CN114180100B - 一种乘波基体构造方法、助推级飞行器以及机翼控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种乘波基体的构造方法，包括根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件确定来流条件；根据现有基于乘波体可变翼展助推级飞行器的现有特征，确定所述乘波基体的基准线线型，并确定基准线线型的所有组成曲线的曲线函数；利用来流条件和曲线函数，通过锥导激波理论计算得到乘波基体。利用所述的乘波基体构建两级入轨的助推级飞行器，包括该乘波基体的合适位置增加可变翼展的机翼；其机翼变形控制系统用于根据具体的飞行条件可以智能自适应调节翼展、后掠角以及上、下反角，在满足宽速域的高升阻比气动特性外，实现助推级飞行器的宽速域飞行稳定性，能够更好地适应并满足两级入轨宽速域飞行以及级间分离任务。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种乘波基体构造方法、助推级飞行器以及机翼控制系统。
背景技术
国际商业发射需求的不断增加以及空间站的建立使得各国争相研制空间运输系统。两级入轨以低成本、高安全性和可靠性作为一种完全可重复使用未来空间运输系统方案一直以来受到各国广泛研究，比如德国的Sanger、美国的Quicksat、NGLT计划等。水平起降两级入轨飞行器，它由吸气式冲压发动机提供动力助推级和火箭动力的轨道级构成。两级入轨飞行器在常规机场起飞，依靠吸气式发动机动力加速爬升到20 ~ 40 km高空在高超声速条件下（Ma > 5）进行级间分离，完成分离后轨道级在火箭动力下爬升入轨完成任务后滑翔返回，助推级则自行动力控制返回机场，达到完全可重复使用的目的。在两级入轨任务过程中，需要助推级从亚声速到高超声速的一个宽速（空）域飞行，对助推级的宽速域升阻比气动性能和稳定性控制性能提出了非常高的要求，这也直接决定了助推级能否实现可重复使用。
目前常规飞机基本上只能在Ma < 3条件下进行飞行，常规飞机的动力、气动布局很难使得它们达到高超声速飞行；而乘波体虽然在高超声速条件下（设计马赫数）有优良的升阻比特性，但是乘波体飞行器在非设计马赫数条件下气动性能急剧下降，所以仅从气动性能方面来说，常规飞机和乘波体飞行器基本上都很难实现宽速域飞行。近些年来有些学者提出串联乘波体飞行器或者通过“变体技术”在不同马赫数飞行条件下针对性的改变乘波体下表面来实现较好乘波特性，但是乘波体飞行器一般只能适用于超声速条件下，在亚声速低马赫数条件下往往由于有效升力面积很小而无法提供足够的升力，并且乘波体的容积率较小，纵向稳定性差，所以这单纯依靠乘波体进行宽速域飞行是有待考究的。
另外也有学者单纯考虑在乘波体上添加翼或者通过机械液压操纵系统改变乘波体几何外形实现宽速域飞行，并且很少考虑说明飞行器宽速域稳定性问题。
但是目前针对用于两级入轨水平分离的自适应智能变形翼结构宽速域飞行自稳定助推级飞行器的研究极少。
发明内容
本发明的目的在于提供一种乘波基体构造方法、助推级飞行器以及机翼控制系统，以解决现有技术中目前针对用于两级入轨水平分离的自适应智能变形翼结构宽速域飞行自稳定助推级飞行器的研究极少的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：
一种乘波基体的构造方法，包括步骤：
步骤100、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件，确定乘波基体的预设马赫数的来流条件；
步骤200、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件下的基于乘波体可变翼展助推级飞行器的现有特征，确定所述乘波基体的基准线线型，并确定基准线线型的所有组成曲线的曲线函数；
其中，所述基准线线型的组成曲线包括：
水平线段以及光滑相切的连接在所述的水平线段两端的第一抛物线段，且位于所述的水平线段的两端的第一抛物线段呈镜像对称，所述第一抛物线段远离所述的水平线段的端部光滑相切的连接有第二抛物线段，且位于所述的水平线段的两侧的第二抛物线段呈镜像对称；
步骤300、利用来流条件、水平线段、第一抛物线段和第二抛物线段的曲线函数，通过锥导激波理论计算得到乘波基体。
作为本发明的一种优选方案，在步骤300中，通过锥导激波理论计算得到乘波基体的具体方法为：
步骤301、由所述的基准线线型在锥形激波面上的水平投影得到助推级乘波体飞行器的前缘曲线；
步骤302、由所述的前缘曲线通过流线追踪得到乘波基体的下表面以及后缘曲线；
通过所述的前缘曲线形成的自流面构成乘波基体的上表面；
步骤303、通过所述的基准线线型与所述的后缘曲线一起构成乘波基体的后端面，完成乘波基体的构建。
作为本发明的一种优选方案，还包括利用切削法对得到的所述乘波基体的下表面进行切削，实现乘波基体的纵向自稳定性的方法，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向所述前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的水平面两者构成。
本发明提供了一种用于两级入轨的助推级飞行器，所述助推级飞行器包括基于所述的乘波基体的构造方法构造的乘波基体以及镜像设置在所述乘波基体两侧的变形机翼、镜像对称设置在所述乘波基体表面上的两个尾翼方向舵；
其中，所述变形机翼用于通过其自身的变形改变所述飞行器的机翼翼展、后掠角和上、下反角。
作为本发明的一种优选方案，其中，所述变形机翼从所述乘波基体两侧的前缘曲线的中点向所述乘波基体的后端面延伸且沿所述乘波基体的宽度方向扩展，直至所述变形机翼的端部与所述乘波基体的后端面保持一致；
所述变形机翼的外侧边缘与所述乘波基体的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
作为本发明的一种优选方案，所述变形机翼包括固定翼段和连接在所述固定翼段上的变形翼段，所述固定翼段远离所述变形翼段的侧边通过连接杆转动连接在所述乘波基体的侧边，所述乘波基体内设置有驱动所述固定翼段绕所述连接杆转动的第二舵机；
所述变形翼段包括中空蒙皮翼体以及安装在所述中空蒙皮翼体内部的翼肋板组，且所述翼肋板组包括沿中空蒙皮翼体宽度方向等间距分布的多个翼肋，且多个所述翼肋的长度与所述中空蒙皮翼体的长度相配合；
每个所述翼肋至少连接有一个伸缩连接杆，且所述伸缩连接杆沿所述中空蒙皮翼体的宽度方向延伸至所述固定翼段，所述固定翼段中设置有连接所述伸缩连接杆的第一舵机，且所述第一舵机控制所述伸缩连接杆在所述中空蒙皮翼体的宽度方向变化，进而控制相邻两个所述翼肋之间的距离。
作为本发明的一种优选方案，所述中空蒙皮翼体表面包覆有气动力传感层，所述气动力传感层从内至外依次包括碳纤维层和玻璃纤维层，在所述碳纤维层和玻璃纤维层之间分布有压力传感器网络层。
作为本发明的一种优选方案，所述尾翼方向舵垂直于由所述第一抛物线形成的所述乘波基体的上表面，且所述尾翼方向舵与所述第一抛物线段在所述锥形激波面的投影方向保持一致，所述尾翼方向舵的一端与所述乘波基体的后端面保持一致。
作为本发明的一种优选方案，还包括自适应机翼控制系统，所述自适应机翼控制系统包括变形翼控制模块，气动力测算模块，机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块；
所述气动力测算模块用于通过所述压力传感器网络层采集获得所述变形机翼在飞行过程中受到的气动力数据；
所述变形翼控制模块接收所述气动力测算模块气动力数据向所述机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块发送控制指令；
所述机翼反角控制模块通过控制指令控制所述第二舵机驱动所述连接杆转动，改变助推级飞行器的上、下反角角度；
所述机翼掠角控制模块通过控制指令控制所述第一舵机驱动所述伸缩连接杆的长度变化，改变所述变形翼段的翼展宽度；
其中，所述机翼掠角控制模块用于在所述机翼反角控制模块完成助推级飞行器的上、下反角角度后向所述气动力测算模块发送气动力测算信号，所述机翼掠角控制模块改变所述变形翼段的翼展宽度，改变助推级飞行器的掠角角度。
作为本发明的一种优选方案，所述气动力测算模块计算助推级飞行器的所受的气动力公式具体为：
其中，
表示在驻点0处的静压，
表示在受力翼面点C处的静压，n表示计算的第n个驻点0和受力翼面点C的积分项，N为助推级飞行器所受法向力，A为助推级飞行器所受轴向力，L为变形机翼的升力，D为助推级飞行器的阻力，
为助推级飞行器的来流攻角。
本发明与现有技术相比较具有如下有益效果：
本发明提出一种用于两级入轨的宽速域自适应变形翼可重复使用助推级飞行器，本发明在添加机翼情况下，助推级飞行器仍然具有良好的纵向稳定性能；本发明提供的自适应智能化翼展变形系统，不仅可以实现宽速域最优气动性能而且可以针对亚声速和超声速飞行条件下飞行器的不同方向稳定性的对立矛盾与规律未知性，根据不同来流条件智能调节翼展、后掠角和上、下反角来实现助推级宽速域的飞行稳定，基本上无需人为干涉控制。本发明宽速域自适应变形翼可重复使用助推级飞行器变形翼控制结构采用柔性可展开变形蒙皮结构，不仅能够承受拉、压、剪力而且可以传递分配空气动力载荷，利用变形引起的空气动力学效应辅助操纵变形，可以省去笨重的机械液压操纵结构，减轻助推级飞行器质量，更好的完成两级入轨飞行任务。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
图1为本发明实施例提供乘波基体的结构示意图；
图2为本发明实施例提供机翼变形控制系统的结构示意图；
图3为本发明实施例提供乘波基体纵截面的结构示意图
图4为本发明实施例提供乘波基体底部切削状态的结构示意图；
图5为本发明实施例提供助推级飞行器在图4所示的切削状态下受力结构示意图。
图中的标号分别表示如下：
1-中空蒙皮翼体，2-伸缩连接杆，3-翼肋板组，4-杆件与翼肋固定端，5-第一舵机，6-变形控制模块，7-玻璃纤维层，8-碳纤维层，9-压力传感器网络，10-变形机翼，11-气动力测算模块，12-固定翼段，13-变形翼段，14-第二舵机，15-传动杆，16-连接杆，17-机身；18-尾翼方向舵；19-水平线段；20-第一抛物线段；21-第二抛物线段。
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一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
如图1至图5所示，本发明提供了一种乘波基体的制备方法，包括步骤：
步骤100、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件，确定乘波基体的预设马赫数的来流条件；
步骤200、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件下的基于乘波体可变翼展助推级飞行器的现有特征，确定所述乘波基体的基准线线型，并确定基准线线型的所有组成曲线的曲线函数；
其中，所述基准线线型的组成曲线包括：
水平线段19以及光滑相切的连接在所述的水平线段19两端的第一抛物线段20，且位于所述的水平线段19的两端的第一抛物线段20呈镜像对称，所述第一抛物线段20远离所述的水平线段的端部光滑相切的连接有第二抛物线段21，且位于所述的水平线段10的两侧的第二抛物线段21呈镜像对称；
步骤300、利用来流条件、水平线段19、第一抛物线段20和第二抛物线段21的曲线函数，通过锥导激波理论计算得到乘波基体。
在步骤300中，通过锥导激波理论计算得到乘波基体的具体方法为：
步骤301、由所述的基准线线型在锥形激波面上的水平投影得到助推级乘波体飞行器的前缘曲线；
步骤302、由所述的前缘曲线通过流线追踪得到乘波基体的下表面以及后缘曲线；
通过所述的前缘曲线形成的自流面构成乘波基体的上表面；
步骤303、通过所述的基准线线型与所述的后缘曲线一起构成乘波基体的后端面，完成乘波基体的构建。
还包括利用切削法对得到的所述乘波基体的下表面进行切削，实现乘波基体的纵向自稳定性的方法，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向所述前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的水平面两者构成。
本发明提供了一种基于所述的乘波基体构造方法构造的乘波基体的用于两级入轨的助推级飞行器，助推级飞行包括乘波基体17、镜像设置在乘波基体17两侧的变形机翼10以及镜像对称设置在乘波基体17表面上的两个尾翼方向舵18；
其中，变形机翼10用于通过其自身的变形改变助推级飞行器的机翼翼展、后掠角和上、下反角。
其中，变形机翼10从乘波基体17两侧的前缘曲线的中点向乘波基体17的后端面延伸且沿乘波基体17的宽度方向扩展，直至变形机翼10的端部与乘波基体17的后端面保持一致；
变形机翼10的外侧边缘与乘波基体17的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
变形机翼10包括固定翼段12和连接在固定翼段12上的变形翼段13，固定翼段12远离变形翼段13的侧边通过连接杆16转动连接在乘波基体17的侧边，乘波基体17内设置有驱动固定翼段12绕连接杆16转动的第二舵机14；
变形翼段13包括中空蒙皮翼体1以及安装在中空蒙皮翼体1内部的翼肋板组3，且翼肋板组3包括沿中空蒙皮翼体1宽度方向等间距分布的多个翼肋，且多个翼肋的长度与中空蒙皮翼体1的长度相配合；
每个翼肋至少连接有一个伸缩连接杆2，且伸缩连接杆2沿中空蒙皮翼体1的宽度方向延伸至固定翼段12，固定翼段12中设置有连接伸缩连接杆2的第一舵机5，且第一舵机5控制伸缩连接杆2在中空蒙皮翼体1的宽度方向变化，进而控制相邻两个翼肋之间的距离。
中空蒙皮翼体1表面包覆有气动力传感层，气动力传感层从内至外依次包括碳纤维层8和玻璃纤维层7，在碳纤维层8和玻璃纤维层7之间分布有压力传感器网络层9。
尾翼方向舵18垂直于由第一抛物线形成的乘波基体17的上表面，且尾翼方向舵18与第一抛物线段在锥形激波面的投影方向保持一致，尾翼方向舵18的一端与乘波基体17的后端面保持一致。
本发明提供了一种所述的两级入轨的助推级飞行器的自适应机翼控制系统，包括变形翼控制模块，气动力测算模块，机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块；
所述气动力测算模块用于通过所述压力传感器网络层采集获得所述变形机翼在飞行过程中受到的气动力数据；
所述变形翼控制模块接收所述气动力测算模块气动力数据向所述机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块发送控制指令；
所述机翼反角控制模块通过控制指令控制所述第二舵机驱动所述连接杆转动，改变助推级飞行器的上、下反角角度；
所述机翼掠角控制模块通过控制指令控制所述第一舵机驱动所述伸缩连接杆的长度变化，改变所述变形翼段的翼展宽度；
其中，所述机翼掠角控制模块用于在所述机翼反角控制模块完成助推级飞行器的上、下反角角度后向所述气动力测算模块发送气动力测算信号，所述机翼掠角控制模块改变所述变形翼段的翼展宽度，改变助推级飞行器的掠角角度。
气动力测算模块、机翼变形控制模块以及机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块形成反馈闭合回路，实现助推级飞行器的自适应智能化变形控制。
所述气动力测算模块计算助推级飞行器的所受的气动力公式具体为：
其中，
表示在驻点0处的静压，
表示在受力翼面点C处的静压，n表示计算的第n个驻点0和受力翼面点C的积分项，N为助推级飞行器所受法向力，A为助推级飞行器所受轴向力，L为变形机翼的升力，D为助推级飞行器的阻力，
为助推级飞行器的来流攻角。
由于乘波基体为对称几何体，所以设计生成该乘波基体只要按照乘波体的一半进行生成设计，最后进行对称即可，所以水平线段、第一抛物线段和第二抛物线段的该三段曲线的曲线函数表达式如下：
具体地，基准锥长度为L = 1.1538m，乘波体长度为L0 = 0.75m，乘波体设计的半宽度为d0 = 0.2074m，基准锥的半锥角为
，锥形激波的半锥角为
；
根据以上几何条件以及基准线线型函数，可以通过锥导激波理论计算得到乘波基体。
该乘波基体的三视工程图如图3所示。
考虑到构成乘波基体17下表面的流线一般呈“上凸”形状，研究人员发现乘波基体17飞行器突然受到来流气流扰动，使得乘波基体17飞行器的攻角发生变化时，比如来流攻角突然增大会使得乘波基体17的压心向前移动，进而使得乘波基体17很快就会在很大的抬头力矩下被“吹翻”。
所以采用切削法切掉小部分乘波基体17下表面实体，使得乘波基体17下表面的纵向剖面形状呈“下凸”形状，这样乘波基体17会随着攻角的增大，压心后移或者随着攻角的减小，压心迁移，实现乘波基体17的纵向自稳定性能。
并且考虑到乘波基体17尖锐前缘不能防热烧蚀，所以加厚乘波基体17的前缘，使其能够防热烧蚀。
设计好用于两级入轨水平分离的乘波基体17后，为了实现助推级飞行器的宽速域飞行能力，在乘波基体17的基础上，添加可变形机翼即自适应智能化机翼变形系统：
包括高应变分布式传感器（压力传感器）、局部变形控制器等。
可变形机翼可以同时改变机翼翼展及其后掠角和上（下）反角；
如图4示意图所示。
变形机翼10从乘波基体17机身的中间段开始扩展变形，并且变形机翼的前缘曲线与乘波基体17前缘曲线保持光滑相切，该基于乘波基体17可变翼展的宽速域助推级飞行器在某一翼展宽度情况下的三视工程图如图5所示。
在结构方面，为了实现宽速域自适应智能化翼展变形，局部变形的位置区域采用各向异性的变刚度的变形蒙皮结构，能够实现机翼的形状变化和小面积增加，而且可以主动控制刚度，保证翼展方向的灵活性和分布式驱动器定制的驱动力。
对于较大的机翼变化，可以采用可展开的变形蒙皮结构。
该用于两级入轨的基于乘波基体17可变翼展宽速域助推级飞行器的智能变形机翼控制系统结构示意，在宽速域飞行过程中，针对优良的气动性能以及飞行稳定性目标飞行状态，机翼变形控制系统按照程序进行改变翼展时，飞行控制系统可以维持变形过程中的稳定；
与此同时，飞行控制系统可以操纵机翼变形控制系统来作为助推级的操纵机构，可以利用翼展变形造成的气动效应来辅助操纵，实现更好的机动操作以及稳定性控制。
所述的一种用于两级入轨的宽速域自适应变形翼可重复使用助推级飞行器具有纵向自稳定性，在Ma = 7 自由来流条件下，对变翼展的助推级飞行器进行了数值模拟，得到了不同翼展、不同攻角情况下的助推级升阻比变化和压心位置变化曲线。
可以得到该助推级飞行器在非完全乘波条件下仍然具有可观的升阻比，而且压心随着攻角增大后移，具有纵向稳定特征。
本发明提出一种用于两级入轨的宽速域自适应变形翼可重复使用助推级飞行器，通过根据飞行条件自适应智能改变机翼翼展来达到期望的优良气动性能，并且具有良好的飞行稳定性能。
本发明用于两级入轨水平级间分离技术中，凭借优良的气动性能以及飞行稳定性能可以快速达到两级入轨级间分离的马赫数以及高空条件，而且极大减少助推级的质量以及所需的燃料，不仅降低成本而且可以实现可重复使用，进一步推动两级入轨飞行器的实现和发展。
以上实施例仅为本申请的示例性实施例，不用于限制本申请，本申请的保护范围由权利要求书限定。本领域技术人员可以在本申请的实质和保护范围内，对本申请做出各种修改或等同替换，这种修改或等同替换也应视为落在本申请的保护范围内。
Claims (8)
1.一种乘波基体的构造方法，其特征在于，包括步骤：
步骤100、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件，确定乘波基体的预设马赫数的来流条件；
步骤200、根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件下的基于乘波体可变翼展助推级飞行器的现有特征，确定所述乘波基体的基准线线型，并确定基准线线型的所有组成曲线的曲线函数；
其中，所述基准线线型的组成曲线包括：
水平线段以及光滑相切的连接在所述的水平线段两端的第一抛物线段，且位于所述的水平线段的两端的第一抛物线段呈镜像对称，所述第一抛物线段远离所述的水平线段的端部光滑相切的连接有第二抛物线段，且位于所述的水平线段的两侧的第二抛物线段呈镜像对称；
步骤300、利用来流条件、水平线段、第一抛物线段和第二抛物线段的曲线函数，通过锥导激波理论计算得到乘波基体；
其中，还包括利用切削法对得到的所述乘波基体的下表面进行切削，实现乘波基体的纵向自稳定性的方法，具体包括：
从乘波基体的后端面的底部沿所述乘波基体的底部表面向前缘曲线水平切削，使所述乘波基体的下表面由一部分原先的乘波流面和经过切削后形成的水平面两者构成。
2.根据权利要求1所述的一种乘波基体的构造方法，其特征在于，在步骤300中，通过锥导激波理论计算得到乘波基体的具体方法为：
步骤301、由所述的基准线线型在锥形激波面上的水平投影得到助推级乘波体飞行器的前缘曲线；
步骤302、由所述的前缘曲线通过流线追踪得到乘波基体的下表面以及后缘曲线；
通过所述的前缘曲线形成的自流面构成乘波基体的上表面；
步骤303、通过所述的基准线线型与所述的后缘曲线一起构成乘波基体的后端面，完成乘波基体的构建。
3.一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，所述助推级飞行器包括基于权利要求1-2 任意一项所述的乘波基体的构造方法构造的乘波基体（17）以及镜像设置在所述乘波基体（17）两侧的变形机翼（10）、镜像对称设置在所述乘波基体（17）表面上的两个尾翼方向舵（18）；
其中，所述变形机翼（10）用于通过其自身的变形改变所述助推级飞行器的机翼翼展、后掠角和上、下反角；
所述变形机翼（10）包括固定翼段（12）和连接在所述固定翼段（12）上的变形翼段（13），所述固定翼段（12）远离所述变形翼段（13）的侧边通过连接杆（16）转动连接在所述乘波基体（17）的侧边，所述乘波基体（17）内设置有驱动所述固定翼段（12）绕所述连接杆（16）转动的第二舵机（14）；
所述变形翼段（13）包括中空蒙皮翼体（1）以及安装在所述中空蒙皮翼体（1）内部的翼肋板组（3），且所述翼肋板组（3）包括沿所述中空蒙皮翼体（1）宽度方向等间距分布的多个翼肋，且多个所述翼肋的长度与所述中空蒙皮翼体（1）的长度相配合；
每个所述翼肋至少连接有一个伸缩连接杆（2），且所述伸缩连接杆（2）沿所述中空蒙皮翼体（1）的宽度方向延伸至所述固定翼段（12），所述固定翼段（12）中设置有连接所述伸缩连接杆（2）的第一舵机（5），且所述第一舵机（5）控制所述伸缩连接杆（2）在所述中空蒙皮翼体（1）的宽度方向变化，进而控制相邻两个所述翼肋之间的距离。
4.根据权利要求3所述的一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，其中，所述变形机翼（10）从所述乘波基体（17）两侧的前缘曲线的中点向所述乘波基体（17）的后端面延伸且沿所述乘波基体（17）的宽度方向扩展，直至所述变形机翼（10）的端部与所述乘波基体（17）的后端面保持一致；
所述变形机翼（10）的外侧边缘与所述乘波基体（17）的两侧的前缘曲线保持光滑相切。
5.根据权利要求3所述的一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，所述中空蒙皮翼体（1）表面包覆有气动力传感层，所述气动力传感层从内至外依次包括碳纤维层（8）和玻璃纤维层（7），在所述碳纤维层（8）和玻璃纤维层（7）之间分布有压力传感器网络层（9）。
6.根据权利要求3所述的一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，所述尾翼方向舵（18）垂直于由所述第一抛物线形成的所述乘波基体（17）的上表面，且所述尾翼方向舵（18）与所述第一抛物线段在锥形激波面的投影方向保持一致，所述尾翼方向舵（18）的一端与所述乘波基体（17）的后端面保持一致。
7.根据权利要求5所述的一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，还包括自适应机翼控制系统，所述自适应机翼控制系统包括变形翼控制模块，气动力测算模块，机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块；
所述气动力测算模块用于通过所述压力传感器网络层采集获得所述变形机翼在飞行过程中受到的气动力数据；
所述变形翼控制模块接收所述气动力测算模块气动力数据向所述机翼掠角控制模块以及机翼反角控制模块发送控制指令；
所述机翼反角控制模块通过控制指令控制所述第二舵机驱动所述连接杆转动，改变助推级飞行器的上、下反角角度；
所述机翼掠角控制模块通过控制指令控制所述第一舵机驱动所述伸缩连接杆的长度变化，改变所述变形翼段的翼展宽度；
其中，所述机翼掠角控制模块用于在所述机翼反角控制模块完成助推级飞行器的上、下反角角度后向所述气动力测算模块发送气动力测算信号，所述机翼掠角控制模块改变所述变形翼段的翼展宽度，改变助推级飞行器的掠角角度。
8.根据权利要求7所述的一种用于两级入轨的助推级飞行器，其特征在于，所述气动力测算模块计算助推级飞行器的所受的气动力公式具体为：
其中，
表示在驻点0处的静压，
表示在受力翼面点C处的静压，n表示计算的第n个驻点0和受力翼面点C的积分项，N为助推级飞行器所受法向力，A为助推级飞行器所受轴向力，L为变形机翼的升力，D为助推级飞行器的阻力，
为助推级飞行器的来流攻角。
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