CN112758305B - 变构型飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种变构型飞行器，包括：机身；对称配置于所述机身两侧的机翼；连接所述机身与所述机翼的连接装置；对称配置于所述机身尾部两侧的尾翼；其中，所述连接装置由一端连接于所述机身的第一连杆、一端连接于所述第一连杆另一端的第二连杆、两端分别连接于所述第二连杆另一端以及所述机身的第三连杆组成；通过所述连接装置的状态变化，实现所述机翼相对于所述机身位置的变化，从而实现飞行器第一构型与飞行器第二构型的变化。这样，可以获得当前任务或飞行状态下最优的气动性能，使得飞行器能够更好地完成多种任务。

Description

变构型飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种变构型飞行器。

背景技术

传统的固定机翼飞行器的优越性往往只是体现在具体的飞行任务和某些特定的飞行状态下，这在许多情况下制约了飞行器的飞行性能。随着各国军备竞赛的加剧以及飞行器各相关技术理论的成熟，对飞行器的设计提供了更多的可能性。飞行器通过外形变化能兼顾起降、增程、增速、机动、生存突防等性能，在执行不同的任务时能够具有良好的飞行性能。

因此，需要提供一种变构型飞行器。通过改变构型可以获得当前任务或飞行状态下最优的气动性能，使得飞行器能够更好地完成多种任务。

发明内容

本申请实施例提供一种变构型飞行器。

具体的，一种变构型飞行器，包括：

机身；

对称配置于所述机身两侧的机翼；

连接所述机身与所述机翼的连接装置；

对称配置于所述机身尾部两侧的尾翼；

其中，所述连接装置由一端连接于所述机身的第一连杆、一端连接于所述第一连杆另一端的第二连杆、两端分别连接于所述第二连杆另一端以及所述机身的第三连杆组成；

所述机翼固定连接于所述连接装置的第一连杆；

所述第一连杆与所述机身的连接点为第一连接点；

所述第三连杆与所述机身的连接点为第二连接点；

通过所述第三连杆绕所述第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动，从而实现飞行器第一构型与飞行器第二构型的变化。

进一步的，所述机身包括：

采用直柱段设计的第一部分；

采用类乘波体设计的第二部分。

进一步的，所述机翼与所述第一连杆的固定连接通过将所述机翼前缘固定于所述第一连杆实现；

其中，所述机翼前缘为飞行状态下远离尾翼一侧的机翼边缘。

进一步的，所述机翼纵剖面平行于机身纵剖面。

进一步的，所述第一连杆在第一状态下垂直于机身纵向对称面，在第二状态下与机身纵向对称面靠近尾翼的方向夹角小于90°；

其中，所述第一状态为第三连杆绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动时，第二连杆与第三连杆同轴；所述第二状态为第三连杆绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动时，第二连杆与第三连杆相交。

进一步的，所述机翼在第一状态下，展弦比为7.5至8.5；

其中，所述展弦比为机翼在垂直于机身纵向对称面方向展开的长度与机翼平均弦长的比值。

进一步的，所述第二连接点处安装有驱动元件。

进一步的，所述尾翼包括：

对称面垂直于所述机身纵向对称面的一对平置尾翼；

对称配置于所述一对平置尾翼上方的一对斜置尾翼。

进一步的，所述平置尾翼的安装位置以及所述斜置尾翼的安装位置与机身尾端垂直距离保持一致。

进一步的，所述尾翼翼型为六角形翼型。

本申请实施例提供的技术方案，至少具有如下有益效果：

通过变构型飞行器构型的变化可以获得当前任务或飞行状态下最优的气动性能，使得飞行器能兼顾起降、增程、增速、机动、生存突防等性能，从而更好地完成多种任务。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例提供的一种变构型飞行器的结构示意图。

图2为本申请实施例提供的另一种变构型飞行器的结构示意图。

100 变构型飞行器

11 机身

12 机翼

13 连接装置

130 第一连杆

131 第二连杆

132 第三连杆

14 尾翼

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

请参照图1，本申请公开变构型飞行器100，包括：

机身11；

对称配置于所述机身11两侧的机翼12；

连接所述机身11与所述机翼12的连接装置13；

对称配置于所述机身11尾部两侧的尾翼14；

其中，所述连接装置13由一端连接于所述机身11的第一连杆130、一端连接于所述第一连杆130另一端的第二连杆131、两端分别连接于所述第二连杆131另一端以及所述机身11的第三连杆132组成；

所述机翼12固定连接于所述连接装置13的第一连杆130；

所述第一连杆130与所述机身11的连接点为第一连接点；

所述第三连杆132与所述机身11的连接点为第二连接点；

通过所述第三连杆132绕所述第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆130的机翼12绕第一连接点转动，从而实现飞行器100第一构型与飞行器100第二构型的变化。

变构型飞行器100可以通过其构型的改变满足不同飞行速度下飞行器所需的气动性能，从而去执行不同飞行速域下的飞行任务。例如，变构型飞行器100可通过其构型变化，实现由亚声速飞行至超声速飞行的跨声速稳定飞行。这样，飞行器可以根据实际情况选取合适的飞行速度以及飞行姿态。所述气动性能为飞行器在飞行状态下所受到的升力、阻力、力的方向、大小与其本身的截面、长度、推力、稳定性等会影响飞行物飞行的客观因素所组成的一个函数值。由此可知，变构型飞行器100的气动性能受到多方面因素的影响。所以，在进行变构型飞行器100的尺寸设计、材料设计以及具体加工过程中，需时刻注意相关参数对于飞行器飞行速域要求所需的气动性能。可以理解的是，这里所述变构型飞行器100的具体设计尺寸、设计材料以及具体加工过程，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

机身11用于装载人员、货物、武器和机载设备等。另外，机身11还可以将机翼、尾翼等飞行器部件连接成一个完整的飞行器。由此可知，机身11是变构型飞行器100必不可少的构件。所以，机身11的设计方案可直接影响变构型飞行器100在实际飞行过程中的飞行状态。所述机身11设计方案包含有机身11的设计尺寸、材料、重量、加工参数等指标。不同飞行状态下的飞行器对于机身11的设计也有不同的要求。可以理解的是，这里所述机身11的具体设计尺寸、设计材料、设计重量、具体加工参数，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述机身11包括：

采用直柱段设计的第一部分；

采用类乘波体设计的第二部分。

可以理解的是，变构型飞行器100的不同设计方案对飞行器气动性能的影响不同。所以，在设计飞行器机身11时，需充分考虑其对飞行器气动性能的影响。参照现有相关飞行器以及完成任务的能力，飞行器机身11采用分段设计。其中，靠近尾翼方向的一段为第一部分，远离尾翼方向的一段为第二部分。所述第一部分、第二部分也可理解为机身11的后段、前段。可以理解的是，这里第一部分以及第二部分的具体命名，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

详细的，所述第一部分采用直柱段设计。所述直柱段的截面首先采用基于类型函数/形状函数转换(Class function/Shape function Transformation,简称CST)方法进行设计。所述第二部分采用类乘波体设计。其中，乘波体是一种适宜高超音速飞行的外形，其所有的前缘都有激波产生。所述激波是指飞行器在空气中的运动速度超过音速时，飞行器扰动周边的气体导致气体的应力、密度、温度突变，从而形成一个波阵面。由此可知，大气产生激波后的压强要大于产生激波前。由于乘波体前缘有激波产生，所以乘波体可以依靠激波的压力产生的升力飞行。采用乘波体外形设计的飞行器具有高升阻比和强机动性能。但是，所述第二部分，即飞机前段，并不是严格采用流线追踪的方法生成的乘波体设计。因为严格按照流线追踪得到的外形相对复杂，尤其是其前缘线，十分不利于加工实现。另外，变构型飞行器100的构型变化并不是通过机身11相关变形实现的。这样，严格按照乘波体外形设计的变构型飞行器100在各个速度阶段的综合气动特性不一定更优。因此，所述第二部分采用类乘波体的外形设计。所述第二部分上表面是以第一部分直柱段远离尾翼端截面曲线为准，将一条向下倾斜的直线扫描得到的。所述向下倾斜的直线的倾斜角度根据变构型飞行器100实际的飞行状态进行设计。其下表面通过直柱段下表面向远离尾翼的方向延伸与所述第二部分上表面相交得到。这样，共同组成完整的机身11设计。可以理解的是，这里所述向下倾斜的直线的具体倾斜角度，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

对称配置于所述机身11两侧的机翼12，用于为变构型飞行器100的飞行产生足够的升力。可以理解的是，变构型飞行器100之所以能够克服本身的重量起飞，正是因为在飞行过程中，气流在机翼12上下表面的流动速度不同。这样，使得机翼12上下表面产生压力差，从而使得飞行器起飞并保持飞行状态。此时，机翼12在升力以及阻力的共同作用下进行飞行。其中，所述升力计算公式为：升力＝1/2*空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数；所述阻力计算公式为：阻力＝1/2*空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼阻力系数。由此可知，所述机翼12产生的升力以及阻力的大小除了与空气密度、飞行速度和机翼面积有关外，还与机翼升力系数以及机翼阻力系数有关。所述机翼升力系数以及所述机翼阻力系数与机翼横剖面的形状(翼型)、气流与机翼所成的角度(迎角)等有关。不同类型的飞行器可根据实际飞行状态设计不同构型的机翼，以保证飞行器可以的稳定飞行。为了满足变构型飞行器100兼顾跨声速飞行速域的要求，并考虑到加工和设计的便利性等因素，在设计翼型剖面时需充分考虑翼型对称度、前缘半径大小、最大厚度位置、相对厚度值、翼型形状、不同展向位置翼型相对于根弦位置的翼型尺寸变化等因素的影响。此时，可根据变构型飞行器100跨声速飞行的具体要求将所述机翼12相关结构设计为合适的尺寸。可以理解的是，这里所述机翼12在设计过程中的具体考虑因素类型以及实际设计的具体参数值，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

连接所述机身11与所述机翼12的连接装置13；

其中，所述连接装置13由一端连接于所述机身11的第一连杆130、一端连接于所述第一连杆130另一端的第二连杆131、两端分别连接于所述第二连杆131另一端以及所述机身11的第三连杆132组成；

所述机翼12固定连接于所述连接装置13的第一连杆130；

所述第一连杆130与所述机身11的连接点为第一连接点；

所述第三连杆132与所述机身11的连接点为第二连接点；

通过所述第三连杆132绕所述第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆130的机翼12绕第一连接点转动，从而实现飞行器100第一构型与飞行器100第二构型的变化。

可以理解的是，变构型飞行器100的构型变化主要通过机翼12相对于所述机身11的转动而实现。而所述机翼12相对于所述机身11的转动需通过连接装置13状态的变化而实现。其中，所述连接装置13由一端连接于所述机身11的第一连杆130、一端连接于所述第一连杆130另一端的第二连杆131、两端分别连接于所述第二连杆131另一端以及所述机身11的第三连杆132组成。所述第一连杆130与所述机身11的连接点为第一连接点；所述第三连杆132与所述机身11的连接点为第二连接点。当其中某一连杆相对于其它连杆转动时，连接装置13的连接状态也随之发生变化。由于所述机翼12通过连接装置13连接于所述机身11，所以当连接装置13的连接状态发生变化时，会使得连接于所述连接装置13的机翼12相对于所述机身11的位置发生变化。具体的，通过连接装置13中的第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动带动，会带动连接于第三连杆132的第二连杆131转动。当第二连杆131转动时，固定连接于所述第二连杆131的第一连杆130随之绕第一连接点发生转动。此时，由于机翼12固定连接于所述连接装置13的第一连杆130，所以机翼12在第一连杆130的带动下会做剪切转动，即圆弧转动。最终，实现了机翼12第一构型与机翼12第二构型的变化，变构型飞行器100变构完成。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述机翼12与所述第一连杆130的固定连接通过将所述机翼12前缘固定于所述第一连杆130实现；

其中，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述机翼12前缘为飞行状态下远离尾翼一侧的机翼12边缘。

可以理解的是，机翼12通过连接装置13连接于机身11，并且机翼12固定连接于连接装置13的第一连杆130。所述第一连杆130在机翼12上的安装位置可直接影响机翼12相对于机身11的转动角度以及机翼12与机身11连接的稳定性。所以为了兼顾所述机翼12相对于所述机身11的转动角度最大以及所述机翼12与机身11连接的稳定性，需将所述机翼12前缘固定于所述第一连杆130。所述机翼12前缘为飞行状态下远离尾翼一侧的机翼12边缘。此时，当连接装置13的第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动时，会带动第二连杆131进行转动。通过第二连杆131的转动，使得前缘固定于第一连杆130的机翼12绕第一连接点转动。此时，机翼12相对于所述机身11的构型发生变化，即实现了第一构型飞行器与第二构型飞行器之间的变化。另外，在第三连杆132转动过程中，可实现所述机翼12相对于机身11的最大转动角度。所述机翼12相对于机身11的转动角度范围越大，飞行器的构型变化更加多样化，从而可执行更加多样化的任务。可以理解的是，这里所述机翼12相对于机身11转动的具体角度，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述机翼12纵剖面平行于机身11纵剖面。

可以理解的是，变构型飞行器100中的机翼12通过连接装置13的状态变化可以实现其相对于机身11的转动。通过所述机翼12的转动，使得变构型飞行器100可以兼顾不同的飞行状态。变构型飞行器100之所以可以起飞，主要是因为机翼12可以提供足够大的升力，足以弥补大气产生的阻力。不同的飞行状态下，飞行器对应受到不同的升力及阻力。此时，机翼12相对于机身11的安装角度以及扭转角度可直接影响所述升力以及所述阻力。其中，所述机翼12安装角为机翼12翼根弦线与机身11中心轴线的夹角，可直接影响飞行器起飞滑跑时的距离以及飞行过程中的阻力。所述扭转角分为几何扭转角与气动扭转角，均可改变升力在机翼12展向上的分布。所述几何扭转角为机翼12翼尖剖面弦线相对于机翼12翼根剖面弦线转动的角度。所述气动扭转角为机翼12各剖面翼弦均在同一平面上，但是机翼12沿其展向采用了不同弯度的非对称翼型设计。所述变构型飞行器100通过连接装置13控制机翼12相对于机身11的转动。其中，所述连接装置13原理为摇杆曲柄四连杆机构，使得所述机翼12在一个平面内进行转动。若变构型飞行器100存在扭转角以及安装角，使得机翼12构型变化时，机翼12所受到的阻力以及产生的升力难以预估。此时，变构型飞行器100无法兼顾多种飞行状态。所以，所述变构型飞行器100进行无扭转角以及安装角，即机翼12纵剖面平行于机身11纵剖面。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述第一连杆130在第一状态下垂直于机身11纵向对称面，在第二状态下与机身11纵向对称面靠近尾翼的方向夹角小于90°；

其中，所述第一状态为第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆130的机翼12绕第一连接点转动时，第二连杆131与第三连杆132同轴；所述第二状态为第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆130的机翼12绕第一连接点转动时，第二连杆131与第三连杆132相交。

可以理解的是，变构型飞行器100的构型变化通过机翼12相对于机身11的转动实现。根据机翼12前缘及后缘相对于机身11尾翼14朝向的不同，可分为前掠翼飞行器、后掠翼飞行器以及平直翼飞行器。其中，所述前掠翼飞行器的机翼12前缘和后缘均向前掠，即前缘后缘均朝向远离尾翼的方向。此时，机翼12的翼尖相对于翼根向前。因此该飞行器在飞行过程中，翼尖处的升阻比很高。此时，流向翼根的空气受到机身11阻挡流向机尾。但该飞行器在超音速飞行的状态下，阻力较大且机翼12应力过强，容易发生结构发散。所以，目前超声速飞行器中的应用较少。所述后掠翼飞行器的机翼12前缘和后缘均向后掠，即前缘后缘均朝向尾翼14的方向。该飞行器飞行过程中，翼尖相对于翼根向后。同理，大气可沿机翼12展向从翼根流向翼尖，使得该飞行器的翼根具有高的升阻比。另外，由于后掠翼的设计，使得垂直于机翼12前缘的气流速度分量低于飞行速度。这样，可以延迟机翼12表面激波的产生，提高了飞行器临界马赫数。即使激波出现后，后掠翼的设计也有助于减弱激波强度，从而降低飞行阻力。所述平直翼飞行器的机翼12无明显后掠，前缘可视为垂直于机身11。该飞行器结构简单，且由于机翼12前缘垂直与机身11，不存在大气的在机翼12展向的流动，使得其起飞时具有较大的升力，从而减短了从起飞状态至稳定状态之间的飞行距离。但该飞行速度提升至接近声速的飞行速度时，平直翼的前缘会提早产生激波，使得飞行阻力增加。当变构型飞行器100通过机翼12相对于机身11的位置变化时，既可以在起飞时充分展开机翼12获得最大升力减少起飞距离，又可以在飞行速度较低时，兼顾飞行器的机动性。当飞行速度提升较高时，可以收起机翼12，从而提高跨音速以及超音速的飞行能力。这样，变构型飞行器100兼具了平直翼飞行器以及后掠翼飞行器的优点。

详细的，由于变构型飞行器100通过连接装置13的第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于第一连杆130的机翼12绕第一连接点的转动，从而实现机翼12构型变化。所以变构型飞行器100的机翼12由平直翼构型变为后掠翼构型，机翼12前缘向尾翼14的方向靠近时，连接装置13中第一连杆130、第二连杆131、第三连杆132的状态随之变化。由于机翼12与所述第一连杆130的固定连接通过将所述机翼12前缘固定于所述第一连杆130实现，所以当变构型飞行器100机翼12处于平置状态时，机翼12前缘也处于平置状态。此时，第一连杆130垂直于机身11纵向对称面。当机翼12后掠时，连接装置13第三连杆132开始转动，从而带动第二连杆131的状态变化。此时，固定连接于第一连杆130的机翼12随之转动。第二连杆131与第三连杆132在变化的过程中共线或共轴，即第二连杆131与第三连杆132处于同一直线时，第一连杆130与机身11夹角最大。所述夹角为第一连杆130与机身11对称面之间的夹角。此时，第一连杆130垂直于机身11纵向对称面，所述夹角为90°。当第三连杆132绕第二连接点转动时，第二连杆131与第三连杆132的连接由共线状态将变为相交状态。此时，第一连杆130与机身11夹角变小，第一连杆130与机身11纵向对称面靠近尾翼的方向夹角小于90°。可以理解的是，这里所述第三连杆132绕第二连接点的具体转动角度，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述机翼12在第一状态下，展弦比为7.5至8.5；

其中，所述展弦比为机翼在垂直于机身纵向对称面方向展开的长度与机翼平均弦长的比值。

可以理解的是，变构型飞行器100在变构时可以由平直翼变构为后掠翼。这样，变构型飞行器100可以兼具平直固定翼飞行器以及后掠固定翼飞行器的优势。当连接装置13的第二连杆131与第三连杆132经转动处于同一直线时，变构型飞行器100构型为平直翼飞行器。此时，所述平直翼构型的变构型飞行器100在逐渐提速至接近声速的飞行速度时，其机翼12前缘会提早产生激波。所以，平直翼的变构型飞行器100仅适合在亚声速状态下飞行。当变构型飞行器100采用平直翼的构型飞行时，其飞行状态与机翼12展弦比密切相关。由于机翼12的“端板效应”，使得大展弦比的机翼12可以获得更为良好的飞行状态。其中，所述机翼12展弦比为机翼12翼展长度与机翼12平均弦长的比值或机翼12翼展长度的平方与机翼12面积的比值，用以表现机翼12的展张程度。所述“端板效应”是指：针对三维机翼12，翼尖机翼12下表面处的空气能够绕翼尖逃逸到上表面而降低翼尖处上下翼面的压力差，使得翼尖处的升力减小的现象。即相当于向下推机翼12，从而减少了翼尖的有效迎角。经气动性能模拟试验，当变构型飞行器100采用平直翼的构型飞行时，其机翼12展弦比控制在7.5值8.5之间时具有足够的升力。另外，为了使变构型飞行器100在平直翼构型下兼顾气动性能与重量，需充分考虑根梢比的影响。因为根梢比增加时，对气动性能有好处，但影响不大；却对机翼12重量有较大影响。因为根梢比的增加可使重量降低。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述第二连接点处安装有驱动元件。

可以理解的是，变构型飞行器100的变构通过连接装置13的第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于第一连杆130的机翼12绕第一连接点的转动实现。由此可知，所述第三连杆132为连接装置13的主动件；所述第一连杆130为连接装置13的从动件。为了使变构型飞行器100满足多种任务要求，需精准控制变构型飞行器100的机翼12构型的变化角度，即对所述第三连杆132绕第二连接点做圆弧运动时的角度进行精准控制。所以，需要在所述第二连接点处安装有驱动元件。这样，可以通过所述驱动元件直接控制所述第三连杆132的转动角度，从而可精准控制固定连接于所述第一连杆130的机翼12相对于机身11的转动角度。通过所述驱动元件直接控制的所述第三连杆132转动角度需结合变构型飞行器100前后的飞行状态、连接装置13各连杆尺寸以及连接装置13在机身11上的安装位置等因素综合考虑。可以理解的是，这里所述的连接装置13中各连杆具体尺寸、连接装置13在机身11上的具体安装位置以及变构型飞行器100第三连杆132的转动角度需考虑的具体因素，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

对称配置于所述机身11尾部两侧的尾翼14，用于保持变构型飞行器100在翻转时的稳定以及控制飞行器的俯仰角。这样，可以确保变构型飞行器100时刻处于稳定的飞行状态。由于变构型飞行器100的机身11重心和机翼12所受到的升力中心并不重合，机身11重心一般位于升力中心的前面。此时，变构型飞行器100难以保持稳定的飞行。所以，尾翼14在变构型飞行器100中也是必不可少的。另外，当变构型飞行器100机飞行器按照一定的角度进行俯仰动作或翻转动作时，仍需尾翼14共同配合飞行器的机翼12共同完成相应的动作。否则，机身11与机翼12无法保持平衡。尾翼14距离机身11尾端的距离可根据实际情况进行设计。并且，不同设计类型的飞行器具有不同数量的尾翼14。可以理解的是，这里变构型飞行器100尾翼14设计的具体数量以及与机身11尾端的具体距离，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述尾翼14包括：

对称面垂直于所述机身11纵向对称面的一对平置尾翼；

对称配置于所述一对平置尾翼上方的一对斜置尾翼。

可以理解的是，变构型飞行器100不可能总是处于水平方向的飞行。变构型飞行器100在飞行过程中，既需要保证其水平方向受力的平衡，又需要保证其在垂直方向的平衡。所以，尾翼14需为变构型飞行器100提供两个方向的稳定力，分别用于控制变构型飞行器100在纵向以及横向的航向稳定性。因此，所述尾翼14设计平置尾翼以及斜置尾翼。这样，可以保证其在不同航向的稳定。其中，所述平置尾翼以及斜置尾翼分别对称配置于机身11两侧。所述平置尾翼对称面垂直于机身11的纵向对称面。所述斜置尾翼对称配置于所述一对平置尾翼上方。否则，无法保持变构型飞行器100在纵向航向稳定性，并增加了变构型飞行器100在飞行时的阻力。根据变构型飞行器100其余部件的设计方案，可将所述斜置尾翼相对于所述平置尾翼的倾斜角设计为相应的角度。可以理解的是，这里所述斜置尾翼相对于所述平置尾翼的具体倾斜角度，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述平置尾翼的安装位置以及所述斜置尾翼的安装位置与机身11尾端垂直距离保持一致。

可以理解的是，为了保证变构型飞行器100在纵向以及横向的航向稳定性，设计有一对平置尾翼以及位于平置尾翼上方的一对斜置尾翼。所述平置尾翼以及所述斜置尾翼均位于机身11尾部。由于变构型飞行器100可执行多种任务及兼顾多种飞行状态，所以对于其相对安装位置还是有一定的要求的。若只满足其中某一飞行状态的要求，则无法兼顾其它的飞行状态。所以，需要尽可能多的兼顾变构型飞行器100不同飞行状态下的稳定性。当所述平置尾翼的安装位置以及所述斜置尾翼的安装位置与机身11尾端垂直距离保持一致时，飞行器尾翼14为保持变构型飞行器100飞行稳定所产生的平衡力分布集中，且易于控制。此时，可以满足变构型飞行器100的多种飞行状态要求。所述安装位置可根据变构型飞行器100其余部件设计的尺寸并结合其实际的飞行需求，进行相应的调整。可以理解的是，这里所述变构型飞行器100的平置尾翼以及斜置尾翼的具体安装位置，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述尾翼14翼型为六角形翼型。

可以理解的是，变构型飞行器100通过其构型的变化既可以满足亚声速的飞行状态，又可以满足超声速的飞行状态。所以，尾翼14的设计时需要兼顾不同飞行速度的飞行状态稳定性。当尾翼14设计为超声速飞行器常用的六角形翼型时，基于该剖面得到的机翼12结构强度和刚性较好。此时，可以满足变构型飞行器100在不同的飞行速度时的平衡要求。另外，六角形翼型的尾翼14的加工工艺简单，易于制造，可降低了尾翼14的加工要求。在进行尾翼14加工时，还可根据变构型飞行器100其他部件具体尺寸并结合其实际飞行的要求，设计相应的尺寸的尾翼14以及。可以理解的是，这里所述变构型飞行器100尾翼14设计的具体尺寸，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。

需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，有语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (9)

1.一种变构型飞行器，其特征在于，包括：

机身；

对称配置于所述机身两侧的机翼；

连接所述机身与所述机翼的连接装置；

对称配置于所述机身尾部两侧的尾翼；

其中，所述连接装置由一端连接于所述机身的第一连杆、一端连接于所述第一连杆另一端的第二连杆、两端分别连接于所述第二连杆另一端以及所述机身的第三连杆组成；

所述机翼固定连接于所述连接装置的第一连杆；

所述第一连杆与所述机身的连接点为第一连接点；

所述第三连杆与所述机身的连接点为第二连接点；

通过所述第三连杆绕所述第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动，从而实现飞行器第一构型与飞行器第二构型的变化；

所述第一连杆在第一状态下垂直于机身纵向对称面，在第二状态下与机身纵向对称面靠近尾翼的方向夹角小于90°；

所述第一状态为第三连杆绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动时，第二连杆与第三连杆同轴；所述第二状态为第三连杆绕第二连接点做圆弧运动带动固定连接于所述第一连杆的机翼绕第一连接点转动时，第二连杆与第三连杆相交。

2.如权利要求1所述的变构型飞行器，其特征在于，所述机身包括：

采用直柱段设计的第一部分；

采用类乘波体设计的第二部分。

3.如权利要求1所述的变构型飞行器，其特征在于，所述机翼与所述第一连杆的固定连接通过将所述机翼前缘固定于所述第一连杆实现；

其中，所述机翼前缘为飞行状态下远离尾翼一侧的机翼边缘。

4.如权利要求3所述的变构型飞行器，其特征在于，所述机翼纵剖面平行于机身纵剖面。

5.如权利要求1所述的变构型飞行器，其特征在于，所述机翼在第一状态下，展弦比为7.5至8.5；

其中，所述展弦比为机翼在垂直于机身纵向对称面方向展开的长度与机翼平均弦长的比值。

6.如权利要求1所述的变构型飞行器，其特征在于，所述第二连接点处安装有驱动元件。

7.如权利要求1所述的变构型飞行器，其特征在于，所述尾翼包括：

对称面垂直于所述机身纵向对称面的一对平置尾翼；

对称配置于所述一对平置尾翼上方的一对斜置尾翼。

8.如权利要求7所述的变构型飞行器，其特征在于，所述平置尾翼的安装位置以及所述斜置尾翼的安装位置与机身尾端垂直距离保持一致。

9.如权利要求8所述的变构型飞行器，其特征在于，所述尾翼翼型为六角形翼型。

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