CN113511333B - 一种变体飞翼式飞机及其变体方法 - Google Patents

Abstract

一种变体飞翼式飞机及其变体方法，属于航空航天飞行器技术领域。所述变体飞翼式飞机，包括飞机主体以及对称设置于飞机主体两侧的前翼、中翼和后翼，飞机主体包括从前到后依次设置的机身头部、机身垂直段和机身尾部，前翼与机身头部转动连接，中翼与机身垂直段转动连接，中翼为可折叠结构，后翼与飞机主体内部的后掠驱动结构一和后掠驱动结构二连接，后掠驱动结构一和后掠驱动结构二控制后翼后掠，后翼上方设置有可偏转尾翼；所述变体飞翼式飞机的变体方法包括飞机初始形态、稳定操控形态、稳定飞行阶段和超音速形态。所述变体飞翼式飞机及其变体方法拥有良好的雷达隐身性能，能够提高飞翼式飞机的操控性，实现超音速飞行。

Description

一种变体飞翼式飞机及其变体方法

技术领域

本发明涉及航空航天飞行器技术领域，特别涉及一种变体飞翼式飞机及其变体方法。

背景技术

近些年来，飞翼式飞机由于其出色的雷达隐身性能，以及良好的升阻力特性，受到各国的广泛关注与研究，部分国家已经制造了飞翼式飞机，如美国的B-2轰炸机、X-47无人机，英国的雷神无人机和我国的利剑无人机等。飞翼式飞机相比于常规式飞机取消了垂尾和平尾，仅靠飞机后缘的阻力方向舵进行操控，虽然大幅提高了飞机的隐身性能，但也降低了飞机的操控性，而且目前服役的飞翼式飞机大多数为亚音速飞机，无法进行超音速飞行。

变体飞机是指飞机在飞行过程中，通过改变外形以适应大部分飞行环境，完成多种飞行任务，目前已知的变体飞机有B1、海鹞、F14等。

随着全球军事力量的逐步提升，科学技术的蓬勃发展，飞行器所需执行的任务环境日益复杂，飞翼式飞机仅依靠良好的隐身性可能无法更好地执行军事作战任务。因此，急需研发一种变体飞翼式飞机，使飞机处于初始形态时拥有良好的隐身性能，当飞机在飞行过程中通过变体改变气动外形，提高飞翼式飞机的操控性，实现飞翼式飞机的超音速飞行，能够更好地完成军事作战任务。

发明内容

为了解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种变体飞翼式飞机及其变体方法，飞机初始形态为飞翼式飞机，拥有良好的雷达隐身性能，飞机在飞行过程中通过机构变体改变飞翼式飞机的气动布局，提高飞翼式飞机的操控性，实现超音速飞行。

为了实现上述目的，本发明的技术方案是：

一种变体飞翼式飞机，包括飞机主体以及对称设置于飞机主体两侧的前翼、中翼和后翼；

所述飞机主体包括从前到后依次设置的机身头部、机身垂直段和机身尾部；

所述前翼与机身头部转动连接；

所述中翼与机身垂直段转动连接，所述中翼为可折叠结构；

所述后翼与飞机主体内部的后掠驱动结构一和后掠驱动结构二连接，后掠驱动结构一和后掠驱动结构二控制后翼后掠，所述后翼上方设置有可偏转尾翼。

进一步的，所述机身头部的外部轮廓呈三角形，机身头部的后掠角度为50°～60°，所述机身垂直段的外形轮廓呈矩形，所述机身尾部的外形轮廓呈五边形结构；所述飞机主体机身尾部的两侧、机身头部的背部和机身垂直段的背部均设置有凹槽，所述前翼旋转后贴合于机身头部的背部凹槽内，所述中翼折叠并旋转后贴合于机身垂直段的背部凹槽内，所述后翼后掠后部分收进机身尾部的两侧凹槽内。

进一步的，所述前翼、中翼和后翼均展开形成机翼，所述机翼展开时的机翼前缘为一条直线，所述机翼的后掠角度为40°～50°，即飞机初始形态与稳定操控形态的整体机翼后掠角度均为40°～50°。

进一步的，所述前翼为三角形结构，其中，第一条边与机身头部侧边通过转动轴一相连，第二条边与飞机主体的中心线平行，第三条边为构成机翼前缘的一部分；所述前翼第一条边与第三条边的夹角角度为15°～20°。

进一步的，所述中翼为直角三角形的可折叠结构，其中，一条直角边与所述机身垂直段通过转动轴四转动连接，另一条直角边与所述后翼靠近飞机前方的一侧接触，斜边为构成机翼前缘的一部分；所述中翼一条直角边的中点与斜边的中点之间设置有转动轴二，所述转动轴二与所述一条直角边垂直；所述另一条直角边的中点与所述斜边的中点之间设置有转动轴三，所述转动轴三与所述另一条直角边垂直，通过转动轴二和转动轴三使中翼折叠为矩形，再通过转动轴四将折叠后的中翼翻折至机身垂直段的背部凹槽内并固定。

进一步的，所述后翼的整体为不规则的六边形结构，所述后翼靠近机身头部的一条边展开时与中翼的另一条直角边接触；所述后翼靠近机身尾部一侧的三条边中，从前至后的第一边展开时与飞机主体垂直段接触，第二边展开时与机身尾部的前方侧边接触，第三边为机翼后缘；所述后翼远离机身尾部一侧的两条边中，从前至后的第一边为构成机翼前缘的一部分，第二边为机翼弦长。

进一步的，所述后掠驱动结构一包括固设于飞机主体内部的伸缩式液压杆一以及固设于后翼的伸缩式液压杆二，所述伸缩式液压杆一的伸出端与伸缩式液压杆二的伸出端铰接；所述后掠驱动结构二包括固设于飞机主体内部的固定杆以及与后翼铰接的伸缩式液压杆三，所述伸缩式液压杆三的伸出端与固定杆固定连接。优选的，所述伸缩式液压杆一和固定杆前后设置，并均固定于飞机主体内部的对称中心线位置。

进一步的，所述后掠驱动结构一和后掠驱动结构二调节后翼后掠的角度为0°～40°，即飞机在超音速形态时后翼后掠，后翼向飞机主体方向的可旋转角度为0°～40°；所述后掠驱动结构一和后掠驱动结构二调节后翼后掠，后掠后的翼展至少为飞机初始形态时翼展的54％，即飞机超音速形态的翼展最小值，为飞机初始形态与稳定操控形态的翼展的54％，飞机超音速形态的整体机身长度略长于飞机初始形态与稳定操控形态的整体机身长度。

进一步的，所述可偏转尾翼设置有水平转动轴，可偏转尾翼绕水平转动轴的偏转角度为0°-90°，所述水平转动轴与垂直转动轴转动连接，所述垂直转动轴与所述后翼转动连接，垂直转动轴用于调节水平转动轴的方向，使水平转动轴保持与飞机主体的对称中心线平行，即实现可偏转尾翼迎风角度的调节，水平转动轴和垂直转动轴均设置有转动轴驱动器，用于驱动水平转动轴和垂直转动轴旋转。

一种变体飞翼式飞机的变体方法，包括：

(1)飞机初始形态：前翼、中翼和后翼均展开与飞机主体融合为一体，形成飞翼式飞机，后翼上的可偏转尾翼与后翼上表面贴合；

(2)稳定操控形态：为飞机处于准备起飞或者降落阶段的形态，可偏转尾翼通过水平转动轴调节竖起，飞机的前翼、中翼和后翼仍保持初始形态；

(3)稳定飞行阶段：为飞机执行飞行任务期间的形态，可调节尾翼沿水平转动轴收拢与后翼上表面贴合，恢复为初始形态；

(4)超音速形态：为打击目标后脱离敌方区域期间的形态，前翼、中翼向上翻折并固定于飞机主体背部，后翼后掠；可偏转尾翼沿竖直转动轴调整迎风角度使水平转动轴与飞机主体的对称中心线平行，并沿水平转动轴转动调节竖起。

本发明的有益效果：

1)本发明的初始形态为飞翼式飞机，具有良好的雷达隐身性能和较大展弦比的机翼，大展弦比的机翼的诱导阻力较小，具有良好的气动效率，在飞机执行任务期间，可以有效避开敌方雷达侦察；

2)本发明的稳定操控形态通过可偏转尾翼调节竖起，使飞机的飞行静稳定性增强，利于飞翼式飞机的控制，在飞机起飞与降落时，增强操控性能，具有较好的实用性；

3)本发明的超音速形态通过前翼和中翼向上折叠至飞机主体背部，后翼后掠，可偏转尾翼调节竖起并调整迎风角度，使飞机的展向长度缩小，飞行阻力降低，操控性能提高，可以实现飞机的超音速飞行；

4)本发明的三种形态能够相互转换，将三种形态的优势相结合，满足飞机的隐身性能与超音速性能，隐身性好、操纵性强、具有超音速性能，适用于执行敌后轰炸等飞行作战任务。

本发明的其他特征和优点将在下面的具体实施方式中部分予以详细说明。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机初始形态的俯视示意图；

图2是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机初始形态的正视示意图；

图3是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机稳定操控形态的俯视示意图；

图4是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机稳定操控形态的正视示意图；

图5是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机超音速形态的俯视示意图；

图6是本发明实施例提供的一种变体飞翼式飞机超音速形态的正视示意图；

图7是本发明实施例提供的前翼的结构示意图；

图8是本发明实施例提供的前翼向上翻折的示意图；

图9是本发明实施例提供的中翼的结构示意图；

图10是本发明实施例提供的中翼折叠后向上翻折的示意图。

图11是本发明实施例提供的后翼与后掠驱动结构一和后掠驱动结构二连接的示意图；

图12是本发明实施例提供的后掠驱动结构一和后掠驱动结构二使后翼后掠的示意图；

图13是本发明实施例提供的可偏转尾翼的结构示意图；

图14是本发明实施例提供的水平转动轴和垂直转动轴设置的示意图。

说明书附图中的附图标记包括：

1-飞机主体，2-前翼，3-中翼，4-后翼，5-可偏转尾翼，6-伸缩式液压杆一，7-伸缩式液压杆二，8-固定杆，9-伸缩式液压杆三，10-机翼前缘，11-转动轴一，12-转动轴二，13-转动轴三，14-转动轴四，15-机翼后缘，16-机翼弦长，17-水平转动轴，18-垂直转动轴，19-阻力方向舵，20-升降副翼，21-方向副翼，22-升降舵，23-后掠驱动结构一，24-后掠驱动结构二。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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。此外，术语“一”、“二”、“三”、“四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

为了解决现有技术存在的问题，如图1至图14示，本发明提供了一种变体飞翼式飞机，包括飞机主体1以及对称设置于飞机主体1两侧的前翼2、中翼3和后翼4；

飞机主体1包括从前到后依次设置的机身头部、机身垂直段和机身尾部；

前翼2与机身头部转动连接；

中翼3与机身垂直段转动连接，中翼3为可折叠结构；

后翼4与飞机主体1内部的后掠驱动结构一23和后掠驱动结构二24连接，后掠驱动结构一23和后掠驱动结构二24控制后翼4后掠，后翼4上方设置有可偏转尾翼5。

如图1至图6所示，机身头部的外部轮廓呈三角形，机身头部的后掠角度为50°～60°，机身垂直段的外形轮廓呈矩形，机身尾部的外形轮廓呈五边形结构；飞机主体1机身尾部的两侧、机身头部的背部和机身垂直段的背部均设置有凹槽，前翼2旋转后贴合于机身头部的背部凹槽内，中翼3折叠并旋转后贴合于机身垂直段的背部凹槽内，后翼4后掠后部分后掠至机身尾部的两侧凹槽内。

本实施例中，飞机主体1为左右对称结构，飞机主体1分为机身头部、机身垂直段和机身尾部三部分，机身头部、机身垂直段和机身尾部一体成型加工而成。机身头部的外部轮廓呈三角形，机身头部的后掠角度为50°～60°，在实际设计时，机身头部的内部设有飞机驾驶舱、雷达等机载设备；机身垂直段的外形轮廓呈矩形，其前部边缘与机身头部相接，其两侧边缘平行，在实际设计时，在机身垂直段设置后掠驱动结构一23、登机通道等；机身尾部的外形轮廓呈五边形结构，其最短边为前边缘，与机身垂直段后边缘相接，机身尾部前方的左、右两侧边长度相等，机身尾部后方的左、右两侧边长度相等，并且机身尾部后方的左、右两边均设置有方向副翼21和升降舵22，机身尾部的内部设置弹仓和后掠驱动结构二24。

本实施例中，机翼长度参考B-2轰炸机，前翼2、中翼3和后翼4均展开形成的机翼，机翼的后掠角度为40°，根据实际情况，确定前翼2、中翼3和后翼4的长度分别占机翼长度的比例，其中，后翼4长度占比不超过机翼长度的45％，机翼弦长16为机翼长度的20％，机翼后缘15的长度不超过机翼长度的35％，机翼后缘15与飞机主体1中心线的夹角是60°～65°。

本发明中，前翼2、中翼3和后翼4均展开形成机翼，机翼展开时的机翼前缘10为一条直线，机翼的后掠角度为40°～50°，即飞机初始形态与稳定操控形态的整体机翼后掠角度均为40°～50°。

如图7至图8所示，前翼2为三角形结构，其中，第一条边与机身头部侧边通过转动轴一11相连，第二条边与飞机主体1的中心线平行，第三条边为构成机翼前缘10的一部分；前翼2第一条边与第三条边的夹角角度为15°～20°。

本实施例中，前翼2设置有两个，两个前翼2对称设置于机身头部的两侧，每个前翼2均与机身头部通过转动轴一11连接，通过转动轴一11驱动前翼2的向上翻折或向下伸展，前翼2第一条边与第三条边的夹角角度为20°，转动轴一11的直径与前翼2第一边处的厚度相同，转动轴一11的长度略小于前翼2第一边边长度，飞机前翼2通过转动轴一11的作用向上翻折至机身头部的背部凹槽内。

如图9至图10所示，中翼3为直角三角形的可折叠结构，其中，一条直角边与机身垂直段通过转动轴四14转动连接，另一条直角边与后翼4靠近飞机前方的一侧接触，斜边为构成机翼前缘10的一部分；中翼3一条直角边的中点与斜边的中点之间设置有转动轴二12，转动轴二12与一条直角边垂直；另一条直角边的中点与斜边的中点之间设置有转动轴三13，转动轴三13与另一条直角边垂直，通过转动轴二12和转动轴三13使中翼3折叠为矩形，再通过转动轴四14将折叠后的中翼3翻折至机身垂直段的背部凹槽内并固定。

本实施例中，中翼3设置有两个，两个中翼3对称设置于飞机主体1的两侧，中翼3的一条直角边与前翼2的第二条边接触，转动轴二12和转动轴三13的直径分别与其所在中翼3处的中翼3厚度相等，转动轴四14位于矩形与机身垂直段相连的一边，飞机中翼3通过转动轴四14的作用向上翻折至机身垂直段的背部凹槽内。

本发明中，转动轴一11、转动轴二12、转动轴三13和转动轴四14均设置有转动轴驱动器，用来驱动转动轴旋转，转动轴一11、转动轴二12、转动轴三13和转动轴的直径大小均根据实际情况进行设计。

后翼4的整体为不规则的六边形结构，后翼4靠近机身头部的一条边展开时与中翼3的另一条直角边接触；后翼4靠近机身尾部一侧的三条边中，从前至后的第一边展开时与飞机主体1垂直段接触，第二边展开时与机身尾部的前方侧边接触，第三边为机翼后缘15；后翼4远离机身尾部一侧的两条边中，从前至后的第一边为构成机翼前缘10的一部分，第二边为机翼弦长16。

本实施例中，后翼4设置有两个，两个后翼4对称设置于飞机主体1的两侧，后翼4靠近机身头部的一条边展开时的长度与中翼3的另一条直角边长度相等，机翼后缘15上设有阻力方向舵19和升降副翼20，后翼4变形至设定角度后，翼根处有部分进入飞机主体1内部，防止变体后飞机主体1与后翼4之间出现缝隙。

如图11至图12所示，后掠驱动结构一23包括固设于飞机主体1内部的伸缩式液压杆一6以及固设于后翼4的伸缩式液压杆二7，伸缩式液压杆一6的伸出端与伸缩式液压杆二7的伸出端铰接；后掠驱动结构二24包括固设于飞机主体1内部的固定杆8以及与后翼4铰接的伸缩式液压杆三9，伸缩式液压杆三9的伸出端与固定杆8固定连接。伸缩式液压杆一6和固定杆8前后设置，并均固定于飞机主体1内部的对称中心线位置。

本发明中，通过伸缩式液压杆一6、伸缩式液压杆二7和伸缩式液压杆三9的收缩实现后翼4后掠，伸缩式液压杆分为二级和多级液压杆，可根据实际情况进行选择，本实施例中，伸缩式液压杆一6和伸缩式液压杆二7均为二级液压杆，伸缩式液压杆三9为三级液压杆，在伸缩式液压杆伸缩或伸出到设计长度时，液压杆内部会锁定，防止机体变形。

本实施例中，机翼展开时，伸缩式液压杆一6和伸缩式液压杆二7之间的夹角为90°，后翼4后掠时，伸缩式液压杆一6的伸出端和伸缩式液压杆二7的伸出端均回收，并且伸缩式液压杆二7随着伸缩式液压杆一6向飞机主体1内部移动，移动后的伸缩式液压杆一6和伸缩式液压杆二7之间的夹角根据后翼4后掠角度确定；由于伸缩式液压杆三9的伸出端与固定杆8固定连接，伸缩式液压杆三9与固定杆8之间的角度不变，伸缩式液压杆三9与后翼4铰接，伸缩式液压杆三9伸入后翼4内部的部分根据飞机的展开和后掠进行变化，伸缩式液压杆三9与后翼4(铰接伸缩式液压杆三9一侧)的侧边之间的夹角根据后翼4后掠角度确定，后翼4后掠时，伸缩式液压杆三9沿着其与固定杆8之间的固定角度收缩。

后掠驱动结构一23和后掠驱动结构二24调节后翼4后掠的角度为0°～40°，即飞机在超音速形态时后翼4后掠，后翼4向飞机主体1方向的可旋转角度为0°～40°；后掠驱动结构一23和后掠驱动结构二24调节后翼4后掠，后掠后的翼展至少为飞机初始形态时翼展的54％，即飞机超音速形态的翼展最小值，为飞机初始形态与稳定操控形态的翼展的54％，飞机超音速形态的整体机身长度略长于飞机初始形态与稳定操控形态的整体机身长度。

如图13至图14所示，可偏转尾翼5设置有水平转动轴17，可偏转尾翼5绕水平转动轴17的偏转角度为0°-90°，水平转动轴17与垂直转动轴18转动连接，垂直转动轴18与后翼4转动连接，垂直转动轴18用于调节水平转动轴17的方向，使水平转动轴17保持与飞机主体1的对称中心线平行，即实现可偏转尾翼5迎风角度的调节，水平转动轴17和垂直转动轴18均设置有转动轴驱动器，用于驱动水平转动轴17和垂直转动轴18旋转。

本实施例中，可偏转尾翼5为四边形结构，其中，上边与下边相对平行(下边为设置水平转动轴17的一边)，前边与后边的延长线夹角为10°；飞机初始形态时，可偏转尾翼5贴合于后翼4上表面，即其与后翼4上表面间的夹角为0°；依靠水平转动轴17竖起可偏转尾翼5，其竖起角度为0～90°，水平转动轴17的直径与可偏转尾翼5的厚度相同，水平转动轴17的长度与可偏转尾翼5下边的长度相同。

本发明的实施方式中只对需要保护的部分进行了描述，在实际实施时，为了保证变体飞翼式飞机的正常运行，其他部分可参考现有技术，比如，在飞机主体1上机载电控设备；在飞机背部设置飞机动力装置；在飞机腹部内置弹仓；在飞机主体1上侧设置进气口；在飞机的尾部设置用于调节飞机上升、下降、左转、右转的飞机后缘副翼，飞机后缘副翼包括阻力方向舵19、升降副翼20、升降舵22和方向副翼21，飞机的后缘两侧从外向内分别设置阻力方向舵19、升降副翼20、升降舵22、方向副翼21；后翼4后掠并部分进入飞机主体1时，升降副翼20上下打开，并贴合在后掠后后翼4的上下表面。

本发明一种变体飞翼式飞机的变体方法，包括：

(1)飞机初始形态：前翼2、中翼3和后翼4均展开与飞机主体1融合为一体，形成飞翼式飞机，后翼4上的可偏转尾翼5与后翼4上表面贴合，飞机具有较高的升力系数与隐身性能，利于飞机执行需要隐身的飞行任务；

(2)准备起飞或者降落阶段：可偏转尾翼5通过水平转动轴17调节竖起，飞机的前翼2、中翼3和后翼4仍保持初始形态，提高飞机的可操纵性，形成稳定操控形态；在飞机的起飞、降落期间，飞机保持稳定操控形态，飞翼式气动布局具有极高的升力系数，竖起的可偏转尾翼5提高了飞机在低速飞行时的航向稳定性，利于飞机的操控；

(3)稳定飞行阶段：在飞机执行飞行任务期间，可调节尾翼沿水平转动轴17收拢与后翼4上表面贴合，恢复为初始形态，提高了飞机的雷达隐身性能，能够完美的执行潜入敌后的飞行任务；

(4)超音速形态：前翼2、中翼3向上翻折并固定于飞机主体1背部，后翼4后掠；可偏转尾翼5沿竖直转动轴调整迎风角度使水平转动轴17与飞机主体1的对称中心线平行，并沿水平转动轴17转动调节竖起，通过机翼的变体，缩短飞机的展向长度，降低飞机飞行阻力，竖起可偏转尾翼5使得飞机的航向变为静稳定，提高飞机可操控性，形成超音速形态(即形成变体式飞机)，超音速形态用于打击目标后脱离敌方区域期间。

本发明的飞机整体采用隐身设计，选取飞翼式气动布局，前翼2可以向上折至机身头部的背部凹槽内、中翼3可以折叠并向上折至机身垂直段的背部凹槽内、后翼4可以后掠0°～40°，从而减小机翼展向长度，降低飞行阻力。可偏转尾翼5在飞机起飞、降落以及超声速飞行时竖起，提高飞翼式飞机的操控性能，使飞机的飞行稳定性提高。飞机能够实现气动布局的改变，形成飞机初始形态，稳定操控形态和超音速形态三种布局，三种形态的转换使飞机保留隐身性和机动性，可以满足不同飞行条件对飞机的要求。本发明的变体飞翼式飞机可以为新一代隐身性能好、机动性能出色的飞翼式飞机设计与实现提供新的想法。

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 (9)

1.一种变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，包括一种变体飞翼式飞机，变体飞翼式飞机包括飞机主体以及对称设置于飞机主体两侧的前翼、中翼和后翼；

所述飞机主体包括从前到后依次设置的机身头部、机身垂直段和机身尾部；

所述前翼与机身头部转动连接；

所述中翼与机身垂直段转动连接，所述中翼为可折叠结构；

所述后翼与飞机主体内部的后掠驱动结构一和后掠驱动结构二连接，后掠驱动结构一和后掠驱动结构二控制后翼后掠，所述后翼上方设置有可偏转尾翼；

变体飞翼式飞机的变体方法还包括：

(1)飞机初始形态：前翼、中翼和后翼均展开与飞机主体融合为一体，形成飞翼式飞机，后翼上的可偏转尾翼与后翼上表面贴合；

(2)稳定操控形态：为飞机处于准备起飞或者降落阶段的形态，可偏转尾翼通过水平转动轴调节竖起，飞机的前翼、中翼和后翼仍保持初始形态；

(3)稳定飞行阶段：为飞机执行飞行任务期间的形态，可调节尾翼沿水平转动轴收拢与后翼上表面贴合，恢复为初始形态；

(4)超音速形态：为打击目标后脱离敌方区域期间的形态，前翼、中翼向上翻折并固定于飞机主体背部，后翼后掠；可偏转尾翼沿竖直转动轴调整迎风角度使水平转动轴与飞机主体的对称中心线平行，并沿水平转动轴转动调节竖起。

2.根据权利要求1所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述机身头部的外部轮廓呈三角形，所述机身垂直段的外形轮廓呈矩形，所述机身尾部的外形轮廓呈五边形结构；所述飞机主体机身尾部的两侧、机身头部的背部和机身垂直段的背部均设置有凹槽，所述前翼旋转后贴合于机身头部的背部凹槽内，所述中翼折叠并旋转后贴合于机身垂直段的背部凹槽内，所述后翼后掠后部分收进机身尾部的两侧凹槽内。

3.根据权利要求2所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述前翼、中翼和后翼均展开形成机翼，所述机翼展开时的机翼前缘为一条直线，所述机翼的后掠角度为40°～50°。

4.根据权利要求3所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述前翼为三角形结构，其中，第一条边与机身头部侧边通过转动轴一相连，第二条边与飞机主体的中心线平行，第三条边为构成机翼前缘的一部分；所述前翼第一条边与第三条边的夹角角度为15°~20°。

5.根据权利要求3所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述中翼为直角三角形的可折叠结构，其中，一条直角边与所述机身垂直段通过转动轴四转动连接，另一条直角边与所述后翼靠近飞机前方的一侧接触，斜边为构成机翼前缘的一部分；所述中翼一条直角边的中点与斜边的中点之间设置有转动轴二，所述转动轴二与所述一条直角边垂直；所述另一条直角边的中点与所述斜边的中点之间设置有转动轴三，所述转动轴三与所述另一条直角边垂直，通过转动轴二和转动轴三使中翼折叠为矩形，再通过转动轴四将折叠后的中翼翻折至机身垂直段的背部凹槽内并固定。

6.根据权利要求5所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述后翼的整体为不规则的六边形结构，所述后翼靠近机身头部的一条边展开时与中翼的另一条直角边接触；所述后翼靠近机身尾部一侧的三条边中，从前至后的第一边展开时与飞机主体垂直段接触，第二边展开时与机身尾部的前方侧边接触，第三边为机翼后缘；所述后翼远离机身尾部一侧的两条边中，从前至后的第一边为构成机翼前缘的一部分，第二边为机翼弦长。

7.根据权利要求1-6任意一项所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述后掠驱动结构一包括固设于飞机主体内部的伸缩式液压杆一以及固设于后翼的伸缩式液压杆二，所述伸缩式液压杆一的伸出端与伸缩式液压杆二的伸出端铰接；所述后掠驱动结构二包括固设于飞机主体内部的固定杆以及与后翼铰接的伸缩式液压杆三，所述伸缩式液压杆三的伸出端与固定杆固定连接。

8.根据权利要求1-6任意一项所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述后掠驱动结构一和后掠驱动结构二调节后翼后掠的角度为0°~40°；所述后掠驱动结构一和后掠驱动结构二调节后翼后掠，后掠后的翼展至少为飞机初始形态时翼展的54%。

9.根据权利要求1-6任意一项所述的变体飞翼式飞机的变体方法，其特征在于，所述可偏转尾翼设置有水平转动轴，可偏转尾翼绕水平转动轴的偏转角度为0°-90°，所述水平转动轴与垂直转动轴转动连接，所述垂直转动轴与所述后翼转动连接。