本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种固定翼和旋翼互变的飞行器及其互变飞行方法。
背景技术：
目前，固定翼飞行器气动效率高，适用升限范围广，任务载荷多样，但对起降场地和方式要求较高。
常规的固定翼飞行器由机身机翼平垂尾发动机构成，机翼和平垂尾安定面刚性连接于机身，发动机带动螺旋桨提供向前飞行的动力以克服飞行阻力，控制系统控制舵面偏转，依靠气流动力提供力矩改变飞行器姿态；由于发动机刚性固定于机体或机翼，且是提供向前的力，因此，此类飞行器必须依靠滑跑或者弹射或者助推起飞，始终不能做到经济可靠的垂直起飞。
旋翼对起降场地要求低，但其有效载荷较小，续航时间远不及固定翼，机械结构复杂故障率高。常规旋翼机采用单旋翼加尾旋翼，或者共轴，或者横列，纵列，其重力由旋翼产生的升力来平衡，前进的阻力靠升力的分力来克服。通过多级减速器转换和传递动力驱动旋翼转动。通过调节旋翼转速和桨距来控制飞行器起降和姿态。旋翼直接克服重力的方式要求发动机功率大，因此有效载荷和航程均远不及固定翼，与固定翼相比较升限低，飞行速度低。
固定翼加多旋翼的复合模式，在起降场地和载荷上优势明显，但其旋翼部分动力来源单一，传动和控制系统复杂，占用大量有效载荷。固定翼加多旋翼的复合模式，就是在常规固定翼平台上加装多个旋翼以实现固定翼垂直起降。各取所长，各抵所短。旋翼只在起降阶段提供升力克服重力，巡航飞行状态下，旋翼部分结构将占用很大部分有效载荷，且增加飞行阻力。这种相加复合结构重量增加，起降阶段旋翼需克服的重力加大，因此旋翼动力部分的本身的重量和功率均要相应增加。消耗的能量急剧增加，因此效率低，有效载荷小。涉及控制和传动，多旋翼的动力只能由电力提供。
倾转旋翼是一种依靠旋翼绕机翼转动来改变拉力的方向，达到抵消重力和前进方向空气阻力的飞行器(如美军现役v2)。倾转旋翼需要复杂的机械结构来控制旋翼倾转完成力的方向变化，机械故障率高。且在动力方向转换过程中飞行器状态极不稳定，失控的概率大，经济性不佳。
技术实现要素：
本发明针对现有技术的缺陷，提供了一种固定翼和旋翼互变的飞行器及其互变飞行方法，能有效的解决上述现有技术存在的问题。
为了实现以上发明目的，本发明采取的技术方案如下：
一种固定翼和旋翼互变的飞行器，包括：机身1、机翼2、互变总成3、螺旋桨4、尾翼5；机身1中部设置互变总成3，互变总成3两侧连接机翼2，机翼2上安装螺旋桨4，机身1尾部安装尾翼5。
所述互变总成3包括：机身连接圆管6、锁止机构7、十字连接件8、伺服电机9、机翼圆管梁11、涡轮齿12、壳体14、第一轴承10、第二轴承13、第三轴承15、第四轴承16、第五轴承18和第六轴承19；
机身连接圆管6连接前后机身，其外部套有第三轴承15和第四轴承16，机翼圆管梁11设置在机身连接圆管6两侧，用于连接固定机翼2，机翼圆管梁11穿过第一轴承10和第二轴承13，第一轴承10和第二轴承13外壁与十字连接件8内壁固定；第三轴承15和第四轴承16外壁与十字连接件8内壁固定，十字连接件8绕机身连接圆管6自由旋转且轴向固定。
机翼圆管梁11可以绕互变总成3自由旋转且轴向固定。
机翼2的转动角度由刚性连接于十字连接件8的伺服电机9通过涡杆控制刚性连接于机翼梁上的涡轮齿12控制。
锁止机构7固定于机身，通过电控锁止销控制互变总成3旋转。
壳体14为覆盖件，其与机身1外壁和机翼2外壁圆滑过度。
进一步地，定义机身轴线为x轴，机翼翼梁轴线为y轴，z轴垂直于x轴、y轴平面过x轴、y轴交点；互变总成3的作用在于使机翼和总成可以绕x轴旋转；机翼可以绕y轴转动，机翼在y、z平面内迎角连续可变。迎角角度由刚性连接于十字连接件8的伺服电机9通过涡杆控制刚性连接于机翼梁上的涡轮齿12控制；充分利用蜗轮蜗杆传递动力的自锁性和单向性。
一种基于上述飞行器的飞行方法，包括以下模式：
固定翼滑跑起降模式：
互变总成3与机身通过锁止机构7锁死，此时的飞行器由螺旋桨4提供向前的拉力抵消阻力。伺服电机9控制全动机翼2的迎角，改变两半机翼2的升力实现飞行器滚转，升降舵和垂尾舵面分别控制飞行器的俯仰和方向，实现正常飞行；垂尾装有随舵面转动的机轮，尾轮和主起落架构成后三点式起落架；
旋翼垂直起降模式：
飞行器x轴向上直立与地面，平垂尾翼尖的四个机轮支撑飞行器直立；两机翼差动转动90度，当螺旋桨转动，产生向箭头方向的拉力，机翼在力矩的作用下，将会绕x轴在y轴、z轴平面旋转，对称的另一机翼同理旋转；此时的机翼虽已切割空气，但对称翼型上下表面并无压差；当机翼在伺服舵机的驱动下，弦线与y轴、z轴平面行成夹角a,此时旋转的机翼产生升力原理与直升机的螺旋桨相同，产生相x方向的力和与机翼转动方向相反的阻力，阻力由螺旋桨拉力抵消，并不会对机身产生反扭。垂直起降时的飞行器姿态由平垂尾舵面控制，主旋翼的下洗气流作用于翼面，舵面的偏转产生相应的力矩作用于飞行器重心，实现姿态的保持和改变；
旋翼转固定翼模式：
飞行器垂直起飞，到达安全高度，将转变为固定翼模式飞行。首先是通过平垂尾舵面改变飞行器的姿态，x轴与水平面的角度逐步变小，随飞行速度的增加，机翼螺旋角逐渐增大，螺旋桨拉力在y轴、z轴平面的分力逐渐变小，机翼总成绕x轴旋转减慢并停止，锁止机构7锁死，总成与机身刚性连接；伺服舵机控制全动机翼实现滚转姿态控制，实现固定翼模式飞行。
固定翼转旋翼模式：
飞行器需要垂直降落或滞空时，需从固定翼转换为旋翼模式；此模式分为头部向下和尾部向下两种方式，可根据载荷情况选择；飞行器到达降落点附近，锁止机构7解锁，伺服电机9控制机翼螺旋角，在惯性和螺旋桨4的拉力作用下，总成加速绕x轴旋转，此时的机翼旋转平面帮助飞行器水平减速；平尾控制机身x轴与水平面夹角增大并保持机身直立，最终旋翼升力与重力平衡，降低旋翼转速和螺旋角，飞行器缓慢下降，接近地面时，通过距离传感器测量离地距离，飞控系统控制旋翼转速和螺旋角慢速变化，最终触地降落；
机头向下降落方式：飞行器到达降落点附近，锁止机构7解锁，伺服舵机控制机翼螺旋角，在惯性和螺旋桨的拉力作用下，总成加速绕x轴旋转，此时的机翼旋转平面提供升力平衡飞行器重力。但是没有足够的气流流过平垂尾，必须要有一定的下降速度来保持气流对平垂尾的作用；飞行器以接近地面时，通过距离传感器测量离地距离，飞控系统控制旋翼转速和螺旋角慢速变化，快速将升力加大，使飞行器减速并缓慢触地。此种方式按载荷性质选择，需要加装前置起落架。
与现有技术相比本发明的优点在于：可以控制固定翼的机翼绕机身纵轴旋转，同时可以控制机翼迎角在旋转面变化，将固定翼飞行时机翼的平动转换为旋翼垂直起飞时绕飞行器纵轴转动。
机头向上，此时绕机身旋转的机翼就如直升机的旋翼，合适的转速和迎角即可产生适当的升力，平垂尾舵面处于旋翼下洗气流中，舵面偏转产生的力矩控制机身姿态。
驱动机翼旋转的力来至机身，则有反作用力作用于机身，就需要其他的机构来抵消。本发明中的机翼旋转力来至机翼上安装的两个发动机驱动的螺旋桨。旋转总成和机身之间是靠轴承连接，因此机身的反作用力仅为轴承的动摩擦力。机翼采用对称翼型，结构重量完全对称，使其高速旋转时保持动态平衡。
旋翼模式升空后，飞行器将逐步转化为固定翼模式，机翼上的发动机和螺旋桨的拉力线与飞机纵轴平行，提供飞机前进的拉力。完成转换后，绕机身旋转总成锁死，但机翼的迎角依然受控，此时的机翼兼备副翼和襟翼的功能，实现固定翼的飞行和控制方式。
附图说明
图1为本发明实施例飞行器的仰视图；
图2为本发明实施例互变总成的结构示意图；
图3为本发明实施例飞行器机翼变化示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明做进一步详细说明。
如图1所示，一种固定翼和旋翼互变的飞行器、包括机身1、机翼2、互变总成3、螺旋桨4、尾翼5；机身1中部设置互变总成3，互变总成3两侧连接机翼2，机翼2上安装螺旋桨4，机身1尾部安装尾翼5。
如图2所示，所述互变总成3包括：机身连接圆管6、锁止机构7、十字连接件8、伺服电机9、机翼圆管梁11、涡轮齿12、壳体14、第一轴承10、第二轴承13、第三轴承15、第四轴承16、第五轴承18和第六轴承19；
机身连接圆管6连接前后机身，其外部套有第三轴承15和第四轴承16，机翼圆管梁11设置在机身连接圆管6两侧，用于连接固定机翼2，机翼圆管梁11穿过第一轴承10和第二轴承13，第一轴承10和第二轴承13外壁与十字连接件8内壁固定；第三轴承15和第四轴承16外壁与十字连接件8内壁固定，十字连接件8绕机身连接圆管6自由旋转且轴向固定。
机翼圆管梁11可以绕互变总成3自由旋转且轴向固定。
机翼2的转动角度由刚性连接于十字连接件8的伺服电机9通过涡杆控制刚性连接于机翼梁上的涡轮齿12控制。
锁止机构7固定于机身，通过电控锁止销控制互变总成3旋转。
壳体14为覆盖件，其与机身1外壁和机翼2外壁圆滑过度。
如图3所示，定义机身轴线为x轴，机翼翼梁轴线为y轴，z轴垂直于x轴、y轴平面过x轴、y轴交点。互变总成3的作用在于使机翼和总成可以绕x轴旋转；机翼可以绕y轴转动，机翼在y、z平面内迎角连续可变。迎角角度由刚性连接于十字连接件8的伺服电机9通过涡杆控制刚性连接于机翼梁上的涡轮齿12控制。充分利用蜗轮蜗杆传递动力的自锁性和单向性。
飞行器的飞行模式多样，包括以下模式：
固定翼滑跑起降模式：
互变总成3与机身通过锁止机构7锁死，此时的飞行器由螺旋桨4提供向前的拉力抵消阻力。伺服电机9控制全动机翼2的迎角，改变两半机翼2的升力实现飞行器滚转，升降舵和垂尾舵面分别控制飞行器的俯仰和方向，实现正常飞行。垂尾装有随舵面转动的机轮，尾轮和主起落架构成后三点式起落架。
旋翼垂直起降模式：
飞行器x轴向上直立与地面，平垂尾翼尖的四个机轮支撑飞行器直立。两机翼差动转动90度，飞行器进入垂直起降模式。当螺旋桨转动，产生向箭头方向的拉力，机翼在力矩的作用下，将会绕x轴在yz平面旋转，对称的另一机翼同理旋转。此时的机翼虽已切割空气，但对称翼型上下表面并无压差。当机翼在伺服舵机的驱动下，弦线与yz平面行成夹角a,此时旋转的机翼产生升力原理与直升机的螺旋桨相同，产生相x方向的力和与机翼转动方向相反的阻力，阻力由螺旋桨拉力抵消，并不会对机身产生反扭。垂直起降时的飞行器姿态由平垂尾舵面控制，主旋翼的下洗气流作用于翼面，舵面的偏转产生相应的力矩作用于飞行器重心，实现姿态的保持和改变。
旋翼转固定翼模式：
飞行器垂直起飞，到达安全高度，将转变为固定翼模式飞行。首先是通过平垂尾舵面改变飞行器的姿态，x轴与水平面的角度逐步变小，随飞行速度的增加，机翼螺旋角(与旋转平面的夹角a)逐渐增大，螺旋桨拉力在yz平面的分力逐渐变小，机翼总成绕x轴旋转减慢并停止，锁止机构7锁死，总成与机身刚性连接。伺服舵机控制全动机翼实现滚转姿态控制，实现固定翼模式飞行。
固定翼转旋翼模式：
飞行器需要垂直降落或滞空时，需从固定翼转换为旋翼模式。此模式分为头部向下和尾部向下两种方式，可根据载荷情况选择。飞行器到达降落点附近，锁止机构7解锁，伺服电机9控制机翼螺旋角，在惯性和螺旋桨4的拉力作用下，总成加速绕x轴旋转，此时的机翼旋转平面帮助飞行器水平减速。平尾控制机身x轴与水平面夹角增大并保持机身直立，最终旋翼升力与重力平衡，降低旋翼转速和螺旋角，飞行器缓慢下降，接近地面时，通过距离传感器测量离地距离，飞控系统控制旋翼转速和螺旋角慢速变化，最终触地降落。
机头向下降落方式：飞行器到达降落点附近，同时锁止机构7解锁，伺服舵机控制机翼螺旋角，在惯性和螺旋桨的拉力作用下，总成加速绕x轴旋转，此时的机翼旋转平面提供升力平衡飞行器重力。但是没有足够的气流流过平垂尾，必须要有一定的下降速度来保持气流对平垂尾的作用；飞行器以接近地面时，通过距离传感器测量离地距离，飞控系统控制旋翼转速和螺旋角慢速变化，快速将升力加大，使飞行器减速并缓慢触地。此种方式按载荷性质选择，需要加装前置起落架。
本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的实施方法，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。