CN115649430A - 一种折叠式旋翼、飞行器及旋翼控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器推进装置技术领域，具体涉及一种折叠式旋翼、飞行器及旋翼控制系统，折叠式旋翼包括：转轴；第一桨叶，相对于所述转轴固定设置；第二桨叶，相对于所述转轴活动设置；联动机构，设置在所述第二桨叶与所述转轴之间；动力装置，与所述转轴传动连接，用于驱动所述转轴转动；控制装置，与所述动力装置通信连接。本发明的两个螺旋桨桨叶能够在重叠和交叉两个位置状态间转换，重叠时减小了占用空间，便于收纳，在飞行过程中的迎风面减小进而降低了风阻；交叉状态可以获得较好的升力特性。

Description

一种折叠式旋翼、飞行器及旋翼控制系统

技术领域

本发明属于飞行器推进装置技术领域，具体涉及一种折叠式旋翼、飞行器及旋翼控制系统。

背景技术

为了增大螺旋桨的推力，在飞行器推进装置技术领域提出了包括二叶桨、三叶桨的螺旋桨以及共轴反桨等技术方案。但是均存在不同的缺陷。例如，对于共轴反桨方案，该方案可保证螺旋桨均处于较优的旋翼实度，但由于螺旋桨桨叶的转动方向相反，位于后方的桨叶将不停地穿过前方桨叶的尾流，这会产生一种复杂的、周期性的动态不利气动干扰，使共轴反桨推进装置的整体气动效率变低。

而共轴同向螺旋桨可以克服共轴反桨的缺陷。共轴同向折叠式旋翼具有相互交叉的、共轴同向转动的至少两个螺旋桨桨叶以获得低噪、高效的气动效率。但是螺旋桨相互交叉也意味着所占空间大，飞行器不便收纳携带。同时，对于垂直起降飞行器来说，在平飞过程中悬停螺旋桨处于停止工作状态，若螺旋桨依旧保持交叉，意味着螺旋桨无论保持如何姿态，始终悬停螺旋桨的迎风面积都较大，从而造成飞行过程中较大飞行阻力。

发明内容

鉴于以上现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种折叠式旋翼、飞行器及旋翼控制系统，以改变螺旋桨桨叶状态进而减少飞行过程中的飞行风阻，且便于收纳。

为实现上述目的及其它相关目的，本发明提供一种折叠式旋翼，包括：

转轴；

第一桨叶，相对于所述转轴固定设置；

第二桨叶，相对于所述转轴活动设置，以使所述第二桨叶相对于所述第一桨叶具有以下两种状态：折叠状态，所述第二桨叶与所述第一桨叶之间的周向相位差为零；以及交叉状态所述第二桨叶与所述第一桨叶之间的周向相位差为预设相位差值；

联动机构，设置在所述第二桨叶与所述转轴之间，所述联动机构被装配为能够使所述第二桨叶在自身旋转产生的升力作用下，沿所述转轴的轴向运动的同时沿所述转轴周向旋转，以使所述第二桨叶从所述折叠状态切换为所述交叉状态；

动力装置，与所述转轴传动连接，用于驱动所述转轴转动；

控制装置，与所述动力装置通信连接，用于控制所述转轴的运动状态，进而控制所述第二桨叶在所述折叠状态和所述交叉状态之间的切换。

在本发明的一可选实施例中，所述第二桨叶与所述转轴之间设有复位单元，所述复位单元被装配为当所述第二桨叶旋转产生的升力值小于预设升力值时，所述复位单元能够将所述第二桨叶驱动至所述折叠状态，并使所述第二桨叶保持在所述折叠状态。

在本发明的一可选实施例中，所述复位单元包括设置在所述第二桨叶与所述转轴之间的弹性单元或磁吸单元。

在本发明的一可选实施例中，所述转轴竖直设置，当所述第二桨叶旋转产生的升力值小于预设升力值时，所述第二桨叶能够在自身重力作用下保持在所述折叠状态。

在本发明的一可选实施例中，所述联动机构包括导套，所述导套与所述转轴同轴固接，所述导套的侧壁上设有螺旋形导向结构；所述第二桨叶包括中心体以及沿所述中心体的径向向外悬伸设置的叶片，所述叶片与所述中心体之间通过导销连接，所述中心体位于所述导套内侧，所述叶片位于所述导套外侧，所述导销与所述螺旋形导向结构限位配合，以使第二桨叶能够通过导销沿螺旋形导向结构滑动。

在本发明的一可选实施例中，所述螺旋形导向结构的一端沿所述转轴的轴向延伸设置有第一限位槽，所述螺旋形导向结构的另一端沿所述转轴的轴向延伸设置有第二限位槽。

在本发明的一可选实施例中，所述螺旋形导向结构各位置的坡度一致；或所述螺旋形导向结构的坡度自其中一端向另一端逐渐变化。

为实现上述目的及其它相关目的，本发明还提供一种飞行器，包括固定式旋翼和所述的折叠式旋翼，以及机体；所述固定式旋翼和所述折叠式旋翼安装于所述机体；所述固定式旋翼包括多个相对位置固定的桨叶；当所述第二桨叶处于折叠状态时，所述第一桨叶和第二桨叶的长度方向与所述飞行器飞行方向相一致。

在本发明的一可选实施例中，所述机体包括：

机身；

机翼，安装于所述机身，并向所述机身的两侧悬伸设置；

机臂，与所述机翼连接，并分别向所述机翼的前后两侧悬伸设置；

所述机臂的两端分别设有所述折叠式旋翼或所述固定式旋翼。

为实现上述目的及其它相关目的，本发明还提供一种旋翼控制系统，用于控制所述的折叠式旋翼，包括：

高度传感器，用于检测飞行器的飞行高度数据；

航向系统，用于检测飞行器的三维姿态数据；

飞行管理计算机，所述飞行管理计算机与所述高度传感器通信连接，以用于获取所述飞行器的飞行高度数据；所述飞行管理计算机和航向系统通信连接，以用于获取所述飞行器的三维姿态数据；

调速器，分别与所述飞行管理计算机和所述动力装置通信连接；

所述飞行管理计算机根据所述飞行高度数据及三维姿态数据确定油门信号，并将所述油门信号发送至所述调速器；

所述调速器将所述油门信号解析后转化为转速信号，并将所述转速信号发送至所述动力装置。

综上所述，本发明的折叠式旋翼的两个螺旋桨桨叶能够在重叠和交叉两个位置状态间转换。重叠状态时本装置便携易收纳，且在飞行器平飞状态迎风面减小，进而具有较低风阻，折叠式旋翼处于交叉状态时，本折叠螺旋桨具备更优良的气动效率。螺旋桨桨叶在交叉状态和重叠状态之间的来回转换，无需额外单独设置动力元件来驱动螺旋桨桨叶状态改变，而是依赖螺旋桨桨叶本身升力。螺旋桨桨叶本身升力大小的变化正是本螺旋桨装置工作状态和非工作状态的最显著变化特征，依赖升力来改变两个螺旋桨桨叶之间的相位差，使得相位差的改变与飞行器的工作状态保持实时联动，且无需额外的控制模块。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼折叠状态的立体图；

图2是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼折叠状态的另一视角的立体图；

图3是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼折叠状态的侧视图；

图4是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼折叠状态的主视图；

图5是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼折叠状态的轴向视图；

图6是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼交叉状态的立体图；

图7是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼交叉状态的另一视角的立体图；

图8是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼交叉状态的主视图；

图9是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼交叉状态的轴向视图；

图10是本发明的实施例所提供的折叠式旋翼的爆炸图。

图11是本发明的其中一实施例所提供的螺旋形导向结构展平后的轮廓示意图；

图12是本发明的另一实施例所提供的螺旋形导向结构展平后的轮廓示意图。

图13是本发明的实施例所提供的处于起飞准备状态的飞行器的立体图；

图14是本发明的实施例所提供的处于悬停或升降状态的飞行器的立体图；

图15是本发明的实施例所提供的处于平飞状态的飞行器的立体图；

图16是本发明的另一实施例所提供的飞行器的立体图；

图17是本发明的又一实施例所提供的飞行器的立体图；

图18是本发明的实施例所提供的旋翼控制系统的结构框图。

元件标号说明

100、折叠式旋翼；10、转轴；11、第一桨叶；12、第二桨叶；121、中心体；122、叶片；123、导销；13、导套；131、螺旋形导向结构；132、第一限位槽；133、第二限位槽；14、弹性单元；15、导柱；20、机身；30、机翼；40、机臂；50、固定式旋翼；60、尾翼；200、动力装置；1001、高度传感器；1002、飞行管理计算机；1003、调速器；1004、航向系统。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其它优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。还应当理解，本发明实施例中使用的术语是为了描述特定的具体实施方案，而不是为了限制本发明的保护范围。下列实施例中未注明具体条件的试验方法，通常按照常规条件，或者按照各制造商所建议的条件。

请参阅图1至图18所示，须知，本说明书附图所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容所能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。

当实施例给出数值范围时，应理解，除非本发明另有说明，每个数值范围的两个端点以及两个端点之间任何一个数值均可选用。除非另外定义，本发明中使用的所有技术和科学术语与本技术领域的技术人员对现有技术的掌握及本发明的记载，还可以使用与本发明实施例中所述的方法、设备、材料相似或等同的现有技术的任何方法、设备和材料来实现本发明。

请参阅图1至图18所示，本发明提供一种飞行器，该飞行器可以是载人飞行器，也可以是无人飞行器，图13至图17所示实施例提供的是几种载人飞行器，其机身内部设置有驾驶舱和乘员舱，也可以设置货仓。所述飞行器包括机体、折叠式旋翼100和固定式旋翼50，折叠式旋翼100是指桨叶之间可发生相位变化的旋翼，固定式旋翼50是指桨叶之间不可发生相位变化的旋翼，可以理解的是，折叠式旋翼100和固定式旋翼50的具体安装位置和数量可以根据机体的具体布局和重量分布进行配置，以实现不同的气动布局。其中固定式旋翼50主要用在需要持续施加推力或升力的部位，例如作为飞行器平飞时的推进装置，而折叠式旋翼100主要用在需要间歇式施加推力或升力的部位，例如在飞行器垂直起降过程中为飞行器提供升力，这些折叠式旋翼100在非工作状态下能够保持在折叠状态，此时配合顺桨机构将旋翼的周向位置锁定，使叶片的长度方向与飞行器平飞方向平行，能够减小非工作状态下的螺旋桨对飞行器平飞时造成的阻力，另外，飞行器在停机状态下，折叠式旋翼100也有利于减小飞行器所占空间，便于飞行器的收纳。

请参阅图1至图12所示，所述折叠式旋翼100包括转轴10、第一桨叶11、第二桨叶12、联动机构、动力装置200和控制装置。所述第一桨叶11相对于所述转轴10固定设置；所述第二桨叶12相对于所述转轴10活动设置，所述第二桨叶12具有两个维度的运动，其一是沿转轴10轴向的滑动，其二是沿转轴10周向的转动，在转轴10轴向上，所述第二桨叶12具有第一轴向位置和第二轴向位置，在转轴10周向上，所述第二桨叶具有第一周向位置和第二周向位置；所述联动机构设置在所述第二桨叶12与所述转轴10之间，所述联动机构被装配为，当所述第二桨叶12自所述第一轴向位置向所述第二轴向位置运动时，所述联动机构能够引导所述第二桨叶12相对于所述转轴10自第一周向位置旋转至第二周向位置，且当所述第二桨叶12自所述第二轴向位置向所述第一轴向位置运动时，所述联动机构能够驱使所述第二桨叶12相对于所述转轴10自所述第二周向位置旋转至所述第一周向位置；所述第二桨叶12位于所述第一周向位置时，所述第二桨叶12与所述第一桨叶11的轴向投影相互重合，即形成折叠状态；所述第二桨叶12位于所述第二周向位置时，所述第二桨叶12与所述第一桨叶11的轴向投影相互垂直或成一定夹角，即形成交叉状态。所述动力装置200与所述转轴传动连接，用于驱动所述转轴转动；所述控制装置与所述动力装置200通信连接，用于控制所述转轴的运动状态，进而控制所述第二桨叶在所述折叠状态和所述交叉状态之间的切换。

本发明的第二桨叶12在沿轴向运动的同时能够沿周向转动，进而实现在折叠状态与交叉状态之间的切换，第二桨叶12处于折叠状态时，其轴向投影与第一桨叶11重合，能够降低风阻，同时便于收纳。第二桨叶12的轴向运动可以利用其自身旋转时产生的升力来实现，此时不需要设置额外的驱动元件来驱动第二桨叶12进行状态的切换，简化了共轴螺旋桨的结构，降低了制造成本。可以理解的是，在其它实施例中，第二桨叶12的轴向运动也可以通过独立的直线驱动元件来实现。

请参阅图1、3、4、10所示，在本发明的一可选实施例中，所述第二桨叶12与所述转轴10之间设有弹性单元14，所述弹性单元14被装配为其弹力能够驱使所述第二桨叶12保持在所述第一轴向位置。所述弹性单元14可以是压簧或拉簧，以图3为例，当弹性单元14为压簧时，弹性单元14设置在第二桨叶12的上方，而当弹性单元14为拉簧时，弹性单元14设置在第二桨叶12的下方，图示实施例中，第二桨叶12位于第一桨叶11的上方，但在实际应用过程中，第一桨叶11和第二桨叶12的位置可以互换，并且转轴10也不一定是竖直的，可以理解的是，无论转轴10和螺旋桨桨叶如何布置，只要保证弹性单元14作用在第二桨叶12上的弹力与第二桨叶12旋转时产生的推力或升力的方向相反即可。

所述弹性单元14的作用是当螺旋桨停止工作时，使第二桨叶12复位至折叠状态，可以理解的是，驱动第二桨叶12复位的方式并不是唯一的，例如在其它实施例中，第二桨叶12可以利用自身重力复位，具体的，所述第一轴向位置位于所述第二轴向位置的下方，所述第二桨叶12能够在自身重力作用下保持在所述第一轴向位置。又例如在另一实施例中，可以利用磁力来进行复位，具体的，所述第二桨叶12与所述转轴10之间设有磁吸单元，所述磁吸单元被装配为其磁力能够使所述第二桨叶12保持在所述第一轴向位置。

在本发明的一可选实施例中，所述第二桨叶12被装配为其旋转时产生的升力能够驱使所述第二桨叶12从所述第一轴向位置向所述第二轴向位置移动。具体的，第二桨叶12旋转产生的升力与弹性单元14的弹力方向相反，且当第二桨叶12旋转产生的升力大于弹性单元14的弹力、第二桨叶12的重力以及第二桨叶12的滑动阻力之和时，第二桨叶12能够从所述第一轴向位置向所述第二轴向位置移动。

请参阅图1-10所示，在本发明的一可选实施例中，所述联动机构包括导套13，所述导套13与所述转轴10同轴固接，所述导套13的侧壁上设有螺旋形导向结构131；所述第二桨叶12包括中心体121以及沿所述中心体121的径向向外悬伸设置的叶片122，所述叶片122与所述中心体121之间通过导销123连接，所述中心体121位于所述导套13内侧，所述叶片122位于所述导套13外侧，所述第二桨叶1通过导销123与所述螺旋形导向结构131构成限位配合，导销123和螺旋形导向结构131接触的两处位置的高度和相位一致，以使第二桨叶1能够通过导销123沿螺旋形导向结构131形成的轨道限位运动。

进一步的，所述螺旋形导向结构131靠近所述第一轴向位置的一端沿所述转轴10的轴向延伸设置有第一限位槽132。所述螺旋形导向结构131靠近所述第二轴向位置的一端沿所述转轴10的轴向延伸设置有第二限位槽133，当第二桨叶12位于第一限位槽132或第二限位槽133内时，第二桨叶12不会因为轻微的轴向位移就产生周向转动，因此第二桨叶12在折叠状态和交叉状态时，不会因为升力的轻微波动而产生的周向旋转，确保第二桨叶12在折叠状态和交叉状态下都能够保持稳定。

在一具体实施例中，所述螺旋形导向结构131各位置的坡度一致，本实施例中，将螺旋形导向结构131展平后的轮廓如图11所示，螺旋形导向结构131展平后呈直线状，该实施例中，直线型的螺旋形导向结构131加工工艺简单，制造公差易控，在满足实现旋转第二桨叶12功能效果的基础上，有效降低制造成本。

在另一实施例中，所述螺旋形导向结构131的坡度自所述第一轴向位置向所述第二轴向位置逐渐减小，本实施例中，螺旋形导向结构131展开后的轮廓如图12所示，螺旋形导向结构131展平后呈摆线状，螺旋形导向结构131由低到高的方向上：摆线的倾斜斜率越来越小，即摆线从陡峭趋于平缓。摆线型的轨迹能够让上第二桨叶12更迅速地从第一限位槽132移动进入第二限位槽133，让本折叠式旋翼100更快速地从折叠状态进入交叉状态，以便本螺旋桨提供更高效的升力效果。具体地来说，当第二桨叶12穿过螺旋形导向结构131设置，转轴转动时，导套13通过螺旋形导向结构131的侧壁将旋转力矩传递给第二桨叶12，由于螺旋形导向结构131倾斜，因此螺旋形导向结构131侧壁作用在第二桨叶12上的水平分力推动第二桨叶12旋转，相比于直线型的轨道，本实施例中的摆线型轨道在底部更陡峭，推动第二桨叶12旋转的螺旋形导向结构131侧壁水平分力值更大，第二桨叶12在低速区间的加速度更快，第二桨叶12将会更迅速地被带动进入高速区间产生较大升力，使得升力带动第二桨叶12向上移动的速度更快，使第二桨叶12快速地进入顶部的第二限位槽133中。

在本发明的一可选实施例中，所述导销123上设有滚动轴承，所述滚动轴承与所述螺旋形导向结构131构成滚动配合，以提升导销123在螺旋形导向结构131中的滑动效率。

请参阅图6所示，在本发明的一可选实施例中，所述导套13内设有与所述转轴10同轴的导柱15，所述中心体121上设有与所述转轴同轴设置的通孔，所述中心体121通过所述通孔套设在所述导柱15上，以使所述中心体121能够沿所述导柱15的轴向与所述导柱15构成滑动配合，以约束第二桨叶12严格沿转轴轴向移动，保持第二桨叶12与第一桨叶11之间的同轴度。

可以理解的是，本发明的联动机构的具体实现方式并不是唯一的，例如在其它实施例中所述联动机构包括与所述第二桨叶12固接的套筒，所述套筒内壁开设有螺旋形导槽，所述套筒套设于所述转轴10上，所述转轴10外壁上设有凸柱，所述凸柱与所述螺旋形导槽构成限位配合。

以下对折叠式旋翼100的具体工作原理进行说明：

当共轴螺旋桨从工作状态恢复至非工作状态时，第二桨叶12的转速降低，其受到的升力小于其自重与弹力的合力时，第二桨叶12脱离第二限位槽133，沿螺旋形导向结构131向下移动至螺旋形导向结构131底端的第一限位槽132内，恢复至折叠状态。

第二桨叶12的重力为G，电机转速为n，两个螺旋桨桨叶相位差θ，第二桨叶12在螺旋形导向结构131内滑动的摩擦力为f，弹簧力为F₀+kΔH，其中ΔH为第二桨叶12在螺旋形导向结构131内滑动的高度差，k为弹簧弹性系数，F₀为第二桨叶12处于第一轴向位置时弹簧的初始弹力。

螺旋桨拉力＝直径×螺距×桨宽度×转速2×1(1标准大气压)×0.25(经验系数)，即在其他参数不变的情况下：螺旋桨拉力F_L＝Kn²，K为与螺旋桨直径、螺距、螺旋桨宽度、大气压、经验系数相关的恒定参数。

当G+F₀≥Kn²＝F_L时，重力和弹簧力作用在第二桨叶12上，第二桨叶12保持向下运动趋势，第二桨叶12保持在第一限位槽132内；

随着电机转速n增加，F_L＝Kn²＞G+F₀+kΔH₁+f，螺旋桨拉力作用在第二桨叶12上，第二桨叶12保持向上运动趋势，第二桨叶12顺着螺旋形导向结构131向上滑动，直至上第一桨叶的相位差为θ；

随着电机转速n的提升，当F_L＝Kn²≥G+F₀+kΔH，第二桨叶12进入第二限位槽133，第二桨叶12跟随导套13同步旋转，第二桨叶12与第一桨叶11的相位差为设定的θ。

在整个运行过程中，只要转速n满足Kn²≥G+F₀+kΔH，无论桨加速还是减速，第二桨叶12都被限制在第二限位槽133内，不会因为转速变化导致第二桨叶12与第一桨叶11之间的相位差θ变化。

请参阅图13-17所示，在具体实施例中，所述机体包括机身20、机翼30、机臂40和尾翼60；机翼30安装于所述机身20，并向所述机身20的两侧悬伸设置；机臂40与所述机翼30连接，并分别向所述机翼30的前后两侧悬伸设置；所述机臂40的两端分别设有所述折叠式旋翼100或所述固定式旋翼50，尾翼60位于机身20后端。图13至图15给出了其中一种飞行器的气动布局方式，图16和图17分别给出了另外两种飞行器气动布局方式。

图13至图15中，每一侧所述机翼30上设有两个所述机臂40，其中靠近所述机身20一侧的所述机臂40的前端安装有所述固定式旋翼50，靠近所述机身20一侧的所述机臂40的后端安装有所述折叠式旋翼100；远离所述机身20一侧的所述机臂40的前后两端分别设有折叠式旋翼100。中间两个机臂40的前端设有倾转机构，所述固定式旋翼50安装在所述倾转机构上，以实现固定式旋翼50在水平和竖直两种状态之间的切换。该实施例中所述机身20的后端也设有所述固定式旋翼50。

图16和图17中，机臂40的前端均为固定式旋翼50，后端均为折叠式旋翼100，图16与图17中飞行器的区别仅在于采用了不同形式的尾翼60。

请参阅图18所示，本发明还提供一种用于控制所述折叠式旋翼的控制系统，所述控制系统包括高度传感器1001、航向系统1004、飞行管理计算机1002和调速器1003；所述高度传感器1001用于检测飞行器的飞行高度数据；所述航向系统1004用于检测飞行器的三维姿态数据；所述飞行管理计算机1002与所述高度传感器1001通信连接，以用于获取所述飞行器的飞行高度数据；所述飞行管理计算机1002和航向系统1004通信连接，以用于获取所述飞行器的三维姿态数据；所述调速器1003分别与所述飞行管理计算机1002和所述动力装置200通信连接；所述飞行管理计算机1002根据所述飞行高度数据及三维姿态数据确定油门信号，并将所述油门信号发送至所述调速器1003；所述调速器1003将所述油门信号解析后转化为转速信号，并将所述转速信号发送至所述动力装置200。

在具体实施例中，动力装置200包含电机，电机的输出轴与螺旋桨转轴固定连接，飞行管理计算机1002分别与调速器1003、高度传感器1001和航向系统1004信号连接，例如飞行管理计算机1002与调速器1003、高度传感器1001和航向系统1004分别通过CAN总线(或串口)信号连接；高度传感器1001用于检测飞行器的飞行高度，高度传感器1001可以为大气压力传感器，大气压力传感器检测到大气压力信息反馈至飞行管理计算机1002，飞行管理计算机1002通过采集到的大气压力信息分析计算飞行器的飞行高度，并根据计算结果和航向系统1004发送的三维姿态数据向调速器1003发送电机油门信号，调速器1003将电机油门信号解析后转化为电机转速信号并将其发送给电机，电机接受信号后转速变化驱动折叠式旋翼100。例如，飞行器处于地面停机状态时，第二桨叶12处于折叠状态；当飞行器准备竖直起飞时，飞行管理计算机1002通过调速器1003驱动电机旋转，当第二桨叶12的转速达到并超过临界转速时，第二桨叶12开始向上移动、向第二周向位置旋转直至进入稳定的交叉状态，此时折叠式旋翼100能够提供性能优良的升力。当飞行器飞到一定高度、满足平飞条件后，高度传感器1001和航向系统1004将信号传递至飞行管理计算机1002，飞行管理计算机1002通过调速器1003控制电机转速下降，当第二桨叶12的转速小于临界转速时，第二桨叶12向下移动、向第一周向位置转动直至进入稳定的折叠状态，此时折叠式旋翼100能够配合顺桨机构对第二桨叶12进行顺桨锁定，第二桨叶12受到重力和预制的弹簧力等的作用，被约束到折叠状态，第二桨叶12和第一桨叶11与飞行器航向平行，减小非工作状态下的螺旋桨对飞行器平飞时造成的阻力。当飞行器落地后，电机受控制停机，在电机停机的过程中，第二桨叶12的转速将会小于临界转速，第二桨叶12将会最终稳定在折叠状态，折叠式旋翼100处于折叠状态，方便工作人员收纳飞行器。

综上所述，本发明折叠式旋翼的两个螺旋桨桨叶能够在重叠和交叉两个位置状态间转换重叠状态时本装置便携易收纳，且在平飞状态迎风面减小，进而具有较低风阻，折叠式旋翼处于交叉状态时，本装置具备更优良的气动效率。螺旋桨桨叶在交叉状态和重叠状态之间的来回转换，无需额外单独设置驱动单元来驱动，而是依赖螺旋桨桨叶本身升力，螺旋桨桨叶本身升力大小的变化正是本螺旋桨装置工作和非工作状态的最显著变化特征，依赖升力来改变两个螺旋桨桨叶之间的相位差，使得相位差的改变与飞行器的工作状态保持实时联动，且无需额外的控制模块。所以，本发明有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种折叠式旋翼，其特征在于，包括：

转轴；

第一桨叶，相对于所述转轴固定设置；

第二桨叶，相对于所述转轴活动设置，以使所述第二桨叶相对于所述第一桨叶具有以下两种状态：折叠状态，所述第二桨叶与所述第一桨叶之间的周向相位差为零；以及交叉状态所述第二桨叶与所述第一桨叶之间的周向相位差为预设相位差值；

联动机构，设置在所述第二桨叶与所述转轴之间，所述联动机构被装配为能够使所述第二桨叶在自身旋转产生的升力作用下，沿所述转轴的轴向运动的同时沿所述转轴周向旋转，以使所述第二桨叶从所述折叠状态切换为所述交叉状态；

动力装置，与所述转轴传动连接，用于驱动所述转轴转动；

控制装置，与所述动力装置通信连接，用于控制所述转轴的运动状态，进而控制所述第二桨叶在所述折叠状态和所述交叉状态之间的切换。

2.根据权利要求1所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述第二桨叶与所述转轴之间设有复位单元，所述复位单元被装配为当所述第二桨叶旋转产生的升力值小于预设升力值时，所述复位单元能够将所述第二桨叶驱动至所述折叠状态，并使所述第二桨叶保持在所述折叠状态。

3.根据权利要求2所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述复位单元包括设置在所述第二桨叶与所述转轴之间的弹性单元或磁吸单元。

4.根据权利要求1所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述转轴竖直设置，当所述第二桨叶旋转产生的升力值小于预设升力值时，所述第二桨叶能够在自身重力作用下保持在所述折叠状态。

5.根据权利要求1所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述联动机构包括导套，所述导套与所述转轴同轴固接，所述导套的侧壁上设有螺旋形导向结构；所述第二桨叶包括中心体以及沿所述中心体的径向向外悬伸设置的叶片，所述叶片与所述中心体之间通过导销连接，所述中心体位于所述导套内侧，所述叶片位于所述导套外侧，所述导销与所述螺旋形导向结构限位配合，以使第二桨叶能够通过导销沿螺旋形导向结构滑动。

6.根据权利要求5所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述螺旋形导向结构的一端沿所述转轴的轴向延伸设置有第一限位槽，所述螺旋形导向结构的另一端沿所述转轴的轴向延伸设置有第二限位槽。

7.根据权利要求5所述的折叠式旋翼，其特征在于，所述螺旋形导向结构各位置的坡度一致；或所述螺旋形导向结构的坡度自其中一端向另一端逐渐变化。

8.一种飞行器，其特征在于，包括固定式旋翼和权利要求1至7任意一项所述的折叠式旋翼，以及机体；所述固定式旋翼和所述折叠式旋翼安装于所述机体；所述固定式旋翼包括多个相对位置固定的桨叶；当所述第二桨叶处于折叠状态时，所述第一桨叶和第二桨叶的长度方向与所述飞行器飞行方向相一致。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述机体包括：

机身；

机翼，安装于所述机身，并向所述机身的两侧悬伸设置；

机臂，与所述机翼连接，并分别向所述机翼的前后两侧悬伸设置；

所述机臂的两端分别设有所述折叠式旋翼或所述固定式旋翼。

10.一种旋翼控制系统，其特征在于，用于控制权利要求1至7任意一项所述的折叠式旋翼，包括：

高度传感器，用于检测飞行器的飞行高度数据；

航向系统，用于检测飞行器的三维姿态数据；

飞行管理计算机，所述飞行管理计算机与所述高度传感器通信连接，以用于获取所述飞行器的飞行高度数据；所述飞行管理计算机和航向系统通信连接，以用于获取所述飞行器的三维姿态数据；

调速器，分别与所述飞行管理计算机和所述动力装置通信连接；

所述飞行管理计算机根据所述飞行高度数据及三维姿态数据确定油门信号，并将所述油门信号发送至所述调速器；

所述调速器将所述油门信号解析后转化为转速信号，并将所述转速信号发送至所述动力装置。

Images