技术领域本发明属于飞行器设计的技术领域，更具体的，本发明涉及一种可快速垂直起降可高速水平飞行的直升飞机的技术领域。
背景技术：
目前在国内外使用的直升飞机大体上有两种，第一种：是在机身正上方设一个平行大螺旋桨负责飞机上升和向前飞行，同时在机身后面设一个横向转动的负责控制飞机左右飞行方向的小螺旋桨；第二种是在直升飞机上方的前面设一个螺旋桨，后面设一个螺旋桨，这两种飞机的不足之处是没有充分的利用空气的漂浮力和支撑力，所以飞行速度慢、耗油量大。而军事上使用的直升飞机不仅要求直升飞机能够快速垂直起降，而且要求在水平飞行时也能够保持一定的速度。通常直升飞机的发动机布局是将多个发动机横向排列，这会扩大飞机的总体迎风面积，阻力增加；此外如果一边发动机失效，还将对直升飞机的平衡造成不利影响。现有技术中Do335箭式战斗机是一种“前拉后推”驱动型飞机，其特点是把两台发动机纵向配置在机体中轴线上，在飞机保持单发动机较小的整体迎风面积的同时，又具备双发动机的强劲动力。其操纵性能、机动性，尤其是加速性和回转特性都是非常优秀的，由于Do335是固定翼飞机，需要较长的起飞和降落飞行跑道，不具备垂直起降或短距起降的能力，又因为第二次世界大战的结束及喷气式飞机的出现，早已退出飞行器的历史舞台。为增加直升飞机的动力性能与运输能力，纵列双旋翼布局直升飞机CH-46海骑士运输直升机应运而生，其特点是在直升机前后各有一个旋翼系统，从而增强运输能力，且适应性强。可在较恶劣气候下飞行，海军则用这种直升机把装备运到舰上或执行搜索与救援任务。CH-46是串列双桨，可以垂直起降或短距起降，空中悬停，灵活方便，战场生存能力和运输能力强，因其航程受限、机型太老等其它缺点，2015年8月1日，美国海军陆战队774中型直升机中队进行最后的告别飞行，CH46从此从美国海军中退出现役，逐渐被鱼鹰V-22系列取代。现有美国的V-22“鱼鹰”倾转旋翼飞机，其特点是发动机和螺旋桨叶对称安装在飞机两侧机翼的尖端，并可以绕机翼旋转，从而实现垂直升降与水平飞行。相比之下，倾转旋翼飞机兼具传统直升机和以螺旋桨(旋翼)驱进的固定翼飞机的优点，性能优越。但是，倾转旋翼飞机有天生的严重缺陷，倾转旋翼飞机的发动机置于固定翼的翼尖，使固定翼成为受力恶劣的悬臂樑，这是造成稳定隐患的重要原因，同时，这种螺旋桨叶对称安装在飞机两侧，形成倾转旋翼的重力和引力点与机身垂直布置，从力学角度也会造成飞行器的垂直升降与水平飞行和运行安全等许多技术缺陷和安全隐患。现有技术的上述三种飞行器中，V-22“鱼鹰”的电子化程度太高，一旦出现故障无法挽救，安全系数较低，当一组螺旋桨叶损坏时，飞机无法避免坠毁事故，存在民用化难度较大等问题。因此，需要在现有直升飞机的基础上进行升级改造，克服现有的问题和不足。
技术实现要素：
针对目前国内外对于直升飞机客观上存在操控较难，安全系数较低的技术现状，本发明旨在于提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机及其应用，通过创造性的设计可同时兼顾快速垂直起降和高速水平飞行，将旋翼机构分别设置在直升飞机机身纵轴的头部和尾部，并可以绕机身纵轴做前后旋转，比现有直升飞机航程大5-6倍，确保飞行安全降低生产和运营成本，该直升飞机具有航程远、操控容易、安全系数高的特点，对于直升飞机领域具有广泛的实用性和应用价值。本发明通过以下技术方案实现的:本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身包括机头、机身中部和机尾，旋翼机构包括双旋转旋翼机构，直升飞机的纵轴即机身纵列布置可控旋转的双旋翼机构。本发明提供上述直升飞机中，双旋转旋翼机构包括前旋翼转动机构、后旋翼转动机构，前旋翼转动机构包括前旋翼转动机构、前动力机组和前旋翼，前动力机组与前旋翼由前旋翼转动机构控制实现90度至0度直升飞机的纵轴方向机头朝向可控旋转；后旋翼转动机构包括后动力机组、后旋翼和后旋翼转动机构，后动力机组与后旋翼由后旋翼转动机构控制实现90度至180度直升飞机的纵轴反向机尾朝向可控旋转，前旋翼和后旋翼对应设置螺旋桨叶片。本发明中，螺旋桨叶片重叠平行旋转。同时，本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身包括机头、机身中部和机尾，直升飞机的纵轴即机身中部两侧设置有多组机翼机构，多组机翼机构垂直布置机身中部，多组旋转机翼机构左右对称设置，可控旋转。本发明中，机身中部两侧设置的机翼机构包括多组旋转机翼机构，具体包括并排布置两组或多组左右对称设置的可旋转机翼，可旋转机翼实现左右对称0度至90度可控旋转。进一步，本发明提供一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身包括机头、机身中部和机尾，旋翼机构包括双旋转旋翼机构，直升飞机的纵轴即机身纵列布置可旋转的双旋翼机构，机身中部两侧可设置有多组机翼机构，多组机翼机构垂直布置机身中部。本发明提供上述实现高速垂直起降水平飞行的直升飞机中，机身中部两侧设置机翼机构，机翼机构包括多组旋转机翼机构，具体包括并排布置两组或多组左右对称设置的可旋转机翼，可旋转机翼可实现左右对称0度至90度可控旋转；双旋转旋翼机构具体包括前旋翼转动机构、后旋翼转动机构，前旋翼转动机构包括前动力机组、前旋翼和前旋翼转动机构，前动力机组与前旋翼由前旋翼转动机构控制实现90度至0度机头朝向可控旋转；后旋翼转动机构包括后动力机组、后旋翼和后旋翼转动机构，后动力机组与后旋翼由后旋翼转动机构控制实现90度至180度机尾朝向可控旋转；前旋翼和后旋翼对应设置螺旋桨叶片。本发明中，每组机翼的翼端由机翼连接机构连接；机翼包括增升装置、前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼和扰流板，旋转机翼机构可包含一组副翼。本发明中，螺旋桨叶片实现重叠平行旋转。本发明中，螺旋桨叶片由2、3、4、5、6或8叶组成。本发明中，起落架机构包括前起落架和后起落架。本发明中，机身机头下方可设置一组前起落架，机尾下设有两组后起落架。本发明进一步提供采用上述提供的直升飞机在各种直升飞机中的应用，可实现直升飞机航程远、飞行速度快、安全系数高、操控容易的诸多显著突出的技术效果。本发明中，设置多组机翼可增加机翼上表面附面层能量，延缓上表面气流分离，使直升飞机适应不同条件下的飞行状况，达到快速起降的目的；缝翼和襟翼开缝的主要作用就是延缓机翼表面的气流分离，襟翼的作用主要是增加机翼弯度和面积。本发明中，将可旋转的双旋翼机构安装在直升飞机机身的头部和机身的尾部，在直升飞机保持单发动机较小的整体迎风面积的同时，又具备双发动机的强劲动力，使得直升飞机的水平飞行动力远远大于阻力，达到水平高速飞行的目的；直升飞机各部分重力的合力作用点，称为直升飞机的重心；重力作用力点所在的位置，叫重心位置；通过直升飞机重心的三条互相垂直的、以机体为基准的坐标轴，叫机体轴，可分为纵轴、横轴、立轴；沿机身轴线，通过直升飞机重心的轴线为直升飞机的纵轴；沿机翼方向通过直升飞机重心并垂直纵轴的轴线为直升飞机的横轴；通过直升飞机重心并垂直于纵轴和横轴的轴线为直升飞机的立铀；当直升飞机飞行时，气流作用在直升飞机上，就会对直升飞机产生操纵力矩，使之绕横轴、立轴和纵轴转动，以改变飞行姿态，直升飞机各部分会随直升飞机重心的移动而移动。当采用本发明提供的上述直升飞机在空中稳定上升时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时升力＞重力，本发明提供的一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机，将前旋翼转动机构、后旋翼转动机构设置在直升飞机机身的纵轴上，多组旋转机翼机构设置在直升飞机机身的横轴上，机翼转动角度为0度，当前旋翼向机头方向转动90度内转动，当后旋翼向机尾方向转动90度内转动，动力全部布置在直升飞机机身的纵轴上，在起飞过程中，前旋翼和后旋翼共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力远远大于直升飞机重力、拉力大于阻力，实现直升飞机的快速垂直起飞。当采用本发明提供的上述直升飞机在空中水平飞行时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时推力大于阻力，升力等于重力；本发明提供的一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机，多组旋转机翼机构实现左右对称0-90度可控旋转，当前旋翼向机头方向转动至0度时，当后旋翼向机尾方向转动至180度时，动力全部布置在直升飞机机身的纵轴上，使得直升飞机推力远远大于直升飞机阻力，改变直升飞机的飞行速度，实现直升飞机的高速水平飞行。当采用本发明提供的上述直升飞机在水平下降时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时推力＞阻力，升力＜重力，多组旋转机翼机构实现左右对称0度至90度可控旋转，当前旋翼向机头方向90度内转动，当后旋翼向机尾方向90度内转动，动力全部布置在直升飞机机身的纵轴上，前旋翼和后旋翼共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力小于直升飞机重力、推力大于阻力，改变直升飞机的飞行速度，实现直升飞机的快速垂直下降。当采用本发明提供的上述直升飞机在垂直起飞时，受到两个力的作用：升力(L)、重力(W)，此时升力＞重力，多组旋转机翼机构实现左右对称设置，可控旋转，当前旋翼向机头方向转动至90度时，当后旋翼向机尾方向转动至90度时，动力全部布置在直升飞机机身的立轴上，前旋翼和后主旋翼共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力远远大于直升飞机重力，改变直升飞机的飞行高度，实现直升飞机的快速垂直起飞。当采用本发明提供的上述直升飞机在垂直降落时，受到两个力的作用：升力(L)、重力(W)，此时升力＜重力，多组旋转机翼机构实现左右对称0-90度可控旋转，当前旋翼向机头方向转动至90度时，当后旋翼向机尾方向转动至90度时，动力全部布置在直升飞机机身的立轴上，前旋翼和后主旋翼共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力远远小于直升飞机重力，改变直升飞机的飞行高度，实现直升飞机的垂直降落。在适用本发明提供的一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机时，可根据不同的飞行状态，控制旋翼机构和机翼机构实现不同角度的旋转；当前旋翼、后旋翼与直升飞机立轴处于同方向时，即前旋翼、后旋翼、多组旋转机翼机构同时处在90度时，直升飞机可以实现垂直起降、左右飞行、就地转圈等飞行动作。在适用本发明提供的一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机时，当前旋翼由前旋翼转动机构控制向机头方向转动90度，旋转机翼机构旋转至0度时，即前旋翼与直升飞机纵轴处于反方向时，直升飞机可以做低中速水平飞行。在适用本发明提供的一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机时，当后旋翼由后旋翼转动机构控制向机尾方向转动90度、前旋翼由前旋翼转动机构控制向机头方向转动90度时，即前旋翼和后旋翼同时与直升飞机纵轴处于同方向时，直升飞机可以做中高速及全速水平飞行。采用如上提供的直升飞机获得如下有益效果：（1）本发明提供一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机，通过创造性的设计可同时兼顾快速垂直起降和高速水平飞行，将旋翼机构分别设置在直升飞机机身纵轴的头部和尾部，并可以绕机身纵轴做前后旋转，比现有直升飞机航程大5-6倍，确保飞行安全降低生产和运营成本，该直升飞机具有航程远、操控容易、安全系数高的特点，对于直升飞机领域具有广泛的实用性和应用价值。（2）本发明提供一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机是一种航程远、飞行速度快、安全系数高、操控容易的军、民两用直升飞机。附图说明图1显示为本发明提供的直升飞机主视图。图2显示为本发明提供的直升飞机俯视图。图3显示为本发明提供的直升飞机立体结构示意图。图4显示为本发明提供的直升飞机飞行状态图一。图5显示为本发明提供的直升飞机飞行状态图二。图6显示为本发明提供的直升飞机飞行状态图三。图7显示为本发明提供的直升飞机飞行状态图四。图8显示为本发明提供的直升飞机飞行状态图五。图9显示为本发明提供的直升飞机飞行状态原理图一。图10显示为本发明提供的直升飞机飞行状态原理二。图11显示为本发明提供的直升飞机飞行状态原理三。图12显示为本发明提供的直升飞机飞行状态原理四。图13显示为本发明提供的直升飞机飞行状态原理五。在图1-13中：1-机身、2-前旋翼转动机构、3-前动力机组、4-前旋翼、5-后旋翼转动机构、6-后动力机组、7-后旋翼、8-旋转机翼机构、9-机翼连接机构、10-副翼、11-前起落架、12-后起落架。具体实施例结合附图1-13，举实施例说明，但是，本发明并不限于下述的实施例。在本发明中，为了便于描述，将一种可高速垂直起降水平飞行的直升飞机中各部件的相对位置关系的描述是根据附图1的布图方式来进行描述的，如：含有上、下、左、右、0度、90度、180度等位置关系、旋转角度等描述依据说明书附图1的布图方向来确定。参见附图1，本发明提供的直升飞机中，以沿机身轴线方向通过飞机重心的轴线为纵轴，以沿机翼方向通过飞机重心并垂直纵轴的轴线为横轴；前旋翼转动机构沿纵轴转向与机头同向设定为0度，前旋翼转动机构沿纵轴转向与机头垂直方向设定为90度，后旋翼转动机构沿纵轴转向与机尾垂直方向设定为90度，后旋翼转动机构沿纵轴转向与机尾同向设定为180度。实施例一:参见附图1、2，本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身（1）、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身（1）包括机头、机身（1）中部和机尾，旋翼机构包括双旋转旋翼机构，直升飞机的纵轴即机身（1）纵列布置可控旋转的双旋翼机构。本发明提供垂直起降水平飞行的直升飞机中，双旋转旋翼机构包括前旋翼转动机构（2）、后旋翼转动机构（5），前旋翼转动机构（2）包括前动力机组（3）、前旋翼（4）和前旋翼转动机构（2），前动力机组（3）与前旋翼（4）由前旋翼转动机构（2）控制实现机头朝向可控旋转；后旋翼转动机构（5）包括后动力机组（6）、后旋翼（7）和后旋翼转动机构（5），后动力机组（6）与后旋翼（7）由后旋翼转动机构（5）控制实现机尾朝向可控旋转；前旋翼（4）和后旋翼（7）对应设置螺旋桨叶片。本发明中，前动力机组（3）与前旋翼（4）由前旋翼转动机构（2）控制优先实现90度至0度直升飞机的纵轴方向机头朝向可控旋转。本发明中，后动力机组（6）与后旋翼（7）由后旋翼转动机构（5）控制优先实现90度至180度直升飞机的纵轴方向机尾朝向可控旋转。本发明中，螺旋桨叶片重叠平行旋转。本发明中，螺旋桨叶片由2、3、4、5、6或8叶组成。本发明中，起落架机构包括前起落架（11）和后起落架（12）。本发明中，机身（1）机头下设有一组前起落架（11），机尾下设有两组后起落架（12）。实施例二:参见附图3、4，本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身（1）、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身（1）包括机头、机身（1）中部和机尾，机身（1）中部两侧可设置有多组机翼机构，多组机翼机构垂直布置飞机的纵轴即机身（1）中部，多组旋转机翼机构（8）左右对称设置，可控旋转。本发明提供垂直起降水平飞行的直升飞机中，机身（1）中部两侧设置有机翼机构，机翼机构包括多组旋转机翼机构（8），具体包括并排布置两组或多组左右对称设置的可旋转机翼；每组机翼的翼端由机翼连接机构（9）连接。本发明提供垂直起降水平飞行的直升飞机中，优先采用可旋转机翼实现0度至90度可控旋转。本发明中，机翼包括增升装置、前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼和扰流板。本发明中，旋转机翼机构（8）包含一组副翼（10）。本发明中，起落架机构包括前起落架（11）和后起落架（12）。本发明中，机身（1）机头下设有一组前起落架（11），机尾下设有两组后起落架（12）。实施例三:参见附图1、2、3、4，本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，包括机身（1）、旋翼机构、机翼机构、起落架机构、动力机构、操纵机构、传动机构；机身（1）包括机头、机身（1）中部和机尾，旋翼机构包括双旋转旋翼机构，直升飞机的纵轴即机身（1）纵列布置可旋转的双旋翼机构，机身（1）中部两侧可设置有多组机翼机构，多组机翼机构垂直布置直升飞机的纵轴即机身（1）中部。本发明提供垂直起降水平飞行的直升飞机中，机身（1）中部两侧设置有机翼机构，机翼机构包括多组旋转机翼机构（8），具体包括并排布置两组或多组左右对称设置的可旋转机翼，可旋转机翼可实现左右对称0度至90度可控旋转；每组机翼的翼端由机翼连接机构（9）连接。本发明提供垂直起降水平飞行的直升飞机中，双旋转旋翼机构包括前旋翼转动机构（2）、后旋翼转动机构（5），前旋翼转动机构（2）包括前动力机组（3）、前旋翼（4）和前旋翼转动机构（2），前动力机组（3）与前旋翼（4）由前旋翼转动机构（2）控制实现90度至0度机头朝向可控旋转；后旋翼转动机构（5）包括后动力机组（6）、后旋翼（7）和后旋翼转动机构（5），后动力机组（6）与后旋翼（7）由后旋翼转动机构（5）控制实现90度至180度机尾朝向可控旋转；前旋翼（4）和后旋翼（7）对应设置螺旋桨叶片。本发明中，机翼包括增升装置，由前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼和扰流板组成，旋转机翼机构（8）包含一组副翼（10）。本发明中，螺旋桨叶片重叠平行旋转。本发明中，螺旋桨叶片由2、3、4、5、6或8叶组成。本发明中，起落架机构包括前起落架（11）和后起落架（12）。本发明中，机身（1）机头下设有一组前起落架（11），机尾下设有两组后起落架（12）。实施例四:参见附图9至附图13，直升飞机各部分重力的合力作用点，称为直升飞机的重心；重力作用力点所在的位置，叫重心位置；通过直升飞机重心的三条互相垂直的、以机体为基准的坐标轴，叫机体轴，可分为纵轴、横轴、立轴；沿机身（1）轴线，通过直升飞机重心的轴线为直升飞机的纵轴；沿机翼方向通过直升飞机重心并垂直纵轴的轴线为直升飞机的横轴；通过直升飞机重心并垂直于纵轴和横轴的轴线为直升飞机的立铀；当直升飞机飞行时，气流作用在直升飞机上，就会对直升飞机产生操纵力矩，使之绕横轴、立轴和纵轴转动，以改变飞行姿态，直升飞机各部分会随重心的移动而移动。本发明中，设置多组机翼可增加机翼上表面附面层能量，延缓上表面气流分离，使直升飞机适应不同条件下的飞行状况，达到快速起降的目的；缝翼和襟翼开缝的主要作用就是延缓机翼表面的气流分离，襟翼的作用主要是增加机翼弯度和面积。本发明中，将可旋转的双旋翼机构安装在直升飞机纵轴，即机身（1）的头部和机身的尾部，在直升飞机保持单发动机较小的整体迎风面积的同时，又具备双发动机的强劲动力，使得直升飞机的水平飞行动力远远大于阻力，达到水平高速飞行的目的。本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机，通过创造性的设计可同时兼顾快速垂直起降和高速水平飞行，将旋翼机构分别设置在直升飞机机身（1）纵轴的头部和尾部，并可以绕机身（1）纵轴做前后旋转，比现有直升飞机航程大5-6倍，确保飞行安全降低生产和运营成本，该直升飞机具有航程远、操控容易、安全系数高的特点，对于直升飞机领域具有广泛的实用性和应用价值。实施例五:在使用本发明提供的一种垂直起降水平飞行的直升飞机时，可根据不同的飞行状态，控制旋翼机构和机翼机构实现不同角度的旋转；当前旋翼（4）、后旋翼（7）与直升飞机立轴处于同方向时，即前旋翼（4）、后旋翼（7）、多组旋转机翼机构（8）同时处在90度时，直升飞机可以实现垂直起降、左右飞行、就地转圈等飞行动作，参见附图4、附图5。在适用本发明提供的一种垂直起降水平飞行的直升飞机时，当前旋翼（4）由前旋翼转动机构（2）控制向机头方向转动至0度时，当后旋翼（7）由后旋翼转动机构（5）控制向机尾方向转动至90度时，旋转机翼机构（8）旋转至0度时，即前旋翼（4）与直升飞机纵轴处于同方向时，直升飞机可以做低中速水平飞行，参见附图6。在适用本发明提供的一种垂直起降水平飞行的直升飞机时，当后旋翼（7）由后旋翼转动机构（5）控制向机尾方向转动至180度、前旋翼（4）由前旋翼转动机构（2）控制向机头方向转动至0度时，即前旋翼轴和后旋翼轴同时与直升飞机纵轴处于同方向时，旋转机翼机构（8）旋转时，直升飞机可以做中高速及全速水平飞行，参见附图7、附图8。实施例六：当直升飞机飞行时，气流作用在直升飞机上，就会对直升飞机产生操纵力矩，使之绕横轴、立轴和纵轴转动，以改变飞行姿态，直升飞机各部分会随飞机重心的移动而移动。1.本发明提供的直升飞机快速、高速飞行时：当直升飞机在空中快速、高速飞行时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时升力＞重力，本发明提供的直升飞机将前旋翼转动机构（2）、后旋翼转动机构（5）设置在直升飞机机身（1）的纵轴上，多组旋转机翼机构设置在直升飞机机身（1）的横轴上，机翼转动角度为0度，当前旋翼（4）向机头方向转动90度内转动，当后旋翼（7）向机尾方向转动90度内转动，动力全部布置在直升飞机机身（1）的纵轴上，在起飞过程中，前旋翼（4）和后旋翼（7）共同作用于飞机重心，使得直升飞机升力远远大于飞机重力、拉力大于阻力，实现直升飞机的快速、高速飞行，飞行状态参见附图9。2.本发明提供的直升飞机在空中水平飞行时：当直升飞机在空中水平飞行时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时推力大于阻力，升力等于重力；本发明提供的直升飞机的多组旋转机翼机构（8）实现左右对称0-90度可控旋转，当前旋翼（4）向机头方向转动至0度时，当后旋翼（7）向机尾方向转动至180度时，动力全部布置在直升飞机机身（1）的纵轴上，使得飞机推力远远大于飞机阻力，改变直升飞机的飞行速度，实现直升飞机的高速水平飞行，飞行状态参见附图10。3.本发明提供的直升飞机水平下降时：当直升飞机在水平下降时，受到四个力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)，此时推力＞阻力，升力＜重力，多组旋转机翼机构（8）实现左右对称0度至90度可控旋转，当前旋翼（4）向机头方向90度内转动，当后旋翼（7）向机尾方向90度内转动，动力全部布置在直升飞机机身（1）的纵轴上，前旋翼（4）和后旋翼（7）共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力小于直升飞机重力、推力大于阻力，改变直升飞机的飞行速度，实现直升飞机的水平下降，飞行状态参见附图11。4.本发明提供的直升飞机垂直起飞时：当直升飞机在垂直起飞时，受到两个力的作用：升力(L)、重力(W)，此时升力＞重力，多组旋转机翼机构（8）实现左右对称设置，可控旋转，当前旋翼（4）向机头方向转动至90度时，当后旋翼（7）向机尾方向转动至90度时，动力全部布置在直升飞机机身（1）的立轴上，前旋翼（4）和后主旋翼（7）共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力远远大于直升飞机重力，改变直升飞机的飞行高度，实现直升飞机的快速垂直起飞，飞行状态参见附图12。5.本发明提供的直升飞机垂直降落时：当直升飞机在垂直降落时，受到两个力的作用：升力(L)、重力(W)，此时升力＜重力，多组旋转机翼机构（8）实现左右对称0度至90度可控旋转，当前旋翼（4）向机头方向转动至90度时，当后旋翼（7）向机尾方向转动至90度时，动力全部布置在直升飞机机身（1）的立轴上，前旋翼（4）和后主旋翼（7）共同作用于直升飞机重心，使得直升飞机升力远远小于直升飞机重力，改变直升飞机的飞行高度，实现直升飞机的垂直降落，飞行状态参见附图13。本发明提供一种垂直起降水平飞行的直升飞机是一种航程远、飞行速度快、安全系数高、操控容易的军、民两用直升飞机。如上所述，即可较好地实现本发明,上述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明确定的保护范围内。