一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼制造技术

本发明专利技术提供一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，属于航空器技术领域。具有起降时像折扇一样打开而飞行时像折扇一样收存的多片桨叶，包括一根或多根转向相反的旋转轴、每根旋转轴驱动多个上下配合的轴套和多片桨叶，每个轴套与一片桨叶相连，每根旋转轴与最下边轴套相连并驱动其转动，下边的轴套依次驱动上边的轴套；每个轴套的上下端面设有具有单向性的配合结构并由其形成上下两个配合面，轴套配合面间的可旋转空间形成配合角；轴套正转可锁止驱动，反转可自由转动复位。可按飞行工况需求自动改变旋翼气动外形而减少阻力、提高升力、回避振动，实现垂直起降和水平飞行工作模式平稳转换和有效兼容，具有机理协调、结构简单、成本低、可靠性高、适应性好等优点。

For a fan rotor VTOL aircraft

The present invention provides a method for fan rotor VTOL aircraft, which belongs to the technical field of aircraft. Like as open flying like folding fan which has multi blade like landing, including one or more steering rotating shaft, opposite each rotary shaft to drive a plurality of upper and lower with the shaft sleeve and the sleeve and a blade, each blade is connected to each of the rotary shaft and the shaft sleeve is connected. And drive the rotation of the drive shaft sleeve in turn below upper sleeve; each shaft sleeve on the end surface is provided with a matching structure is unidirectional and formed by the upper and lower two mating surfaces, with the sleeve can rotate the space surface formed between the sleeve with the positive rotation angle; lockable drive, reverse free rotation reduction. According to the requirement of flight conditions automatically change the rotor aerodynamic shape and reduce the resistance and improve the lift, avoid vibration, achieve vertical take-off and horizontal flight mode smooth transition and effective coordination mechanism, compatibility, has the advantages of simple structure and low cost, high reliability and good adaptability etc..

【技术实现步骤摘要】
一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼
本专利技术涉及一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，特别是一种垂直起降时打开、水平飞行时收合的折扇式旋翼，属于航空器

技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是为克服现有垂直起降航空器的旋翼既要兼顾垂直起降又要满足水平飞行两种不同飞行模式而产生的矛盾，提供一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，按照飞行工况需求改变气动外形而减少飞行阻力，回避旋翼振动，提高自持特性和鲁棒性，实现本安防坠、加速跳飞和柔性迫降，协调机理、简化结构、降低成本、提高可靠性和适应性。为解决上述技术问题，本专利技术提供一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，所述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存的多片桨叶3，包括一根、两根或多根转向相反的旋转轴1、每根旋转轴驱动多个上、下配合的轴套2和多片桨叶3，每个轴套与一片桨叶相连，每根旋转轴与最下边的轴套2相连，旋转轴驱动最下边的轴套，下边的轴套依次驱动上边的轴套，由此每根旋转轴可以驱动一组桨叶；每个轴套2的上、下端设有配合结构2-1并由其形成上、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配合角α，下配合面在下轴套转动到配合角α时即驱动本轴套，上配合面在本轴套转动到配合角α时即驱动上轴套；每根旋转轴上最下方的一叶桨叶为主动桨叶，每根旋转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，从动桨叶的轴套又带动其上方相邻的从动桨叶的轴套，使得同一组桨叶按照配合结构2-1确定的配合角α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。所述轴套2上、下端面的配合结构2-1可为扇形限位凸台，扇形限位凸台的扇形角度等于配合角。所述配合角α按照同一根旋转轴上的桨叶数目均分360度确定，保证一根旋转轴带动各轴套正向旋转至被相互锁止后其上各桨叶相互间均分360º圆周角。如，一根旋转轴上有2片桨叶时，配合角等于180°，上面的桨叶轴套的下端面限位凸台与下面的桨叶轴套的上端面限位凸台之间的配合面可保证两个轴套上的两片桨叶打开成一直线或折叠收合成一直线；当一根旋转轴上有4片桨叶时，配合角等于90°。所述多根转向相反的旋转轴之间既可通过内外同心轴的方式实现，也可以通过旋转轴分开布置的方式实现。多根转向相反的旋转轴分开布置的方式可以是前后错位布置、可以是左右错位布置、也可以是上下错位布置等等。采用内外同心轴的方式实现时，内外旋转轴之间可以通过轴承支承，保证轴套与旋转轴之间旋转自如。所述旋转轴1采用偶数旋转轴配置时，反方向旋转的两组桨叶可以相互抵消反扭矩。所述轴套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。即在转动方向相反的旋转轴上安装轴套2和桨叶3时，应按相反方向安装，从而保证相互反向旋转的桨叶形成协同一致的升力。所述桨叶3安装在轴套2上时可增加总距铰4，从而具备总距调节功能；总距铰4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，加快旋翼自旋，加大旋翼蓄能。作为优选，总距调节范围为-15°至45°，具体可以根据实际需要确定。所述桨叶3安装在轴套2上时具有一定的预设负攻角，作为优选，桨叶的预设负攻角为-5°至-15°。通过调整桨叶3的总距铰4，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。所述桨叶3的翼型为现有成熟机翼翼型（即与普通机翼相同的流线形），还可进行弧度与厚度变化，满足起降和飞行的空气动力需求，具体可根据实际需要选择使用。桨叶3的外形为等宽结构或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。桨叶3尖部可配置扩大旋翼蓄能的小部件，进一步加大旋翼转动惯量，有利于增加旋翼蓄能。所述旋转轴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依次展开；旋转轴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，降低空气阻力并作为固定翼。所述桨叶3安装在轴套2上时可预设一定的负攻角，从而具备自旋迫降功能。在航空器紧急坠落的情况下，具有负攻角的主动桨叶可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。所述旋转轴1、轴套2和桨叶3的数量可根据具体需求增加，轴套2的数量与桨叶3的数量一致，具体数量根据航空器大小、起降飞行工况等实际需要确定，以满足不同环境的要求。本专利技术通过旋翼的折叠收放变形，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。飞行器垂直起降时，折扇式旋翼启动，旋转轴1带动最下方的主动轴套及其上的主动桨叶转动，继而通过配合结构主动轴套及其上方相邻的从动轴套及其上的从动桨叶随动旋转；飞行器水平飞行时，旋转轴1处于自由转动状态，轴套2配合面的锁止被释放，主动桨叶与从动桨叶依靠迎面气流吹拂后顺收合，降低空气阻力，并在一定程度上作为固定翼。本专利技术在工作模式转换时，具有自动适应的特性，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，提高了飞本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，其特征在于：所述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存的多片桨叶（3），包括一根、两根或多根转向相反的旋转轴（1）、每根旋转轴驱动多个上下配对的轴套（2）和多片桨叶（3），每个轴套与一片桨叶相连，每根旋转轴与最下边的轴套相连，旋转轴驱动最下边的轴套，下边的轴套依次驱动上边的轴套，由此每根旋转轴可以驱动一组桨叶；每个轴套（2）的上、下端设有配合结构（2‑1）并由其形成上、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配合角（α），下配合面在下轴套转动到配合角（α）时即驱动本轴套，上配合面在本轴套转动到配合角（α）时即驱动上轴套；每根旋转轴上最下方的一叶桨叶为主动桨叶，每根旋转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，从动桨叶的轴套又带动其上方相邻的从动桨叶的轴套，使得同一组桨叶可按照配合结构（2‑1）确定的配合角依次展开；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。

【技术特征摘要】
1.一种用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，其特征在于：所述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存的多片桨叶（3），包括一根、两根或多根转向相反的旋转轴（1）、每根旋转轴驱动多个上下配对的轴套（2）和多片桨叶（3），每个轴套与一片桨叶相连，每根旋转轴与最下边的轴套相连，旋转轴驱动最下边的轴套，下边的轴套依次驱动上边的轴套，由此每根旋转轴可以驱动一组桨叶；每个轴套（2）的上、下端设有配合结构（2-1）并由其形成上、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配合角（α），下配合面在下轴套转动到配合角（α）时即驱动本轴套，上配合面在本轴套转动到配合角（α）时即驱动上轴套；每根旋转轴上最下方的一叶桨叶为主动桨叶，每根旋转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，从动桨叶的轴套又带动其上方相邻的从动桨叶的轴套，使得同一组桨叶可按照配合结构（2-1）确定的配合角依次展开；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。2.根据权利要求1所述的用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，其特征在于：所述轴套（2）上、下端面的配合结构（2-1）可为扇形限位凸台，扇形限位凸台的扇形角度等于配合角（α）。3.根据权利要求1或2所述的用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，其特征在于：所述配合角（α）按照同一根旋转轴（1）上的桨叶数目均分360度确定，保证一根旋转轴带动各轴套正向旋转至被相互锁止后其上各桨叶相互间均分360º圆周角。4.根据权利要求1所述的用于航空器垂直起降的折扇式旋翼，其特征在于：所述多根转向相反的旋转轴之间既可通过内外同心轴的方式实现，也可以通过旋转轴分开布...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨卫华，
申请(专利权)人：昆明鞘翼科技有限公司，
类型：发明
国别省市：云南,53