本發(fā)明涉及一種直升機，能垂直升降，懸停，水平飛行，尤其能高速水平飛行。

背景技術(shù)：

目前，公知的單旋翼直升機構(gòu)造是由一個水平旋翼，升力和前進力均由水平旋翼產(chǎn)生；一個尾部垂直螺旋槳用于平衡水平旋翼反扭矩和飛行方向的控制，水平旋翼和尾部垂直螺旋槳共同組成直升機。直升機水平飛行時產(chǎn)生前行槳葉加速和后行槳葉減速現(xiàn)象，從而產(chǎn)生前行槳葉升力增加和后行槳葉升力減小的升力不對稱現(xiàn)象，采用槳葉揮舞裝置來消除升力不對稱對程度；直升機水平飛行時產(chǎn)生前行槳葉加速的激波效應(yīng)和后行槳葉減速的失速現(xiàn)象，使水平飛行速度受限。必須使用周期變距裝置（旋轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)盤）控制水平旋翼圓錐的傾到角，從而控制常規(guī)直升機的姿態(tài)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了克服升力不對稱現(xiàn)象和提高前行槳葉產(chǎn)生激波效應(yīng)的速度和后行槳葉產(chǎn)生失速的速度，本發(fā)明提供一種高速直升機，尤其是能高速水平飛行，簡化控制結(jié)構(gòu)，省去周期變距裝置，不須要使用周期變距裝置控制水平旋翼揮舞圓錐的傾到角，來控制直升機的姿態(tài)。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：采用橫列式雙主旋翼直升機結(jié)構(gòu)。兩副主旋翼沿機體橫向左、右排列，安裝在機體的橫梁兩端上，橫梁的中央設(shè)置機身。機體重心在橫梁中心略靠后，兩副主旋翼（每個主旋翼可以是兩個槳葉或以上相同的槳葉，為方便顯示，每個主旋翼以三個槳葉為例子）的轉(zhuǎn)速相同轉(zhuǎn)向相反，扭矩相互抵消，兩副主旋翼的升力平衡機體的重量，兩副主旋翼的槳距不采用周期變距裝置（旋轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)盤）控制，只用總距控制器控制兩副主旋翼的槳距（同時相等地朝相同方向改變每個槳葉的迎角,同時改變每個槳葉升力的大?。?。每個主旋翼的總距獨立控制，控制左右主旋翼的總距，改變左右主旋翼的升力。

兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸可以繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)面垂直于水平面并與機體縱軸平行，傾轉(zhuǎn)角α（主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸與垂直線的夾角），可變范圍在0°≤α＜arccos(p/f)，（p直升機重量，f兩個主旋翼的總升力）。兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面夾角等于α，垂直升降和懸停時α=0°兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸不繞橫梁傾轉(zhuǎn)，旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面平行，兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸與水平面垂直。

當(dāng)增大左邊主旋翼的總距，減小右邊主旋翼的總距，左邊主旋翼的升力大于右邊主旋翼的升力，機體向右邊橫滾；當(dāng)增大右邊主旋翼的總距，減小左邊主旋翼的總距，右邊主旋翼的升力大于左邊主旋翼的升力，機體向左邊橫滾，控制左右主旋翼的總距，實現(xiàn)控制橫滾。

高速水平飛行時兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)角α在0°≤α＜arccos(p/f)內(nèi)變動，水平飛行速度越快，α越大，兩副主旋翼的升力分解為垂直方向和水平縱向向前方向的分力，在垂直方向的分力平衡機體的重量和控制橫滾，在水平縱向向前方向的分力使直升機高速水平飛行。

高速水平飛行時，設(shè)水平飛行速度為u，兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸不繞橫梁傾轉(zhuǎn)，兩副主旋翼的前行槳葉加速（最大加速u），后行槳葉減速（最大減速u）。兩副主旋翼的前行槳葉和后行槳葉最大速度差2u。兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)α，兩副主旋翼的前行槳葉變?yōu)橄滦袠~，兩副主旋翼的后行槳葉變?yōu)樯闲袠~，兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面夾角等于α，則兩副主旋翼來流分解為：垂直于兩副主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的氣流（速度為usin（α））和平行于兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面的氣流（速度為ucos（α））。垂直于兩副主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的氣流不增加也不減少主旋翼的速度。而平行于兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面的氣流方向向上，兩副主旋翼下行槳葉加速，最大增加ucos（α），上行槳葉減速，最大減少ucos（α）。兩副主旋翼下行槳葉和上行槳葉的速度差最大為2ucos（α），傾轉(zhuǎn)角α越大，2ucos（α）越小，2ucos（α）比2u越小。高速直升機水平飛行兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)α?xí)r，兩副主旋翼下行槳葉加速的程度和上行槳葉減速的程度比常規(guī)直升機水平飛行時前行槳葉加速的程度和后行槳葉減速的程度要小。相應(yīng)的高速直升機水平飛行兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)α?xí)r，兩副主旋翼下行槳葉升力增加和上行槳葉升力減少的升力不對稱程度比常規(guī)直升機水平飛行時前行槳葉升力增加和后行槳葉升力減少的升力不對稱程度要小。高速直升機克服這個不對稱力（雖然減少）可以采用常規(guī)直升機的揮舞槳葉結(jié)構(gòu)或柔性槳葉結(jié)構(gòu)或剛性槳葉結(jié)構(gòu)。由于高速直升機水平飛行越快，傾轉(zhuǎn)角α越大，ucos（α）越小，因此，常規(guī)直升機水平飛行時前行槳葉加速產(chǎn)生激波效應(yīng)時的水平飛行速度，本發(fā)明的高速直升機主旋翼下行槳葉加速還沒達到產(chǎn)生激波效應(yīng)時的速度。同理，常規(guī)直升機水平飛行時后行槳葉減速產(chǎn)生失速時的水平飛行速度，本發(fā)明的高速直升機主旋翼上行槳葉減速還沒達到產(chǎn)生失速時的水平飛行速度。本發(fā)明的高速直升機水平飛行可比常規(guī)直升機水平飛行要快。

在機體尾部左右安裝兩個旋轉(zhuǎn)面成v型的螺旋槳用于控制方向和俯仰，兩個螺旋槳反向旋轉(zhuǎn)，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面傾斜設(shè)置（旋轉(zhuǎn)面與直升機機身縱軸平行，與水平面夾角絕對值小于90°，左邊螺旋槳與水平面夾角開口向左，右邊螺旋槳與水平面夾角開口向右），兩個螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面成v型結(jié)構(gòu)，以下稱尾部v型螺旋槳。兩個反向旋轉(zhuǎn)的尾部v型螺旋槳轉(zhuǎn)速相同，扭矩互相抵消，尾部v型螺旋槳可獨立控制總距，兩個反向旋轉(zhuǎn)的尾部v型螺旋槳轉(zhuǎn)速相同，通過控制總距，可調(diào)節(jié)尾部v型螺旋槳的升力。尾部v型螺旋槳的升力分解為垂直方向的分力和水平橫向的分力。兩個反向旋轉(zhuǎn)的尾部v型螺旋槳在垂直方向的合力實現(xiàn)控制俯仰和縱向配平，水平橫向的合力實現(xiàn)控制方向。

當(dāng)機體受到干擾產(chǎn)生抬頭，通過控制兩個尾部v型螺旋槳的總距，使尾部v型螺旋槳的總距同時增大，兩個尾部v型螺旋槳垂直方向的分力的合力增加方向向上，產(chǎn)生低頭力矩，使機體低頭，兩個尾部v型螺旋槳水平橫向的分力的合力不變，機體保持方向不變。當(dāng)機體受到干擾產(chǎn)生低頭，通過控制兩個尾部v型螺旋槳的總距，尾部v型螺旋槳的總距同時減少，使兩個尾部v型螺旋槳垂直方向的分力的合力減少，產(chǎn)生抬頭力矩，使機體抬頭，兩個尾部v型螺旋槳水平橫向的分力的合力不變，機體保持方向不變。實現(xiàn)控制俯仰。

如果重心位置變化，縱向向后移動，機體將抬頭，通過控制尾部v型螺旋槳的總距，使兩尾部v型螺旋槳的總距同時增大，兩尾部v型螺旋槳垂直方向的分力的合力方向向上，產(chǎn)生低頭力矩，抵消機體抬頭，使機體保持縱向平衡，兩個尾部v型螺旋槳水平橫向的分力的合力不變，機體保持方向不變。如果重心位置變化，縱向向前移動，機體將低頭，通過控制尾部v型螺旋槳的總距，使兩尾部v型螺旋槳總距同時減少，尾部v型螺旋槳垂直方向的分力合力減少，產(chǎn)生抬頭力矩，抵消機體低頭，使機體保持縱向平衡，兩個尾部v型螺旋槳水平橫向的分力的合力不變，機體保持方向不變，實現(xiàn)縱向配平。

兩個尾部v型螺旋槳可獨立控制總距，兩個反向旋轉(zhuǎn)的尾部v型螺旋槳轉(zhuǎn)速相同，兩尾部v型螺旋槳的總距相同，左右尾部v型螺旋槳的升力相同,左右尾部v型螺旋槳的升力在水平橫向的分力大小相等方向相反，機體保持方向和縱向平衡。增大左邊尾部v型螺旋槳的總距,同時減小右邊尾部v型螺旋槳的總距，保持總升力不變，縱向保持平衡，左邊尾部v型螺旋槳的升力大于右邊尾部v型螺旋槳的升力，左邊尾部v型螺旋槳在水平橫向的分力大于右邊尾部v型螺旋槳在水平橫向的分力，兩水平橫向分力的合力向右，機頭向左轉(zhuǎn)。同理，增大右邊尾部v型螺旋槳的總距，同時減小左邊尾部v型螺旋槳的總距，保持總升力不變，縱向保持平衡，右邊尾部v型螺旋槳的升力大于左邊尾部v型螺旋槳的升力，右邊尾部v型螺旋槳在水平橫向的分力大于左邊尾部v型螺旋槳在水平橫向的分力，兩水平橫向分力的合力向左，機頭向右轉(zhuǎn)。實現(xiàn)方向控制。

兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面相當(dāng)于固定翼的主翼，為了增加橫向穩(wěn)定性，橫梁以上反角安裝，兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面也有相同的上反角。

兩副主旋翼的槳尖旋轉(zhuǎn)面直徑要大于兩個尾部v型螺旋槳的槳尖旋轉(zhuǎn)面直徑。

高速直升機通過控制兩主旋翼的總距和兩尾部v型螺旋槳的總距，就能控制橫滾，俯仰和方向，控制油門的大小就可實現(xiàn)垂直升降，當(dāng)升力等于機體重量高速直升機懸停。

高速直升機有兩種飛行方式：一種是不向前傾轉(zhuǎn)主旋翼的方式，垂直升降，懸停和低速水平飛行時α=0°，在高速直升機垂直升降或懸停時，控制兩尾部v型螺旋槳的總距，使機體前俯，則高速直升機，低速向前飛，控制兩尾部v型螺旋槳的總距，使機體后仰，則高速直升機，低速向后飛。

另一種是向前傾轉(zhuǎn)主旋翼的方式，在高速直升機垂直上升或懸停時，加大油門并使兩主旋翼向前傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)角在0°≤α＜arccos(p/f)內(nèi)，高速直升機可高速向前飛行。

本發(fā)明的有益效果是，由于主旋翼不設(shè)置周期變距裝置，只用總距控制器控制總距，結(jié)構(gòu)簡單重量減輕。兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸可以繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)角α的可變范圍在0°≤α＜arccos(p/f)，減少了水平高速飛行時兩副主旋翼下行槳葉加速程度和上行槳葉減速程度，減少產(chǎn)生的升力不對稱程度，可以減少主旋翼的振動，并降低噪音，α越大，分解在水平方向的力越大，水平飛行的速度可以比常規(guī)直升機飛得更快。一對反向旋轉(zhuǎn)、轉(zhuǎn)速相同的主旋翼，扭矩互相抵消，橫列式結(jié)構(gòu)的主旋翼增加了橫向穩(wěn)定性，高速直升機的重心橫向位置可變的范圍增大，尾部v型螺旋槳有縱向配平作用，高速直升機的重心縱向位置可變的范圍增大。因有獨立的橫滾控制，俯仰控制，方向控制，高速直升機的操控比較容易，由于兩副主旋翼的扭矩互相抵消，比常規(guī)直升機減少了反扭矩能耗。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。

圖1是高速直升機輪式起落架垂直升降和懸停三視圖。

圖2是高速直升機輪式起落架傾轉(zhuǎn)主旋翼高速水平飛行三視圖。

圖3是高速直升機輪式起落架垂直升降和懸停原理三視圖。

圖4是高速直升機輪式起落架傾轉(zhuǎn)主旋翼飛行原理三視圖。

圖5是高速直升機輪式起落架傾轉(zhuǎn)主旋翼飛行風(fēng)速分解示意圖。

圖6是高速直升機固定式起落架垂直升降和懸停三視圖。

圖7是高速直升機固定式起落架傾轉(zhuǎn)主旋翼高速水平飛行三視圖。

圖中1.左邊主旋翼，2.右邊主旋翼，3.尾部v型左邊螺旋槳，4.尾部v型右邊螺旋槳，5.左邊主旋翼的發(fā)動機和主軸，6.右邊主旋翼的發(fā)動機和主軸，7.機體，8.橫梁，9.尾部v型螺旋槳支架和發(fā)動機，10.輪式起落架，11.逆時針轉(zhuǎn)動方向，12.順時針轉(zhuǎn)動方向，13.固定式起落架，p.高速直升機重心和重量，α.兩主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸傾轉(zhuǎn)角，f1.左邊主旋翼的升力，fy1.左邊主旋翼的升力在垂直方向的分力，fx1.左邊主旋翼的升力在水平縱向的分力，f2.右邊主旋翼的升力，fy2.右邊主旋翼的升力在垂直方向的分力，fx2.右邊主旋翼的升力在水平縱向的分力，f3.尾部v型左邊螺旋槳的升力，f4.尾部v型右邊螺旋槳的升力,f3y.尾部v型左邊螺旋槳的升力在垂直方向的分力，f3x.尾部v型左邊螺旋槳的升力在水平橫向的分力，f4y.尾部v型右邊螺旋槳的升力在垂直方向的分力，f4x.尾部v型右邊螺旋槳的升力在水平橫向的分力，u.水平飛行速度，f.主旋翼的總升力，fy.主旋翼的總升力在垂直方向的分力，fx.主旋翼的總升力在水平縱向的分力。

具體實施方式

圖1中，高速直升機采用橫列式雙主旋翼結(jié)構(gòu)。兩副主旋翼沿機體（7）橫向左、右排列，安裝在機體（7）的橫梁（8）兩端上，分別稱為左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2），機體重心（p）在橫梁（8）中心略靠后，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的轉(zhuǎn)向相反（如左邊主旋翼（1）逆時針轉(zhuǎn)（11），則右邊主旋翼（2）順時針轉(zhuǎn)（12）），轉(zhuǎn)速相同旋轉(zhuǎn)，扭矩相互抵消，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的升力平衡機體的重量，采用總距控制器控制左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的槳距。左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2））的總距獨立控制?？刂谱筮呏餍恚?）或右邊主旋翼（2））的總距，可改變左邊主旋翼（1）或右邊主旋翼（2）的升力。

左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸可以繞橫梁（8）向前傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)面垂直于水平面并與機體（7）縱軸平行，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸與垂直線的夾角稱為傾轉(zhuǎn)角（α）。左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面夾角為等于傾轉(zhuǎn)角（α），垂直升降和懸停時α=0°左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面平行，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸與水平面垂直，兩副主旋翼的旋轉(zhuǎn)主軸不繞橫梁傾轉(zhuǎn)。

在機體（7）尾部v型螺旋槳支架和發(fā)動機（9）安裝兩個旋轉(zhuǎn)面成v型的螺旋槳，分別稱為尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4），尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的旋轉(zhuǎn)面與水平面傾斜設(shè)置（旋轉(zhuǎn)面與高速直升機機體（7）縱軸平行，與水平面夾角絕對值小于90°，尾部v型左邊螺旋槳（3）與水平面的夾角開口向左，尾部v型右邊螺旋槳（4）與水平面的夾角開口向右），尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的旋轉(zhuǎn)面成v型結(jié)構(gòu)，尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的轉(zhuǎn)速相同，轉(zhuǎn)向相反（如尾部v型左邊螺旋槳（3）逆時針轉(zhuǎn)（11）則尾部v型右邊螺旋槳（4）順時針轉(zhuǎn)（12）），扭矩互相抵消。尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）可獨立控制總距，控制尾部v型左邊螺旋槳（3）的總距或尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，可改變尾部v型左邊螺旋槳（3）或尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力。

左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的槳尖旋轉(zhuǎn)面的直徑要大于尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的槳尖旋轉(zhuǎn)面的直徑。

在機體（7）重心（p）附近安裝三點式輪式起落架（10）。

圖2中，當(dāng)高速直升機高速水平飛行時，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸同時繞橫梁（8）向前傾轉(zhuǎn)，并收起輪式起落架（10）進入機體（7），減少飛行阻力。

圖3中，高速直升機在垂直升降和懸停時，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的槳尖旋轉(zhuǎn)面與水平面平行，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸與水平面垂直，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸不繞橫梁傾轉(zhuǎn)。當(dāng)增大左邊主旋翼（1）的總距，減小右邊主旋翼（2）的總距，左邊主旋翼（1）的升力（f1）大于右邊主旋翼（2）的升力(f2)，機體向右邊橫滾；當(dāng)增大右邊主旋翼（2）的總距，減小左邊主旋翼（1）的總距，右邊主旋翼（2）的升力（f2）大于左邊主旋翼（1）的升力（f1），機體向左邊橫滾，實現(xiàn)控制橫滾。

尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）控制俯仰，縱向配平和方向。

尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的旋轉(zhuǎn)面成v型結(jié)構(gòu)，與水平面傾斜，并與機體（7）縱軸平行。尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）分解為垂直方向的分力（f3y）方向向上和水平橫向的分力（f3x）方向向右；尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）分解為垂直方向的分力（f4y）方向向上和水平橫向的分力（f4x）方向向左。這時尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距為正，如果控制總距變?yōu)樨?，各個力的方向相反。

設(shè)尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距相同，尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）大小相同，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）大小相同，方向相同，其合力使機體（7）的縱向保持平衡。各自分解在水平橫向的分力（f3x）和（f4x）大小相同，方向相反，其合力使機體（7）的方向保持不變。

當(dāng)機體（7）受到干擾抬頭，相同的增加尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）相同的增加，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）相同的增加，其合力使機體（7）低頭，抵消機體（7）受到干擾而抬頭的效果。各自分解在水平橫向的分力（f3x）和（f4x）相同的增加，因方向相反，其合力沒有增加，機體（7）的方向保持不變。

當(dāng)機體（7）受到干擾低頭，相同的減少尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）相同的減少，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）相同的減少，其合力使機體（7）抬頭，抵消機體（7）受到干擾而低頭的效果。各自分解在水平橫向的分力（f3x）和（f4x）相同的減少，方向相反，其合力沒有減少，機體（7）的方向保持不變。實現(xiàn)控制俯仰和縱向配平。

當(dāng)增大尾部v型左邊螺旋槳（3）的總距和減少尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，使尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）增加，尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）減少相同的量，各自分解在垂直方向的分力（f3y）增加，（f4y）減少相同的量，其合力大小不變，機體（7）的俯仰狀態(tài)保持不變。

各自分解在水平橫向的分力（f3x）增加，（f4x）相同的減少，其合力的方向由（f3x）決定，方向向右，機體（7）向左轉(zhuǎn)向。

當(dāng)增大尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，同時和減少尾部v型左邊螺旋槳（3）的總距，使尾部v型右邊螺旋槳（4）的升力（f4）增加，尾部v型左邊螺旋槳（3）的升力（f3）減少相同的量，各自分解在垂直方向的分力（f4y）增加，（f3y）減少相同的量，其合力大小不變，機體（7）的俯仰狀態(tài)保持不變。

各自分解在水平方橫向的分力（f4x）增加，（f3x）減少相同的量，其合力的方向由（f4x）決定，方向向左，機體（7）向右轉(zhuǎn)向。實現(xiàn)方向控制。

在高速直升機垂直上升或懸停時，加大油門并增加尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，使機體（7）低頭，高速直升機低速水平向前飛行。相同減少尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的總距，使機體（7）抬頭，高速直升機低速水平向后飛行。

圖4中，當(dāng)高速直升機需要高速水平飛行時，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸可以繞橫梁（8）向前傾轉(zhuǎn)，當(dāng)向前傾轉(zhuǎn)α度，主旋翼的總升力f分解為垂直方向的分力fy（大小為fcos（α））和水平縱向向前的分力fx（大小為fsin（α）），由于沒有固定翼，α必須小于90°，最大傾轉(zhuǎn)角為arccos(p/f)，左邊主旋翼（1）的升力f1分解為垂直方向的分力fy1（大小為f1cos（α））和水平縱向向前的分力fx1（大小為f1sin（α）），右邊主旋翼（2）的升力f2分解為垂直方向的分力fy2（大小為f2cos（α））和水平縱向向前的分力fx2（大小為f2sin（α））。

左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）在水平縱向向前的分力fx1和fx2的合力使高速直升機高速水平飛行，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）在垂直方向的分力fy1和fy2平衡機體（7）的重量，并控制橫滾。

尾部v型左邊螺旋槳（3）和尾部v型右邊螺旋槳（4）的控制作用和控制方式與圖3所述相同。

圖5中，高速直升機以速度為u水平飛行，當(dāng)兩主旋翼不繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)，兩主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面水平時，兩主旋翼的前行槳葉加速（最大增加u），后行槳葉減速（最大減少u），兩主旋翼的前行槳葉與后行槳葉速度差最大為2u。

當(dāng)兩主旋翼繞橫梁向前傾轉(zhuǎn)α度時，兩主旋翼的前行槳葉變?yōu)橄滦袠~，兩主旋翼的后行槳葉變?yōu)樯闲袠~，相對兩主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面，來流速度u分解為垂直主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的速度usin（α）和平行于兩主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的速度ucos（α）方向向上。垂直于兩主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的速度usin（α）對兩主旋翼槳葉旋轉(zhuǎn)速度沒有影響，平行于兩主旋翼槳尖旋轉(zhuǎn)面的速度ucos（α）因方向向上，兩主旋翼下行槳葉加速（最大增加ucos（α）），兩主旋翼上行槳葉減速（最大減少ucos（α）），兩主旋翼的下行槳葉與兩主旋翼的上行槳葉速度差最大為2ucos（α）。

由于沒有固定翼，α必須在0°≤α＜arccos(p/f)內(nèi)變動，所以2ucos（α）≤2u，α越大，2ucos（α）越小，在相同的水平飛行速度下，傾轉(zhuǎn)兩主旋翼時，兩主旋翼的下行槳葉與上行槳葉速度差比兩主旋翼不傾轉(zhuǎn)時的前行槳葉與后行槳葉速度差減少，兩主旋翼的槳葉相應(yīng)升力差減少。

圖6所示的另一個實施例中，高速直升機在機體（7）重心附近安裝三點式輪式起落架（10）改為固定式起落架（13），其他結(jié)構(gòu)不變，控制方式與圖3所述相同。

圖7中，高速直升機在機體（7）重心附近安裝固定式起落架（13），高速水平飛行時，左邊主旋翼（1）和右邊主旋翼（2）的旋轉(zhuǎn)主軸可以繞橫梁（8）向前傾轉(zhuǎn)，固定式起落架（13）不能收起。其他結(jié)構(gòu)不變，控制方式與圖4所述。