倾转尾部高速直升机的制作方法

本发明涉及一种能垂直升降、悬停、向前飞行、向后飞行，向侧面飞行的倾转尾部高速直升机。

背景技术：

目前公知的能实现垂直升降、悬停、前后左右飞行的成功方法有单旋翼直升机，它的水平旋翼转速、旋翼桨距可以被控制。它通过操纵总距和发动机油门相应改变控制垂直升降，通过周期变距控制，改变水平旋翼的升力矢量，实现纵向操纵和横向操纵。水平飞行时，因前行桨叶加速和后行桨叶减速引起前行桨叶升力增加和后行桨叶升力减少的升力不对称现象，需要桨叶挥舞装置消除这个升力不对称现象。由旋转面与水平面垂直的尾螺旋桨抵消水平旋翼的扭矩效应，并实现方向操纵。其缺点是桨盘结构复杂，需要周期变距控制器来实现横向操纵和纵向操纵，水平旋翼的操纵负担重，旋转面垂直的尾部螺旋桨不产生垂直方向的升力，降低了飞行的效率，直升机重心位置纵向变化易影响稳定飞行，前飞速度越快，前行桨叶向上挥舞角度越大，震动相应增大，因前行桨叶激波效应和后行桨叶失速效应影响，向前水平飞行的速度较慢。

技术实现要素：

为了提高水平飞行速度，降低行桨叶激波效应和后行桨叶失速效应对飞行速度的影响，提高飞行效率，本发明提供一种倾转尾部高速直升机，该直升机采用横列双主旋翼结构，两主旋翼的转向相反，因主旋翼桨距由总距控制，不设置周期变距装置控制，简化了主旋翼部分的结构，主旋翼只提供垂直方向的升力克服机体的重量，不提供高速水平飞行的驱动力，主旋翼可以采用较低的转速工作，尾部采用横向、纵向小型固定翼和两个转向相反的螺旋桨组成的可倾转尾部，由尾部倾转机构控制倾转尾部在垂直升降阶段和水平飞行阶段采用不同的工作方式控制飞行，尾部螺旋桨桨尖旋转面的直径小于主旋翼桨尖旋转面的直径，尾部螺旋桨的工作转速比主旋翼的转速高，螺旋桨的桨距由总距控制，在垂直飞行阶段，尾部螺旋桨旋转面与水平面平行，尾部螺旋桨的升力操纵俯仰，增加了纵向稳定，在水平飞行阶段，由尾部倾转机构控制尾部向前倾转，使尾部螺旋桨旋转面与水平面垂直，尾部螺旋桨的升力驱动倾转尾部高速直升机高速水平飞行，尾部螺旋桨的效率得到提高。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：采用横列式双主旋翼结构，一对反向旋转的主旋翼，它们分别设置在横向支架的两端，横向支架的中央设置机身，重心设置在两主旋翼旋转面中心连线之后，并靠近中心连线，机身下设置起落架，两个主旋翼以相同的转速旋转，扭矩效应互相抵消，陀螺效应也互相抵消，两个主旋翼的旋转面与水平面平行，两个主旋翼的主轴上设置桨毂连接挥舞铰、摆振铰和桨叶，克服旋翼水平向前飞行的升力不对称现象。主旋翼采用总距控制，同时相等地朝相同方向改变每个水平桨叶的迎角,同时改变每个水平桨叶升力的大小。独立控制每个主旋翼的总距，控制左右主旋翼的总距变化改变左右主旋翼的升力，实现控制横滚。

由于主旋翼不采用周期变距装置操纵主旋翼的桨距，主旋翼不能控制俯仰和方向。需要在机尾左右设置一对反向旋转的螺旋桨，称为尾部左右螺旋桨，尾部左右两个螺旋桨的旋转面与水平面平行，尾部左右两个螺旋桨桨尖旋转面的直径小于主旋翼桨尖旋转面的直径，设置总距控制器操纵尾部左右螺旋桨的总距，尾部左右螺旋桨的升力操纵俯仰，并起纵向配平的作用；在尾部左边螺旋桨旋转面下面，机身的横向，设置小固定翼，小固定翼的展向垂直于机身纵向（即横向设置小固定翼，小固定翼可以是全动的方式或采用襟翼的方式操纵升力的大小和方向，为方便说明以全动方式为例），该小固定翼的翼面与水平面垂直，以下简称左边横向尾翼，在尾部左边螺旋桨旋转面下面，机身的纵向，设置另一小固定翼，小固定翼的展向平行于机身纵向（即纵向设置小固定翼，小固定翼可以是全动的方式或采用襟翼的方式操纵升力的大小和方向，为方便说明以全动方式为例），该小固定翼的翼面与水平面垂直，以下简称左边纵向尾翼，尾部左边螺旋桨的滑流流过左边纵向尾翼产生横向的升力，该升力操纵方向。同样，在尾部右边螺旋桨旋转面下面，机身的横向，设置小固定翼，小固定翼的展向垂直于机身纵向（即横向设置小固定翼，小固定翼可以是全动的方式或采用襟翼的方式操纵升力的大小和方向，为方便说明以全动方式为例），该小固定翼的翼面与水平面垂直，以下简称右边横向尾翼，在尾部右边螺旋桨旋转面下面，机身的纵向，设置另一小固定翼，小固定翼的展向平行于机身纵向（即纵向设置小固定翼，小固定翼可以是全动的方式或采用襟翼的方式操纵升力的大小和方向，为方便说明以全动方式为例），该小固定翼的翼面与水平面垂直，以下简称右边纵向尾翼，尾部右边螺旋桨的滑流流过右边纵向尾翼产生横向的升力，该升力操纵方向。因此，左右纵向尾翼的升力的合力操纵方向。将尾部左边螺旋桨、左边横向尾翼、左边纵向尾翼、尾部右边螺旋桨、右边横向尾翼和右边纵向尾翼组成一个小整体，小整体由一个尾部倾转机构连接在机尾，尾部倾转机构能够操纵小整体绕机尾横向向前作90°的倾转。这个小整体称为倾转尾部。

当尾部倾转机构操纵倾转尾部向前倾转90°时，尾部左边螺旋桨的旋转面与水平面垂直，且与机身纵向线垂直。同样，尾部右边螺旋桨的旋转面与水平面垂直，且与机身纵向线垂直，尾部左右螺旋桨的升力方向与机身纵向线平行，该升力使直升机水平高速前飞，尾部左右螺旋桨不参与俯仰的操纵。左边横向尾翼的翼面和右边横向尾翼的翼面，由与水平面垂直变成与水平面平行，展向垂直于机身纵向，尾部螺旋桨的滑流和前飞时的来流流过左边横向尾翼和右边横向尾翼可产生与水平面垂直的升力，该升力代替尾部左右螺旋桨的升力操纵俯仰（左右横向尾翼变成相当于固定翼飞机的水平尾翼）和起纵向配平的作用。左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的翼面，依然与水平面垂直，展向由平行于机身纵向，变成垂直于机身纵向。尾部螺旋桨的滑流和前飞时的来流流过左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的翼面可产生横向的升力，该升力操纵方向（左右纵向尾翼变成相当于固定翼飞机的双垂直尾翼）。

倾转尾部高速直升机的飞行方式是：垂直升降阶段，倾转尾部处于未倾转状态（尾部左右两个螺旋桨的旋转面与水平面平行，左边横向尾翼和右边横向尾翼的翼面与水平面垂直，左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的翼面与水平面垂直），左右两个主旋翼的旋转面与水平面平行，加大两个主旋翼的转速同时相应增大左右两个主旋翼的总距，左右两个主旋翼的升力大于机体的重量，倾转尾部高速直升机垂直上升，控制左右两个主旋翼的总距改变左右主旋翼的升力，操纵横滚和保持横向稳定，控制尾部左右两个螺旋桨的总距，改变尾部左右两个螺旋桨的升力，尾部左右两个螺旋桨的升力的合力操纵俯仰，可保持倾转尾部高速直升机垂直升降阶段的纵向稳定，控制左边纵向尾翼和右边纵向尾翼与尾部螺旋桨的滑流的攻角，左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力在水平横向变化，左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力的合力操纵方向，保持倾转尾部高速直升机在垂直升降阶段方向的稳定或转向。

控制左边横向尾翼和右边横向尾翼与尾部螺旋桨的滑流的攻角，左边横向尾翼和右边横向尾翼的升力纵向变化，可使倾转尾部高速直升机慢速纵向飞行，通常，控制左边横向尾翼和右边横向尾翼与尾部左右螺旋桨的滑流的攻角为零，左边横向尾翼和右边横向尾翼的纵向升力为零，左边横向尾翼和右边横向尾翼不参与垂直升降时的姿态控制。

当垂直方向的升力小于机体重量，倾转尾部高速直升机，垂直下降，当垂直方向的升力等于机体重量，倾转尾部高速直升机悬停。

倾转尾部高速直升机在空中，增大左边主旋翼的总距同时减少右边主旋翼的总距，左边主旋翼的升力大于右边主旋翼的升力，倾转尾部高速直升机向右横滚，加大左右主旋翼的转速，向右侧飞；增大右边主旋翼的总距同时减少左边主旋翼的总距，右边主旋翼的升力大于左边主旋翼的升力，倾转尾部高速直升机向左横滚，加大左右主旋翼的转速，向左侧飞。

倾转尾部高速直升机在空中，控制左边纵向尾翼和右边纵向尾翼与尾部螺旋桨的滑流的攻角同时为正（设此时产生的升力方向向右），左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力在水平横向向右，左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力的合力操纵倾转尾部高速直升机向左转向；控制左边纵向尾翼和右边纵向尾翼与尾部螺旋桨的滑流的攻角同时为负（则此时产生的升力方向向左），左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力在水平横向向左，左边纵向尾翼和右边纵向尾翼的升力的合力操纵倾转尾部高速直升机向右转向。

倾转尾部高速直升机在空中，相同增大尾部左右螺旋桨的总距，尾部左右螺旋桨的升力增大，倾转尾部高速直升机向前俯，加大左右主旋翼和尾部左右螺旋桨的转速，向前慢速飞行；相同减少尾部左右螺旋桨的总距，尾部左右螺旋桨的升力减少，倾转尾部高速直升机向后仰，加大左右主旋翼和尾部左右螺旋桨的转速，向后慢速飞行。

水平高速飞行阶段：倾转尾部高速直升机在空中，需要高速水平向前飞行，控制尾部倾转机构操纵倾转尾部向前倾转90°，尾部左右螺旋桨的旋转面变成与水平面垂直，且与机身纵向线垂直，尾部左右螺旋桨的升力方向机身纵向线平行，该升力驱动倾转尾部高速直升机水平快速前飞，控制尾部左右两个螺旋桨的总距，使螺旋桨工作于最佳效率。因为左右主旋翼的升力只需用于克服重力和操纵横滚，不需提供向前飞行的动力，所以左右主旋翼的转速可以比常规直升机的水平旋翼的转速低，左右主旋翼的桨尖线速度比常规直升机的水平旋翼的桨尖线速度低，因为前行桨叶的桨尖线速度叠加前飞速度等于声速会产生激波阻力，使直升机无法再提速，所以相同达到声速极限，倾转尾部高速直升机可叠加的前飞速度比常规直升机可叠加的前飞速度要高。

由于尾部倾转机构操纵倾转尾部向前倾转了90°，尾部左右螺旋桨的升力不再参与操纵俯仰。同时，左右横向尾翼的翼面变成与水平面平行，尾部左右两个螺旋桨的滑流和前飞时的来流流过左右横向尾翼产生与水平面垂直的升力，通过改变左右横向尾翼与尾部左右两个螺旋桨的滑流和前飞时的来流的攻角，操纵左右横向尾翼的升力，该升力代替尾部右边螺旋桨的升力操纵俯仰和保持纵向稳定。同时，左右纵向尾翼的翼面始终保持垂直于水平面，左右纵向尾翼的展向垂直于机身纵向，尾部左右两个螺旋桨的滑流和前飞时的来流流过左右纵向尾翼产生与水平面平行且与机身纵向线垂直的升力，通过改变左右纵向尾翼与尾部左右两个螺旋桨的滑流和前飞时的来流的攻角，操纵左右纵向尾翼的升力，实现操纵方向和保持方向稳定，倾转尾部高速直升机实现稳定高速水平前飞。

当高速水平前飞的倾转尾部高速直升机需要垂直升降时，降低尾部左右两个螺旋桨的速度和总距，倾转尾部高速直升机的前飞速度减慢，控制尾部倾转机构操纵倾转尾部向后倾转90°，尾部左右螺旋桨的旋转面回复与水平面平行，尾部左右螺旋桨的升力方向垂直于水平面，尾部左右螺旋桨向前的推进力为零，改变尾部左右螺旋桨的总距，可改变垂直于水平面的尾部左右螺旋桨的升力，操纵俯仰。同时，左右横向尾翼的翼面回复与水平面垂直，前飞时的来流在左右横向尾翼的翼面产生阻力，使倾转尾部高速直升机的前飞速度进一步减慢，控制左右横向尾翼与尾部左右两个螺旋桨的滑流的攻角，产生水平向后方向的升力使倾转尾部高速直升机的不再前飞。控制左右横向尾翼与尾部左右两个螺旋桨的滑流的攻角为零，左右横向尾翼的升力为零，左右纵向尾翼的翼面始终保持垂直于水平面，左右纵向尾翼的展向回复到平行于机身纵向线，尾部左右螺旋桨的滑流流过左右纵向尾翼产生与水平面平行且与机身纵向线垂直的升力，通过改变左右纵向尾翼与尾部左右螺旋桨的滑流的攻角，操纵该升力，操纵方向。

减少左右主旋翼的转速和总距，两个主旋翼的升力小于机体的重量，倾转尾部高速直升机垂直下降；加大左右主旋翼的转速和总距，两个主旋翼的升力大于机体的重量，倾转尾部高速直升机垂直上升。当垂直方向的升力等于机体重量，倾转尾部高速直升机悬停。实现由高速水平飞行过度垂直升降飞行。

由于左右两个主旋翼的旋转速度越慢，桨尖线速度越小，可以叠加的水平前飞的速度越大，本发明的倾转尾部高速直升机可采用双层主旋翼结构，即下层左右两个转向相反的主旋翼，上层左右两个转向相反的主旋翼，主轴上设置桨毂连接挥舞铰、摆振铰和桨叶，克服旋翼水平向前飞行的升力不对称现象。为防止上下两层桨叶因挥舞干涉，上下两层主旋翼的转向相同，必须设置左边上下两层主旋翼顺时针转，右边上下两层主旋翼逆时针转。倾转尾部的结构形式不变，这种高速直升机叫双层左右主旋翼的倾转尾部高速直升机。

双层左右主旋翼的倾转尾部高速直升机的飞行方式和倾转尾部高速直升机的飞行方式相同，水平飞行阶段，由双层主旋翼提供升力克服机体重量，所以在相同最大起飞重量时，双层主旋翼的倾转尾部高速直升机的主旋翼桨尖线速度比倾转尾部高速直升机（只有单层左右主旋翼）的主旋翼桨尖线速度要低，所以双层主旋翼的倾转尾部高速直升机比倾转尾部高速直升机水平飞行更快；相同的最高水平飞行速度下，双层主旋翼的倾转尾部高速直升机比倾转尾部高速直升机的载重量大。

为了在水平飞行阶段降低左右两个主旋翼的旋转速度，也可采用在倾转尾部高速直升机的左右主旋翼的横向支架的两端延长支架到主旋翼的旋转面投影外，在延长了的横向支架的左端设置小固定翼，小固定翼的展向垂直于机身纵向线，小固定翼的翼面与水平面平行，来流在小固定翼产生垂直向上的升力，小固定翼采用全动方式或采用襟翼的方式改变该升力的大小，小固定翼产生的升力辅助左主旋翼克服机体的重量和控制横滚，该小固定翼称为左边横滚翼。同样，在延长了的横向支架的右端设置小固定翼，小固定翼的展向垂直于机身纵向线，小固定翼的翼面与水平面平行，来流在小固定翼产生垂直向上的升力，小固定翼采用全动方式或采用襟翼的方式调节该升力的大小，小固定翼产生的升力辅助右主旋翼克服机体的重量和控制横滚，该小固定翼称为右边横滚翼。倾转尾部的结构形式不变，这种高速直升机叫有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机。

有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机的飞行方式和倾转尾部高速直升机的飞行方式相同，水平飞行阶段，由左右主旋翼和左右横滚翼提供升力克服机体重量，所以在相同最大起飞重量时，有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机的主旋翼桨尖线速度比倾转尾部高速直升机的主旋翼桨尖线速度要低，有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机比倾转尾部高速直升机水平飞行更快。

水平前飞时，由左右主旋翼和左右横滚翼提供克服重量的升力，水平前飞速度越大，左右横滚翼提供克服重量的升力越大，左右主旋翼的转速可以降得越低，甚至不提供动力给左右主旋翼，依靠尾部左右两个螺旋桨的推力像自转旋翼机一样飞行。

本发明的有益效果是，由于左右主旋翼只需要提供克服机体重量的升力，不需要提供高速水平飞行的水平拉力，左右主旋翼的转速比常规直升机的旋翼的转速低，提高了前行桨叶可以叠加的水平向前飞行的速度。左右主旋翼桨毂不设置周期变距装置，直升机的主旋翼桨毂结构简单重量减轻，左右主旋翼只负责操纵横滚，减轻了左右主旋翼操纵机体的负担，由倾转尾部负责操纵俯仰和方向，提高了俯仰操纵的灵敏度，由于倾转尾部有纵向配平的作用，机体重心纵向变化量比常规直升机的重心纵向变化量大，水平飞行阶段，倾转了的尾部左右螺旋桨的旋转面与来流垂直，高速流入的来流提高了螺旋桨的效率。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明倾转尾部高速直升机倾转尾部未倾转时的三视图。

图2是本发明倾转尾部高速直升机倾转尾部向前倾转90°并收起起落架水平飞行的三视图。

图3是本发明双层主旋翼倾转尾部高速直升机倾转尾部未倾转时。

图4是本发明双层主旋翼倾转尾部高速直升机倾转尾部向前倾转90°并收起起落架水平飞行的三视图。

图5是本发明有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机倾转尾部未向前倾转时的三视图。

图6是本发明有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机倾转尾部向前倾转90°并收起起落架水平飞行的三视图。

图7是本发明倾转尾部高速直升机，倾转尾部未倾转和向前倾转90°并收起起落架水平飞行时，尾部螺旋桨和横向尾翼升力转向图。

图中1.右边主旋翼，2.左边主旋翼，3.右边尾部螺旋桨，4.左边尾部螺旋桨，5.右边横向尾翼，6.左边横向尾翼，7.右边纵向尾翼，8.左边纵向尾翼，9.尾部倾转机构，10.横向支架，11.机身，12.起落架，13.右边横滚翼，14.左边横滚翼，15.顺时针转，16.逆时针转，50.下层横梁，51.下层右边主旋翼，52.下层左边主旋翼，f34.左右尾部螺旋桨的升力，f56.左右横向尾翼的升力，v.来流的速度（等于机体水平前飞的速度），f.主旋翼的升力，p.倾转尾部高速直升机重心。

具体实施方式

在图1所示实施例中，采用横列式双主旋翼结构，一对反向旋转的主旋翼，分别是右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2），它们分别设置在横向支架（10）的两端，横向支架（10）的中央设置机身（11），重心（p）设置在右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）旋转面中心连线之后，并靠近中心连线，机身（11）下设置起落架（12），起落架（12）采用轮式或雪橇为了方便说明起落架（12）采用轮式。右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）以相同的转速旋转，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的旋转面与水平面平行（参见图1后视图），右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的主轴上设置桨毂连接挥舞铰、摆振铰和桨叶。右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）采用总距控制桨距，同时相等地朝相同方向改变每个水平桨叶的迎角,同时改变每个水平桨叶升力的大小。独立控制右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的总距，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力克服倾转尾部高速直升机的重力，通过改变右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的总距或转速可改变右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力操纵倾转尾部高速直升机的升降，操纵右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的总距相同或不同使升力相同或不同，能够控制横滚和保持横向稳定。

倾转尾部高速直升机的尾部倾转机构（9）未驱动倾转尾部倾转时（参见图1的俯视图，将右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4），右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6），右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）组成可被尾部倾转机构（9）倾转的倾转尾部），右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面与水平面平行（参见图1的后视图），右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的桨叶直径比右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的旋翼直径要小，左右尾部螺旋桨的升力的合力的方向与水平面垂直，采用总距控制螺旋桨的桨距，独立控制右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的总距，改变右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的总距可改变左右尾部螺旋桨的升力的合力的大小，该升力操纵俯仰和实现纵向配平。

右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的翼面与水平面垂直，展向与机身（11）的纵向线平行，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流分别流过右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向线垂直的升力，操纵右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角，改变该升力的大小，该升力操纵方向和保持方向的稳定。

右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面与水平面垂直，展向与机身（11）的纵向线垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流分别流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向线平行的升力，操纵右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角，改变该升力的大小，该升力可操纵水平方向的前后慢速飞行；操纵右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角为零，此时，右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）不参与控制倾转尾部高速直升机的姿态。

当右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力大于倾转尾部高速直升机的重量，倾转尾部高速直升机垂直上升，当右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力小于倾转尾部高速直升机的重量，倾转尾部高速直升机垂直下降，

当右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力等于倾转尾部高速直升机的重量，倾转尾部高速直升机悬停。

当倾转尾部高速直升机悬停在空中，同时加大右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的总距，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力的合力增大，倾转尾部高速直升机前俯，增加右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速倾转尾部高速直升机向前慢速飞行，同时减少右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的总距，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力的合力减少，倾转尾部高速直升机后仰，增加右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速倾转尾部高速直升机向后慢速飞行。

当倾转尾部高速直升机悬停在空中(设右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角为正时产生的升力水平向右，反之，该攻角为负时，产生的升力水平向左)。

当右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的正攻角增大，右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的升力的合力加大且水平向右，倾转尾部高速直升机向左转向。

当右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的负攻角绝对值增大，右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的升力的合力加大且水平向左，倾转尾部高速直升机向右转向。

当倾转尾部高速直升机悬停在空中，增大右边主旋翼（1）的总距同时减少左边主旋翼（2）的总距，右边主旋翼（1）的升力增大同时左边主旋翼（2）的升力减少，倾转尾部高速直升机向左横滚，加大右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速，倾转尾部高速直升机向左飞行。

当倾转尾部高速直升机悬停在空中，减少右边主旋翼（1）的总距同时增大左边主旋翼（2）的总距，右边主旋翼（1）的升力减少同时左边主旋翼（2）的升力增大，倾转尾部高速直升机向右横滚，增加右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速，倾转尾部高速直升机向右飞行。

在图2是图1实施例中，倾转尾部高速直升机悬停在空中，需要高速水平飞行时，收起起落架（12），尾部倾转机构（9）驱动倾转尾部向前倾转90°，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面与水平面垂直，左右尾部螺旋桨的升力的合力的方向与机身（11）纵向平行，该合力驱动倾转尾部高速直升机高速向前水平飞行。

随着倾转尾部的倾转，右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面与水平面平行，展向与机身（11）的纵向线保持垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）分别流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6），产生与水平面垂直且与机身（11）的纵向线垂直的升力，操纵右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角，改变该升力的大小，该升力可操纵俯仰。

随着倾转尾部的倾转，右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的翼面与水平面保持垂直，展向与机身（11）的纵向垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）分别流过右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向线垂直的升力，操纵右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）的攻角，改变该升力的大小，该升力操纵方向和保持方向的稳定。

右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力的合力克服倾转尾部高速直升机的重力，通过改变右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的总距或转速可改变右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的总距独控制，操纵右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力相同或不同控制横滚和保持横向稳定，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的工作方式与尾部倾转机构（9）未驱动倾转尾部向前倾转90°时的工作方式相同。

由于右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面与水平面垂直，左右尾部螺旋桨的升力的合力的方向与机身（11）纵向平行，该合力驱动倾转尾部高速直升机高速向前水平飞行，无需右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力提供向前飞行的驱动力，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力只需提供克服倾转尾部高速直升机的重力，所以右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）转速可以比需要提供前飞驱动力时的转速低些，可以叠加的前飞速度更快而不会达到产生前行桨叶激波阻力时的转速，倾转尾部高速直升机能高速水平飞行。

当高速水平飞行的倾转尾部高速直升机需要垂直降落时，减少右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的转速，倾转尾部高速直升机水平飞行速度减慢，由尾部倾转机构（9）驱动倾转尾部回转90°，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面回复与水平面平行（参见图1），左右尾部螺旋桨的升力的合力的方向与水平面垂直，该合力操纵俯仰。

随着倾转尾部的回转，右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面与水平面垂直，展向与机身（11）的纵向保持垂直，右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面对来流产生阻力，倾转尾部高速直升机的前飞速度进一步减慢，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流分别流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向线平行的升力，操纵右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角，改变该升力的大小，该升力可操纵倾转尾部高速直升机不再向前飞行。

随着尾部的回转，右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的翼面与水平面保持垂直，展向与机身（11）的纵向线平行，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流分别流过右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向线垂直的升力，操纵右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）的攻角，改变该升力的大小，该升力操纵方向和保持方向的稳定。

减少右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速，使垂直方向的升力小于倾转尾部高速直升机的重量，倾转尾部高速直升机垂直下降，放下起落架（12），倾转尾部高速直升机垂直降落地面。

在图3所示实施例中，是在图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机的主旋翼下面增加一层主旋翼，即采用双层主旋翼结构，是在图1所示实施例中的横梁（10）下面增加下层横梁（50），右边主旋翼（1）下面增加下层右边主旋翼（51），在左边主旋翼（2）的下面增加下层左边主旋翼（52）（参见图3后视图），尾部倾转机构（9）和倾转尾部的结构不变。这种倾转尾部高速直升机称为双层主旋翼倾转尾部高速直升机。

由于双层主旋翼倾转尾部高速直升机采用双层主旋翼结构，由四个主旋翼（上层：右边主旋翼（1）、左边主旋翼（2）、下层：右边主旋翼（51）、左边主旋翼（52））提供克服重量的升力，在相同起飞重量的情况下，双层主旋翼倾转尾部高速直升机的四个主旋翼的转速比倾转尾部高速直升机的两个主旋翼（只有右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2））的转速低，可以叠加的前飞速度更快而不会达到产生前行桨叶激波阻力时的转速，双层主旋翼倾转尾部高速直升机能更高速水平飞行，垂直升降飞行方式与倾转尾部高速直升机垂直升降飞行方式相同。

图4是图3所示实施例中，双层主旋翼倾转尾部高速直升机的尾部倾转机构（9）将倾转尾部向前倾转90°，收起起落架（12），由右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力的合力驱动双层主旋翼倾转尾部高速直升机水平高速飞行，水平飞行方式与倾转尾部高速直升机的水平飞行方式相同。

在图5所示实施例中，是在图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机的横梁（10）的两端延伸横梁到主旋翼的旋转面的投影外，在延伸了的横梁（10）的两端各设置一个固定翼，延伸了的横梁（10）的右端设置右边横滚翼（13），右边横滚翼（13）的翼面与水平面平行，延伸了的横梁（10）的左端设置左边横滚翼（14），左边横滚翼（14）的翼面与水平面平行，右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）在主旋翼的旋转面的投影外设置，不受右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的滑流影响，尾部倾转机构（9）和倾转尾部的结构不变。这种倾转尾部高速直升机称为有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机。

图5中，尾部倾转机构（9）未驱动倾转尾部倾转时，在垂直升降阶段，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的升力不受右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）的干扰。右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）不参与控制飞行姿态，飞行控制方式与图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机的飞行方式相同。

图6是图5所示实施例中，有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机，在空中需要高速水平飞行时，收起起落架（12），尾部倾转机构（9）驱动倾转尾部向前倾转90°，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面与水平面垂直（参见图6侧视图），左右尾部螺旋桨的升力的合力的方向与机身（11）的纵向平行，该合力驱动有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机高速向前水平飞行。

随着尾部的倾转，右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面与水平面平行，展向与机身（11）的纵向保持垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）分别流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6），产生与水平面垂直的升力，操纵右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流的攻角，改变该升力的大小，该升力可操纵俯仰。

随着尾部的倾转，右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）的翼面与水平面保持垂直，展向与机身（11）的纵向线垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）分别流过右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8），产生与水平面平行且与机身（11）的纵向垂直的升力，操纵右边纵向尾翼（7）和左边纵向尾翼（8）与右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流（或前飞时的来流）的攻角，改变该升力的大小，该升力操纵方向和保持方向的稳定。

有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机，在空中高速水平飞行时，右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）的升力协同右边主旋翼（1）、左边主旋翼（2）操纵横滚和保持横向稳定，右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）的升力协同右边主旋翼（1）、左边主旋翼（2）一起克服机体的重量，是水平飞行越快，右边横滚翼（13）和左边横滚翼（14）的升力贡献越大，右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速可以越低。

右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2）的转速可以比图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机的（右边主旋翼（1）和左边主旋翼（2））转速低。有左右横滚翼的倾转尾部高速直升机水平飞行的速度比图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机水平飞行的速度更快。

图7中是图1所示实施例中的倾转尾部高速直升机的倾转尾部倾转变化图，图7中的左图是尾部倾转机构（9）未驱动倾转尾部向前倾转时，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面由与水平面平行，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力f34的方向垂直机身（11）纵向，该升力f34操纵倾转尾部高速直升机的俯仰。

右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面由与水平面垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）生产升力f56的方向平行于机身（11）纵向，f56的方向由右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的滑流与右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的攻角的正负决定，f56驱动倾转尾部高速直升机水平前后慢速飞行，主旋翼的升力（f）的方向垂直向上。

图7中的右图是尾部倾转机构（9）驱动倾转尾部向前倾转90°并收起起落架水平飞行，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的旋转面由与水平面平行转到与水平面垂直，右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力f34的方向由垂直向上转到水平向前，该升力f34驱动倾转尾部高速直升机高速向前水平飞行。

右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）的翼面由与水平面垂直转到与水平面平行，倾转尾部高速直升机向前水平飞行，来流流过右边横向尾翼（5）和左边横向尾翼（6）生产升力f56代替尾部倾转前的右边尾部螺旋桨（3）和左边尾部螺旋桨（4）的升力f34操纵俯仰。