼原始状态，使整个旋翼呈折扇形、矩形、圆形、或多边形形状。例如，可以采用轴套连接桨叶并实现桨叶间相互铰接，通过轴套间相互单向锁位，使桨叶正向转动时能够相互间依次连动锁位展开，逆向转动时能够相互间依次连动收合复位，旋翼呈折扇形。再如，可采用三角形桁架连接三片桨叶与驱动轴，三片桨叶分别与桁架的三个角铰接，可由驱动轴带动展开相互间呈120°夹角。

所采用的旋翼桨叶的数量可根据需要增加，可采用一根驱动轴带动一组旋翼桨叶或多根驱动轴带动多组旋翼桨叶。每组旋翼桨叶的数目可以是1个、2个、3个、4个、5个、6个甚至更多。当采用偶数组配置旋翼桨叶时，可以将对应的旋翼桨叶组设置为反方向旋转，从而相互抵消反扭矩。

所述旋翼桨叶可设置为总距浮动方式，使旋翼桨叶在-15°至45°总距调节范围内围绕总距轴自由转动。旋翼桨叶设置为总距浮动方式时，桨叶按预设负攻角方式安装，预设负攻角一般为-5°至-15°，总距调节范围和负攻角具体可以根据实际需要确定。在航空器跳飞起飞或紧急坠落的情况下，旋翼桨叶可以在总距调节范围内自由浮动，以迅速启动旋翼自旋，加大旋翼蓄能，实现航空器的蓄能跳飞起飞或无动力自旋迫降，更好地提高旋翼的工作稳定性和自适应能力。在起飞和着陆时，通过调整旋翼桨叶的总距，加大负攻角，主动形成上洗气流或侧洗气流，可以进行超驱动起降，有效抵抗阵风扰动，提高飞行稳定性和安全性。同时，还可以大大减少下洗气流，从而抑制地面扬尘，改善着陆条件，提高飞行安全性和鲁棒性。

所述旋翼桨叶在航空器紧急坠落的情况下具有自动展开的能力，同一组桨叶中处于最下方的一片桨叶最先在上行气流吹动下开始正方向自旋，并带动其上方的桨叶开始自旋并依次展开，实现无动力正方向自旋迫降。

所述消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法直接取消旋翼桨叶的挥舞铰、摆振铰和斜盘，简化了桨毂结构，使得旋翼制造使用成本大大降低、安全性高、可靠性好。

本发明采用桨叶可以展开和收合的自适应结构，在航空器起降时自动将旋翼桨叶展开并随驱动轴正向旋转而形成升力，在航空器水平飞行时自动将旋翼桨叶后顺收合，改变了旋翼的气动特征，从而可以实现垂直起降和水平飞行两种工作模式的平稳转换和有效兼容。本发明方法具有自动适应工作模式转换的特性，即收放式旋翼的工作状态可以根据飞行状况自动开合、稳定可靠，无论是在垂直起降工作模式下，高速前飞工作模式下或者是紧急迫降情况下都具有自持性，无需人工干预。因此，能有效减少人工操作介入，提高飞控反应的速度和灵敏度，提高飞控鲁棒性（容错能力），减轻操控强度，减少人为失误，提高了飞行的安全性，同时也大大降低了直升机的驾驶难度，减少了飞行员的操控负荷，提高了适用性。

本发明采用浮动总距的设计，总距操纵杆释放以后，桨叶可以在的一定的正攻角和负攻角范围内围绕总距轴自由浮动。在航空器跳飞起飞或紧急坠落的情况下，桨叶3的总距铰5可以在总距调节范围内自由浮动，以迅速启动旋翼自旋，加大旋翼蓄能，实现航空器的蓄能跳飞起飞或无动力自旋迫降，更好地提高旋翼的工作稳定性和自适应能力。在起飞和着陆时，通过调整桨叶3的总距，加大负攻角，主动形成上洗气流或侧洗气流，可以进行超驱动起降，有效抵抗阵风扰动，提高飞行稳定性和安全性。同时，还可以大大减少下洗气流，从而抑制地面扬尘，改善着陆条件，提高飞行安全性和鲁棒性。

本发明方法使旋翼只负责垂直起降时提供升力，不负责前飞、转向和姿态控制，回避了旋翼在高速前飞时出现的各种偏转、振动、扭矩，取消了挥舞铰、摆振铰和斜盘，在实现垂直起降和水平飞行两种工作模式的平稳转换和有效兼容的同时，还使得旋翼结构简化、成本降低、可靠性提高。

本发明的方法给垂直起降飞行器的驱动轴、旋翼和桨叶的设计提供了极大的灵活性，可以满足不同的旋翼需求以适应不同的航空器机种配置需求。

与现有技术相比，本发明根据飞行工况适应性地改变旋翼的形态和气动特征，从而可实现垂直起降和水平飞行两种工作模式的平稳转换和有效兼容，具有自动适应的特性，可有效减少人工操作介入，提高飞控反应的速度、灵敏度、容错能力、安全性和持续航行时间，可实现超驱动垂直起降，具有机理协调、结构简单、成本低廉、安全性高、可靠性强、适应性好等优点，可广泛应用于载人航空器或无人机等领域。

附图说明

图1为本发明实施例1实现本发明方法的单轴两桨叶折扇式旋翼主视示意图。

图2为本发明实施例1实现本发明方法的单轴两桨叶折扇式旋翼左视示意图。

图3为本发明实施例1实现本发明方法的单轴两桨叶折扇式旋翼桨叶呈展开状态俯视示意图。

图4为本发明实施例1、2实现本发明方法的收放式旋翼桨叶的两轴套相互配合时剖视示意图。

图5为本发明实施例1、2实现本发明方法的收放式旋翼桨叶的两轴套相互配合时A-A剖视示意图。

图6为本发明实施例1、2实现本发明方法的收放式旋翼桨叶的两轴套相互配合时B-B剖视示意图。

图7为本发明实施例2实现本发明方法的两轴四桨叶折扇式旋翼主视示意图。

图8为本发明实施例3实现本发明方法的直梁支撑架收放式旋翼桨叶完全收合侧视示意图。

图9为本发明实施例3实现本发明方法的直梁支撑架收放式旋翼桨叶完全收合俯视示意图。

图10为本发明实施例3实现本发明方法的直梁支撑架收放式旋翼桨叶展开过程俯视示意图。

图11为本发明实施例3实现本发明方法的直梁支撑架收放式旋翼桨叶完全展开侧示意图。

图12为本发明实施例3实现本发明方法的直梁支撑架收放式旋翼桨叶完全展开俯视示意图。

图13为本发明实施例4实现本发明方法的三角桁架支撑架收放式旋翼桨叶完全展开俯视示意图。

图14为本发明实施例4实现本发明方法的三角桁架支撑架收放式旋翼桨叶完全收合俯视示意图。

图中：1-驱动轴，2-轴套，2-1-配合结构，3-桨叶，4-桨叶铰，5-总距铰，6-桨叶支撑架，α-配合角。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步详尽描述。实施例中未注明的技术或产品，均为现有技术或可以通过购买获得的常规产品。

实施例1：本消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法是：采用一组可以在飞行中完全展开和完全收合的旋翼桨叶，航空器起降时让旋翼桨叶随驱动轴正向旋转，使所有桨叶完全展开产生最大升力，航空器水平飞行时让旋翼桨叶完全收合而变形为一个空气阻力很小的形状，利用离心力和空气动力的作用而根据飞行工况自动调整旋翼桨叶的工作状态，消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力。旋翼桨叶根据飞行状况自动开合，航空器垂直起降时利用驱动轴的离心力带动旋翼桨叶自动展开并正向旋转而产生升力，航空器水平飞行时通过驱动轴浮动从而利用迎面气流吹拂的空气动力使旋翼桨叶自动收合而消除阻力，让旋翼的气动外形根据飞行工况变化自动改变、消除阻力、回避振动，实现垂直起降和水平飞行两种工作模式下旋翼工作状态的自然转换、平稳过渡和有效兼容。采用一根驱动轴带动一组旋翼桨叶的方式，旋翼桨叶采用正向展开自动锁位、逆向收合自然复位的方式设置，一组旋翼桨叶正向完全展开后各相邻桨叶的夹角均分360°圆周角，逆向收合后自然复位并兼作固定翼使用。旋翼桨叶设置为总距浮动方式，使旋翼桨叶在-15°至45°总距调节范围内围绕总距轴自由转动，桨叶按预设负攻角方式安装，预设负攻角为-5°。旋翼桨叶的工作状态与航空器的飞行状况保持同步，旋翼桨叶的工作机理与航空器的飞行相互协调，旋翼桨叶直接取消旋翼桨叶的挥舞铰、摆振铰和斜盘。旋翼桨叶在航空器紧急坠落的情况下具有自动展开的能力，同一组桨叶中处于最下方的一片桨叶最先在上行气流吹动下开始正方向自旋，并带动其上方的桨叶开始自旋并依次展开，实现无动力正方向自旋迫降。

本发明方法可以采用图1-6所示的具有两个叶片的一个折扇式旋翼来实现，所用折扇式旋翼具有起降时像折扇一样打开而飞行时像折扇一样收合的两片桨叶3，包括驱动轴1、两个上、下配合的轴套2和两片桨叶3，每个轴套与一片桨叶相连，驱动轴1与下边的轴套相连并驱动其转动，下边的轴套再驱动上边的轴套；每个轴套2的上、下端设有扇形凸台配合结构2-1，并由该配合结构形成上、下两个配合面；相互配合的上、下轴套的配合面之间的可旋转活动空间形成180°的配合角α（即扇形凸台的扇形角度等于180°），下配合面在下轴套转动到180°时即驱动本轴套，上配合面在本轴套转动到180°时即驱动上轴套。驱动轴1上靠下方的叶桨叶为主动桨叶，驱动轴直接驱动主动桨叶的轴套带动主动桨叶旋转，主动桨叶的轴套又带动其上方的从动桨叶的轴套和从动桨叶旋转，使得两片桨叶按照配合结构2-1确定的180°配合角展开成一直线。轴套2上的配合结构2-1具有单向性，正方向转动时可以按照配合角锁止驱动，反向转动时配合面解锁而使得上、下轴套可以自由转动复位。

桨叶3安装在轴套2上时设置总距铰，从而具备-15°至45°调节范围的总距调节功能；总距铰可以锁止以调节桨叶3的总距，也可以释放以允许桨叶3在总距调节范围内自由浮动，加大旋翼蓄能。桨叶3采用普通机翼翼型的刚性厚桨叶，安装在轴套2上时带有-5°的负攻角。通过调整桨叶3的总距，加大负攻角，主动形成上洗气流或侧洗气流，可以进行超驱动起降，有效抵抗阵风扰动，提高飞行稳定性和安全性。桨叶3的外形为等宽结构，利用旋翼外围的高速区域获取最大升力。驱动轴1在航空器垂直起降时正方向旋转，主动桨叶带动从动桨叶按照配合结构确定的配合角展开；驱动轴1在航空器水平飞行时自由转动，配合结构2-1配合面锁止释放，主动桨叶与从动桨叶在迎面气流吹拂下后顺收合呈直线型，降低空气阻力并作为固定翼。驱动轴1上的两片桨叶3在航空器紧急坠落的情况下，主动桨叶可在上行气流吹动下正方向自旋旋转，继而带动从动桨叶自动展开，实现正方向无动力自旋迫降。

实施例2：本消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法是：采用两组旋转方向相反且可以在飞行中完全展开和完全收合的旋翼桨叶，航空器起降时让两组旋翼桨叶随驱动轴正向旋转，使所有桨叶完全展开产生最大升力，航空器水平飞行时让两组旋翼桨叶完全收合而变形为一个空气阻力很小的形状，利用离心力和空气动力的作用而根据飞行工况自动调整旋翼桨叶的工作状态，消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力。旋翼桨叶根据飞行状况自动开合，航空器垂直起降时利用驱动轴的离心力带动旋翼桨叶自动展开并正向旋转而产生升力，航空器水平飞行时通过驱动轴浮动从而利用迎面气流吹拂的空气动力使旋翼桨叶自动收合而消除阻力，让旋翼的气动外形根据飞行工况变化自动改变、消除阻力、回避振动，实现垂直起降和水平飞行两种工作模式下旋翼工作状态的自然转换、平稳过渡和有效兼容。将对应的两组旋翼桨叶组设置为反方向旋转，从而相互抵消反扭矩。采用一根驱动轴带动一组旋翼桨叶的方式，旋翼桨叶采用正向展开自动锁位、逆向收合自然复位的方式设置，一组旋翼桨叶正向完全展开后各相邻桨叶的夹角均分360°圆周角，逆向收合后自然复位并兼作固定翼使用。旋翼桨叶设置为总距浮动方式，使旋翼桨叶在-15°至45°总距调节范围内围绕总距轴自由转动，桨叶按预设负攻角方式安装，预设负攻角为-15°。旋翼桨叶的工作状态与航空器的飞行状况保持同步，旋翼桨叶的工作机理与航空器的飞行相互协调，旋翼桨叶直接取消旋翼桨叶的挥舞铰、摆振铰和斜盘。旋翼桨叶在航空器紧急坠落的情况下具有自动展开的能力，同一组桨叶中处于最下方的一片桨叶最先在上行气流吹动下开始正方向自旋，并带动其上方的桨叶开始自旋并依次展开，实现无动力正方向自旋迫降。

本发明方法可采用图4-7所示的同轴心而转向相反的两组折扇式旋翼实现，每组折扇式旋翼的桨叶为两片，桨叶的正向展开自动锁位通过在桨叶驱动轴套上设置锁位机构的方法实现，具有起降时像折扇一样打开而飞行时像折扇一样收存的六片桨叶3，包括两根同轴且转向相反的驱动轴1（外轴逆时针旋转，内轴顺时针旋转）、每根驱动轴驱动三个上下配合的轴套2和三片桨叶3，每个轴套与一片桨叶相连，每根方法中与下边的轴套2相连，驱动轴驱动最下边的轴套，下边的轴套再驱动上边的轴套，由此每根驱动轴可以依次驱动三片桨叶；每个轴套2的上、下端设有扇形凸台配合结构2-1，并由该配合结构形成上、下两个配合面，相互配合的上、下轴套的配合面之间的可旋转活动空间形成120°的配合角α（即扇形限位凸台的扇形角度等于120°），下配合面在下轴套转动到120°配合角时即驱动本轴套，上配合面在本轴套转动到120°配合角时即驱动上轴套；每根驱动轴上最下方的一叶桨叶为主动桨叶，每根驱动轴直接驱动主动桨叶的轴套带动主动桨叶旋转，主动桨叶的轴套带动其上方相邻的从动桨叶的轴套和从动桨叶旋转，使得同一组桨叶按照配合结构2-1确定的120°配合角依次展开；轴套2上的配合结构2-1具有单向性，正方向转动时可以按照配合角锁止驱动，反向转动时配合面解锁而使得上、下轴套可以自由转动复位。两根转向相反的驱动轴之间通过轴承支承，保证轴套与驱动轴之间旋转自如。轴套2上配合结构2-1的配合面和桨叶3都具有方向性，轴的转动方向相反时，它们的安装位置亦相反。两根驱动轴同步反向旋转，带动上下两组桨叶同步反向旋转，扭矩平衡。

桨叶3安装在轴套2上时设置总距铰，从而具备-15°至45°调节范围的总距调节功能，满足起飞工况的需要，提高飞行稳定性和安全性。总距铰可以锁止以调节桨叶3的总距，也可以释放以允许桨叶3在总距调节范围内自由浮动，加大旋翼蓄能。桨叶3采用普通机翼翼型的刚性厚桨叶，安装在轴套2上时带有-10°的负攻角。通过调整桨叶3的总距，加大负攻角，主动形成上洗气流或侧洗气流，可以进行超驱动起降，有效抵抗阵风扰动，提高飞行稳定性和安全性。桨叶3的外形为外宽内窄的斧状结构，利用旋翼外围的高速区域获取最大升力。每根驱动轴1在航空器垂直起降时正方向旋转，主动桨叶带动从动桨叶按照配合结构确定的120°配合角展开，产生最大升力。驱动轴1在航空器水平飞行时停转，配合结构2-1配合面锁止释放，主动桨叶与从动桨叶在迎面气流吹拂下以驱动轴为轴心反向旋转后顺收合呈直线型，旋翼变形为一个风阻很小的固定翼形状，降低空气阻力并作为固定翼，实现高速飞行。每根驱动轴1上的一组桨叶3在航空器紧急坠落的情况下，主动桨叶在上行气流吹动下正方向自旋旋转，继而带动整组桨叶自动依次展开，实现正方向无动力自旋迫降。

实施例3：本消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，是采用具有一组可以展开和收合的旋翼桨叶，航空器起降时让收放式旋翼的一组桨叶展开并随驱动轴正向旋转而形成升力，航空器水平飞行时让收放式旋翼的一组桨叶逆向收合，降低空气阻力并作为固定翼。收放式旋翼的工作状态根据飞行状况自动开合，航空器起降时驱动轴带动收放式旋翼的一组桨叶随驱动轴自动展开并正向旋转，飞行时将驱动轴锁止从而利用迎面气流吹拂将收放式旋翼的一组桨叶逆向收合。在航空器紧急坠落的情况下，收放式旋翼桨叶在上行气流吹动下正方向自旋旋转并展开，实现无动力正方向自旋迫降。本方法中收放式旋翼的桨叶正向展开后在离心力和空气阻力的作用下达到一个自动平衡的位置，逆向收合后则自然复位；一组桨叶正向完全展开后均分360°圆周角、逆向收合后自然复位呈长矩形。本方法中收放式旋翼采用浮动总距设计，桨叶安装时预设一定的负攻角，使桨叶可在的一定的正攻角和负攻角范围内围绕总距轴自由浮动，收放式旋翼的总距调节范围设定为-15°至45°，桨叶安装时预设的负攻角设定为-15°。

本发明方法可采用图8-12所示的直梁支撑架收放式旋翼实现，旋翼包括驱动轴1、直梁形结构桨叶支撑架6、两片桨叶3和两个桨叶铰4、以及两个安装在桨叶支撑架6上以连接桨叶3和桨叶铰4的总距铰5；驱动轴1与桨叶支撑架6的几何中心垂直相交、固定相连、同步转动，桨叶铰4与驱动轴1基本平行、与桨叶3的翼面基本垂直，桨叶支撑架6的两个末端安装两个总距铰5，桨叶铰4安装在总距铰5的轴上，桨叶3的根部与桨叶铰4连接，桨叶3可以围绕桨叶铰4自由转动；当两片桨叶3完全打开时，桨叶支撑架6、桨叶3、桨叶铰4与总距铰5均围绕驱动轴1同步转动；当两片桨叶3完全收合时，桨叶支撑架6与两片桨叶3重叠拼合呈长矩形。桨叶3为外宽内窄的结构，其外端头为弧形，充分利用旋翼外侧高速旋转区域获得更大的升力。桨叶3通过其根部的桨叶铰4收放，直接实现旋翼回转直径的扩大和气动外形的收缩，各桨叶3自动收合后重叠拼合为矩形，并兼做固定翼具有部分升力，实现升力最大化而阻力最小化。整个收放式旋翼为宽弦翼型刚性厚旋翼，桨叶3成流线型变化。桨叶3和桨叶铰4通过总距铰5与桨叶支撑架6连接，并在桨叶安装时预设-15°的负攻角，用以调节桨叶3总距。总距铰5可以锁止以调节桨叶3的总距，也可以释放以允许桨叶3自由浮动。桨叶3的总距调节范围为-15°至45°。在航空器紧急坠落情况下，驱动轴1可自动释放锁止而自由转动，使负攻角安装的各桨叶3在上行气流吹动下围绕驱动轴1自旋旋转，并在离心力作用下围绕桨叶铰4自动展开，实现航空器的无动力自旋迫降。

实施例4：本消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，是采用具有一组可以展开和收合的旋翼桨叶，航空器起降时让收放式旋翼的一组桨叶展开并随驱动轴正向旋转而形成升力，航空器水平飞行时让收放式旋翼的一组桨叶逆向收合，降低空气阻力并作为固定翼。收放式旋翼的工作状态根据飞行状况自动开合，航空器起降时驱动轴带动收放式旋翼的一组桨叶随驱动轴正向旋转并自动展开，飞行时将驱动轴锁止从而利用迎面气流吹拂将收放式旋翼的一组桨叶逆向收合。在航空器紧急坠落的情况下，收放式旋翼的一组桨叶在上行气流吹动下正方向自旋旋转依次展开，实现正方向无动力自旋迫降。本方法中旋翼桨叶正向展开后在离心力和空气阻力的作用下达到一个自动平衡的位置，逆向收合后则自然复位；一组桨叶正向完全展开后均分360°圆周角、逆向收合后自然复位为圆形。本方法中收放式旋翼采用浮动总距设计，桨叶安装时预设一定的负攻角，使桨叶可在的一定的正攻角和负攻角范围内围绕总距轴自由浮动，收放式旋翼的总距调节范围设定为-15°至45°，桨叶安装时预设的负攻角设定为-10°。

本发明方法可采用图13-14所示的收放式旋翼实现，旋翼包括驱动轴1、正三角形桁架结构桨叶支撑架6、三片斧状桨叶3及三个桨叶铰4；驱动轴1与桨叶支撑架6的几何中心垂直相交、固定相连、同步转动，桨叶铰4与驱动轴1平行、与桨叶3的翼面垂直，桨叶支撑架6末端与三片桨叶3连接端通过桨叶铰4连接，三片桨叶3可以围绕各自的桨叶铰4为轴心自由转动；当三片桨叶3完全打开时，桨叶铰4与各桨叶3均围绕驱动轴1同步转动；当三片桨叶3完全收合时，桨叶支撑架6与三片桨叶3重叠拼合呈圆形。桨叶3为外宽内窄的斧状结构，可以充分利用旋翼外侧高速旋转区域获得更大的升力。整个收放式旋翼为宽弦刚性厚旋翼，桨叶3成流线型变化。在航空器紧急坠落情况下，驱动轴1自动释放锁止而自由转动，使各桨叶3在上行气流吹动下围绕驱动轴1自旋旋转，并在离心力作用下围绕桨叶铰4自动展开，实现航空器的无动力自旋迫降。

上面结合附图对本发明的技术内容作了说明，但本发明的保护范围并不限于所述内容，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下对本发明的技术内容做出各种变化，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：采用一组可以在飞行中完全展开和完全收合的旋翼桨叶，航空器起降时让旋翼桨叶随驱动轴正向旋转，使所有桨叶完全展开产生最大升力，航空器水平飞行时让旋翼桨叶完全收合而变形为一个空气阻力很小的形状，利用离心力和空气动力的作用而根据飞行工况自动调整旋翼桨叶的工作状态，消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力和振动。

2.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述旋翼桨叶根据飞行状况自动开合，航空器垂直起降时利用驱动轴的离心力带动旋翼桨叶自动展开并正向旋转而产生升力，航空器水平飞行时通过改变驱动轴的锁止状态而利用迎面气流吹拂的空气动力使旋翼桨叶自动收合而消除阻力，让旋翼的气动外形根据飞行工况变化自动改变、回避振动，实现垂直起降和水平飞行两种工作模式下旋翼工作状态的自然转换、平稳过渡和有效兼容。

3.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述一组旋翼桨叶采用正向展开自动锁位、逆向收合自然复位的方式设置，一组旋翼桨叶正向完全展开后各相邻桨叶的夹角需要均分360°圆周角，逆向收合后自然复位并兼作固定翼使用。

4.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所采用的旋翼桨叶的数量可根据需要增加，可采用一根驱动轴带动一组旋翼桨叶或多根驱动轴带动多组旋翼桨叶。

5.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：采用偶数组配置旋翼桨叶时，可以将对应的旋翼桨叶组设置为反方向旋转，从而相互抵消反扭矩。

6.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述旋翼桨叶可设置为总距浮动方式，使旋翼桨叶在-15°至45°总距调节范围内围绕总距轴自由转动。

7.根据权利要求6所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述旋翼桨叶设置为总距浮动方式时，桨叶按预设负攻角方式安装，预设负攻角一般为-5°至-15°。

8.根据权利要求1所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述旋翼桨叶在航空器紧急坠落的情况下具有自动展开的能力；同一组桨叶中处于最下方的一片桨叶最先在上行气流吹动下开始正方向自旋，并带动其上方的桨叶开始自旋并依次展开，实现无动力正方向自旋迫降。

9.根据权利要求1或2所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：所述旋翼桨叶的工作状态与航空器的飞行状况保持同步，所述旋翼桨叶的工作机理与航空器的飞行相互协调。

10.根据权利要求1、或2、或4、或6所述的消除垂直起降航空器旋翼水平飞行阻力的方法，其特征在于：直接取消了旋翼桨叶的挥舞铰、摆振铰和斜盘，简化了桨毂结构。