CN106927022B - 基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，包括：机身；固定翼；活动翼组件，活动翼组件包括在展开位置与折叠位置之间可移动的第一活动翼和第二活动翼，飞机起飞时，第一活动翼和第二活动翼处于折叠位置；飞行时，第一活动翼和第二活动翼依靠其气动舵面偏转产生的气动力和力矩及分布式推进系统产生的推力差和力矩偏转移动至展开位置；在巡航结束需要着陆时，第一活动翼和第二活动翼依靠其气动舵面偏转产生的气动力和力矩及分布式推进系统产生的推力差和力矩，偏转移动至折叠位置。根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，无需额外的展开驱动机构，可实现长航时飞行，在起飞或着陆时能够适应不同宽度的跑道。

Description

基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，更具体地，涉及一种基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机。

背景技术

超大展弦比机翼的优点在于可实现较低的巡航诱导阻力，从而在滑翔机、长航时无人机、高空运输载机等方面获得应用。因此，在已有机型的基础上继续增大翼展和展弦比有望进一步改进飞机效率和任务性能。

常规悬臂机翼翼展的增大受机场起降条件、低空不稳定气流、飞机结构强度与刚度、飞机所需机动性能等限制，其增升减阻的潜力尚未完全发挥。为解决这些问题，超大展弦比/翼展飞机的布局，有通过折叠、伸缩、制成、斜拉、双/多机身等方式实现，因此，解决超大展弦比机翼在布局中的实现形式，是高空长航时飞机等机型涉及的重点。

然而，在现有机型基础上继续增大展弦仍存在很多的困难：例如，受跑道宽度、机库条件等限制；常规大展弦比机翼布局机动性较差，转弯半径大，进近需要保持较高航路精度；翼展大，起降阶段需要保持较高姿态精度以免翼尖触地，抗侧风能力交叉，起降对气象条件要求高；翼载较小，翼根结构压力大，低空飞行突风能力差。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机，所述飞机的展弦比大，适应性强。

根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，包括：机身；固定翼，所述固定翼设在所述机身上；活动翼组件，所述活动翼组件设在所述固定翼上且包括在展开位置与折叠位置之间可移动的第一活动翼和第二活动翼，所述第一活动翼和所述第二活动翼上分别设有气动舵面和分布式推进系统，在飞机起飞时，第一活动翼和第二活动翼处于折叠位置，飞机为双翼机构型；在飞机上升至预定高度，第一活动翼和第二活动翼依靠其气动舵面偏转产生的气动力和力矩及分布式推进系统产生的推力差和力矩，偏转移动至展开位置，飞机变为超大展弦比单翼机构型；在巡航结束，飞机着陆时，第一活动翼和第二活动翼依靠其气动舵面偏转产生的气动力和力矩及分布式推进系统产生的推力差和力矩，偏转移动至折叠位置，恢复双翼机构型。

根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，通过在固定翼上设置可以在展开位置和折叠位置移动的第一活动翼和第二活动翼，使飞机在高空飞行时大幅降低巡航阻力，实现长航时飞行，同时使飞机在起飞或着陆时能够适应不同宽度的跑道，并且还可以在较恶劣的气象条件下起降。

根据本发明的一个实施例，在所述展开位置，所述第一活动翼和所述第二活动翼分别沿所述固定翼的展向向外延伸且分别与所述固定翼的两端连接，在所述折叠位置，所述第一活动翼的和所述第二活动翼分别从所述固定翼的上方沿所述固定翼的展向向内延伸并对接。

根据本发明的一个实施例，所述第一活动翼和所述第二活动翼在所述固定翼所在平面的正投影与所述固定翼大致处于同一直线上。

根据本发明的一个实施例，所述固定翼包括位于所述机身一侧的第一固定翼和位于所述机身另一侧的第二固定翼，所述活动翼组件还包括：第一杆臂，所述第一杆臂的第一端与所述第一固定翼可枢转地连接，所述第一杆臂的第二端与所述第一活动翼可枢转地连接；第二杆臂，所述第二杆臂的第一端与所述第二固定翼可枢转地连接，所述第二杆臂的第二端与所述第二活动翼可枢转地连接。

可选地，所述机身的轴线与所述固定翼的轴线垂直分布，所述第一杆臂的第一端和第二端、所述第二杆臂的第一端和第二端的旋转轴线与所述机身的轴线平行。

可选地，所述第一固定翼和所述第一活动翼的至少一个上具有沿其展向延伸的第一滑槽，在所述展开位置，所述第一杆臂的至少一部分位于所述第一滑槽内，所述第二固定翼和所述第二活动翼的至少一个上具有沿其展向延伸的第二滑槽，在所述展开位置，所述第二杆臂的至少一部分位于所述第二滑槽内。

可选地，所述第一滑槽包括形成在所述第一固定翼外端上的第一固定翼滑槽和形成在所述第一活动翼内端的第一活动翼滑槽，所述第二滑槽包括形成在所述第二固定翼外端上的第二固定翼滑槽和形成在所述第二活动翼内端的第二活动翼滑槽。

根据本发明的一个实施例所述分布式推进系统设在所述第一活动翼和所述第二活动翼的朝向机身头部的一侧，所述分布式推进系统包括多个沿所述第一活动翼和所述第二活动翼的展向间隔分布且可转动的螺旋桨或涵道式推进装置或喷气式推进装置。

可选地，所述活动翼组件还包括：用于驱动所述螺旋桨或所述涵道式推进装置转动的发动机或喷气式推进装置，所述发动机与所述机身上的飞行控制系统连接。

根据本发明的一个实施例，所述第一活动翼和所述第二活动翼的后缘布置有所述气动舵面，所述气动舵面采用作动器驱动，所述作动器与所述机身上的飞行控制系统连接。

可选地，所述作动器为电作动器或液压作动器。

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是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机在活动翼处于折叠状态时的结构示意图；

图2是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机在活动翼处于不完全伸出状态时的结构示意图；

图3是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机在活动翼处于不完全伸出状态时的又一个结构示意图；

图4是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机在活动翼处于不完全伸出状态时的另一个结构示意图；

图5是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机的活动翼处于完全展开状态时的结构示意图；

图6是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机在活动翼处于折叠状态时的剖视图；

图7是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机的第一活动翼/第二活动翼的简化模型；

图8是根据本发明实施例的基于自展开折叠翼的超大展弦比飞机的活动翼从折叠位置向展开位置移动过程的原理图。

附图标记：

飞机100、

机身10、

固定翼20、

第一固定翼21、第一固定翼滑槽211、

第二固定翼22、第二固定翼滑槽221、

第一活动翼31、第一活动翼滑槽311、左翼312、右翼313、气动舵面314、

第二活动翼32、第二活动翼滑槽321、

第一杆臂331、第二杆臂332、

螺旋桨34、垂直尾翼35、水平尾翼36、发动机37。

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，仅用于解释本发明，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”、“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”、“展向”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，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，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

下面参考图1-图8描述根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100。

如图1-图8所示，根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100包括：机身10、固定翼20、活动翼组件。

固定翼20设在机身10上。活动翼组件设在固定翼20上且包括在展开位置与折叠位置之间可移动的第一活动翼31和第二活动翼32，这里的“折叠位置”是指如图1所示的第一活动翼31和第二活动翼32所处的位置，“展开位置”是指如图5所示的第一活动翼31和第二活动翼32所处的位置。第一活动翼31和第二活动翼上分别设有气动舵面314和分布式推进系统(未示出)。

在飞机100起飞时，第一活动翼31和第二活动翼32处于折叠位置，飞机100为双翼机构型。在飞机100上升至预定高度，第一活动翼31和第二活动翼32依靠其对应位置上的气动舵面314偏转产生的气动力和力矩以及分布式推进系统产生的推力差和力矩偏转移动至展开位置，此时飞机100为超大展弦比单翼机构型。飞机100巡航结束、着陆时，第一活动翼31和第二活动翼32依靠其气动舵面314偏转产生的气动力和力矩及分布式推进系统产生的推力差和力矩，偏转移动至折叠位置，恢复为双翼机构型。

活动翼组件的展开与折叠可在飞行过程中完成，展开动作与折叠动作依靠活动翼上的气动舵面314偏转产生的气动力和力矩以及分布式推进系统产生的推力差和力矩实现，不需要额外的展开、折叠驱动机构。

根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100，通过在固定翼20上设置可以在展开位置和折叠位置移动的第一活动翼31和第二活动翼32，使飞机100在高空飞行时大幅降低巡航阻力，实现长航时飞行，同时使飞机100在起飞或着陆时能够适应不同宽度的跑道，并且还可以在较恶劣的气象条件下起降。

下面结合图1-图6描述根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100的一些具体实施例。

如图1-图6所示，根据本发明一些实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100包括机身10、固定翼20、活动翼组件。机身10内设有飞行控制系统。机身10沿如图1所示的前后方向延伸。

固定翼20包括位于机身10一侧(如图1所示的右侧)的第一固定翼21和位于机身10另一侧(如图1所示的左侧)的第二固定翼22，第一固定翼21的左端与第二固定翼22的右端连接。固定翼20的朝向机身10头部的一侧设有多个沿其展向(如图1所示的左右方向)间隔开布置的螺旋桨34，每个螺旋桨34的旋转轴线与对应的安装面垂直。

根据本发明的一些实施例，活动翼组件包括：第一活动翼31、第二活动翼32、第一杆臂331和第二杆臂332。

在一些示例中，第一杆臂331的第一端与第一固定翼21可枢转地连接，第一杆臂331的第二端与第一活动翼31可枢转地连接。第二杆臂332的第一端与第二固定翼22可枢转地连接，第二杆臂332的第二端与第二活动翼32可枢转地连接。这里的“第一端”是指如图2和图3所示的第一杆臂331/第二杆臂332的下端，“第二端”是指如图2和图3所示的第一杆臂331/第二杆臂332的上端。

在一些具体示例中，机身10的轴线与固定翼20的展向垂直分布，第一杆臂331的第一端和第二端、第二杆臂332的第一端和第二端的旋转轴线与机身10的轴线平行。

可以理解的是，第一杆臂331和第二杆臂332始终在与机身10的轴线垂直的平面内相对于固定翼20转动。同样地，第一活动翼31和第二活动翼32分别在与机身10的轴线垂直的平面内相对于第一杆臂331和第二杆臂332转动。

进一步地，第一活动翼31和第二活动翼32在固定翼20所在平面的正投影与固定翼20大致处于同一直线上。也就是说，第一活动翼31和第二活动翼32分别从展开位置向折叠位置的移动过程中，始终与固定翼20位于同一平面内。

当然，本发明的固定翼20和活动翼的展向并不限于此，固定翼20和第一活动翼21、第二活动翼32还可以相对于机身10的轴线向后倾斜设置，即本发明的固定翼20和活动翼也可以为后掠翼布局。活动翼在展开和折叠的过程中，第一活动翼31在固定翼20所在平面的正投影与第一固定翼21大致处于同一直线上，第二活动翼32在固定翼20所在平面的正投影与第二固定翼22大致处于同一直线上。

飞机100在起飞时，第一活动翼31和第二活动翼32处于折叠位置，可以看作上下方向布置的双翼结构。

飞机100在高空飞行时，第一活动翼31和第二活动翼32移动至展开位置，第一活动翼31和第二活动翼32分别沿固定翼20的展向向外延伸且分别与固定翼20的两端连接，从而形成完全的悬臂式单翼结构。由此增大展弦比，以获得较低的诱导阻力，实现机翼的层流减阻，进而大幅降低巡航阻力，实现长航时飞行。

飞机100在巡航结束，需要着陆时，第一活动翼31和第二活动翼32移动至折叠位置，第一活动翼31的和第二活动翼32分别从固定翼20的上方沿固定翼20的展向向内延伸并对接，从而形成上下方向布置的双翼结构。

由此，不仅可以在等级较低的机场起降，满足机场跑道宽度的要求，同时还具备相对较小的滚转转动惯量，由于在如图1-图5所示的左右方向上、机翼平面靠近机身10的中心轴线，使抗低空气流扰动能力增强，进而可以保证飞机100能够在较恶劣的气象条件下起降。

根据本发明的一个实施例，第一固定翼21和第一活动翼31的至少一个上具有沿其展向延伸的第一滑槽，在展开位置，第一杆臂331的至少一部分位于第一滑槽内。

类似地，第二固定翼22和第二活动翼32的至少一个上具有沿其展向延伸的第二滑槽，在展开位置，第二杆臂332的至少一部分位于第二滑槽内。由此，保证飞机100在飞行状态下，第一活动翼31和第二活动翼32处于展开位置时可以稳定地固定在固定翼20上，保证结构的稳定性。

在一些示例中，如图1-图5所示，第一滑槽包括形成在第一固定翼21外端上的第一固定翼滑槽211和形成在第一活动翼31内端的第一活动翼滑槽311。第一杆臂331的第一端可枢转地设在第一固定翼滑槽211内，第一杆臂331的第二端可枢转地设在第一活动翼滑槽311内。

类似地，第二滑槽包括形成在第二固定翼22外端上的第二固定翼滑槽221和形成在第二活动翼32内端的第二活动翼滑槽321。第二杆臂332的第一端可枢转地设在第二固定翼滑槽221内，第二杆臂332的第二端可枢转地设在第二活动翼滑槽321内。

飞机100在高空飞行时，第一杆臂331的一部分插接在第一固定翼滑槽211内，其余部分插接在第一活动翼滑槽311内。第二杆臂332的一部分插接在第二固定翼滑槽221内，其余部分插接在第二活动翼滑槽321内，使飞行状态时机翼的结构更加稳定。

根据本发明的一个实施例，第一活动翼31和第二活动翼32的朝向机身10头部的一侧分别设有分布式推进系统。

如图6所示，在一些示例中，分布式推进系统包括多个沿其展向间隔分布且可转动的螺旋桨34，活动翼上的每个螺旋桨34的旋转轴线同样与对应的安装平面垂直。这里的“展向”是指第一活动翼31和第二活动翼32的长度方向。

进一步地，第一活动翼31和第二活动翼32内分别设有与机身10内的飞行控制系统连接的发动机37。发动机37驱动螺旋桨34转动，从而产生拉力。第一活动翼31和第二活动翼32可以根据飞机100的飞行状态在展开位置与折叠位置之间移动，操作方便。

由此，通过采用发动机37驱动活动翼上的螺旋桨34转动，再加上气动舵面314的配合作用，无需活动翼与固定翼20之间采用额外的展开、折叠驱动机构。

在一些可选的实施例中，分布式推进系统包括多个沿其展向间隔分布且可转动的涵道式推进装置，例如涵道式风扇螺旋桨。

在一些可选的实施例中，分布式推进系统包括多个沿其展向间隔分布的喷气式推进装置，例如涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机。

根据本发明又一个实施例，如图6所示，第一活动翼31和第二活动翼32的朝向机身10尾部的一侧，即活动翼的后缘设有气动舵面314，第一活动翼31和第二活动翼32上的气动舵面314采用作动器(例如电作动器或液压作动器)驱动，其中，作动器与机身10上的飞行控制系统连接。若采用电作动器驱动气动舵面314，无需活动翼与固定翼20之间采用液压油管路连接，可以简化活动翼等结构。

根据本发明实施例的活动翼的展开/折叠动作的驱动均依靠活动翼的气动舵面314偏转产生的气动力和力矩以及分布式推进系统产生的推力差和力矩偏转与调整进行，可以避免额外能源与机构的引入，并可降低连杆机构的载荷。

根据本发明进一步的实施例，机身10尾部设有垂直尾翼35和水平尾翼36。由此保证飞机100的平衡，实现操纵飞机100进行机动飞行。

下面结合图7和图8详细描述根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100的第一活动翼31/第二活动翼32在展开位置与折叠位置之间移动的原理。

本发明提出一种全新概念的活动翼的折叠展开方式，以使超大弦比机翼布局得以实现，并结合自展开技术，综合应用推进、气动、飞行控制技术，使机翼折叠与展开时无需额外机构驱动，简单可靠。

具体地，图7示出了活动翼展开过程中的气动舵面314的姿态，每个活动翼可以看作是有限自由度的大展弦比平直飞翼，通过杆臂(如图7中的第一杆臂331)与固定翼20连接，并且活动翼通过电缆与机身10电气、飞控系统连接，全机可看作是大展弦比飞机100与左翼312、右翼313两侧的大展弦比平直翼组成的组合式飞行器。

为研究活动翼的运动，首先将固定翼20看作固定点，研究活动翼相对于固定翼20的相对运动。最后在活动翼相对运动基础上叠加机身10以及固定翼20的运动，得到活动翼的运动状态。

下面以第一活动翼31为例进行描述，如图7和图8所示，第一活动翼31在展开过程中，第一杆臂的A端绕固定翼20支点，沿与机身10的轴向平行的轴线的转动。第一活动翼31的中心绕第一杆臂331的B端铰接点，沿与机身10的轴向(如图7所示的前后方向)平行的轴线的转动。第一活动翼31在与机身10的轴向垂直的平面内平动。

第一活动翼31的左翼312、右翼313上分别设有气动舵面314，第一活动翼31的左翼312、右翼313的气动舵面314同向偏转时，可以提供向上的升力或向下的压力。第一活动翼31的左翼312、右翼313的气动舵面314差动偏转时，可以提供滚转力矩以及侧力。

第一活动翼31展开过程中，通过气动舵面314偏转的俯仰控制力矩，可以消除第一活动翼31的中点与第一杆臂331的B端铰接点沿与左右方向平行的轴线的转动。通过第一活动翼31左右两侧的螺旋桨34的力矩，可以消除第一活动翼31的中点与第一杆臂331的B端铰接点沿与上下方向平行的轴线的转动。

图8示出了第一活动翼31的自展开过程，其中(1)示出了第一活动翼31的折叠状态，(11)示出了第一活动翼31完全展开时的状态，(2)-(10)示出了第一活动翼31从折叠位置向展开位置移动的过渡状态。

根据本发明实施例的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机100的活动翼主要通过气动舵面314控制和分布式推进系统实现自展开，其设计关键点在于协调活动翼与固定翼20之间的多体运动。总体设计所需要考虑展开过程中的质心变化、升力以及升力中心变化、推力线变化等对飞机100稳定性和操纵性的影响。活动翼应安装飞行姿态测量与飞行控制设备，活动翼飞行控制系统与机身10飞行控制系统协同工作，完成三体组合式飞行器限制自由度的展开与折叠操纵。所述飞机100可以应用于高空长航时侦察机，也可推广应用于运输机、预警机、加油机等平台。

根据本发明实施例的飞机100的其他构成以及操作对于本领域普通技术人员而言都是已知的，这里不再详细描述。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (11)

1.一种基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，包括：

机身；

固定翼，所述固定翼设在所述机身上；

活动翼组件，所述活动翼组件设在所述固定翼上且包括在展开位置与折叠位置之间可移动的第一活动翼和第二活动翼，所述第一活动翼和所述第二活动翼上分别设有气动舵面和分布式推进系统，

在所述飞机起飞、着陆时，所述第一活动翼和所述第二活动翼依靠所述气动舵面偏转产生的气动力和力矩及所述分布式推进系统产生的推力差和力矩偏转移动至所述折叠位置，在所述飞机上升至预定高度，所述第一活动翼和所述第二活动翼依靠所述气动舵面偏转产生的气动力和力矩及所述分布式推进系统产生的推力差和力矩偏转移动至所述展开位置。

2.根据权利要求1所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，在所述展开位置，所述第一活动翼和所述第二活动翼分别沿所述固定翼的展向向外延伸且分别与所述固定翼的两端连接，在所述折叠位置，所述第一活动翼和所述第二活动翼分别从所述固定翼的上方沿所述固定翼的展向向内延伸并对接。

3.根据权利要求2所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述第一活动翼和所述第二活动翼在所述固定翼所在平面的正投影与所述固定翼大致处于同一直线上。

4.根据权利要求2所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述固定翼包括位于所述机身一侧的第一固定翼和位于所述机身另一侧的第二固定翼，

所述活动翼组件还包括：

第一杆臂，所述第一杆臂的第一端与所述第一固定翼可枢转地连接，所述第一杆臂的第二端与所述第一活动翼可枢转地连接；

第二杆臂，所述第二杆臂的第一端与所述第二固定翼可枢转地连接，所述第二杆臂的第二端与所述第二活动翼可枢转地连接。

5.根据权利要求4所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述第一杆臂的第一端和第二端、所述第二杆臂的第一端和第二端的旋转轴线与所述机身的轴线平行。

6.根据权利要求4所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述第一固定翼和所述第一活动翼的至少一个具有沿其展向延伸的第一滑槽，在所述展开位置，所述第一杆臂的至少一部分位于所述第一滑槽内，

所述第二固定翼和所述第二活动翼的至少一个具有沿其展向延伸的第二滑槽，在所述展开位置，所述第二杆臂的至少一部分位于所述第二滑槽内。

7.根据权利要求6所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述第一滑槽包括形成在所述第一固定翼外端上的第一固定翼滑槽和形成在所述第一活动翼内端的第一活动翼滑槽，

所述第二滑槽包括形成在所述第二固定翼外端上的第二固定翼滑槽和形成在所述第二活动翼内端的第二活动翼滑槽。

8.根据权利要求1所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述分布式推进系统设在所述第一活动翼和所述第二活动翼的朝向机身头部的一侧，

所述分布式推进系统包括多个沿所述第一活动翼和所述第二活动翼的展向间隔分布且可转动的螺旋桨或涵道式推进装置或喷气式推进装置。

9.根据权利要求8所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述活动翼组件还包括：用于驱动所述螺旋桨或所述涵道式推进装置或喷气式推进装置转动的发动机，所述发动机与所述机身上的飞行控制系统连接。

10.根据权利要求1所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述第一活动翼和所述第二活动翼的后缘布置有所述气动舵面，所述气动舵面采用作动器驱动，所述作动器与所述机身上的飞行控制系统连接。

11.根据权利要求10所述的基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机，其特征在于，所述作动器为电作动器或液压作动器。