CN102107733A

CN102107733A - 仿生飞行器

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Publication number: CN102107733A
Application number: CN2009102276157A
Authority: CN
Inventors: 姚金玉
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2009-12-23
Filing date: 2009-12-23
Publication date: 2011-06-29
Anticipated expiration: 2029-12-23
Also published as: CN102107733B

Abstract

本发明仿生飞行器，在机体(1)的上方，左右对称装配串联式平行四边形可伸缩主翼(2、3)，机体(1)的后方装配双向并联式平行四边可收展平尾翼(4)，机体(1)的下方装配成三点布置的起落架减振器(40、41、42)，起落架轮(5、6、7)分别装配在减振器(40、41、42)的一端，驾驶仓(8)、安全伞仓(9)装配在机体(1)上方，驾驶仓(8)在安全伞仓(9)之前，固体火箭助飞器(10)装配在机体(1)的下方重心位置，其中轴线与机体(1)的中轴线向下成10-15度夹角。喷口朝向后下方，机头(11)装配在机体(11)的前面，动力传动机构，操纵系统装配在机体(1)内。本发明由于采用仿生技术，故而飞行器可模拟鸟的各种飞行姿态，可调幅、调频的传动机构，有利于飞行器的起、降、飞行，采用人机混合动力，无污染，主翼良好的折叠性，便与运输，可用作体育、逃生、滑降、巡逻等。

Description

仿生飞行器

一、所属技术领域

本发明是涉及航空领域的仿生飞行器。

二、技术背景

向鸟一样在天空自由飞翔，是人类自古以来的追求，相传古代我国建筑业的祖师鲁班曾做一木竹结构的木鸟，能在天空连续飞上三天。西汉名将韩信曾利用飞筝做过载人飞行。近代德国的工程师李林塔尔设计制作的无绳风筝——滑翔机，曾成功的进行过多次载人飞行。随着人类科技的进步，公元1903年美国的莱特兄弟，在滑翔机上装上内燃发动机，用螺旋浆推进的方式成功的进行了载人飞行，进而开创了人类飞行的新记元。

自从莱特兄弟的飞机成功试飞以来的近百年，各式飞机已发展成样式各异，品种繁多的大家族，有亚音速、超音速的固定翼飞机，直升机，但都存在着不同的缺点，如固定翼飞机需要较长的跑道，起降时较易发生事故，直升机不能滑翔，一旦发生空中停车，后果是十分严重的。再者，这些飞机都造价昂贵，耗能大，污染大，不能满足热爱追求自由飞行者的需求。为此热爱航空者一直希望能够设计出结构简单，效率较高，环保节能，小型轻便，安全可靠，操作性能好，且价格低廉的飞行器。经过人类长期不断的对于飞鸟的飞行深入研究，认识到仿照鸟类的气动结构进行扑翼飞行，可实现上述技术指标要求，因而设计扑翼飞行器成为现代人们的首选。

到目前为止，人们已设计出多种扑翼飞行器，但能够升空飞行的不过是一些设计较好的模型，留空时间也较短，只能飞行几分钟，而能够载人的扑翼飞行器至今并没有出现于蓝天，究其原因是：有的载人扑翼飞行器，传动系统设计的过于简单，如用手臂带动扑翼，显然人手臂的力是不够的，有的载人扑翼飞行器的传动系统是采用曲轴连杆机构，致使羽翼上下扑动的幅度频率恒定不变，所产生的升力较小，有的扑翼飞行器的设计，为了模仿鸟类的飞行动作，过多的采用连杆，液压装置，电磁阀以及各类型的齿轮，使结构过于繁杂，故障点增多，同时也较大的增加了飞行器的重量。

有的扑翼飞行器用驾驶员移动身体来调整飞行器的重心，来改变飞行姿态显得笨拙。除此之外大多数的扑翼飞行器的主翼及尾翼不能伸展、收缩，飞行中的姿态不好控制。

三、发明内容：

本发明在设计上克服了上述缺点，提供了一种结构简单，轻巧灵活，具有良好的起降滑翔性能，操作方便，造价低廉，安全环保的仿生飞行器，并改变了常见的曲轴连杆的传动设计，而采用的是可调幅、调频的传动设计。

本发明的结构如图1所示，包括有机体(1)、主翼(2、3)、尾翼(4)、机头(11)、起落架轮(5、6、7)、起落架减振器(40、41、42)、驾驶仓(8)、安全伞仓(9)、固体火箭助飞器(10)以及动力传动机构，操纵系统，本发明的特点是：

1、由于采用仿生技术，故而飞行器可模拟鸟的各种飞行姿态。

2、机体及零部件多采用镁铝合金、碳纤维复合材料，从而有效的减轻了飞行器的重量，更有利于飞行。

3、主翼迎角、翼尖的可控性，可使飞行姿态的改变迅速敏捷。

4、主翼扑动的急回特性，使飞行的气动格局更加合理。

5、主翼扑动的幅度、频率的可调性，更有利于飞行器的起飞、巡航、滑翔及降落。

6、主翼的可折叠性以及短距起降性，不需特殊的起降场地，可在较小的场地停放。

7、采用人机混合动力，噪音小，无污染。

8、机体携带伞具，能有效的保证驾驶员、飞行器的安全。

9、可用作航空体育运动，森林火险预警、野生动物保护、海上舰船遇险逃生、查巡线路、城市空中巡逻、边防巡逻。

10、可用作空降兵滑降，由于滑降较伞降机动灵活，并在滑降过程中有一定的自卫能力。可减少空降兵在对手上空留空时的消耗。

11、可用作交通工具，减少地面交通的压力。

四、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是本发明仿生飞行器的结构示意图。

图2是本发明的动力传动机构示意图。

图3-1是操纵系统示意图。

图3-2是本发明并联式平行四边形平尾常态示意图。

图3-3是图3-2的展开示意图。

图4-1是串联式平行四边形主翼骨架装上翼羽的展开示意图。

图4-2是图4-1去掉翼羽后的主翼骨架收合示意图。

图5-1是本发明采用的并联式平行四边形主翼骨架装上翼羽后的展开示意图。

图5-2是图5-1去掉羽毛，而保留羽骨的主翼骨架收合示意图。

图6-1是本发明所采用的折扇式主翼展开示意图。

图6-2是图6-1所示主翼收合示意图。

图7-1是本发明仿生飞行器第二个实施例的俯视图。

图7-2是图7-1的A-A剖视图。

图8是本发明第二个实施例的主视图。

图9是第二实施例的左视图。

图10是仿生飞行器第三个施例的俯视图。

图11是第三个实施例的主视图。

图12是第三个实施例的左视图。

图13是本发明的电路图。

五、具体实施方式

实施例1：本发明结构如图1所示，在机体(1)的上方，左右对称装配串联式平行四边形可伸缩主翼(2、3)，在机体(1)的后方装配双向并联式平行四边形可收展平尾翼(4)，在机体(1)的下方装配成三点布置的起落架减振器(40、41、42)、起落架轮(5、6、7)分别装配在减振器(40、41、42)的一端，驾驶仓(8)、安全伞仓(9)，装配在机体(1)的上方，驾驶仓(8)在安全伞仓(9)之前，固体火箭助飞器(10)装配在机体(1)的下方重心位置，其轴线在机体(1)的中轴线下成10～15度夹角，喷口朝向后下方，机头(11)装配在机体(1)的前面，传动机构、操纵系统装配在机体(1)之内。

上述左右对称串联式平行四边形可伸缩主翼(2、3)，因其结构相同对称，以右主翼(2)为例进行说明，图4-1为装配翼羽的主翼展开示意图，图4-2为主翼的骨架收合示意图。主翼骨架主要由长短不同，有一定挠度，横截面积递减的杆件互相连接组成。杆件装配羽片之处，有装配孔，用以杆件、翼羽的装配。

其中杆件(91)与杆件(95、98、100)平行装配、杆件(96)与杆件(97、101、99)平行装配，杆件(96)分别与杆件(95、98)连接，杆件(97)分别与杆件(91、95、98)连接，杆件(97)的下端与弹簧(102)连接，弹簧(102)的另一端与杆件(99)连接，通过上述连接，而形成了三个串联起来的可伸缩连动的平行四边形主翼(2)骨架。杆件(91)带活节的一端与杆(89)的一端连接，杆件(89)的另一端固装在主翼骨架托板(120)上，主翼托板轴(173)与摆杆(32)外端装配孔配合成转动副、托板(120)与摆杆(32)之间有受电磁控制线圈(225)控制往复运动的楔形块，用来调整主翼面的迎角。杆件(95)带活节的一端与杆件(93)的一端连接，杆件(93)带活节的一端与杆件(88)的一端连接，杆件(88)的弯头装配在主翼伸缩导槽(39)内，活节装有压簧(90、92、94)。

杆件(101)与杆件(100)连接，与杆件(98、99)形成了一个相对独立的运动体系，用来控制主翼尖的角度变化，尖羽(106、107、108)的羽骨分别与杆件(99、121)连接，通过杆件(122)拉动连杆(123)控制尖羽伸缩运动。主翼羽(109、110、111、112、113、114、115、116、117、118、119)，分别相互平行依次叠压的装配在杆件(100、98、91、93、95)上，杆件(104、105)一端连接，另一端与杆件(91、99)连接，用来加强主翼，并方便装配蒙皮。羽骨、主翼骨架采用铝镁合金或碳素纤维复合材料。翼羽采用高分子材料，与羽骨热压合或粘合而成，翼羽上压制成人字型槽沟。主翼蒙皮采用高分子布料或高分子薄膜，分片包蒙，包蒙后应不影响主翼的伸缩运动，主翼面的形状上凸下凹，其剖面形状见于图7-2A-A剖。

上述主翼也可采用并联式平行四边形可伸缩主翼，仍以右主翼为例，图5-1是该型主翼骨架装配了翼羽的伸展状态示意图，图5-2是图5-1所示主翼去掉羽片，保留羽骨的主翼骨架收合状态示意图。

该型主翼骨架由杆件(124、126、132)，通过活节(125、130)相连，组成并联式平行四边形可伸缩主翼骨架的一边，并与杆件(139、128)通过活节(138)相连接，弹簧(136)的两端分别与杆件(128、137)相连接，组成的另一边平行装配，杆件(127、129、131、133)相互平行的装配在上述两个互相平行的组合杆件上。杆件(124)的一端固装在主翼骨架托板(120)上，杆件(139)上的导向销(140)装配在导向槽(121)内，杆件(139)的弯头装配在主翼伸缩导槽(39)内。主翼羽(144、145、146、147、148、149、150)的羽骨也相互平行的装配在上述两个组合杆件上，羽翼依次叠压，翼尖羽(141、142、143)的羽骨相互平行的装配在杆件(133、134)上。连动杆件(135)的两端分别与杆件(133、134)连接，(151、152、153、154、155、156、157、158、159、160)表示羽骨。

上述主翼还可采用的折扇式，图6-1为该型主翼展开示意图，图6-2为该型主翼折叠示意图。

杆件(163)的活节(171)与弯杆(164)的粗端连接，杆件(170)的活节(172)与弯杆件(165)的粗端连接，活节(171、172)中装配有复位弹簧，图中杆件之间垂直线为加强筋，杆件(163、170)的另一端有装配孔，它们同杆件(166、167、168、169)有装配孔的一端共同装配在轴(162)上，构成转动副。上述各杆件热压或粘合成6个单翼，且翼面依次叠压，当主翼上举时各叠压翼面在气流的作用下张开，减小翼面阻力。当主翼向下运动时，各翼面压紧，阻止气流通过，阻力增大，即主翼的举力增大，使飞行器获得一个向上的举起力，当举起力大于重力时飞行器上升，杆件(164、165)上举时在气流的作用下向下扭转，减小翼面上举阻力。主翼面积、角度的变化以及折叠由推拉杆件(161)来实现，其它与上述两型主翼相同。

此形主翼的设计，由于有较好的折叠性，占用空间少，可用作空降兵滑降，海难救生飞行器的首选翼形，歼击机若采用此型机翼，在逃避对手导弹的攻击方面应有较好的作用。

上述尾翼(4)如图3-2、3-3所示，图3-2是尾翼(4)的收合状态示意图，图3-3是尾翼(4)的展开示意图。

尾翼(4)由杆件(173、174、175、176、177、77、78)装配成两个并联的同时可向左右两边平行运动的平行四边形骨架，在骨架上装配与杆件(176、177、77、78)相互平行的尾翼羽(81、82、86、87)，尾翼羽(83、84、85)的羽骨大端装配在杆件(173)的中间位置，其中尾翼羽(83、85)在连杆(79、80)的控制下可绕装配点左右运动，中间翼羽(84)固定不运动，尾翼羽之间依次叠压、尾翼(4)的伸合运动受杆件(65、75、76)所组成的构件控制。

上述尾翼也可采用直尾翼方向舵，水平尾翼升降舵，如图7-1所示水平尾翼(178、179)升降舵(180、181)。图8所示垂直尾翼(182)方向舵(183)。

上述操纵系统如图3-1所示，包括有主翼操纵手柄(51)、尾翼操纵手柄(52)、左右舵机脚蹬(53、54)、主翼操纵拨杆(55)、拨叉(56)、左右主翼(2、3)翼面角控制拉杆(57、61)、力变向弯板(58、62)、杆件(63、59)、杆件弯头(60、64)、尾翼(4)推拉杆(65)、尾翼(4)转动操纵杆(66)，尾翼左右舵机操纵杆件(67、68)、力变向弯板(69、70)、连杆(71、72)、尾翼(4)翼面扭动板(73)、三角形尾翼架(74)、尾翼(4)收展运动连杆(75、76)。

当主翼操纵手柄(51)置于中间位置时，主翼(2、3)的操纵拨杆(55)，使拨叉(56)同时卡住杆件弯头(60、64)，可通过推拉手柄(51)同时控主翼(2、3)的翼尖角的变化，当手柄(51)置于左侧位置，则拨叉(56)左移与杆件弯头(64)脱离，此时推拉手柄(51)、只控制主翼(2)的翼尖角度的变化，同样道理当手柄置于右侧位置时，只能控制主翼(3)的翼尖角度变化。推拉摆动尾翼操纵手柄(52)可控制尾翼(4)的左右开合、上下摆动。踏动左右舵机(53、54)可控制尾翼(4)上下扭动改变尾翼(4)翼面与水平面的夹角，配合左右主翼(2、3)的翼尖角的变化，使仿生飞行器转向。

当采用垂直尾翼水平尾翼升降结构时，只需改动，加长上述操纵系统的一些杆件，与垂直方向舵(183)水平升降舵(180、181)相连接，具体操作参照现有的实例，说明略。

上述动力传动机构如图2所示，该机构包括脚踏(13、14)、主动齿轮(16)、被动齿轮(17)、套筒滚子链(18)、主动伞齿轮(19)、主动伞齿轮轴(25)、被动伞齿轮(20)、被动伞齿轮轴(184)、一级离合器(21)、动力机轴(185)、动力机(12)、动力机轴(186)、二级离合器(22)、变速器动力输入轴(187)、变速器(23)、变速器动力输出轴(26)、摆杆支架(27)、贯性圆盘(47)、调幅器(28)、调幅器滑块(188)、调幅器可调偏心轴(48)，左右摆杆轴(29、30)、左摆杆(31)、右摆杆(32)、拨叉(33)、摆杆调力矩滑块(34)、滑块弹簧(35)、左右摆杆限位卡(36、37)，左右主翼伸缩导槽(38、39)、连接螺栓(45、46)、轴承座(49、50)。其中动力机(12)首选永久强磁直流有刷电动机，采用抱闸方式固定，当单独用人力提供动力时，松开抱闸，合上离合器(21、22)断开电源，此时电动机的定子随转子在人力的驱动下同时转动，可增大轴(185、186)的转动惯量，单独由电动机提供动力时，松开离合器(21)，合上抱闸，接通电源，合上离合器(22)，当人机混合提供动力时，合上离合器(21、22)，合上抱闸，接通电源。动力机(12)，也可选活塞式航空发动机，此时可去掉包括离合器(21)、脚蹬(13、14)之间的零件，若去掉一级离合器(21)、动力机(12)、二级离合器(22)、变速器(23)则成为人力仿生飞行器。

调幅器的偏心轴(48)的偏心距有三个可调位置，用于调整、改变、摆杆(31、32)的摆动幅度，偏心轴(48)的三个不同可调位置，分别用于飞行器起飞、巡航飞行及滑翔，调幅器(28)装配在惯性盘(47)上，按顺时针旋转，此旋转方向可使摆杆(31、32)上装配的主翼(2、3)向上运动的频率大于向下运动的频率。这是由偏心轴(48)与拨叉(33)配合成滑动副的运动特性决定的，主翼的这种运动方式附合大型鸟(鹰雕)类的翅膀的扇动规律。

上述摆杆(32)、拨叉(33)用螺栓(45、46)固装在一起，装配在轴(30)上构成转动副。摆杆(31)与轴(29)配合成转动副，摆杆(31)内端的滑槽与滑块(34)配合成滑动副，复位弹簧一端与滑块(34)连接，另一端固定在摆杆(31)上，摆杆(32)内端的U形通槽与滑块(34)上的销配合成转动副，并通过此配合使摆杆(32)、摆杆(31)连动。滑块(34)与U形槽配合可调整摆杆的力矩，摆杆(31、32)外端的装配孔与主翼托板轴配合成转动副，摆杆(31、32)的外端的档块与主翼托板间装配有楔形块，用来限制或改变。

图16是本发明仿生飞行器的主要电气元件的电路图。图中有锂离子电瓶(217)、火箭点火线圈(218)、电压表(219)、电流表(220)、可变电阻器(221)、永久强磁电动机(222)、电解电容器(223)、射伞控制线圈(224)、楔形块运动控制线圈(225、226)、联动换向开关(227、228)、开关(229、230、231、232)。

本发明驾驶仓内还设计安装有高度仪、航速仪、转速表、航程表、GPS、无线通讯器材、弹射座椅等。

本发明的起飞方式采用火箭助飞方式，或弹射、牵引方式，或顺坡滑行加速方式。

本发明适宜在无风或微风的无雨天气状况下进行飞行。

驾驶员要佩带安全头盔和降落伞。

起飞前要对飞行器的状态、电路(或油路)进行检查。本发明可模仿大型鸟(鹰雕)类的各种飞行动作，是一种新概念的飞行器，需要驾驶人员认真训练，掌握飞行技巧，才能达到向鸟一样自由翱翔于蓝天。

实施例2：图7、图8、图9所示的是本实施例的三视图，图8是主视图，图7是俯视图，图9是左视图，本实施例是在实施例1所述的仿生飞行器的重心上方增加装配一个固定机翼；三角翼(或矩形翼)，平尾翼(4)改装成垂直尾翼(182)、水平尾翼(178、179)组合的尾翼，方向舵(183)、升降舵(180、181)。

三角形固定机翼(189)与机体(1)之间用杆件(190、191、192、193)固定装配，拉索(196、197、200、201)的一端，共同固装在支撑杆(194)的上端，另一端分别固装于三角形固定机翼(189)的三个角的上面和一个边的中间位置的上面，拉索(192、193、199、202)的一端分别固定在三角形固定机翼(189)下面和一个边的中间位置的下面，另一端分别固定在机体(1)上。三角形固定机翼上可装配太阳能电池板，给飞行器提供能量，用于高空无人驾驶长时间作业、延长续航时间，若出于抗风性的要求，三角形机翼也可设计为折叠型。

本实施例飞行器的大部分浮力由三角翼来承担，主翼(2、3)除承担一部分浮力外，主要是提供飞行动力及飞行姿态的控制。由于本实施例的气动布局和气动特性，飞行器的飞行更加平稳舒适，安全可靠，节能降耗。

其它与实施例1相同。

实施例3、图10、图11、图12所示的是本实施例的三视图。图11是主视图，图10是俯视图，图12是左视图。本实施例是把实施例2机体(1)上方固装的三角翼改装成两个形状、容积、重量均相等的鱼鹰船式左右对称布置的流线型气囊。气囊内用大小不等的铝镁合金或碳素纤维做成的圆环骨架支撑，每个气囊下各有一纵向开口，每个气囊下端开口处各有一组燃气喷嘴向气囊充填热气；或使用密封气囊，向内填装氦气，给飞行器提供部分升力，另一部分升力由主翼(2、3)提供，飞行器不载重时轻于空气，载重时略重于空气，飞行器的推力由主翼(2、3)提供。如图10、图11、图12所示，在机体(1)的前方中心位置固装杆件(207)、尾部固装杆件(208)，此两杆件上分别固装有横杆(205、206)、杆件(205)的两端安装有圆孤托架(209、212)、尾龙带(210、211)分别将气囊的前端固定在圆孤托架(209、212)上，尼龙带(215、216)分别把气囊尾端固定在横杆件(206)的两端，使机体(1)悬挂在气囊(203、204)的下面，并使机体(1)的重心与两气囊(203、204)共同形成的重心上下重合。拉索(214、213)的两端分别固定在横梁(205)的两端和机体(1)上。

本实施例的特点是：

1、不需起降跑道，可垂直起降。

2、安全性好，在失去动力的情况下可向降落伞一样降落。

3、航速低，适用于初学飞行者或航空运动爱好者。

4、适宜在无风或风力较小的天气状况下飞行。

5、由于气囊的对称布置，可使飞行转向灵活。

6、不需任何助飞设备，可直接扑动主翼升起。

7、为了确保安全，飞行人员要佩带头盔、降落伞。

Claims

1.一种仿生飞行器，包括有机体(1)、主翼(2、3)、尾翼(4)、机头(11)、起落架轮(5、6、7)、起落架减振器(40、41、42)、驾驶仓(8)、安全伞仓(9)、固体火箭助飞器(10)以及动力传动机构，操纵系统，其特征是在机体(1)的上方左右对称装配串联式平行四边形可仲缩主翼(2、3)，机体(1)的后方装配双向并联式平行四边形可收展平尾翼(4)，机体(1)的下方装配成三点布置的起落架减振器(40、41、42)，起落架轮(5、6、7)分别装配在减振器(40、41、42)的一端，驾驶仓(8)、安全伞仓(9)装配在机体(1)的上方，驾驶仓(8)在安全伞仓(9)之前，固体火箭助飞器(10)装配在机体(1)的下方重心位置，其轴线与机体(1)的中轴线下成10～15度夹角，喷口朝向后下方，机头(11)装配在机体(1)的前面，动力传动机构，操纵系统装配在机体(1)内。

2.根据权利要求1所述的仿生飞行器，其特征是上述左右对称串联式平行四边形可伸缩主翼(2、3)的骨架，由长短不同，有一定挠度，横截面积递减的杆件互相连接组成，其中杆件(91)与杆件(95、98、100)平行装配，杆件(96)与杆件(97、101、99)平行装配，杆件(96)分别与杆件(95、98)连接，杆件(97)分别与杆件(91、95、98)连接，杆件(97)的下端与弹簧(102)连接，弹簧(102)的另一端与杆件(99)连接，杆件(91)带活节的一端与杆件(89)的一端连接，杆件(89)的另一端固装在主翼骨架托板(120)上，主翼托板轴(173)与摆杆(32)外端装配孔配成转动副，托板(120)与摆杆(32)之间有受电磁线圈控制往复运动的楔形块，杆件(95)带活节的一端与杆件(93)的一端连接，杆件(93)带活节的一端与杆件(88)的一端连接，杆件(88)上固装的导向销(103)装配在导向槽(232)内，杆件(88)的弯头装配在主翼伸缩导槽(39)内，各活节上装配有压簧，杆件(101)与杆件(100)连接与杆件(98、99)形成一个相对独立的运动体系，主翼尖羽(106、107、108)的羽骨分别与杆件(99、121)连接，通过杆件(122)拉动连杆(123)，主翼羽(109、110、111、112、113、114、115、116、117、118、119)分别相互平行，依次叠压的装配在相互平行杆件(100、98、91、93、95)上，杆件(104、105)的一端连接，另一端与杆件(91、99)连接。

3.根据权利要求1所述的仿生飞行器，其特征是上述串联式平行四边形可伸缩主翼(2、3)，还可为并联式平行四边形可伸缩主翼，由杆件(124、126、132)通过活节(125、130)相连接组成并联式平行四边形可伸缩主翼骨架的一边，并与由杆件(139、128)，通过活节(138)相连接、弹簧(136)的两端分别与杆件(128、137)相连，组成的另一边平行装配，杆件(127、129、131、133)相互平行的装配在上述两个相互平行的组合杆件上。主翼羽(144、145、146、147、148、149、150)的羽骨也相互平行的装配在上述两个组合杆件上，且翼羽依次叠压，翼尖羽(141、142、143)的羽骨互相平行的装配在杆件(133、134)上，连动杆件(135)的两端分别与杆件(133、134)连接。

4.根据权利要求2、权利要求3所述的主翼，其特征是上述主翼还可为折扇式主翼，由杆件(163)的活节(171)与弯杆件(164)的粗端连接，杆件(170)的活节(172)与弯杆件(165)的粗端连接，活节(171、172)中装配有复位弹簧，杆件上有加强筋，杆件(163、170)的另一端有装配孔，它们同杆件(166、167、168、169)有装配孔的一端，共同装配在轴(162)上，构成转动副，上述各杆件热压或粘合成6个单翼，翼片依次叠压。推拉杆件(161)与杆件(163)连接。

5.根据权利要求1所述的仿生飞行器，其特征是上述双向并联式平行四边形可收展平尾翼(4)，由杆件(173、174、175、176、177、77、78)装配成两个并联式同时可向左右两边平行运动的平行四边形尾翼骨架，在骨架上装配与杆件(176、177、77、78)相互平行的尾翼羽(81、82、86、87)、尾翼羽(83、84、85)的羽骨大端装配在杆件(173)的中间位置，尾翼羽(83、85)与连杆(79、80)连接，推拉杆(65)与杆件(75、76)连接，杆件(75)与杆件(175)连接、杆件(76)与杆件(174)连接。

6.根据权利要求1所述的仿生飞行器，其特征是上述操纵系统，包括有主翼操纵手柄(51)、尾翼操纵手柄(52)、左右舵机脚蹬(53、54)、主翼操纵拨杆(55)、拨叉(56)、左右主翼(2、3)翼面角控制拉杆(57、61)、力变向弯板(58、62)、杆件(63、59)、杆件弯头(60、64)、尾翼(4)推拉杆(65)、尾翼(4)转动操纵杆(66)，尾翼左右舵机操纵杆件(67、68)、力变向弯板(69、70)、连杆(71、72)、尾翼(4)翼面扭动板(73)、三角形尾翼架(74)、尾翼(4)收展运动连杆(75、76)。

7.根据权利要求1所述的仿尘飞行器，其特征是上述动力传动机构，包括有脚踏(13、14)、主动齿轮(16)、被动齿轮(17)、套筒滚予链(18)、主动伞齿轮(19)一级离合器(21)、动力机轴(185)、动力机(12)、动力机轴(186)、二级离合器(22)、变速器动力输入轴(187)、变速器(23)，变速器动力输出轴(26)，摆杆架(27)，贯性圆盘(47)、调幅器(28)、调幅器滑块(188)、调幅器可调偏心轴(48)、左右摆杆轴(29、30)、左摆杆(31)、右摆杆(32)、拨叉(33)、摆杆调力矩滑块(34)、滑块弹簧(35)、左右摆杆限位卡(36、37)、左右主翼伸缩导槽(38、39)、连接螺栓(45、46)、轴承座(49、50)，上述偏心轴(48)有三个不同的可调位置，摆杆(32)、拨叉(33)用螺栓(45、46)固装在一起，装配在轴(30)上，构成转动副，摆杆(31)与轴(29)配合构成转动副，摆杆(31)内端的滑槽与滑块(34)配合成滑动副，复位弹簧一端与滑块(34)连接，另一端固定在摆杆(31)上、摆杆(32)内端的U形通槽，与滑块(34)上的销配合成转动副，摆杆(31、32)处端的装配孔与主翼托板轴配合成转动副，摆杆(31、32)外端的挡块，与主翼托板间装配有楔形块，其运动受电磁线圈(225、226)控制。

8.根据权利要求1所述的仿生飞行器，其特征是上述机体(1)的重心上方，增加装配一个固定三角翼(或矩形翼)、平尾翼(4)改装成垂直尾翼(182)、水平尾翼(178、179)、方向舵(183)、升降舵(180、181)。

9.根据权利要求8所述的三角翼(或矩形翼)，其特征是上述的三角翼(或矩形翼)也可改装成两个左右对称、形状、容积、重量均相等的流线形气囊，气囊内有圆环支架，气囊内充填氦气。

10.根据权利要求9所述的氦气囊，其特征是上述氦气囊，也可用热气囊，两个热气囊的下方有横向开口，开口下方各有一组燃气喷嘴。