直升機在前飛時由于前行槳葉與后行槳葉有前行速度及后行速度之分，會在旋翼上產(chǎn)生不對稱升力，為了克服這種不對稱升力，現(xiàn)有的直升機通常是采用增加后行槳葉的迎角及減少前行槳葉的迎角來平衡，這種辦法隨著飛行速度的增加很快就失去作用，因此直升機的最大飛行速度不會超過300公里/小時。為了提高直升機的高速性能，出現(xiàn)了共軸剛性旋翼結構加推進螺槳的高速直升機，這種結構可以有效地提高飛行速度，只是共軸剛性旋翼會極大增加機體結構重量，加高的旋翼軸采用更多的旋翼葉片，也使得飛行阻力大增，氣動效率下降。

本發(fā)明根據(jù)目前單旋翼直升機的特點提出了一種新的平衡不對稱升力的結構設計，可以有效地避開這種直升機的前飛升力不平衡制約速度的弊端，能讓單旋翼直升機在保持特點的情況下實現(xiàn)速度的較大提升。

本發(fā)明是這樣實現(xiàn)設計目的的；將旋翼主軸設計成可以向一側傾斜的結構、整個減速器/旋翼主軸通過縱向軸安裝到機身上、再結合通過機上重物的移動等措施，讓機體重心可根據(jù)速度的增加而持續(xù)地向前行槳葉一側調(diào)整，實現(xiàn)與單旋翼前飛不對稱升力的動態(tài)重合，進而做到單旋翼直升夠機也能在采用了剛性旋翼后實現(xiàn)高速飛行。

與目前的共軸雙旋翼方案相比，單旋翼方案可以在充分發(fā)揮其優(yōu)勢的情況下實現(xiàn)高速飛行，同時又能避開共軸旋翼方案結構重量大、結構復雜的弊端。由于單旋翼可以用相對較少的旋翼葉片實現(xiàn)較高的飛行穩(wěn)定性及減少一層槳葉及槳彀的氣動阻力，在燃料消耗上也具有很大優(yōu)勢，其綜合性能將輕易超過美國的共軸旋翼直升機。

附圖為單旋翼高速直升機的一種主要結構形式。

參照附圖；單旋翼高速直升機的旋翼槳彀1通過旋翼主軸上的萬向節(jié)2安裝在旋翼主軸上，傾斜盤3控制槳彀傾斜度，通過改變槳彀的左右前后傾斜度產(chǎn)生常規(guī)直升機的傾斜分力作用，并在需要時利用這個傾斜分力對抗前行槳葉的不對稱升力。安裝有旋翼主軸的減速器4則通過前后空心軸 承5安裝在機身橫隔框6和7上，這樣在飛行時控制減速器的左右擺動就可改變旋翼升力方向，從而讓整個機身相對于旋翼產(chǎn)生重心位移，可對抗前行槳葉的一部分不對稱升力，為此減速器/旋翼主軸與機身之間高置有作動裝置(未畫出)。發(fā)動機8的動力通過傳動軸9及穿過減速器前軸承軸心的傳動軸10進入減速器。為了能具有更多的應對前行槳葉不對稱力的能力，旋翼主軸/減速器的安裝位置可適當向后行槳葉一側機身偏置，并且將這一側機身處的起落架11更多地向外側伸出，在機輪處設置電池12一類的重物，整個起落架收起轉動角度達到120度以上，這樣在起飛時機體重心正好處于旋翼升力線上，隨著飛行速度的增加，起落架收起過程中就能讓這個重物有一個較大的橫向移動，可使機身重心發(fā)生變化，產(chǎn)生一部分對抗前行槳葉不對稱升力的平衡力矩，另外兩個起落架收起的方向也以可以產(chǎn)生對抗力矩為目的。為達到高速飛行時的對抗平衡，機體內(nèi)油箱分為左右兩部分，通過燃料流動可以設置左右重心調(diào)整系統(tǒng)。尾部抗扭/推進槳13及垂尾14設置在機尾短艙結構15上，該結構在低速飛行及懸停時能朝后行槳葉一側偏轉九十度，這樣在起飛及小速度飛行時就可以依靠推進槳產(chǎn)生抗扭力，并在速度不斷增加的情況下不斷地減少偏轉角度，到高速飛行時尾艙結構就基本上與機體縱軸平等，螺槳推力可以全部用來推進機體。尾艙結構在偏轉過程中也能對重心調(diào)整起到作用。還可在機身后行槳葉一側設置一個機翼16，在高速時可以產(chǎn)生足夠的平衡另一側前行槳葉的升力，。在具體設計時可根據(jù)機型、起飛重量等因素確定，例如尾槳可以采用推進與抗扭分開的設計、或者采用兩側設置推進裝置的設計。

在實際設計中可以在機翼下表面設置重物滑行軌道槽，一直延伸到機身內(nèi)，在起飛及低速時調(diào)整機體重心的物體可以暴露在機體外，在飛行中依照速度的增加而不斷地橫向移動到機體內(nèi)，這樣可最大限度增加這類配重物體的改變重心位置的功能，同時又不至于在機體內(nèi)占產(chǎn)生冗余空間。旋翼槳葉特意為高速飛行采取根部弦長寬大的設計17，這樣在高速飛行時可讓前行槳葉上的升力盡早向重心靠近。另外還可考慮重物的的縱向移動，這樣可以徹底簡化旋翼結構。