CN115285344A - 一种基于空气动力减速传递动力的方法、结构及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于空气动力减速传递动力的方法、结构及其应用，涉及航空技术领域，尤其涉及旋翼类飞行器技术。一种基于空气动力减速传递动力的方法，由带动力的小旋翼转动产生的气流驱动不带动力的大旋翼旋转；一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，包括大旋翼和小旋翼、主轴以及动力驱动组件；所述大旋翼转动连接在所述主轴上，所述大旋翼绕所述主轴旋转；所述小旋翼与所述动力驱动组件连接。本发明的有益之处至少在于，将小旋翼的一部分能量采用空气动力的方式传递给大旋翼，解决传统的自转旋翼机的预旋采用软轴或电机加减速齿轮传动、结构复杂及故障率高的问题，具有转速可变以及适应性强的优点，也不易因过载而烧毁发动机。

Description

一种基于空气动力减速传递动力的方法、结构及其应用

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及旋翼类低空飞行器技术，尤其是一种基于空气动力减速传递动力的方法、结构及其应用。

背景技术

由于现有的发动机（包括电动机和内燃机等）的输出轴转速均较高，大多达每分钟几千转甚至上万转，直接驱动螺旋桨或旋翼的话产生的空气动力较小，较难满足对大升力的需求。所以，为了得到足够的升力，所有的直升机无一例外地采用了复杂的减速系统将高速的发动机输出动力降速从而带动比较大的旋翼转动，这样才能产生较大的升力，但结构复杂，成本高，故障率也高，操作也很复杂。

如：传统的单旋翼直升机旋翼的动力是由发动机经减速后传递给轴再由轴驱动旋翼旋转，还需要尾桨来平衡反扭矩，结构复杂，操控难度大，安全系数不高，大量的风带走了得多能量，效率低；

传统的自转旋翼机的旋翼预旋装置通常有两种：采用发动机输出经减速后由软轴沿桅杆传递给顶部的旋翼，或者在旋翼头上安装电动机，经减速后驱动旋翼，两种预旋方式均需经过离合装置和减速装置，结构复杂，且较难实现垂直起降和空中悬停；

多轴飞行器例如四轴无人机，结构虽然简单，采用飞控进行控制其飞行姿态，但其电机、电子调速器、翼片、控制器等任一发生故障或飞行器受到电磁或电子干扰或黑客攻击，基本上会炸机，迫降能力差，安全性和可靠性不高。

发明内容

为了克服上述的现有技术缺陷，本发明提供一种基于空气动力减速传递动力的方法、结构及其应用，将小旋翼的一部分能量采用空气动力的方式传递给大旋翼，解决传统的自转旋翼机的预旋采用软轴或电机加减速齿轮传动、结构复杂以及故障率高的问题，具有转速可变以及适应性强的优点，也不易因过载而烧毁发动机。

本发明是通过以下技术方案实现的：

一种基于空气动力减速传递动力的方法，由带动力的小旋翼转动产生的气流驱动不带动力的大旋翼旋转。

一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，包括大旋翼和小旋翼，还包括主轴以及动力驱动组件；

所述大旋翼转动连接在所述主轴上，所述大旋翼绕所述主轴自由旋转；所述小旋翼与所述动力驱动组件连接；

所述大旋翼的旋转平面与所述小旋翼的旋转平面处于不同高度的水平面上，并且相互平行设置；所述小旋翼旋转产生气流驱动所述大旋翼发生旋转。

优选地，所述小旋翼与所述大旋翼之间的净空距离小于或等于所述大旋翼的最大弦长的3倍；

所述大旋翼的叶片呈翼型，所述大旋翼的叶片的弦线与所述大旋翼的旋转平面的夹角定义为大旋翼的叶片的安装角，所述大旋翼的叶片的前缘高于后缘时安装角为正，所述大旋翼的叶片的前缘低于后缘时安装角为负；所述大旋翼的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

优选地，在所述小旋翼的投影面积之内的所述大旋翼的叶片的安装角的范围是0°至6°；在所述小旋翼的投影面积之外的所述大旋翼的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

优选地，所述大旋翼与所述小旋翼的数量是各一个，并且所述小旋翼与所述大旋翼共轴布置；

所述小旋翼布置在所述大旋翼的上方，气流方向自所述小旋翼指向所述大旋翼，即所述小旋翼对着所述大旋翼吹风使所述大旋翼被动旋转；

或者所述小旋翼布置在所述大旋翼的下方，气流由所述大旋翼指向所述小旋翼，即所述大旋翼的中部即叶片的根部处于所述小旋翼吸气的气流当中，所述大旋翼在所述小旋翼的气流作用下被动旋转。

优选地，所述大旋翼的数量是一个，所述小旋翼的数量是两个，并且所述小旋翼与所述大旋翼共轴布置；两个所述小旋翼分别布置在所述大旋翼的上方和下方，上方的所述小旋翼朝下对着所述大旋翼吹风；处于所述大旋翼下方的所述小旋翼向所述大旋翼吸气，上下所述小旋翼的气流方向均自上而下使得所述大旋翼被动旋转；上方的所述小旋翼和下方的所述小旋翼转动方向相反，这样可以相互抵消反扭矩，有利于平衡。

优选地，所述大旋翼的数量是一个，所述小旋翼的数量是若干个，若干个所述小旋翼与所述大旋翼非共轴布置，并且若干所述小旋翼均匀分布在所述大旋翼的转轴轴线的周围，且靠拢所述大旋翼的转轴轴线布局；

若干所述小旋翼均布置在所述大旋翼的上方，所有所述小旋翼在所述大旋翼旋转平面上的投影处于所述大旋翼旋转平面的中间区域；所有所述小旋翼朝下对着所述大旋翼吹风使得所述大旋翼被动旋转；

或者，若干所述小旋翼均布置在所述大旋翼的下方，所有所述小旋翼朝下吹风即向上对着所述大旋翼吸气使得所述大旋翼被动旋转；

或者，所述大旋翼的上方和下方均分布着若干个所述小旋翼，若干个所述小旋翼均匀分布在所述大旋翼的转轴轴线的周围，且靠拢所述大旋翼的转轴轴线布局，布置于所述大旋翼上方的所述小旋翼向所述大旋翼吹风，布置于所述大旋翼下方的所述小旋翼向所述大旋翼吸气，向下的气流使得所述大旋翼旋转。

优选地，所述大旋翼的数量是两个，所述小旋翼的数量是若干个，所述小旋翼与所述大旋翼非共轴布置；

所述大旋翼的旋转平面与所述小旋翼的旋转平面处于不同高度的水平面上，并且相互平行设置；两个所述大旋翼的旋转平面也分别处于不同高度的水平面上；

若干个所述小旋翼平均分成两组，一组所述小旋翼在其中一个所述大旋翼旋转平面上的投影处于该对应所述大旋翼旋转平面的中间区域；另外一组所述小旋翼在另外一个所述大旋翼旋转平面上的投影处于该对应所述大旋翼旋转平面的中间区域；

并且两组所述小旋翼的转向相反。

优选地，所述动力驱动组件是外转子电机。

优选地，在同一结构中，所有所述小旋翼的转盘面积总和小于所有所述大旋翼的转盘面积之和的二分之一。

一种主被动复合旋翼飞行器，是上述旋翼的驱动方法的应用，包括机身、推进装置和起落架；所述机身上设置有上述的基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构。

优选地，所述起落架是雪橇式起落架或前三点轮式起落架。

优选地，所述机身还包括固定机翼，以及尾翼组件。

优选地，所述机身包括倾转机翼。所述倾转机翼转动连接在所述机身上；所述小旋翼的数量是若干个，且所述小旋翼与所述大旋翼处于非共轴布置；一部分所述小旋翼连接在所述倾转机翼上，能随着倾转机翼倾转，用来产生升力和推力；另一部分所述小旋翼连接在机身周围用于产生升力。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：将小旋翼的一部分能量采用空气动力的方式传递给大旋翼，

一、解决直升机复杂的机械传动结构问题。因直升机的升力主要来自旋翼的外段即远离翼根的一端；

二、解决传统的自转旋翼机的预旋采用软轴或电机加减速齿轮传动，结构复杂，故障率高的问题；

三、多轴飞行器存在不安全因素，解决多轴飞行器难成功迫降的问题，类似降落伞的效果，在巡航时还用来产生一部分升力；

四、发明了一种新型的能垂直起降和悬停、高效、安全的低空飞行器。

附图说明

附图用来对本发明的进一步理解，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制，在附图中：

图1是实施例一所述旋翼驱动结构的结构示意图；

图2是实施例二所述旋翼驱动结构的结构示意图；

图3是实施例三所述旋翼驱动结构的结构示意图；

图4是实施例四所述旋翼驱动结构的结构示意图；

图5是实施例五所述旋翼驱动结构的结构示意图；

图6是应用实施例一所述旋翼驱动结构的旋翼飞行器的结构示意图；

图7是应用实施例三所述旋翼驱动结构的旋翼飞行器的结构示意图；

图8是应用实施例四所述旋翼驱动结构的旋翼飞行器的结构示意图；

图9是其中一种由一个大旋翼以及若干个小旋翼组合应用的旋翼飞行器的俯视图；

图10是图9的旋翼飞行器的正视图；

图11是另外一种由一个大旋翼以及若干个小旋翼组合应用的旋翼飞行器的处于起降或悬停状态的结构示意图；

图12是图11的旋翼飞行器的处于前行状态的结构示意图；

图13是其中一种由两个大旋翼以及若干个小旋翼组合运用的旋翼飞行器的俯视图；

图14是图13的旋翼飞行器的正视图。

图中：0-机身，1-小旋翼，2-大旋翼，3-主轴，4-动力驱动组件，5-推进装置，6-尾翼组件，7-起落架。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

一种基于空气动力减速传递动力的方法，具体是由带动力的小旋翼转动产生的气流驱动不带动力的大旋翼旋转；大旋翼是通过轴承自由转动安装在主轴上的，小旋翼是通过与动力驱动组件连接，由动力驱动组件提供动力；小旋翼的数量是不低于一个，并且小旋翼的旋转平面与大旋翼的旋转平面是基本水平的；小旋翼与大旋翼之间可以是共轴设置（即转轴的轴线是重合的），也可以是非共轴设置（当非共轴设置时，小旋翼的数量是不低于两个，并且小旋翼均匀分布在大旋翼的转轴轴线的周围，且靠拢大旋翼的转轴轴线布局）；小旋翼位于大旋翼的上方或下方，或在大旋翼的上方以及下方均设置有小旋翼。

当小旋翼位于大旋翼的上方时，小旋翼在动力驱动组件的作用下旋转产生向下指向大旋翼的气流，该气流令大旋翼旋转从而产生更大的气流；或者当小旋翼位于大旋翼的下方时，小旋翼在动力驱动组件的作用下旋转产生向下背向大旋翼的气流，即小旋翼的转动是达到从上往下抽风的作用，该气流令大旋翼旋转从而也产生更大的气流。上述大旋翼产生的两种气流都是朝向地面的，即产生了更大的升力，该方法应用到旋翼类飞行器中，能使旋翼飞行器更安全高效。

该方法解决的传统由发动机经过复杂的机械传动装置尤其是减速齿轮传递动力的方式驱动大旋翼转动；传统的动力传动方式还存在结构复杂、成本高、故障率高，且反扭矩大，需要足够大的尾桨来平衡反扭矩的缺陷，本技术方案提供的方法能将上述缺陷进行解决，具有较高的创新性。因为大旋翼是自转结构，更能使飞行器提高安全性。

如图1至图5所示，是一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构多个实施例的结构示意图，包括大旋翼2、小旋翼1、主轴3以及动力驱动组件4；动力驱动组件4包括电机、电池和电子调速器，电池与电子调速器电连接，电子调速器与电机电连接，电池给电机供电，由电子调速器控制电机的转速，小旋翼1安装在电机上，电机驱动小旋翼1高速转动；

大旋翼2是通过轴承转动连接在主轴3上，大旋翼2绕主轴3自由旋转，结构原理与目前的自转旋翼机类似；小旋翼1与动力驱动组件4连接；

大旋翼2的旋转平面与小旋翼1的旋转平面处于不同高度的水平面上，并且相互平行设置；从而能令小旋翼1旋转产生气流驱动大旋翼2旋转。

为确保驱动效率，小旋翼1与大旋翼2之间的净空距离小于或等于大旋翼2的最大弦长的3倍。

为确保大旋翼2能自转，大旋翼2的叶片呈翼型，大旋翼2的叶片的弦线与大旋翼2的旋转平面的夹角定义为大旋翼2的叶片的安装角，大旋翼2的叶片的前缘高于自身后缘时安装角为正，大旋翼2的叶片的前缘低于自身后缘时安装角为负；大旋翼2的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

更进一步的，在小旋翼1的投影面积之内的大旋翼2的叶片的安装角的范围是0°至6°；在小旋翼1的投影面积之外的大旋翼2的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

图1至图3，是大旋翼2与小旋翼1处于共轴布置的不同结构的不同实施例；

图1是实施例一所述旋翼驱动结构的结构示意图，在该实施例中，大旋翼2与小旋翼1的数量是各一个，并且小旋翼1与大旋翼2共轴布置；大旋翼2通过轴承转动连接在主轴3上，动力驱动组件4采用的是外转子电机，且外转子电机的中部设有轴向中心通孔，主轴3贯穿安装该中心通孔的，外转子电机的定子与主轴3是固定结构的，不存在转动关系；小旋翼1是固定连接在外转子电机的转子上。

小旋翼1布置在大旋翼2的上方，小旋翼1在动力驱动组件4的作用下发生转动，产生的气流方向自小旋翼1指向大旋翼2，即小旋翼1对着大旋翼2吹风使大旋翼2被动旋转，大旋翼2的转动其外周产生更大的气流，除小旋翼1在大旋翼2的投影面积外，即大旋翼2的外围区域会产生很大的升力。

图2是实施例二所述旋翼驱动结构的结构示意图，该实施例二与实施例一的区别在于，小旋翼1布置在大旋翼2的下方，小旋翼1在动力驱动组件4的作用下发生转动时，气流由大旋翼2指向小旋翼1，即大旋翼2的中心区域处于小旋翼1吸气的气流当中，大旋翼2在小旋翼1的气流作用下被动旋转。大旋翼2转动产生更大的气流，大旋翼2的外围区域会产生很大的升力。

图3是实施例三所述旋翼驱动结构的结构示意图，该实施例三与实施例一、实施例二的区别在于，大旋翼2的数量是一个，小旋翼1的数量是两个，并且小旋翼1与大旋翼2共轴布置；

两个小旋翼1分别布置在大旋翼2的上方和下方，上方的小旋翼1朝下对着大旋翼2吹风；处于大旋翼2下方的小旋翼1向大旋翼2吸气，上下小旋翼1的气流方向均自上而下使得大旋翼2被动旋转；上方的小旋翼1和下方的小旋翼1转动方向相反，这样可以相互抵消两个小旋翼1的反扭矩。大旋翼2的外周会产生比小旋翼1更大的升力。

如图4以及图5，是小旋翼1与大旋翼2处于非共轴状态的结构示意图。大旋翼2的数量是一个，小旋翼1的数量是若干个，若干个小旋翼1与大旋翼2非共轴布置，并且若干小旋翼1均匀分布在大旋翼2的转轴轴线的周围，且靠拢大旋翼2的转轴轴线布局；

例如，若干小旋翼1均布置在大旋翼2的上方，所有小旋翼1在大旋翼2旋转平面上的投影处于大旋翼2旋转平面的中间区域；所有小旋翼1朝下对着大旋翼2吹风使得大旋翼2被动旋转；

或者如图4所示，若干小旋翼1均布置在大旋翼2的下方，所有小旋翼1朝下吸气使得大旋翼2被动旋转；

或者如图5所示，大旋翼2的上方和下方均分布着若干个小旋翼1，若干个小旋翼1均匀分布在大旋翼2的转轴轴线的周围，且靠拢大旋翼2的转轴轴线布局，布置于大旋翼2上方的小旋翼1向大旋翼2吹风，布置于大旋翼2下方的小旋翼1向大旋翼2吸气，气流使得大旋翼2旋转。

上述通过多个小旋翼1同时工作能产生更大的气流，达到增加大旋翼2转速的目的。

如图6至图14，是不同结构形态的旋翼驱动结构应用在旋翼飞行器的结构示意图。

一种主被动复合旋翼飞行器，是上述旋翼的驱动方法的应用，包括机身0，机身0的尾部设置有推进装置5以及尾翼组件6，尾翼组件6包括垂直尾翼和水平尾翼，当旋翼飞行器在旋翼驱动结构的作用下升高后，推进装置5工作往后吹气令旋翼飞行器前行；尾翼组件6控制航向以及俯仰等飞行姿态。机身0的下方设置有起落架7，起落架7采用雪橇式起落架或轮式起落架；机身0上设置有上述任一项的旋翼驱动结构。

如图13和图14，是另一种小旋翼1与大旋翼2组合形态应用在旋翼飞行器的结构示意图，在该结构中，大旋翼2的数量是两个，大旋翼2的旋转平面与小旋翼1的旋转平面处于不同高度的水平面上，并且相互平行设置，以令小旋翼1转动产生的气流能带动大旋翼2转动，并且从图14看出，两个大旋翼2的旋转平面也分别处于不同高度的水平线上，两个大旋翼2不发生碰撞，这样结构紧凑。

小旋翼1的数量是若干个，小旋翼1与大旋翼2非共轴布置，若干个小旋翼1平均分成两组，一组小旋翼1在其中一个大旋翼2旋转平面上的投影处于该对应大旋翼2旋转平面的中间区域；另外一组小旋翼1在另外一个大旋翼2旋转平面上的投影处于该对应大旋翼2旋转平面的中间区域。

在该结构中，小旋翼1的数量是八个，分成两组，每组是四个，每组对应位于不同的大旋翼2的下方，并且这两组小旋翼1的转向是相反的；以图13为例，位于机身0左边的四个小旋翼1均是逆时针转动往下抽风，令对应的大旋翼2也发生逆时针转动；位于机身0右边的四个小旋翼1均是顺时针转动往下抽风，令对应的右边的大旋翼2也发生顺时针转动；通过调节两组小旋翼1的转速，来控制对应上方的大旋翼2的转速；也可通过调节两个大旋翼2叶片的总距即迎角变化，来控制两个大旋翼2的转速；从而调节左右两侧升力的大小，便用控制飞行姿态。

如图9以及图10所示，是另一种小旋翼1与大旋翼2组合形态应用在旋翼飞行器的结构示意图，该结构与图13以及图14结构的区别在于，大旋翼2只有一个，两组小旋翼1是呈纵向线状排列的；此结构的优点在于，巡航时阻力小，结构紧凑，可以缩短固定翼的长度，固定翼的效率也较高；尤其在巡航时，可以锁定大旋翼2不让其发生转动或让其转动很慢，以减少阻力；该结构中，大旋翼2更重要的用途是，当小旋翼1发生故障时，即在迫降时起保证安全的作用，完全放松大旋翼2，让其在飞行器下降时快速自转，产生升力阻止飞行器下行，使飞行器能低速迫降。左右两组小旋翼1的转向也是相反的，有利于保持平衡，并且此设计也有助于当旋翼飞行器其中的某个小旋翼1发生故障时还能保持平衡：以图9为例，例如左侧最上方的小旋翼2因故障不转动时，立即停止与该小旋翼2中心对称的位于右侧最下方的小旋翼2，从而令机身0两侧的动力平衡，有利于机身0保持稳定，不会发生倾斜。

如图11以及图12所示，则又是另一种小旋翼1与大旋翼2组合形态应用在旋翼飞行器的结构示意图，机身0包括倾转机翼，倾转机翼是转动连接在机身0上，小旋翼1的数量是若干个，并小旋翼1与大旋翼2处于非共轴布置时，部分小旋翼1连接在倾转机翼上。如图11所示，倾转机翼是基本竖向设置的，此时位于倾转机翼上小旋翼1旋转平面处于水平状态，转动时产生的气流是朝下的，此时旋翼飞行器是处于垂直起降或悬停模式；当升空后，倾转机翼转动90°至如图12所示状态，此时倾转机翼上小旋翼1转动时产生的气流是朝后方的，其产生的向前的拉力（推力）使旋翼飞行器前行，此飞行模式倾转机翼用来产生升力。优选地，连接在倾转机翼上的小旋翼1采用螺旋桨的结构，优先采用变距桨，这样能提高推进效率。更进一步的，没有连接在倾转机翼上的其它小旋翼1由一个独立的飞行控制器控制，这些小旋翼1主要起这些作用：产生升力，维持大旋翼2转动，平衡飞行器机身不致于过渡偏转，在旋翼飞行器没有平飞速度或平飞速度不快时起航向控制的作用。倾转机翼转动通过电动或人力来实现，用人力操控是通过操纵连接于倾转机翼转轴上的操作杆来实现的，驾驶员在机舱内扳动操作杆使倾转机翼转动90°，使倾转机翼在基本竖直和基本水平位置之间切换，同时使安装在倾转机翼上的小旋翼1的旋转平面在水平位置和竖直位置上切换，以便控制所述旋翼飞行器飞行姿态。

应说明的是：以上仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，尽管参照实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但是凡在本发明的精神和原则之上所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种基于空气动力减速传递动力的方法，其特征在于，由带动力的小旋翼转动产生的气流驱动不带动力的大旋翼旋转。

2.一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，包括大旋翼和小旋翼，其特征在于，还包括主轴以及动力驱动组件；大旋翼的直径大于小旋翼的直径；

所述大旋翼转动连接在所述主轴上，所述大旋翼绕所述主轴自由旋转；所述小旋翼与所述动力驱动组件连接；

所述大旋翼的旋转平面与所述小旋翼的旋转平面相互平行设置；所述小旋翼旋转产生气流驱动所述大旋翼旋转。

3.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述小旋翼与所述大旋翼之间的净空距离小于或等于所述大旋翼的最大弦长的3倍。

4.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述大旋翼的叶片呈翼型；所述大旋翼的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

5.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，在所述小旋翼的投影面积之内的所述大旋翼的叶片的安装角的范围是0°至6°；在所述小旋翼的投影面积之外的所述大旋翼的叶片的安装角的范围是－2°至6°。

6.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述大旋翼与所述小旋翼的数量是各一个，且所述小旋翼与所述大旋翼共轴布置；

所述小旋翼布置在所述大旋翼的上方或者下方。

7.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述大旋翼的数量是一个，所述小旋翼的数量是两个，并且所述小旋翼与所述大旋翼共轴布置；

两个所述小旋翼分别布置在所述大旋翼的上方和下方。

8.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述大旋翼的数量是一个，所述小旋翼的数量是若干个，若干个所述小旋翼与所述大旋翼非共轴布置，并且若干所述小旋翼均匀分布在所述大旋翼的转轴轴线的周围；所有所述小旋翼在所述大旋翼旋转平面上的投影处于所述大旋翼旋转平面的中间区域；

若干所述小旋翼均布置在所述大旋翼的上方或/和下方。

9.根据权利要求2所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所述大旋翼的数量是两个，所述小旋翼的数量是若干个，所述小旋翼与所述大旋翼非共轴布置，

所述大旋翼的旋转平面与所述小旋翼的旋转平面处于不同高度的水平面上，并且相互平行设置；两个所述大旋翼的旋转平面也分别处于不同高度的水平面上；

若干个所述小旋翼平均分成两组，一组所述小旋翼在其中一个所述大旋翼旋转平面上的投影处于该对应所述大旋翼旋转平面的中间区域；另外一组所述小旋翼在另外一个所述大旋翼旋转平面上的投影处于该对应所述大旋翼旋转平面的中间区域；

两个所述大旋翼的旋转盘部分叠加布置但两个所述大旋翼的叶片不会相碰；

并且两个所述大旋翼的转向相反。

10.根据权利要求2或3或4或5或6或7或8或9所述的一种基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构，其特征在于，所有所述小旋翼的转盘面积总和小于所有所述大旋翼的转盘面积之和的二分之一。

11.一种主被动复合旋翼飞行器，是上述旋翼的驱动方法的应用，包括机身、推进装置和起落架，其特征在于，所述机身上设置有如权利要求2至10任一项所述的基于空气动力减速传递动力的旋翼驱动结构。

12.根据权利要求11所述的一种主被动复合旋翼飞行器，其特征在于，所述机身上安装有固定机翼。

13.根据权利要求11所述的一种主被动复合旋翼飞行器，其特征在于，所述机身上转动连接着倾转机翼；所述小旋翼的数量是若干个，所述小旋翼与所述大旋翼处于非共轴布置，部分所述小旋翼连接在所述倾转机翼上，连接在所述倾转机翼上的小旋翼能随所述倾转机翼倾转。

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