CN109911179A - 一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法，包括机身、四桨叶旋转机翼、鸭翼、尾翼、多输入多输出动力系统以及尾桨与推进共用系统。本发明中尾桨与前飞推进系统共用一套动力与驱动装置，能够大大减轻飞机自重并减小起飞需用功率；多输入多输出动力系统满足旋翼模式的大功率需求，也可以在固定翼模式使动力系统工作在最优经济状态；四桨叶旋转机翼设计提高了飞机的载重能力和最大起飞重量，且通过改进旋转机翼与桨毂的连接结构，实现旋转机翼本身随巡航速度的变化而改变自身布局，达到既满足低速巡航飞行阶段高气动效率需求，又降低高速巡航阶段阻力的效果。

Description

一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制 方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体为一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法。

背景技术

旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型布局飞机。专利号为ZL201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。该飞机具有三翼面的气动布局。其中，主机翼在直升机飞行模式下，可以作为旋翼旋转为飞机提供需要的拉力，同时，当飞机具有一定飞行速度后，又可以锁定为固定翼，实现固定翼的高效率飞行。因此，在起飞和降落阶段，飞机采用直升机模式飞行，在巡航和任务阶段，采用固定翼模式飞行，直升机模式与固定翼模式之间存在转换飞行阶段。

发明内容

申请人对该飞机经过多年深入研究，发现之前的设计方案还存在种种问题，针对这些问题，本发明提出了一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法，给出了相应的解决方案。

所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，包括一个具有纵向轴线的机身、安装在机身中部上方的旋转机翼、安装在机身前部的鸭翼和安装在机身后部的尾翼，安装在机身内部的动力系统；

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的垂尾通过某些方式提供偏航的操纵和/或配平力矩；

旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段由动力系统驱动提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的旋转机翼垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力；

其特征在于：还包括安装在机身尾部的尾桨与推进共用系统；

所述尾桨与推进共用系统包括由动力系统驱动的变距螺旋桨和转换机构；

所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述转换机构包括传动输入轴、动力换向传动机构、动力输出轴和转换控制机构；所述传动输入轴与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴与动力输出轴之间的功率传递，且传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴将功率输出到变距螺旋桨上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮、传动锥齿轮、输出锥齿轮和转轴；输入锥齿轮与传动锥齿轮啮合，输出锥齿轮与传动锥齿轮啮合；传动锥齿轮同轴套在转轴上，并在转轴上轴向限位；

所述转换控制机构包括转换摇臂和舵机；所述转换摇臂也套在转轴上，并能够在舵机驱动下绕转轴轴线转动；

所述传动输入轴穿过安装架侧面后与输入锥齿轮同轴固定连接，所述安装架相对机身位置固定；所述动力输出轴穿过转换摇臂侧面后与输出锥齿轮同轴固定连接，当转换摇臂绕转轴轴线转动时，能够带动动力输出轴同步移动。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：安装在机身内部的动力系统采用多输入多输出动力系统；

所述多输入多输出动力系统包括在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为变距螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到变距螺旋桨的后传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构；

在所述后传动机构中，具有后减速机构用于将主动力源的输出功率传递给变距螺旋桨；在所述主传动机构中，具有主减速机构用于将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼，所述主减速机构具有从主动力源一侧输入功率的第一输入轴和从辅动力源一侧输入功率的第二输入轴；后减速机构的某一从动轮与主减速机构的第一输入轴之间的传动系统中安装有离合器，用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递；在后减速机构的所述从动轮与所述离合器之间安装有超越离合器；所述超越离合器能够实现从所述从动轮向所述第一输入轴传动，而不从所述第一输入轴向所述从动轮传动。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；当辅动力源为电动机时，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值，当辅动力源为油动发动机时，辅动力源采用经济油耗功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率差值的油动发动机。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼采用四桨叶旋转机翼，包括一对主桨叶和一对副桨叶；所述主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；所述副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主桨叶的桨叶平面形状参数与副桨叶的桨叶平面形状参数采用以下优化过程确定：以桨叶平面形状参数为优化变量，以主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小为优化目标，以主桨叶与与副桨叶的最大拉力之和满足总的旋转机翼拉力要求为约束条件，优化确定桨叶平面形状参数；所述桨叶平面形状参数包括桨叶弦长和桨叶半径。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：若旋转机翼采用两桨叶旋转机翼，则在两侧机翼翼根内安装滑动顶块，若旋转机翼采用四桨叶旋转机翼，则在主桨叶中的两侧机翼翼根内安装滑动顶块；

每一侧机翼与旋转桨毂连接结构的前后两侧均安装有滑动顶块；两侧机翼与旋转桨毂连接结构采用垂直于机翼平面的转轴连接，左右两侧机翼能够相对各自的连接转轴转动；

滑动顶块的安装方向垂直于机翼剖面方向，且能够在驱动机构作用下，沿机翼展向直线运动；左右两侧机翼翼根内安装的滑动顶块位置相对布置，且滑动顶块端面采用圆弧面。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼中主旋翼转轴的锁定装置包括约束组件、摩擦减速组件、弹性压缩部件和制动部件；

所述约束组件包括固定在主旋翼转轴上的下固定座、套在主旋翼转轴上的上锁定套以及处于主旋翼转轴与上锁定套之间弹性部件；下固定座与上锁定套之间采用螺旋斜面配合；所述下固定座随主旋翼旋转，且主旋翼转轴旋转时能够通过弹性部件带动上锁定套同步旋转；所述上锁定套上具有与制动部件配合的结构，能够在制动部件作用下停止转动；当上锁定套停止转动，下固定座继续正向转动时，下固定座能够驱动上锁定套沿主旋翼转轴轴向运动；

所述摩擦减速组件包括上摩擦盘、套在主旋翼转轴上的下摩擦盘；所述上摩擦盘通过单向轴承套装在主旋翼转轴上，当主旋翼转轴正向转动时，能够通过单向轴承带动上摩擦盘转动；

下摩擦盘与上锁定套之间具有弹性压缩部件，当上锁定套被下固定座驱动沿主旋翼转轴轴向运动时，能够通过弹性压缩部件驱动下摩擦盘与上摩擦盘接触并使主旋翼转轴减速至停止；且上锁定套与下摩擦盘之间有结构约束，使其能够轴向相对移动但不能相对转动；

所述主旋翼转轴上具有与制动部件配合的结构；当主旋翼转轴减速至停止后，所述弹性部件能够带动主旋翼转轴反向旋转，并在主旋翼转轴转至设定位置时，制动部件将主旋翼转轴位置锁定。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：上锁定套上与制动部件配合的结构为上锁定套壁面上的轴向条形孔；主旋翼转轴上与制动部件配合的结构为主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔；当上锁定套与下固定座贴合时，上锁定套壁面上的轴向条形孔与主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔在周向上重合，在轴向上至少部分重合。

一种垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：按照不同阶段，采用相应的控制策略：

1)、动力系统启动阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动主动力源和辅动力源；主动力源和辅动力源按照定转速模式进行控制，直至各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中主动力源以及辅动力源的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求；

2)、旋翼起飞阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定较高的旋翼转速或螺旋桨转速，并采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，达到设定的旋翼转速或螺旋桨转速并稳定后，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时以机身航向稳定为目标，飞行控制系统调整螺旋桨桨距以平衡旋翼反扭矩；

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构带动螺旋桨轴线向后逐渐偏转至螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，偏转过程中，飞行控制系统调整螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力产生前飞速度，并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，且螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；同时飞行控制系统采用定高控制，通过控制旋翼总距，保持飞行高度稳定；并且飞行控制系统采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼；

4)、固定翼飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；所述离合器保持断开，只通过主动力源驱动螺旋桨；

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：所述离合器保持断开，飞行控制系统控制转换机构逐渐将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向偏转到与机身纵向对称面垂直方向，同时旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，使旋翼开始旋转；螺旋桨轴线偏转过程中，保持主动力源转速并调节螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合；

当螺旋桨轴线偏转到与机身纵向对称面垂直方向后，采用定高控制，逐渐增大旋翼总距，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定；

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定，同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭主动力源和辅动力源。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：

在旋翼起飞阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再使用辅动力源输出功率；

在旋翼向固定翼飞行转换阶段：以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先降低辅动力源的输出功率，直至辅动力源输出功率为0后，再降低主动力源输出功率；

在固定翼向旋翼飞行转换阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再增大辅动力源输出功率。

进一步的优选方案，一种垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：

在固定翼飞行阶段，当飞行速度大于某一设定速度后，飞控系统根据速度以及高度，得到对应的后掠角，并转换为对滑动顶块的驱动量，控制旋转机翼前侧的滑动顶块继续伸长，而旋转机翼后侧的滑动顶块则同步缩回，使左右两侧机翼相对机身纵向对称面对称运动，形成所需后掠角；所述设定速度随飞行高度而变化。

有益效果

本发明就垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机提出了一整套完整解决方案：

首先、提出尾桨与推进共用系统实现了旋转机翼飞机的尾桨与前飞推进系统共用一套动力与驱动装置的目的，能够大大减轻飞机自重并减小起飞需用功率。

其次、通过多输入多输出动力系统的结构与控制策略设计，保证了动力系统的最大输出功率满足飞机垂直起降需求，同时在固定翼阶段能够确保主动力源可以在高效、低功耗状态下工作，提高飞行效率，也改善了主动力源的工作条件，可提高主动力源工作寿命；并且考虑了由于旋转机翼飞机不同飞行阶段的动力输出装置不同，存在动力输出装置切换过程以及动态切换时会出现耦合问题，因此在传动部件的特定位置设计了只能单向传动的超越离合器，并结合相应的控制策略，确保了旋翼向固定翼飞行转换阶段中，所述离合器断开前后，主动力源与辅动力源的负载不会变化，不会对主动力源与辅动力源的运行及使用造成影响。

第三、本发明针对旋转机翼飞机高低速巡航飞行的需求，在面对低速飞行时的高气动效率需求和高速飞行时的大激波阻力的矛盾时，结合旋转机翼自身的安装结构特点，通过改进旋转机翼与桨毂的连接结构，在不大幅增加结构重量的前提下实现旋转机翼本身随巡航速度的变化而改变自身布局，从而达到既满足低速巡航飞行阶段高气动效率需求，又降低高速巡航阶段阻力的效果。

第四、针对提高旋转机翼飞机的载重能力和最大起飞重量的需求，将四桨叶旋转机翼应用在旋转机翼飞机上，四桨叶旋转机翼中的一对主桨叶兼顾固定翼模式与直升机模式要求进行设计，而一对副桨叶则完全按照直升机模式要求进行设计，这样既提高了旋转机翼整体的最大拉力，主、副桨叶的消耗功率和又没有明显增大，而且还能满足固定翼模式飞行要求。

第五、设计了一种主旋翼柔和锁定装置，通过设置摩擦减速组件，能够快速降低旋翼转速，从而能够较快完成转换飞行过程；而且锁定过程中的冲击载荷较小，制动部件与上锁定套的制动过程中，由于上锁定套与主旋翼转轴之间具有弹性部件，并且摩擦力随着上锁定套与下固定座之间的周向相位差加大而逐渐增大，所以延长了旋翼从开始锁定到停止转动的时间，冲击能被弹性和摩擦部件吸收；而制动部件与主旋翼转轴的制动过程中，由于此时主旋翼已经是正向旋转停止后的反向回转过程了，回转弹簧弹性较小，旋翼转速很低，所以此时冲击载荷很小。因此，在整个锁定过程，几乎没有冲击载荷，极大提高了装置的可靠性和寿命，而且能够在中大型旋转机翼飞机中应用。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1固定翼前飞模式的飞机示意图，螺旋桨推力与机身轴线方向为0度；

图2直升机模式的飞机示意图，螺旋桨推力与机身轴线方向为90度；

图3固定翼前飞模式下，飞机侧视图；

图4直升机模式下，飞机侧视图；

图5飞机从直升机模式过渡到固定翼模式的飞行示意图；

其中：1、鸭翼；2、左鸭翼；3、右鸭翼；4、左鸭翼升降副翼；5、右鸭翼升降副翼；6、前起落架；7、机身；8、主起落架；9、旋转机翼；10、桨毂系统；11、旋翼桨叶；12、旋翼锁定机构；13、旋翼轴；14、减速系统；15、传动系统；16、尾桨与推进共用系统；17、转换机构；18、变距螺旋桨；19、平尾；20、左平尾；21、右平尾；22、左平尾升降副翼；23、右平尾升降副翼；24、垂尾；25、方向舵；26、油动发动机；27、电动机；28、飞机地面起飞状态；29、飞机直升机模式垂直上升状态；30、飞机转换飞行阶段；31、飞机固定翼模式飞行状态。

图6及图7是尾桨与推进共用系统中的一种转换机构示意图。

图中：1601、输入锥齿轮；1602、传动锥齿轮；1603、输出锥齿轮；1604、转换摇臂；1605、安装架；18、变距螺旋桨；1607、转轴；1608、电动舵机。

图8是尾桨与推进共用系统中的另一种转换机构示意图。

图中：1609、传动输入轴；1610、第一传动锥齿轮；1611、皮带输入轮；1612、转换机构固定箱体；1613、皮带；1614、皮带输出轮；1615、第二传动锥齿轮；1616、动力输出轴；1617、转换机构旋转箱体；1618、舵机连杆。

图9是多输入多输出动力系统示意图。

图中：1402、主动带轮；1403、从动带轮；1404、离合器；1405、安装轴；1406、前联轴器；1407、主传动轴；1408、后联轴器；1409、主减速器第一输入轴；1410、第一小锥齿轮；1411、第一圆锥滚子轴承；1412、第二圆锥滚子轴承；1413、第一大锥齿轮；1414、第一圆柱齿轮；1415、主减速器第二输入轴；1416、第二小锥齿轮；1417、第三圆锥滚子轴承；1418、第四圆锥滚子轴承；1419、第二大锥齿轮；1420、第二圆柱齿轮；1421、驱动齿轮；1424、第五圆锥滚子轴承；1425、第六圆锥滚子轴承；1426、第一深沟球轴承；1427、第二深沟球轴承；1530、螺旋桨后联轴器；1531、螺旋桨前联轴器；1532、第三深沟球轴承；1533、第四深沟球轴承；1435、超越离合器。

图10是四桨旋转机翼示意图。

图11是四桨旋转机翼中主桨叶的示例平面形状。

图12是四桨旋转机翼中副桨叶的示例平面形状。

图13是专利ZL201110213680.1中椭圆翼型两桨叶旋转机翼与发明中提及的四桨叶“主副桨”旋转机翼需用功率随起飞总重量的变化对比曲线。

图中：纵坐标是旋转机翼需用功率，横坐标是总起飞重量。虚线表示专利ZL201110213680.1中椭圆翼型两桨旋转机翼形式，实线表示本发明中提及的四桨旋转机翼形式。

图14是旋转机翼变后掠装置示意图。

图中：901左旋翼、902右旋翼、903旋翼安装座、904左连接销、905右连接销、906左旋翼上滑动顶块、907右旋翼上滑动顶块、908左旋翼下滑动顶块、909右旋翼下滑动顶块。

图15是旋转机翼飞机锁定装置立体图。

图16是旋转机翼飞机锁定装置的安装图。

图中：13、主旋翼转轴；1202、单向轴承；1203、上摩擦盘；1204、压缩弹簧；1205、上锁定套；1206、滑动销；1207、推杆舵机；1208、下固定座；1209、下摩擦盘；1210、扭簧；1211、上锁定套锁定孔；1212、主旋翼转轴锁定孔。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本实施例中的垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，包括传统旋转机翼飞机所具有的一个具有纵向轴线的机身7、安装在机身中部上方的旋转机翼9、安装在机身前部的鸭翼1和安装在机身后部的尾翼，安装在机身内部的动力系统。

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过全动鸭翼或鸭翼舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾19在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过全动平尾或平尾舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的垂尾24通过方向舵提供偏航的操纵和/或配平力矩。

旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段由动力系统驱动提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的旋转机翼垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力。

但这种传统的旋转机翼飞机，在直升机模式下需要使用直升机尾桨来抵消旋转机翼的反扭矩，但是在固定翼模式时又不需要使用直升机尾桨，直升机尾桨系统在固定翼模式下就是死重。而旋转机翼飞机在固定翼模式下需要使用前拉或后推螺旋桨来产生前飞动力，但是在直升机模式时不需要使用前拉或后推螺旋桨，前拉或后推螺旋桨(即推进系统)推进系统在直升机模式下就是死重。而且如果两种模式下的动力都来源于一个发动机并且推进螺旋桨与发动机输出轴直接相连，那么在直升机模式下推进螺旋桨还会消耗额外的功率。

针对这一问题，本实施例中将旋转机翼飞机的尾桨与推进系统共用一套驱动装置实现，并在共用系统中设计相应的转换机构，能够改变驱动装置的动力方向，从而实现一套驱动装置可以实现旋转机翼飞机的尾桨及前飞推进系统的功能。

本实施例中在机身尾部安装有的尾桨与推进共用系统16；所述尾桨与推进共用系统包括由动力系统驱动的变距螺旋桨18和转换机构17。

如图1～图5所示，所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。

所述转换机构包括传动输入轴1609、动力换向传动机构、动力输出轴1616和转换控制机构；所述传动输入轴1609与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴1609与动力输出轴1616之间的功率传递，且传动输入轴1609与动力输出轴1616之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴1616将功率输出到变距螺旋桨18上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴1609与动力输出轴1616之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。

如图6和图7所示，转换机构的一种实现方式是，所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮1601、传动锥齿轮1602、输出锥齿轮1603和转轴1607；输入锥齿轮1601与传动锥齿轮1602啮合，输出锥齿轮1603与传动锥齿轮1602啮合，输入锥齿轮1601带动传动锥齿轮1602转动，进而带动输出锥齿轮1603转动，输出锥齿轮1603带动同轴安装的螺旋桨18转动。传动锥齿轮1602同轴套在转轴1607上，并在转轴1607上轴向限位。所述转换控制机构包括转换摇臂1604和舵机1608；所述转换摇臂1604也套在转轴1607上，并能够在舵机1608驱动下绕转轴1607轴线转动。所述传动输入轴1609穿过安装架侧面后与输入锥齿轮1601同轴固定连接，所述安装架1605相对机身位置固定，安装在机身尾部；所述动力输出轴1616穿过转换摇臂1604侧面后与输出锥齿轮1603同轴固定连接，当转换摇臂1604绕转轴1607轴线转动时，能够带动动力输出轴1616同步移动。当然，转换摇臂1604的转动驱动方式，还可以采用不同于舵机的其他方式。

如图8所示，转换机构的另一种实现方式是，所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮1601、第一传动锥齿轮1610、输入皮带轮1611、皮带1613、输出皮带轮1614、第二传动锥齿轮1615和输出锥齿轮1603。

输入锥齿轮1601、第一传动锥齿轮1610、输入皮带轮1611、皮带1613、输出皮带轮1614安装在转换机构固定箱体1612内，转换机构固定箱体1612固定安装在机身尾部；第二传动锥齿轮1615和输出锥齿轮1603安装在转换机构旋转箱体1617内，转换机构旋转箱体1617能够绕输出皮带轮1614与第二传动锥齿轮1615之间的传动轴轴线转动。

传动输入轴1609穿过转换机构固定箱体1612壁面后与输入锥齿轮1同轴固定连接，输入锥齿轮1601与第一传动锥齿轮1610啮合，第一传动锥齿轮1610与输入皮带轮1611通过传动轴同轴连接；输入皮带轮1611与输出皮带轮1614通过皮带传动；输出皮带轮1614与第二传动锥齿轮1615之间通过穿过转换机构旋转箱体1617壁面的传动轴同轴连接，第二传动锥齿轮1615与输出锥齿轮1603啮合，输出锥齿轮1603带动同轴安装的螺旋桨18转动。

所述转换控制机构采用固定安装在转换机构固定箱体1612上的舵机1608实现，舵机1608通过舵机连杆1618带动转换机构旋转箱体1617转动并定位。当然，转换机构旋转箱体1617的转动驱动方式，还可以采用不同于舵机的其他方式。

之前旋转机翼飞机的动力系统主要是两种方案：第一种是对于旋翼、尾桨这些结构，单独设计动力装置与传动装置，显然这种方案会带来较多的结构重量；第二种是采用单一动力装置，分别给旋翼和尾桨与推进共用系统提供功率。但第二种方案存在以下问题：

旋转机翼飞机在旋翼模式所需功率较大，而固定翼模式所需功率相对较小，如果使用一个单一动力装置难以保证其工作在最优状态。

例如，若使用一个燃油发动机同时作为两种模式下的驱动力，在旋翼模式下可以发挥发动机的最大功率，而在巡航阶段发动机可能会处于接近慢车的不利工作状态，动力浪费严重，并且发动机效率和使用寿命下降。又如，若使用一台电动机同时作为两种模式下的驱动力，由于电池的能量密度较低，飞机固定翼模式的巡航时间会大大缩短。

容易想到的是，在旋转机翼飞机中采用类似于目前油电混合动力汽车驱动方式的动力模式，但实际分析发现，类似于油电混合动力汽车的驱动及传动系统在旋转机翼飞机中应用时，还存在很多问题：

1、结构质量很重，例如现有实现不同动力源接入和断开的摩擦式离合器结构就非常重，难以满足旋转机翼飞机起飞重量要求。

2、油电混合动力汽车中的电力驱动部分实际上还是仅仅起到辅助节油的作用，设计状态单一；而旋转机翼飞机存在多个飞行阶段，在不同飞行阶段下，其对应的输入功率需求是不同的，所以要根据不同飞行阶段的需求对多个输入源进行综合设计，设计状态复杂。

3、油电混合动力汽车的动力系统输出是单一输出，输出形式简单，不适用于旋转机翼飞机的多输出需求；而在旋转机翼飞机中，存在主旋翼、尾桨与推进共用系统等动力输出装置，有必须在设计时进行区别于现有油电混合动力汽车单一输出的多输出设计。而且考虑到旋转机翼飞机在不同飞行阶段中，实际使用的动力输出装置是不同的，存在动力输出装置切换的过程，因此在进行多输出设计时，既要能够进行多输出之间的动态分配，又要能够避免动力输出装置动态切换时出现的耦合问题。

为此，本实施例中采用多个动力来源，如燃油发动机与电动机等，通过动力系统变速装置将多个动力源进行功率汇流及分流，并根据旋转机翼飞机的不同飞行阶段，采用不同的控制策略进行功率再分配，形成多输入功率汇流分流和通过控制分配实现多输出需求的综合动力系统，达到既可以满足旋翼模式的大功率需求，也可以在固定翼模式使动力系统工作在最优经济状态。

如图9所示，多输入多输出动力系统包括在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为变距螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到变距螺旋桨的后传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构。

本实施例主动力源采用大功率的油动发动机，辅动力源采用电动机，当然辅动力源也可以采用小功率的油动发动机，但电动机效果更优，且控制上更便捷。

针对旋转机翼飞机的工作特点，本实施例中主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；辅动力源为电动机，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值。

本实施例中所述后传动机构包括主动带轮、从动带轮、后传动轴，实现从主动力源到变距螺旋桨的动力传递。变距螺旋桨安装在后传动轴上，后传动轴两端分别用联轴器联结，用深沟球轴承支撑，后传动轴与从动带轮的左侧输出轴相连，从动带轮通过传动带与主动带轮相连，主动带轮安装在油动发动机的输出轴上。主动带轮与从动带轮组成了后减速机构用于将主动力源的输出功率传递给变距螺旋桨。

本实施例中所述主传动机构包括主动带轮、从动带轮、超越离合器、离合器、主传动轴、主减速器第一输入轴、第一小锥齿轮、第一大锥齿轮、第一圆柱齿轮、驱动齿轮、第二圆柱齿轮、第二大锥齿轮、第二小锥齿轮和主减速器第二输入轴，实现从主动力源、辅动力源到旋翼的动力传递。其中主动带轮、从动带轮既属于后传动机构，也属于主传动机构。

主动带轮安装在油动发动机的输出轴上，从动带轮通过传动带与主动带轮相连，从动带轮右侧输出轴通过超越离合器连接离合器，离合器与安装轴相连，安装轴通过前联轴器与主传动轴一端相连，主传动轴另一端通过后联轴器与主减速器第一输入轴相连，主减速器第一输入轴两端通过圆锥滚子轴承支撑。第一小锥齿轮安装在主减速器第一输入轴上，第一大锥齿轮与第一小锥齿轮相啮合，与第一大锥齿轮同轴安装并同步转动的第一圆柱齿轮与驱动齿轮相啮合，驱动齿轮驱动旋翼轴转动，旋翼安装在旋翼轴上；电动机的输出轴通过联轴器与主减速器第二输入轴相连，主减速器第二输入轴两端通过圆锥滚子轴承支撑。第二小锥齿轮安装在主减速器第二输入轴上，第二大锥齿轮与第二小锥齿轮啮合，与第二大锥齿轮同轴的第二圆柱齿轮与驱动齿轮的另一侧相啮合，与第一圆柱齿轮同时带动驱动齿轮同方向转动。

主减速器第一输入轴、第一小锥齿轮、第一大锥齿轮、第一圆柱齿轮、驱动齿轮、第二圆柱齿轮、第二大锥齿轮、第二小锥齿轮和主减速器第二输入轴组成了主减速机构，将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼。而超越离合器能够实现从动带轮向主减速器第一输入轴传动，而不从主减速器第一输入轴向从动带轮传动。

而且为了减轻结构重量，离合器不采用较重的摩擦式离合器，而采用结构较轻的牙嵌式离合器，这样会带来控制上的耦合难题，可以通过之后描述的控制策略解决。

下面结合本实施例中旋转机翼飞机的工作特点，按照不同阶段，对旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制策略进行描述：

1)、动力系统启动阶段：

飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；

所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动油动发动机和电动机；油动发动机和电动机按照定转速模式进行控制，其中油动发动机控制目标为发动机转速恒定，不受到负载变化影响，控制方式可以采用实时反馈发动机当前转速与设定转速的差值，控制系统根据转速差值自动加减油门，而电动机也采用定速模式，当油动发动机和电动机各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中油动发动机和电动机的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求。

2)、旋翼起飞阶段：

飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；

控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定相比于动力系统启动阶段更高的旋翼转速，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，达到设定的旋翼转速并稳定后，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定；同时以机身航向稳定为目标，飞行控制系统调整螺旋桨桨距以平衡旋翼反扭矩。

需要注意的，由于旋翼和螺旋桨处于同一个大的轴系中，当存在油动发动机向旋翼输出功率时，旋翼和螺旋桨之间的转速比值就是固定的，所以此时以旋翼转速为控制对象，实际也可以采用螺旋桨转速为控制对象。

而且为了减轻电池重量，减少用电量，在旋翼起飞阶段，油动发动机和电动机输出功率的控制策略为：先增大油动发动机的输出功率，当油动发动机达到全油门后再使用电动机输出功率，即实时反馈旋翼当前转速与设定转速的差值，飞控系统根据转速差值自动控制油动发动机油门，当油动发动机全油门后再根据转速差值自动控制电机油门。

由于这里采用的是旋翼定速控制模式，尽管在起飞阶段，旋翼总距增大后旋翼轴的扭矩会增大，但此时根据旋翼定速控制要求，飞控系统会控制增大油门以保持旋翼转速不变。

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：

飞行控制系统控制转换机构带动螺旋桨轴线向后逐渐偏转至螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，由于采用的旋翼定速控制模式，对应螺旋桨转速也不变，所以在偏转过程中，飞行控制系统调整螺旋桨桨距，改变螺旋桨拉力，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力产生前飞速度，并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，且螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定。

随着前飞速度的不断增大，旋转机翼飞机前后翼面产生的升力逐渐增大，因为这一阶段还采用了定高控制，所以飞控系统会控制旋翼总距，以保持飞行高度稳定。

而对于油动发动机以及电动机的输出功率控制，还是采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量进行控制，保持旋翼转速稳定。

整体而言，随着旋转机翼飞机前飞速度增大，旋翼总距在降低，当旋转机翼飞机的总体需用功率在降低时，优先降低电动机的输出功率，直至电动机输出功率为0后，再降低油动发动机的输出功率。当旋翼总距变为0°时，旋转机翼飞机的总体需用功率已经小于油动发动机的最大输出功率，此时电动机的输出功率为0。

由于之后的固定翼飞行模式中，油动发动机只向螺旋桨输出功率，不向旋翼输出功率，所以需要断开离合器，如果在断开离合器时，油动发动机仍向旋翼输出功率，就会造成离合断开后油动发动机与电动机的负载发生较大的瞬间变化，会对油动发动机与电动机的运行及使用造成影响，因此需要准确判断油动发动机是否在向旋翼输出功率，这一点可以通过测量离合器处扭矩来确定，当离合器处扭矩为0时，就表示油动发动机没有向旋翼输出功率，但由于扭矩传感器重量也较大，为了减重，本发明没有采用这一方案，而是通过采用相应的转速信号进行逻辑判断来实现，可以采用两种逻辑判断方案：

第一种方案：当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大电动机输出功率，此时旋翼转速会上升，由于采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机的输出功率，所以此时飞控系统会自动减小油动发动机油门，油动发动机向主减速箱的输入功率逐渐减小，当电动机的输出功率增大到等于旋翼0°总距且保持当前旋翼设定转速的需用功率时，油动发动机不向主减速箱输入功率，此时如果继续增大电动机输出功率，由于超越离合器存在，电动机输出功率不会向螺旋桨输出，此时旋翼转速会逐渐上升，此时飞控系统会继续减小油动发动机油门，使螺旋桨转速降低，超越离合器实质断开，此时，就可以以旋翼转速与螺旋桨转速之间比值为检测对象，当比值增大到设定值时，表示油动发动机不向主减速箱输入功率，这时断开离合器就能够保证离合器平稳断开，离合断开后油动发动机和电动机的负载不会变化，不会对发动机和电机的运行及使用造成影响。

第二种方案：飞控系统采用螺旋桨定速控制模式，当旋翼总距降低为0°后，还是主动控制逐渐增大电动机输出功率，此时旋翼转速会上升，由于这时油动发动机还在想旋翼输出功率，所以此时螺旋桨转速也会上升，由于以螺旋桨转速为反馈量控制油动发动机输出功率，所以此时飞控系统会自动减小油动发动机油门，油动发动机向主减速箱的输入功率逐渐减小，当电动机的输出功率增大到等于旋翼0°总距且保持当前旋翼设定转速的需用功率时，油动发动机不向主减速箱输入功率，此时如果继续增大电动机输出功率，由于超越离合器存在，电动机输出功率不会向螺旋桨输出，此时旋翼转速会逐渐上升，但螺旋桨转速不会继续上升，飞控系统也不在继续减小油动发动机油门，之后同样以旋翼转速与螺旋桨转速之间比值为检测对象，当比值增大到某一设定值时，断开离合器。

断开离合器后，电动机关机，由于空气阻力和减速箱阻力的存在，旋翼转速会自动下降，当转速下降到设定值后锁定旋翼。

4)、固定翼飞行阶段：

飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；所述离合器保持断开，只通过油动发动机驱动螺旋桨，按照正常的固定翼飞机模式进行控制。

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：

所述离合器保持断开，飞行控制系统控制转换机构逐渐将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向偏转到与机身纵向对称面垂直方向，同时旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，使旋翼开始旋转；螺旋桨轴线偏转过程中，保持主动力源转速并调节螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合。

当螺旋桨轴线偏转到与机身纵向对称面垂直方向后，采用定高控制，由于前飞阻力会使飞机前飞速度逐渐减慢，所以飞控系统会逐渐增大旋翼总距，以提高向上拉力，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定；同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定。

总体而言，固定翼向旋翼转换飞行阶段，飞机总的需用功率会增大，此时控制油动发动机和电动机输出功率的策略为：优先增大油动发动机的输出功率，当油动发动机达到全油门后再增大电动机输出功率。

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定，同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭油动发动机和电动机。

这样能够保证动力系统的最大输出功率满足旋转机翼飞机垂直起降需求，同时在固定翼巡航阶段可以确保油动发动机可以在高效、低功耗状态下工作，提高飞行效率，也改善了发动机工作条件，可提高发动机工作寿命。

在旋转机翼本身的选型上，为了兼顾直升机飞行模式和固定翼飞行模式，旋转机翼采用中等展弦比、小根稍比梯形机翼平面设计，并且采用前后缘对称椭圆翼型，而椭圆翼型由于自身钝后缘的特性，后缘处总存在流动分离，流动分离会带来额外的功率消耗，因此在直升机飞行模式阶段，旋转机翼的需用功率相比于传统直升机而言偏大。同时，相对传统直升机的主旋翼而言，旋转机翼单个桨叶面积宽大，结构重量较大。

在设计重载大起飞重量的旋转机翼飞机时，首要的问题是，如何使旋转机翼产生足够大的拉力。若保持专利ZL201110213680.1中提到的旋转机翼形式不变，要提高飞机承载能力及最大起飞重量，可以通过三种方法，增大旋转机翼桨叶弦长、增大旋转机翼直升机模式阶段转速、增大旋转机翼桨叶半径。

如果在保持桨叶半径、旋转机翼转速不变的情况下，增大桨叶弦长，那么会导致旋转机翼结构重量大幅增大，但对总拉力的增益非常有限。

如果在保持桨叶弦长、桨叶半径不变的情况下，增大旋转机翼转速，桨尖速度会随之增大，由于椭圆翼型自身特性，在桨尖上表面会出现强烈的空气压缩效应，导致其消耗功率的陡增。

如果在保持桨叶弦长、旋转机翼转速不变的情况下，增大旋转机翼半径，由于旋转机翼飞机自身特点，会导致飞机纵向距离的增大，对结构设计产生不利影响，同时桨尖速度会随之增大，导致旋转机翼消耗功率的增大。

通过以上三个参数进行一定的组合，可以达到提高承载能力和最大起飞重量的目的，但是这种手段，以目前分析结果看，所产生的有益作用非常有限，并不能最大限度的、高效率的提升旋转机翼飞机的载重能力和最大起飞重量，同时将对飞机的结构设计产生严重不利影响。

为此本实施例中采用一种四桨叶旋转机翼，如图10所示，主要由两组不同构型的桨叶构成，也就是由包含一对主桨叶和一对副桨叶的“主副桨叶”系统组成。其中，主桨叶兼顾固定翼模式与直升机模式两种飞行模式要求设计，桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，如椭圆翼型，桨叶平面形状采用顺流向对称的设计，如梯形、矩形等，如图11所示。另外一对副桨叶则完全按照满足直升机模式飞行要求进行设计，采用高性能旋翼设计，可以采用高展弦比，桨叶剖面采用高性能旋翼翼型，副桨具有更高的旋翼气动效率和更轻的结构重量，如图12所示。

根据主、副桨叶所承担的拉力不同，主、副桨叶各自的桨叶弦长和桨叶半径将会有差别，如何设计主、副桨叶的平面形状，以使主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小，这里我们采用以下优化过程：

以桨叶平面形状参数为优化变量，以主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小为优化目标，以主桨叶与与副桨叶的最大拉力之和满足总的旋转机翼拉力要求为约束条件，优化设计桨叶平面形状参数。

由于四桨叶旋转机翼的主副桨叶安装于同一桨毂，因此旋转机翼的总矩操纵对主副桨叶是相同的，但如果按照常规四桨叶直升机旋翼的设计方式设计变距拉杆时，就会出现主副桨叶提供零拉力时，对应的桨矩不同的问题，所以在设计时就要使主桨叶变距拉杆的长度与副桨叶变距拉杆的长度不同，并且两者长度比能够确保当主桨叶的拉力为零和总距为0°时，副桨叶的拉力也为零且总距达到零拉力状态，实现在同一“总桨矩”下，各自产生零拉力，从而能够实现四桨叶旋转机翼完全卸载。

为了说明本发明中四桨叶旋转机翼的实际价值，图13给出专利ZL201110213680.1中椭圆翼型两桨旋转机翼形式(虚线)和本发明中四桨旋转机翼形式(实线)，旋转机翼需用功率P(KW)随总起飞重量G(Kg)的变化曲线，可以看出四桨叶旋转机翼在高载重、大起飞重量旋转机翼飞机上的有利价值。

在巡航阶段，旋转机翼飞机的主机翼是按照其展向与飞机纵向对称面垂直方式进行锁定的，且利用旋转机翼椭圆翼型前后缘对称的特点，增大旋转机翼面积，使旋转机翼能够在低速巡航状态产生更高的升力，但当旋转机翼飞机进行高速巡航时，旋转机翼自身会产生较大的激波阻力。对此，可以通过改变气动布局的方式解决，即随着速度的增加，改变主机翼的后掠角。传统的变后掠连接机构都非常重，难以满足要求，但我们发现旋转机翼是通过桨毂与机身连接的，可以通过改进旋转机翼与桨毂的连接结构，在不大幅增加结构重量的前提下实现旋转机翼本身随巡航速度的变化而改变自身布局，从而达到既满足低速巡航飞行阶段高气动效率需求，又降低高速巡航阶段阻力的目的。

如图14所示，左旋翼901通过连接销904与旋翼安装座903相连，右旋翼902通过连接销905与旋翼安装座903相连，旋翼安装座903与旋转机翼桨榖相连。旋转机翼的左右旋翼内部安装有可以沿垂直旋翼剖面方向运动的滑动顶块906、907、908、909，滑动顶块906、907、908、909由位于旋翼内部的舵机驱动。在旋翼模式下，滑动顶块906、907、908、909缩回旋翼内部，不会影响左右旋翼的转动与变距操作，旋翼依靠自身的离心力保持展开。当旋翼总距降为0度后，滑动顶块906、907、908、909同时伸出相同长度并在端面接触，实现旋翼的与桨毂在旋转方向的定位。当旋转机翼转速降低并在垂直于机身轴线方向锁定后，根据飞行速度和飞行高度，飞控系统驱动左右旋翼上安装的舵机，用于对称控制左旋翼上滑动顶块906、右旋翼上滑动顶块907伸出，对称控制左旋翼下滑动顶块908、右旋翼下滑动顶块909缩回，使得左、右旋翼沿机身对称面对称运动，形成所需后掠角。

旋转机翼飞机在直升机模式向固定翼模式切换过程中，需要在旋翼减速到一定转速时锁定主旋翼。为了实现旋翼的锁定，之前的研究提出过两种机构，分别为专利号为CN201110067171.2，名称为《一种对接式旋翼旋转定位锁放装置》的中国专利以及专利号为CN201110067172.7，名称为《一种伸缩式旋翼旋转定位锁放装置》的中国专利。这两种机构在小型旋转机翼飞机中应用较好，但经过多年研究，目前在着手设计大中型旋转机翼无人机时，申请人在实际研究过程中遇到以下问题：

专利《一种对接式旋翼旋转定位锁放装置》只能在旋翼接近停转时锁定主旋翼，要求锁定转速很低，而旋转机翼飞机的转换飞行阶段，若不给旋翼提供额外阻力，仅靠空气阻力降低旋翼转速，会耗费较长时间，不利于旋转机翼飞机快速完成直升机模式向固定翼模式转换。而专利《一种伸缩式旋翼旋转定位锁放装置》虽然由于拉簧的作用转子与挡杆接触时不会产生冲击力，但是根据能量守恒原理，转子回转并停止时的冲击力很大，还是会对锁定机构造成损伤。

如图15所示，本实施例中的旋转机翼飞机的主旋翼柔和锁定装置包括约束组件、摩擦减速组件、弹性压缩部件和制动部件。

所述约束组件包括固定在主旋翼转轴上的下固定座1208、套在主旋翼转轴上的上锁定套1205以及处于主旋翼转轴与上锁定套之间弹性部件。

所述弹性部件采用扭簧或卷簧，一端连接在上锁定套1205上，另一端连接在下固定座1208上或主旋翼转轴上。当下固定座1208随主旋翼转轴旋转时，通过所述弹性部件能够带动上锁定套1205同步旋转。

所述上锁定套1205上具有与制动部件配合的结构，能够在制动部件作用下停止转动；本实施例中，上锁定套中与制动部件配合的结构为上锁定套壁面上的轴向条形孔；本实施例中制动部件采用由舵机驱动的推杆，推杆根部具有弹簧，当舵机得到驱动推杆执行制动运动的指令后，舵机执行部件运动设定行程，使推杆头部与上锁定套壁面接触，并且使弹簧压缩，且接触部位的轴向位置处于上锁定套壁面轴向条形孔的轴向范围内；当上锁定套1205转动到轴向条形孔位置与推杆头部重合后，推杆继续被根部弹簧驱动插入上锁定套壁面轴向条形孔中，使上锁定套1205停止转动。此时，可以通过设计使推杆被根部弹簧驱动插入上锁定套壁面轴向条形孔中的深度受到限制，不使推杆头部与主旋翼转轴表面接触，避免此时直接插入主旋翼转轴上的轴向条形孔中；或者通过对主旋翼转轴上轴向条形孔宽度与推杆头部的尺寸配合设计，使得当推杆插入上锁定套壁面轴向条形孔，使上锁定套1205停止转动时，主旋翼转轴已经相对上锁定套有了一定转动，此时推杆已经插入不进主旋翼转轴上的轴向条形孔中，而是在主旋翼转轴表面接触。

当上锁定套停止转动，下固定座随主旋翼转轴继续正向转动时，下固定座能够驱动上锁定套沿主旋翼转轴轴向运动。本实施例中是通过下固定座1208上端与所述上锁定套1205下端的螺旋斜面配合方式实现的。并且处于下固定座与上锁定套之间的弹性部件会对主旋翼转轴的旋转运动产生一定的阻力。

所述摩擦减速组件包括上摩擦盘1203、套在主旋翼转轴上的下摩擦盘1209。所述上摩擦盘1203通过单向轴承1202套装在主旋翼转轴上，当主旋翼转轴正向转动时，能够通过单向轴承1202带动上摩擦盘1203转动，而主旋翼转轴反向转动时，上摩擦盘1203不阻碍主旋翼转轴的反向转动。

所述下摩擦盘1209下段具有圆柱套筒结构；圆柱套筒结构与上锁定套1205同轴嵌套配合，圆柱套筒结构侧壁上具有沿轴向的条形孔，上锁定套1205壁面上固定有滑动销，滑动销与下摩擦盘1209的轴向条形孔配合，能够防止下摩擦盘1209与上锁定套1205相对转动，且下摩擦盘1209能够相对上锁定套1205在设定范围内轴向运动。

弹性压缩部件套在下摩擦盘圆柱套筒结构上，两端分别连接下摩擦盘的盘背面与上锁定套端面；当上锁定套1205被下固定座1208驱动沿主旋翼转轴轴向运动时，能够通过弹性压缩部件驱动下摩擦盘盘面与上摩擦盘盘面接触，且随着上锁定套1205上升高度越大，弹性压缩部件压力越大，摩擦减速组件产生的主旋翼转轴旋转阻力越大，从而能较快的使主旋翼转轴减速至停止。

这里我们限定所述弹性压缩部件从自由状态到最小不可压状态的轴向变化尺寸不大于所述上锁定套的最大轴向上升距离；这样能够确保上锁定套在上升到最高位置前，就能给摩擦减速组件提供最大的压力，使主旋翼停转。

当主旋翼转轴停止正向转动后，处于下固定座与上锁定套之间的弹性部件会产生使主旋翼转轴反向运动的驱动力矩，而套在下摩擦盘圆柱套筒结构上的弹性压缩部件也会通过对上锁定套1205的压力进而利用螺旋斜面产生使主旋翼转轴反向运动的驱动力矩；由于上摩擦盘1203是通过单向轴承1202套装在主旋翼转轴上的，所以摩擦力不会阻碍主旋翼转轴反向，因此在反向运动的驱动力矩作用下，主旋翼转轴会反向旋转。

所述主旋翼转轴上具有与制动部件配合的结构；本实施例中，主旋翼转轴上具与制动部件配合的结构为主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔，且当上锁定套与下固定座贴合时，上锁定套壁面上的轴向条形孔与主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔在周向上重合，在轴向上至少部分重合。这样，当主旋翼转轴反向旋转至使上锁定套与下固定座贴合时，推杆会继续被根部弹簧驱动插入主旋翼转轴壁面的轴向条形孔中，主旋翼转轴在指定位置锁定。

本实施例中所述弹性压缩部件采用压缩弹簧或橡胶弹簧；而所述下摩擦盘与上摩擦盘的摩擦部件采用盘式石棉纤维摩擦盘、半金属摩擦盘或碳纤维摩擦盘。

这里提出的旋转机翼飞机主旋翼柔和锁定装置，其主要思路是通过上锁定套与固定在主旋翼转轴上的下固定套之间的相对滑动来延长旋翼从开始锁定到停止转动的时间，以减小冲击载荷，并且开始锁定后旋翼的旋转阻力随着上锁定套与下固定套之间的旋转角度增大而增大，将旋翼旋转的机械能转换为其他形式的能量耗散；主旋翼旋转的阻力方向可控，在主旋翼停止正向转动被拉回设定的锁定位置过程中不会受到摩擦盘的阻力。而且尽管延长了旋翼从开始锁定到停止转动的时间，但对于整个转换飞行阶段而言，从旋翼卸载到停转的总时间却大大缩短了。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (13)

1.一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，包括一个具有纵向轴线的机身、安装在机身中部上方的旋转机翼、安装在机身前部的鸭翼和安装在机身后部的尾翼，安装在机身内部的动力系统；

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的垂尾通过某些方式提供偏航的操纵和/或配平力矩；

旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段由动力系统驱动提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的旋转机翼垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力；

其特征在于：还包括安装在机身尾部的尾桨与推进共用系统；

所述尾桨与推进共用系统包括由动力系统驱动的变距螺旋桨和转换机构；

所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。

2.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述转换机构包括传动输入轴、动力换向传动机构、动力输出轴和转换控制机构；所述传动输入轴与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴与动力输出轴之间的功率传递，且传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴将功率输出到变距螺旋桨上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。

3.根据权利要求2所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮、传动锥齿轮、输出锥齿轮和转轴；

输入锥齿轮与传动锥齿轮啮合，输出锥齿轮与传动锥齿轮啮合；传动锥齿轮同轴套在转轴上，并在转轴上轴向限位；

所述转换控制机构包括转换摇臂和舵机；所述转换摇臂也套在转轴上，并能够在舵机驱动下绕转轴轴线转动；

所述传动输入轴穿过安装架侧面后与输入锥齿轮同轴固定连接，所述安装架相对机身位置固定；所述动力输出轴穿过转换摇臂侧面后与输出锥齿轮同轴固定连接，当转换摇臂绕转轴轴线转动时，能够带动动力输出轴同步移动。

4.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：安装在机身内部的动力系统采用多输入多输出动力系统；

所述多输入多输出动力系统包括在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为变距螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到变距螺旋桨的后传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构；

在所述后传动机构中，具有后减速机构用于将主动力源的输出功率传递给变距螺旋桨；在所述主传动机构中，具有主减速机构用于将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼，所述主减速机构具有从主动力源一侧输入功率的第一输入轴和从辅动力源一侧输入功率的第二输入轴；后减速机构的某一从动轮与主减速机构的第一输入轴之间的传动系统中安装有离合器，用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递；在后减速机构的所述从动轮与所述离合器之间安装有超越离合器；所述超越离合器能够实现从所述从动轮向所述第一输入轴传动，而不从所述第一输入轴向所述从动轮传动。

5.根据权利要求4所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；当辅动力源为电动机时，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值，当辅动力源为油动发动机时，辅动力源采用经济油耗功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率差值的油动发动机。

6.根据权利要求1或4所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼采用四桨叶旋转机翼，包括一对主桨叶和一对副桨叶；所述主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；所述副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上。

7.根据权利要求6所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主桨叶的桨叶平面形状参数与副桨叶的桨叶平面形状参数采用以下优化过程确定：以桨叶平面形状参数为优化变量，以主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小为优化目标，以主桨叶与与副桨叶的最大拉力之和满足总的旋转机翼拉力要求为约束条件，优化确定桨叶平面形状参数；所述桨叶平面形状参数包括桨叶弦长和桨叶半径。

8.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：在双桨叶旋转机翼两侧机翼翼根内安装滑动顶块，且每一侧机翼与旋转桨毂连接结构的前后两侧均安装有滑动顶块；两侧机翼与旋转桨毂连接结构采用垂直于机翼平面的转轴连接，左右两侧机翼能够相对各自的连接转轴转动；

滑动顶块的安装方向垂直于机翼剖面方向，且能够在驱动机构作用下，沿机翼展向直线运动；左右两侧机翼翼根内安装的滑动顶块位置相对布置，且滑动顶块端面采用圆弧面。

9.根据权利要求6所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：在四桨叶旋转机翼中的主桨叶的两侧机翼翼根内安装滑动顶块，且每一侧机翼与旋转桨毂连接结构的前后两侧均安装有滑动顶块；两侧机翼与旋转桨毂连接结构采用垂直于机翼平面的转轴连接，左右两侧机翼能够相对各自的连接转轴转动；

滑动顶块的安装方向垂直于机翼剖面方向，且能够在驱动机构作用下，沿机翼展向直线运动；左右两侧机翼翼根内安装的滑动顶块位置相对布置，且滑动顶块端面采用圆弧面。

10.根据权利要求1或8或9所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼中主旋翼转轴的锁定装置包括约束组件、摩擦减速组件、弹性压缩部件和制动部件；

所述约束组件包括固定在主旋翼转轴上的下固定座、套在主旋翼转轴上的上锁定套以及处于主旋翼转轴与上锁定套之间弹性部件；下固定座与上锁定套之间采用螺旋斜面配合；所述下固定座随主旋翼旋转，且主旋翼转轴旋转时能够通过弹性部件带动上锁定套同步旋转；所述上锁定套上具有与制动部件配合的结构，能够在制动部件作用下停止转动；当上锁定套停止转动，下固定座继续正向转动时，下固定座能够驱动上锁定套沿主旋翼转轴轴向运动；

所述摩擦减速组件包括上摩擦盘、套在主旋翼转轴上的下摩擦盘；所述上摩擦盘通过单向轴承套装在主旋翼转轴上，当主旋翼转轴正向转动时，能够通过单向轴承带动上摩擦盘转动；

下摩擦盘与上锁定套之间具有弹性压缩部件，当上锁定套被下固定座驱动沿主旋翼转轴轴向运动时，能够通过弹性压缩部件驱动下摩擦盘与上摩擦盘接触并使主旋翼转轴减速至停止；且上锁定套与下摩擦盘之间有结构约束，使其能够轴向相对移动但不能相对转动；

所述主旋翼转轴上具有与制动部件配合的结构；当主旋翼转轴减速至停止后，所述弹性部件能够带动主旋翼转轴反向旋转，并在主旋翼转轴转至设定位置时，制动部件将主旋翼转轴位置锁定。

11.根据权利要求10所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：上锁定套上与制动部件配合的结构为上锁定套壁面上的轴向条形孔；主旋翼转轴上与制动部件配合的结构为主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔；当上锁定套与下固定座贴合时，上锁定套壁面上的轴向条形孔与主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔在周向上重合，在轴向上至少部分重合。

12.一种权利要求4所述垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：按照不同阶段，采用相应的控制策略：

1)、动力系统启动阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动主动力源和辅动力源；主动力源和辅动力源按照定转速模式进行控制，直至各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中主动力源以及辅动力源的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求；

2)、旋翼起飞阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定较高的旋翼转速或螺旋桨转速，并采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，达到设定的旋翼转速或螺旋桨转速并稳定后，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时以机身航向稳定为目标，飞行控制系统调整螺旋桨桨距以平衡旋翼反扭矩；

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构带动螺旋桨轴线向后逐渐偏转至螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，偏转过程中，飞行控制系统调整螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力产生前飞速度，并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，且螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；同时飞行控制系统采用定高控制，通过控制旋翼总距，保持飞行高度稳定；并且飞行控制系统采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼；

4)、固定翼飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；所述离合器保持断开，只通过主动力源驱动螺旋桨；

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：所述离合器保持断开，飞行控制系统控制转换机构逐渐将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向偏转到与机身纵向对称面垂直方向，同时旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，使旋翼开始旋转；螺旋桨轴线偏转过程中，保持主动力源转速并调节螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合；

当螺旋桨轴线偏转到与机身纵向对称面垂直方向后，采用定高控制，逐渐增大旋翼总距，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定；

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定，同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭主动力源和辅动力源。

13.根据权利要求12所述一种垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：

在固定翼飞行阶段，当飞行速度大于某一设定速度后，飞控系统根据速度以及高度，得到对应的后掠角，并转换为对滑动顶块的驱动量，控制旋转机翼前侧的滑动顶块继续伸长，而旋转机翼后侧的滑动顶块则同步缩回，使左右两侧机翼相对机身纵向对称面对称运动，形成所需后掠角；所述设定速度随飞行高度而变化。