CN114852372B - 一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于宇航飞行器技术领域，具体涉及一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统。本发明的技术方案如下：一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，包括机身、内翼段、变形翼段、外翼段和垂直尾翼，所述机身中轴线的尾部上端固定安装有垂直尾翼，两个内翼段分别对称设置在所述机身中部左右两侧；所述变形翼段的一端与所述内翼段固定连接，所述变形翼段的另一端与所述外翼段固定连接；所述外翼段和内翼段在平面内投影后的形状为梯形，所述变形翼段在平面内投影后的形状为矩形。本发明采用可折叠机翼的方式实现空天飞行器在返回大气层的过程中减小与大气间的接触与摩擦面积，在大气层内将机翼展开实现自主飞行和快速机动。

Description

一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统

技术领域

本发明属于宇航飞行器技术领域，具体涉及一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统。

背景技术

空天飞行器的概念于二十世纪五十年代末被提出，各航天大国均针对空天飞行器开展了较为深入的研究。空天飞行器是宇宙航行和航天运输系统中的重要组成部分，是人们进行深空探测、空间站建造等实践和科研必不可少的一种重要宇宙航行载具。传统的空间载荷发射都由一次性火箭运载系统承担，相比于火箭运输载荷，空天飞行器能够自由航行于大气层内、临近空间和轨道空间，具有成本低廉、便捷安全、机动性强等优点。由于传统的卫星返回舱和航天飞机在再入大气层后无法实现自主飞行，其返回过程中受到环境、地形等因素影响较大，因此可以实现大气层内自主飞行的空天飞行器能够显著提高航天器在返回过程中的安全性，有效提高航天器的使用寿命，同时可以大幅提高天地往返的运输能力、临近空间武器投送能力、临近空间机动对抗能力。

空天飞行器发射方式按入轨级数可分为：单级入轨、多级入轨；从动力特点角度可分为火箭动力、组合动力；从起降方式方面可分为：垂直起降、垂直起飞/水平降落、水平起飞/水平降落等。其中垂直起飞是目前各国航天器入轨普遍采用的方式，可以有效提高大型火箭的发射效率，相比于水平起飞，其入轨速度更快，更有利于执行未来大量集中飞行任务。空天飞行器采用火箭挂载垂直起飞的方式可以大量节约空天飞行器自身的燃料，打破运输机搭载空天飞行器二次入轨的飞行器规模限制，为其在近地轨道、临近空间和大气层内长时间飞行提供了先决条件。

综上，目前的空天飞行器方案多采用较短固定机翼以实现在大气层内滑翔目的，其自身飞行能力受到机翼外形和机身外形制约，导致在大气层内飞行能力较弱，无法实现在大气层内长时间、远距离高速飞行；机动能力也较差，无法满足未来临近空间机动对抗、武器运输的任务需求。在折叠机翼方面，传统舰载机的折叠机翼技术多采用铰链实现机翼折叠，导致机翼不连续，无法满足飞行过程中变形需求；而目前的柔性蒙皮折叠变形机翼则存在蒙皮褶皱较大、寿命较低的问题，无法满足未来空天变体飞行器发展需求。

发明内容

本发明提供一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统，采用可折叠机翼的方式实现空天飞行器在返回大气层的过程中减小与大气间的接触与摩擦面积；在大气层内将机翼展开，通过大翼展实现自主飞行和快速机动；采用空天飞行器挂载火箭垂直起飞的方式，以减小对于空天飞行器尺寸的制约，从而满足大尺度空天飞行器快速入轨的发射任务需求。

本发明的技术方案如下：

一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，包括机身、内翼段、变形翼段、外翼段和垂直尾翼，所述机身中轴线的尾部上端固定安装有垂直尾翼，两个内翼段分别对称设置在所述机身中部左右两侧；所述变形翼段的一端与所述内翼段固定连接，所述变形翼段的另一端与所述外翼段固定连接；所述外翼段和内翼段在平面内投影后的形状为梯形，所述变形翼段在平面内投影后的形状为矩形。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述变形翼段包括刚性翼肋、变形机构、驱动器和柔性蒙皮，三个刚性翼肋并排放置，所述变形机构设置在三个刚性翼肋中将之串联在一起，三个驱动器带动所述变形机构工作使得三个刚性翼肋之间产生角度折叠变形；所述柔性蒙皮包覆在所述刚性翼肋的外围，分别与所述外翼段及内翼段构成光滑过渡的翼型。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述变形机构包括两个变形模块一、两个变形模块二和两个变形模块三，两个变形模块三呈对称方式铰接在一起，两个变形模块一分别设置在变形模块三的两侧且呈对角方式分布，两个变形模块二分别设置在变形模块三的两侧且呈对角方式分布，变形模块一与变形模块二、变形模块一与变形模块三及变形模块二与变形模块三之间铰接在一起。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，变形模块一由外边构件、外角构件、三接头组件一和四接头组件一铰接在一起组成，变形模块二由外边构件、外角构件、三接头组件二和四接头组件二铰接在一起组成，变形模块三由三接头组件一、四接头组件一、三接头组件二和四接头组件二铰接在一起组成；外边构件包括长板一和短板一，短板一垂直设置在长板一的中部；外角构件包括横板一和竖板一，横板一的一端与竖板一的一端连接且横板一与竖板一垂直；三接头组件一包括横板二、竖板二和斜支板一，横板二的一端与竖板二的一端连接且横板二与竖板二垂直，斜支板一垂直设置在竖板二上且与横板二之间夹角为+45°；三接头组件二包括横板三、竖板三和斜支板二，横板三的一端与竖板三的一端连接且横板三与竖板三垂直，斜支板二垂直设置在竖板三上且与横板三之间夹角为-45°；四接头组件一包括长板二、短板二和斜支板三，短板二垂直设置在长板二的正面中部，斜支板三垂直设置在长板二的背面且与短板二之间夹角为-45°；四接头组件二包括长板三、短板三和斜支板四，短板三垂直设置在长板三的正面中部，斜支板四垂直设置在长板三的背面且与短板三之间夹角为+45°；变形模块一中，外边构件的长板一的一端与外角构件的竖板一铰接，外边构件的短板一与四接头组件一的短板二铰接，外角构件的横板一与三接头组件一的横板二铰接，三接头组件一的竖板二与四接头组件一的长板二的一端铰接；变形模块二中，外边构件的长板一的一端与外角构件的竖板一铰接，外边构件的短板一与四接头组件二的短板三铰接，外角构件的横板一与三接头组件二的横板三铰接，三接头组件二的竖板三与四接头组件二的长板三的一端铰接；变形模块三中，三接头组件一的横板二与三接头组件二的横板三铰接，三接头组件一的竖板二与四接头组件一的长板二的一端铰接，四接头组件一的短板二与四接头组件二的短板三铰接，四接头组件二的长板三的一端与三接头组件二的竖板三铰接。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述变形机构中，一个变形模块三的四接头组件一的长板二的另一端与另一个变形模块三的四接头组件二的长板三的另一端铰接；变形模块一的三接头组件一的斜支板一与变形模块三的三接头组件二的斜支板二铰接，变形模块一的四接头组件一的斜支板三与变形模块三的四接头组件二的斜支板四铰接；变形模块二的三接头组件二的斜支板二与变形模块三的三接头组件一的斜支板一铰接，变形模块二的四接头组件二的斜支板四与变形模块三的四接头组件一的斜支板三铰接；变形模块一的外边构件的长板一的另一端与变形模块二的外边构件的长板一的另一端铰接，变形模块一的四接头组件一的长板二的另一端与变形模块二的四接头组件二的长板三的另一端铰接。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述刚性翼肋的中部设有长方形的孔腔，所述变形机构放置在所述孔腔中，两个变形模块三放置在位于中间的刚性翼肋的孔腔中，一个变形模块一及一个变形模块二为一组放置在位于边部的一个刚性翼肋的孔腔中；所述孔腔的上壁及下壁各设有一个滑槽，所述滑槽中设有导向块一，导向块一与所述滑槽之间滑动配合，导向块一上设有轴一；所述变形机构的前端的上、下表面分别设有三个连接孔一，轴一通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔一中。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，三个驱动器分别放置在三个刚性翼肋的孔腔中，所述驱动器的后端固定安装在所述孔腔的后壁上，所述驱动器的前端通过六个导向块二与所述变形机构的后端连接在一起；导向块二设有轴二和轴三，所述变形机构的后端的上、下表面分别设有三个连接孔二，所述驱动器的前端的上、下表面分别设有三个连接孔三，轴二通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔二中，轴三通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔三中。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述刚性翼肋上设有装配孔一和装配孔二，装配孔一用于装配导向块一，装配孔二用于装配导向块二。

进一步地，所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，所述驱动器包括两个波纹板和多个直板，两个波纹板并列设置，每个直板分别与两个波纹板固定连接，多个直板之间等间距平行设置；所述波纹板采用形状记忆合金制做，在热激励下实现变形，来实施对所述变形机构的驱动。

上述具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的发射系统，包括助推火箭和挂载支架，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器通过所述挂载支架连接在所述助推火箭上。

本发明的有益效果为：

1、本发明的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其结构采用折叠机翼的设计方案，在完成轨道飞行任务再入大气层过程中通过向上折叠机翼的方式可以减少机身与大气的摩擦面积，在保证空天飞行器具有气动减阻外形的同时，可有效减少稠密大气层对空天飞行器再入时姿态的影响；在进入大气层后执行大气层内飞行任务过程中展开机翼，实现更优的大气层内气动外形。

2、本发明的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，优选的设计了一种新型模块化折叠机翼变形机构，可以实现有效减小柔性蒙皮变形过程中出现的褶皱，显著提高柔性蒙皮变形部分的使用寿命。

3、本发明的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统，采用火箭挂载空天飞行器垂直发射，进入暖层底部后空天飞行器分离，并继续加速达到第一宇宙速度，实现了快速、精确入轨。

4、本发明的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统，通过火箭搭载空天飞行器发射的方式，显著提高了空天飞行器的发射效率，实现了多批次、短时间密集发射的可能性。

5、本发明提供的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器及其发射系统，其中的部分技术不仅适用于宇航技术领域，在舰载机、轨道安全防护设备、折叠家居等领域同样具有较高的参考和借鉴价值。

附图说明

图1为具有折叠机翼功能的空天变体飞行器机翼完全展开示意图；

图2为具有折叠机翼功能的空天变体飞行器机翼完全向上折叠示意图；

图3为变形翼段完全展开局部剖视图；

图4为变形翼段完全向上折叠局部剖视图；

图5为变形机构完全展开示意图；

图6为变形机构完全向上折叠示意图；

图7为变形模块一示意图；

图8为变形模块二示意图；

图9为变形模块三示意图；

图10为刚性翼肋示意图；

图11为驱动器收缩状态示意图；

图12为驱动器伸张状态示意图；

图13为具有折叠机翼功能的空天变体飞行器与其发射系统的总体布局图。

具体实施方式

如图1-12所示，一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，包括机身1、内翼段4、变形翼段2、外翼段3和垂直尾翼5，所述机身1中轴线的尾部上端固定安装有垂直尾翼5，两个内翼段4分别对称设置在所述机身1中部左右两侧；所述变形翼段2的一端与所述内翼段4固定连接，所述变形翼段2的另一端与所述外翼段3固定连接；所述外翼段3和内翼段4在平面内投影后的形状为梯形，所述变形翼段2在平面内投影后的形状为矩形。

所述变形翼段2包括刚性翼肋7、变形机构9、驱动器8和柔性蒙皮6，三个刚性翼肋7并排放置，所述变形机构9设置在三个刚性翼肋7中将之串联在一起，三个驱动器8带动所述变形机构9工作使得三个刚性翼肋7之间产生角度折叠变形；所述柔性蒙皮6包覆在所述刚性翼肋7的外围，分别与所述外翼段3及内翼段4构成光滑过渡的翼型。

所述变形机构9包括两个变形模块一10、两个变形模块二11和两个变形模块三12，两个变形模块三12呈对称方式铰接在一起，两个变形模块一10分别设置在变形模块三12的两侧且呈对角方式分布，两个变形模块二11分别设置在变形模块三12的两侧且呈对角方式分布，变形模块一10与变形模块二11、变形模块一10与变形模块三12及变形模块二11与变形模块三12之间铰接在一起。

变形模块一10由外边构件15、外角构件16、三接头组件一17和四接头组件一18铰接在一起组成，变形模块二11由外边构件15、外角构件16、三接头组件二19和四接头组件二20铰接在一起组成，变形模块三12由三接头组件一17、四接头组件一18、三接头组件二19和四接头组件二20铰接在一起组成；外边构件15包括长板一和短板一，短板一垂直设置在长板一的中部；外角构件16包括横板一和竖板一，横板一的一端与竖板一的一端连接且横板一与竖板一垂直；三接头组件一17包括横板二、竖板二和斜支板一，横板二的一端与竖板二的一端连接且横板二与竖板二垂直，斜支板一垂直设置在竖板二上且与横板二之间夹角为+45°；三接头组件二19包括横板三、竖板三和斜支板二，横板三的一端与竖板三的一端连接且横板三与竖板三垂直，斜支板二垂直设置在竖板三上且与横板三之间夹角为-45°；四接头组件一18包括长板二、短板二和斜支板三，短板二垂直设置在长板二的正面中部，斜支板三垂直设置在长板二的背面且与短板二之间夹角为-45°；四接头组件二20包括长板三、短板三和斜支板四，短板三垂直设置在长板三的正面中部，斜支板四垂直设置在长板三的背面且与短板三之间夹角为+45°；变形模块一10中，外边构件15的长板一的一端与外角构件16的竖板一铰接，外边构件15的短板一与四接头组件一18的短板二铰接，外角构件16的横板一与三接头组件一17的横板二铰接，三接头组件一17的竖板二与四接头组件一18的长板二的一端铰接；变形模块二11中，外边构件15的长板一的一端与外角构件16的竖板一铰接，外边构件15的短板一与四接头组件二20的短板三铰接，外角构件16的横板一与三接头组件二19的横板三铰接，三接头组件二19的竖板三与四接头组件二20的长板三的一端铰接；变形模块三12中，三接头组件一17的横板二与三接头组件二19的横板三铰接，三接头组件一17的竖板二与四接头组件一18的长板二的一端铰接，四接头组件一18的短板二与四接头组件二20的短板三铰接，四接头组件二20的长板三的一端与三接头组件二19的竖板三铰接。

所述变形机构9中，一个变形模块三12的四接头组件一18的长板二的另一端与另一个变形模块三12的四接头组件二20的长板三的另一端铰接；变形模块一10的三接头组件一17的斜支板一与变形模块三12的三接头组件二19的斜支板二铰接，变形模块一10的四接头组件一18的斜支板三与变形模块三12的四接头组件二20的斜支板四铰接；变形模块二11的三接头组件二19的斜支板二与变形模块三12的三接头组件一17的斜支板一铰接，变形模块二11的四接头组件二20的斜支板四与变形模块三12的四接头组件一18的斜支板三铰接；变形模块一10的外边构件15的长板一的另一端与变形模块二11的外边构件15的长板一的另一端铰接，变形模块一10的四接头组件一18的长板二的另一端与变形模块二11的四接头组件二20的长板三的另一端铰接。

所述刚性翼肋7的中部设有长方形的孔腔，所述变形机构9放置在所述孔腔中，两个变形模块三12放置在位于中间的刚性翼肋7的孔腔中，一个变形模块一10及一个变形模块二11为一组放置在位于边部的一个刚性翼肋7的孔腔中；所述孔腔的上壁及下壁各设有一个滑槽21，所述滑槽21中设有导向块一13，导向块一13与所述滑槽21之间滑动配合，导向块一13上设有轴一；所述变形机构9的前端的上、下表面分别设有三个连接孔一，轴一通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔一中。

三个驱动器8分别放置在三个刚性翼肋7的孔腔中，所述驱动器8的后端固定安装在所述孔腔的后壁上，所述驱动器8的前端通过六个导向块二14与所述变形机构9的后端连接在一起；导向块二14设有轴二和轴三，所述变形机构9的后端的上、下表面分别设有三个连接孔二，所述驱动器8的前端的上、下表面分别设有三个连接孔三，轴二通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔二中，轴三通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔三中。

所述刚性翼肋7上设有装配孔一22和装配孔二23，装配孔一22用于装配导向块一13，装配孔二23用于装配导向块二14。

所述驱动器8包括两个波纹板24和多个直板25，两个波纹板24并列设置，每个直板25分别与两个波纹板24固定连接，多个直板25之间等间距平行设置；所述波纹板24采用形状记忆合金制做，在热激励下实现变形，来实施对所述变形机构9的驱动；所述驱动器8为零泊松比结构。在驱动器8的驱动下，与其连接的导向块二14开始运动，带动所述变形机构9的变形模块一10、变形模块二11、变形模块三12实现变形，所述变形机构9在所述驱动器8驱动下呈现负泊松比特性，能够实现变形模块一10、变形模块二11与变形模块三12之间的角度变化，因为三种变形模块的交错组合，变形机构9具有两处角度变化，因此实现所述变形机构9的大幅度角度折叠变形。所述变形机构9变形过程中，带动导向块一13在滑槽24中滑动，由此提高机翼结构一体性及变形稳定性，同时也通过导向块一13及导向块二14带动三个刚性翼肋7，实现三个刚性机翼7之间伴随所述变形机构9改变位置。

工作时，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器从大气层内进入临界空间过程中，需要对机翼进行变形，将机翼变为向上折叠状态，为后续再入大气层提供合适的气动外形，由展开机翼状态转变为折叠机翼状态；在变形过程中，取消驱动器8的热激励，波纹板24恢复形变成为收缩状态，拖拽变形机构9向顺气流方向变形，在变形过程中改变角度；至此，实现所述变形机构9完全折叠，变形机构9变形带动刚性翼肋7和柔性蒙皮6实现变形翼段2折叠，变形翼段2带动外翼段3实现机翼向上折叠变形；具有折叠机翼功能的空天变体飞行器在大气层内飞行过程中，为实现更大升力，需要对机翼进行变形，由折叠机翼状态转变为展开机翼状态，在变形过程中，驱动器8在热激励下波纹板24成为伸开状态，推动变形机构9在变形过程中向下改变角度，实现折叠机翼完全展开。

上述具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的发射系统，如图13所示，包括助推火箭26和挂载支架27，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器通过所述挂载支架27连接在所述助推火箭26上。具体实施流程可分为以下八个步骤：

步骤一：助推火箭26与具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的组合体，从发射场垂直起飞，助推火箭26将具有折叠机翼功能的空天变体飞行器送入海拔90km的暖层底部，这一阶段具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的机翼处于收拢状态。

步骤二：解除挂载支架27与具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的连接，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器与助推火箭26分离；助推火箭26再入大气层焚毁。

步骤三：具有折叠机翼功能的空天变体飞行器携带的发动机开机，推动具有折叠机翼功能的空天变体飞行器加速至7.6km/s，爬升至卡门线以外。

步骤四：具有折叠机翼功能的空天变体飞行器继续加速并调整姿态，进入预定轨道。

步骤五：具有折叠机翼功能的空天变体飞行器进入预定轨道后，关闭发动机，绕地球做圆周运动，开始执行轨道飞行任务。

步骤六：完成轨道飞行任务后，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器发动机开机，调整姿态再入大气层。

步骤七：进入大气层后具有折叠机翼功能的空天变体飞行器展开机翼，通过大翼展提供足够升力，实现大气层内自主飞行，执行大气层内飞行任务。

步骤八：具有折叠机翼功能的空天变体飞行器完成大气层内飞行任务，自主飞行着陆。

Claims (9)

1.一种具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，包括机身、内翼段、变形翼段、外翼段和垂直尾翼，所述机身中轴线的尾部上端固定安装有垂直尾翼，两个内翼段分别对称设置在所述机身中部左右两侧；所述变形翼段的一端与所述内翼段固定连接，所述变形翼段的另一端与所述外翼段固定连接；所述外翼段和内翼段在平面内投影后的形状为梯形，所述变形翼段在平面内投影后的形状为矩形；所述变形翼段包括刚性翼肋、变形机构、驱动器和柔性蒙皮，三个刚性翼肋并排放置，所述变形机构设置在三个刚性翼肋中将之串联在一起，三个驱动器带动所述变形机构工作使得三个刚性翼肋之间产生角度折叠变形；所述柔性蒙皮包覆在所述刚性翼肋的外围，分别与所述外翼段及内翼段构成光滑过渡的翼型。

2.根据权利要求1所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，所述变形机构包括两个变形模块一、两个变形模块二和两个变形模块三，两个变形模块三呈对称方式铰接在一起，两个变形模块一分别设置在变形模块三的两侧且呈对角方式分布，两个变形模块二分别设置在变形模块三的两侧且呈对角方式分布，变形模块一与变形模块二、变形模块一与变形模块三及变形模块二与变形模块三之间铰接在一起。

3.根据权利要求2所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，变形模块一由外边构件、外角构件、三接头组件一和四接头组件一铰接在一起组成，变形模块二由外边构件、外角构件、三接头组件二和四接头组件二铰接在一起组成，变形模块三由三接头组件一、四接头组件一、三接头组件二和四接头组件二铰接在一起组成；外边构件包括长板一和短板一，短板一垂直设置在长板一的中部；外角构件包括横板一和竖板一，横板一的一端与竖板一的一端连接且横板一与竖板一垂直；三接头组件一包括横板二、竖板二和斜支板一，横板二的一端与竖板二的一端连接且横板二与竖板二垂直，斜支板一垂直设置在竖板二上且与横板二之间夹角为+45°；三接头组件二包括横板三、竖板三和斜支板二，横板三的一端与竖板三的一端连接且横板三与竖板三垂直，斜支板二垂直设置在竖板三上且与横板三之间夹角为-45°；四接头组件一包括长板二、短板二和斜支板三，短板二垂直设置在长板二的正面中部，斜支板三垂直设置在长板二的背面且与短板二之间夹角为-45°；四接头组件二包括长板三、短板三和斜支板四，短板三垂直设置在长板三的正面中部，斜支板四垂直设置在长板三的背面且与短板三之间夹角为+45°；变形模块一中，外边构件的长板一的一端与外角构件的竖板一铰接，外边构件的短板一与四接头组件一的短板二铰接，外角构件的横板一与三接头组件一的横板二铰接，三接头组件一的竖板二与四接头组件一的长板二的一端铰接；变形模块二中，外边构件的长板一的一端与外角构件的竖板一铰接，外边构件的短板一与四接头组件二的短板三铰接，外角构件的横板一与三接头组件二的横板三铰接，三接头组件二的竖板三与四接头组件二的长板三的一端铰接；变形模块三中，三接头组件一的横板二与三接头组件二的横板三铰接，三接头组件一的竖板二与四接头组件一的长板二的一端铰接，四接头组件一的短板二与四接头组件二的短板三铰接，四接头组件二的长板三的一端与三接头组件二的竖板三铰接。

4.根据权利要求3所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，所述变形机构中，一个变形模块三的四接头组件一的长板二的另一端与另一个变形模块三的四接头组件二的长板三的另一端铰接；变形模块一的三接头组件一的斜支板一与变形模块三的三接头组件二的斜支板二铰接，变形模块一的四接头组件一的斜支板三与变形模块三的四接头组件二的斜支板四铰接；变形模块二的三接头组件二的斜支板二与变形模块三的三接头组件一的斜支板一铰接，变形模块二的四接头组件二的斜支板四与变形模块三的四接头组件一的斜支板三铰接；变形模块一的外边构件的长板一的另一端与变形模块二的外边构件的长板一的另一端铰接，变形模块一的四接头组件一的长板二的另一端与变形模块二的四接头组件二的长板三的另一端铰接。

5.根据权利要求4所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，所述刚性翼肋的中部设有长方形的孔腔，所述变形机构放置在所述孔腔中，两个变形模块三放置在位于中间的刚性翼肋的孔腔中，一个变形模块一及一个变形模块二为一组放置在位于边部的一个刚性翼肋的孔腔中；所述孔腔的上壁及下壁各设有一个滑槽，所述滑槽中设有导向块一，导向块一与所述滑槽之间滑动配合，导向块一上设有轴一；所述变形机构的前端的上、下表面分别设有三个连接孔一，轴一通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔一中。

6.根据权利要求5所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，三个驱动器分别放置在三个刚性翼肋的孔腔中，所述驱动器的后端固定安装在所述孔腔的后壁上，所述驱动器的前端通过六个导向块二与所述变形机构的后端连接在一起；导向块二设有轴二和轴三，所述变形机构的后端的上、下表面分别设有三个连接孔二，所述驱动器的前端的上、下表面分别设有三个连接孔三，轴二通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔二中，轴三通过轴孔过渡配合方式安装在连接孔三中。

7.根据权利要求6所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，所述刚性翼肋上设有装配孔一和装配孔二，装配孔一用于装配导向块一，装配孔二用于装配导向块二。

8.根据权利要求7所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器，其特征在于，所述驱动器包括两个波纹板和多个直板，两个波纹板并列设置，每个直板分别与两个波纹板固定连接，多个直板之间等间距平行设置；所述波纹板采用形状记忆合金制做，在热激励下实现变形，来实施对所述变形机构的驱动。

9.一种用于发射根据权利要求8所述的具有折叠机翼功能的空天变体飞行器的发射系统，其特征在于，包括助推火箭和挂载支架，具有折叠机翼功能的空天变体飞行器通过所述挂载支架连接在所述助推火箭上。

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