CN112278237B - 一种可变形的机翼及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可变形的机翼及飞行器，可变形的机翼包括非变形主体和与非变形主体连接的可变形的后缘襟翼，后缘襟翼具有上蒙皮和下蒙皮，上蒙皮和下蒙皮中的至少一个为具有多个双稳态区域的多稳态蒙皮，双稳态区域能保持两种稳定形态，多稳态蒙皮的多个双稳态区域的多种形态组合，使后缘襟翼能保持多种稳定形状，通过控制多稳态蒙皮的各个双稳态区域的形态转换，使后缘襟翼的形状在多种稳定形状之间变换。飞行器包括可变形的机翼。本发明的机翼能维持多种翼型，且能承受较大的空气载荷，能适应多种飞行条件，提高飞行器的飞行性能。

Description

一种可变形的机翼及飞行器

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其是一种可变形的机翼及飞行器。

背景技术

自卡特兄弟发明简易飞行器以来，人造飞行器已被广泛应用到军用和民用领域，各种不同形态和不同大小的人造飞行器根据不同需求而被不断发明及改进。飞行器在执行任务时都需要经过多个飞行阶段，如起飞、爬升、巡航、盘旋、降落等，在不同飞行阶段，其飞行环境(如高度、速度、气候等)也会相应变化，因此飞行器需要调整形态以达到高效、安全及可靠的飞行状态，并完成相应任务。目前飞行器主要依靠固定机翼和螺旋桨旋转得到持续不断的升力以克服重力而使飞行器保持飞行状态。机械装置被广泛用于改变机翼外形，包括采用前缘缝翼、后缘襟翼、变后掠角、变翼展长或翼宽度等方法，以适应不同的飞行状态，如起降、巡航、爬升、降落等。由于传统机械装置机构复杂、功能有限、效率较低，难以满足新型飞机在更复杂飞行环境下对形态改变的需求。

随着航空航天科技的发展，尤其是智能材料和复合材料在飞行器上的广泛使用，机翼形态及机翼面积在飞行状态中的可调节能力得到较大提高，可变体飞行器的概念也应运而生。可变体飞行器可以根据外界飞行环境及飞行状态需求，较大程度改变自身结构形态以实现飞行性能最优，如通过驱动器改变可伸缩机翼，或激励智能材料发生形状变化，但是这种变形后的机翼一般需要专门的装置维持形变，而智能材料驱动的形变也需要不断输入能量维持，因此这都不是最有效的改变机翼形态的方式。

近几年随着一种新的结构形式——双稳态板的理论及制备方法的发展，已有研究将简单双稳态板壳用于机翼后缘襟翼以改变调整机翼的空气动力特性，及概念性研究将双稳态板壳作为整个机翼。这种双稳态板壳在机翼上应用最明显的好处在于，双稳态板壳改变后的形态不需要外力支撑或能量维持，而是依靠结构本身特性维持，只需要给双稳态板壳一次性输入足够的转换能量即可得到持久并可恢复且不需要任何复杂机械装置维持的变形，从而有效的节约飞行携带的有限能源，得到更有效的飞行，同时使机翼结构简化，更好的利用机翼空间及减轻飞机重量。但是现有双稳态板壳只能维持两种稳定状态，且难以得到任意形态的双稳态板壳。

发明内容

本发明的目的是提供一种可变形的机翼及飞行器，以解决现有双稳态板壳用于机翼只能维持两种稳定形态的问题。

为达到上述目的，本发明提出一种可变形的机翼，其包括非变形主体和与所述非变形主体连接的可变形的后缘襟翼，所述后缘襟翼具有上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个为具有多个双稳态区域的多稳态蒙皮，所述双稳态区域能保持两种稳定形态，所述多稳态蒙皮的多个双稳态区域的多种形态组合，使所述后缘襟翼能保持多种稳定形状，通过控制所述多稳态蒙皮的各个双稳态区域的形态转换，使所述后缘襟翼的形状在多种稳定形状之间变换。

本发明还提出一种飞行器，其包括上述的可变形的机翼。

本发明的可变形的机翼及飞行器的特点和优点是：

本发明通过采用多稳态蒙皮制成后缘襟翼，使后缘襟翼具有多种稳定形状，从而使机翼能呈现多种翼型，并能在多种翼型之间变换，与现有技术采用双稳态板壳只能维持两种稳定形态相比，本发明的机翼能维持多种翼型，因而能适应多种飞行条件，提高飞行器的飞行性能。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中：

图1是本发明的可变形的机翼安装在飞机上的示意图；

图2是图1中可变形的机翼的A处局部放大图；

图3是本发明所使用的多稳态蒙皮的双稳态区域处于上凸形态的示意图；

图4是本发明所使用的多稳态蒙皮的双稳态区域处于下凹形态的示意图；

图5是本发明中橡胶连接件的示意图；

图6是本发明中上蒙皮和下蒙皮与非变形主体的一种连接方式的示意图；

图7是本发明中后缘襟翼呈现整体向上偏转形状的示意图；

图8是本发明中后缘襟翼呈现在弦向波浪起伏状的示意图。

主要元件标号说明：

100、可变形的机翼；

1、非变形主体；11、导槽；2、后缘襟翼；21、上蒙皮；22、下蒙皮；

3、双稳态区域；4、未处理区域；5、橡胶连接件；51、三角形凹槽。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”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。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。

如图1、图2所示，本发明提供一种可变形的机翼100，其包括非变形主体1和与非变形主体1连接的可变形的后缘襟翼2，后缘襟翼2具有上蒙皮21和下蒙皮22，上蒙皮21和下蒙皮22中的至少一个为具有多个间隔设置的双稳态区域3的多稳态蒙皮，双稳态区域3能保持两种不同于原始形态的稳定形态，且不需要能量来维持这两种稳定形态，由于多稳态蒙皮具有多个双稳态区域3，而每个双稳态区域3能保持两种稳定形态，因此多稳态蒙皮的多个双稳态区域3具有多种形态组合，多种形态组合至少包括：全部双稳态区域3均保持第一种稳定形态的形态组合；全部双稳态区域3均保持第二种稳定形态的形态组合；一部分双稳态区域3均保持第一种稳定形态、另一部分双稳态区域3均保持第二种稳定形态的形态组合；

多稳态蒙皮的多个双稳态区域3的多种形态组合，使后缘襟翼2能保持多种稳定形状，后缘襟翼2的多种稳定形状使机翼呈现多种翼型，通过控制多稳态蒙皮的各个双稳态区域3的形态转换，使后缘襟翼2的形状在多种稳定形状之间变换(切换)，从而使机翼在多种翼型之间变换(切换)。

本发明的机翼通过采用多稳态蒙皮制成后缘襟翼2，使后缘襟翼2具有多种稳定形状，从而使机翼能呈现多种翼型，并能在多种翼型之间变换，与现有技术采用双稳态板壳只能维持两种稳定形态相比，本发明的机翼能维持多种翼型，因而能适应多种飞行条件，提高飞行器的飞行性能。

具体是，后缘襟翼2连接在非变形主体1的后侧，后缘襟翼2为中空结构，后缘襟翼2的上蒙皮21位于下蒙皮22下方，上蒙皮21的前边缘与非变形主体1的顶面相接，下蒙皮22的前边缘与非变形主体1的底面相接，上蒙皮21的后边缘与下蒙皮22的后边缘相接形成后缘尖端。

如图3、图4所示，在一个实施例中，双稳态区域3的两种稳定形态为上凸(如图3所示)和下凹(如图4所示)，后缘襟翼2的多种稳定形状通过多个双稳态区域3上凸或下凹的不同组合实现，双稳态区域3的原始形态为上凸和下凹中的一种形态。

如图3、图4所示，具体实施时，双稳态区域3是采用表面机械研磨处理技术(surface mechanical attrition treatment,SMAT)对金属蒙皮的局部区域的正反两面进行处理得到，通过表面机械研磨处理技术的处理使双稳态区域3具有纳米晶体表面层，也就是使双稳态区域3的金属表面层晶粒细化，出现纳米晶，纳米级别晶粒层的出现使双稳态区域3处的材料屈服强度显著增加，弹性增大，允许发生较大的变形，纳米晶的出现将双稳态区域3(也可称为处理区域)的强度提升的同时，经过处理的区域在厚度方向被压缩，平面内膨胀，在与双稳态区域3相邻的未处理区域4的约束或限制下，在板壳内引入可控的内应力场，使处理区域发生局部横向失稳变形，呈现沿法向上凸(如图3所示)和下凹(如图4所示)两种稳定形态，这两种稳定形态在一定的触发力的作用下可以实现切换，切换后不再需要外力维持形态(局部可控失稳)，切换时所需要的触发力可以通过调整加工引入应力的多少来控制，从而来适应对抗不同的外载荷。

但本发明并不以此为限，双稳态区域3还可以采用其它处理技术对局部区域进行处理得到。

如图2所示，在一个实施例中，多稳态蒙皮的多个双稳态区域3按照预设排列方式排列(分布)，通过在金属蒙皮上以不同的方式分布双稳态区域3，可以实现金属蒙皮的不同变形。

具体是，在制作机翼前，根据要实现的变形目标对金属蒙皮的双稳态区域3的排列方式进行设计，再根据预设的排列方式，采用表面机械研磨处理技术对各个局部区域进行处理，得到具有按照预设排列方式排列的多个双稳态区域3的多稳态蒙皮，再将两块多稳态蒙皮与非变形主体1连接，形成后缘襟翼2。

其中，预设排列方式可以是有序排列，也可以是无序排列。例如，预设排列方式可以是矩形阵列、梯形阵列或圆形阵列等有序排列方式，还可以是通过拓扑优化后的无序排列方式。

例如，每个多稳态蒙皮上的多个双稳态区域3排列成m行n列的阵列，n≥1，m≥1，且m和n为正整数，依次调整各行的双稳态区域3至上凸或下凹的形式可实现后缘襟翼2形状的连续变化。

其中，双稳态区域3的形状为圆形、椭圆形或矩形，当然还可以是其它形状。双稳态区域3的大小、形状和排列组合方式都会影响多稳态蒙皮的形状。

其中，各个双稳态区域3的形态变换相互独立。理论上控制机翼上的任意一个双稳态区域3变换形态都会使机翼的外形参数发生变化，为了使后缘襟翼2产生较大变形，通常对多个双稳态区域3同时进行凹凸控制。

在一个实施例中，上蒙皮21或下蒙皮22为多稳态蒙皮，例如，上蒙皮21为多稳态蒙皮，下蒙皮22为普通蒙皮，或者，下蒙皮22为多稳态蒙皮，上蒙皮21为普通蒙皮。

在另一个实施例中，上蒙皮21和下蒙皮22均为多稳态蒙皮，与上一个实施例相比，能实现更大的变形。

其中，后缘襟翼2的多种稳定形状包括但不限于：在弦向整体向上偏转的稳定形状、在弦向整体向下偏转的稳定形状、在弦向呈波浪起伏状的稳定形状、以及在展向扭转的稳定形状。因此，本发明的机翼与现有机翼相比，能呈现的翼型种类更多。

如图2、图7、图8所示，具体是，当后缘襟翼2的全部双稳态区域3上凸时，各个双稳态区域3的形态变换会带动相邻的未处理区域4发生适应性变形，因此后缘襟翼2呈现整体向下偏转至最大程度的稳定形状(如图2所示)；当后缘襟翼2的全部双稳态区域3下凹时，各个双稳态区域3的形态变换会带动相邻的未处理区域4发生适应性变形，因此后缘襟翼2呈现整体向上偏转至最大程度的稳定形状(如图7所示)；当后缘襟翼2的多排双稳态区域3(沿弦向具有多排双稳态区域，每排的多个双稳态区域3沿展向依次间隔排列)呈现交替上凸和下凹时，例如第一排和第二排下凹，第三排和第四排上凸，第五排和第六排下凹，各个双稳态区域3的形态变换会带动相邻的未处理区域4发生适应性变形，因此后缘襟翼2呈现在弦向波浪起伏的稳定形状(如图8所示)；当后缘襟翼2的左端(右端)的双稳态区域3上凸，且右端(左端)的双稳态区域3下凹时，后缘襟翼2呈现在展向扭转的稳定形状。

具体实施时，通常使上下正对的两个双稳态区域3处于同一种稳定形态。

如图2、图6所示，在一个实施例中，上蒙皮21和下蒙皮22与非变形主体1的连接处、以及上蒙皮21与下蒙皮22的连接处均为无缝连接，或者说上蒙皮21和下蒙皮22与非变形主体1连接形成的表面为连续表面，上蒙皮21与下蒙皮22连接形成的表面为连续表面，以免因存在缝隙而带来额外的空气阻力和噪音，从而降低油耗，降低噪音污染和排放污染。

如图2所示，在一个具体实施例中，上蒙皮21的前边缘与非变形主体1的顶端固定连接，下蒙皮22的前边缘与非变形主体1的底端滑动连接，在后缘襟翼2变形的过程中，下蒙皮22通过前后滑动为后缘襟翼2提供变形的余度，上蒙皮21的后边缘与下蒙皮22的后边缘固定连接形成后缘尖端。

如图6所示，具体实施时，固定连接所采用的连接方式可以是焊接、铆接或螺栓连接。滑动连接所采用的连接方式为：非变形主体1的底端的朝向后缘襟翼2的侧面设有导槽11，导槽11的槽口朝向后缘襟翼2，下蒙皮22的前边缘插入导槽11内，并能沿导槽11前后滑动，在后缘襟翼2变形的过程中，下蒙皮22通过沿导槽11前后滑动，来为后缘襟翼2提供变形的余度。

如图2、图5所示，本实施例中，上蒙皮21的后边缘与下蒙皮22的后边缘固定连接的方式为：上蒙皮21的后边缘与下蒙皮22的后边缘通过一块具有一定刚度的橡胶连接件4连接。采用橡胶连接件5连接既可以保证上蒙皮21和下蒙皮22之间的可靠连接，也允许结构自身发生一定的形变，以满足两块多稳态蒙皮之间的变形协调条件。

具体是，如图5所示，为橡胶连接件5为三角形结构，橡胶连接件5的朝向上蒙皮21和下蒙皮22的一侧设有三角形凹槽51，上蒙皮21和下蒙皮22与橡胶连接件5为固定连接，可以是焊接、铆接或螺栓连接。例如，三角形凹槽51的上侧壁和下侧壁内分别设有插槽，图5中的虚线表示插槽，上蒙皮21和下蒙皮22分别插入两个插槽内，并通过焊接、铆接或螺栓连接的方式固定。

如图1所示，在一个实施例中，后缘襟翼2在展向的长度占机翼在展向的整体长度的10％～80％，例如占30％、50％或70％。

再如图1所示，在一个实施例中，后缘襟翼2在弦向的宽度不超过机翼在弦向的整体宽度的1/3，例如后缘襟翼2在弦向的宽度占机翼在弦向的整体宽度的1/4或1/3。

在一个实施例中，多稳态蒙皮的材质为不锈钢、铝合金、镁合金、钛合金或镍合金，但本发明并不以此为限，多稳态蒙皮的材质还可以是其它航空用蒙皮材料。

在一个实施例中，多稳态蒙皮的板厚为0.3mm～3.0mm。

在一个实施例中，非变形主体1的材质为塑料或者复合材料或者金属。

在一个实施例中，双稳态区域的变形通过驱动装置驱动实现。

在一个具体实施例，驱动装置为机械驱动装置，比如，机械驱动装置为凸轮机构或液压驱动机构，凸轮机构由电机驱动。

在另一个具体实施中，驱动装置为气动驱动装置。

在一个可行的技术方案中，气动驱动装置包括气源输出调整单元、至少一个驱动单元和控制器，例如控制器为单片机控制器或可编程逻辑PLC控制器；其中：气源输出调整单元与外部气源连通，用于在控制器的控制下，调整外部气源输出气体的气压类型和气压大小，气压类型包括正气压和负气压；每一驱动单元包括吸盘和通气控制单元，吸盘与多稳态蒙皮上的一个双稳态区域密封连接构成吸盘空间；通气控制单元与吸盘和气源输出调整单元连通，用于在控制器的控制下，控制输入到吸盘空间内的气压类型；控制器与气源输出调整单元和通气控制单元连接，用于控制气源输出调整单元和至少一个通气控制单元向至少一个吸盘内输入预设气压类型及预设气压大小的气体，使吸盘空间内产生预设气压类型及预设大小的气压，在所述气压的作用下，依靠吸盘边缘提供的支撑力，双稳态区域发生形态转换，形态转换后，无需消耗外部能量和外力支撑，节约能源。

本方案可以实现远程控制双稳定区域的形态转换，从而实现对后缘襟翼变形的自动化控制。

具体是，气源输出调整单元包括正压调压阀、负压调压阀和真空发生器，正压调压阀设置在外部气源的正压源端口处，用于调节正压源端口输入系统的压缩气体的气压大小；负压调压阀设置在外部气源的负压源端口处，用于调节负压源端口输入系统的压缩气体的气压大小；真空发生器设置在所述负压调压阀的出口处，用于利用负压调压阀出口处的压缩气体产生负气压；

通气控制单元包括导管、正压电磁阀和负压电磁阀，导管的第一端与吸盘空间连通，导管的第二端与正压调压阀和真空发生器连通；正压电磁阀设置在导管与正压调压阀连通的管路上；负压电磁阀设置在导管与真空发生器连通的管路上；控制器具体用于控制正压调压阀、负压调压阀、真空发生器、以及至少一个通气控制单元的正压电磁阀、负压电磁阀开启或关闭，向至少一个吸盘内输入预设气压类型及预设气压大小的气体，使对应的吸盘空间内产生预设气压类型及预设大小的气压，在所述气压的作用下，依靠吸盘边缘提供的支撑力，局部双稳态效应区域发生形态转换，带动形态转换部件的不同形态转换。

具体是，吸盘包括圆筒体、筒盖和粘贴部，筒盖密封设置在圆筒体的第一端，粘贴部沿着筒体的第二端向平行于筒盖的方向延伸设置，粘贴部包括向筒体内部延伸设置的内粘贴部及向筒体外部延伸设置的外粘贴部。吸盘的结构保证了双稳态区域的形态转换的效率和稳定性，以及形态转换完成后，无需消耗外部能量和外力支撑，节约能源。

具体实施时，吸盘的大小可以大于等于或者略小于双稳态区域，气动吸盘的高度根据工程应用的需求，可以大于双稳态区域的最大平面尺寸，一般小于双稳态区域的最大平面尺寸。

如图1所示，本发明还提供一种飞行器，其包括上述的可变形的机翼100。本发明的飞行器包括但不限于飞机。

本发明的可变形的机翼及飞行器，通过采用多稳态蒙皮作为后缘襟翼，使后缘襟翼具有多种稳定形状，不仅能改变机翼的空气动力特性，还具有优良的稳定性能，后缘襟翼的多种稳定形状，使机翼可以维持多种形态(形状)，实现机翼的多种形态转换，从而获取不同的气动响应，使飞行器的飞行效率更高；另外，由于多稳态蒙皮的双稳态区域的形态不需要能量维持，实现了利用有限能量获取多种可长久维持的稳定形状，节约能源消耗。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。而且需要说明的是，本发明的各组成部分并不仅限于上述整体应用，本发明的说明书中描述的各技术特征可以根据实际需要选择一项单独采用或选择多项组合起来使用，因此，本发明理所当然地涵盖了与本案发明点有关的其它组合及具体应用。

Claims (15)

1.一种可变形的机翼，其特征在于，所述可变形的机翼包括非变形主体和与所述非变形主体连接的可变形的后缘襟翼，所述后缘襟翼具有上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个为具有多个双稳态区域的多稳态蒙皮，所述双稳态区域能保持两种稳定形态，各个所述双稳态区域的形态变换相互独立，所述多稳态蒙皮的多个双稳态区域的多种形态组合，使所述后缘襟翼能保持多种稳定形状，通过控制所述多稳态蒙皮的各个双稳态区域的形态转换，使所述后缘襟翼的形状在多种稳定形状之间变换；

所述可变形的机翼还包括驱动所述双稳态区域变换形态的气动驱动装置；

所述气动驱动装置包括气源输出调整单元、至少一个驱动单元和控制器，所述气源输出调整单元与外部气源连通，用于在所述控制器的控制下，调整所述外部气源输出气体的气压类型和气压大小，所述气压类型包括正气压和负气压；

每一所述驱动单元包括吸盘和通气控制单元，所述吸盘与所述多稳态蒙皮上的一个所述双稳态区域密封连接构成吸盘空间；所述通气控制单元与所述吸盘和所述气源输出调整单元连通，用于在所述控制器的控制下，控制输入到所述吸盘空间内的气压类型；

所述控制器与所述气源输出调整单元和所述通气控制单元连接，用于控制所述气源输出调整单元和至少一个所述通气控制单元向至少一个所述吸盘内输入预设气压类型及预设气压大小的气体，以使所述吸盘空间内产生预设气压类型及预设大小的气压，在所述气压的作用下，依靠所述吸盘边缘提供的支撑力，所述双稳态区域发生形态转换。

2.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述双稳态区域的两种稳定形态为上凸和下凹，所述后缘襟翼的多种稳定形状通过多个所述双稳态区域上凸或下凹的不同组合实现。

3.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述双稳态区域是采用表面机械研磨处理技术对金属蒙皮的局部区域进行处理得到，通过所述表面机械研磨处理技术的处理使所述双稳态区域具有纳米晶体表面层。

4.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述多稳态蒙皮的多个双稳态区域按照预设排列方式排列，所述预设排列方式为矩形阵列、梯形阵列或圆形阵列。

5.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述上蒙皮或所述下蒙皮为多稳态蒙皮。

6.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述上蒙皮和所述下蒙皮均为多稳态蒙皮。

7.如权利要求6所述的可变形的机翼，其特征在于，所述后缘襟翼的多种稳定形状包括整体向上偏转的稳定形状、整体向下偏转的稳定形状、在弦向呈波浪起伏状的稳定形状、在展向扭转的稳定形状，及其他通过上下多稳态蒙皮稳定形态转换实现的稳定形状。

8.如权利要求6所述的可变形的机翼，其特征在于，所述上蒙皮的前边缘与所述非变形主体的顶端固定连接，所述下蒙皮的前边缘与所述非变形主体的底端滑动连接，所述上蒙皮的后边缘与所述下蒙皮的后边缘固定连接。

9.如权利要求8所述的可变形的机翼，其特征在于，所述非变形主体的底端的朝向所述后缘襟翼的侧面设有导槽，所述导槽的槽口朝向所述后缘襟翼，所述下蒙皮的前边缘插入所述导槽内，并能沿所述导槽前后滑动。

10.如权利要求8所述的可变形的机翼，其特征在于，所述上蒙皮的后边缘与所述下蒙皮的后边缘通过一橡胶连接件连接。

11.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述上蒙皮和所述下蒙皮与所述非变形主体的连接处、以及所述上蒙皮与所述下蒙皮的连接处均为无缝连接。

12.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述后缘襟翼在展向的长度占所述机翼在展向的整体长度的10％～80％。

13.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述后缘襟翼在弦向的宽度不超过所述机翼在弦向的整体宽度的1/3。

14.如权利要求1所述的可变形的机翼，其特征在于，所述多稳态蒙皮的材质为不锈钢、铝合金、镁合金、钛合金或镍合金。

15.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括如权利要求1至14任一项所述的可变形的机翼。

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