CN115924070A - 一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器及其设计方法，飞行器包括水平升力结构和垂直动力结构，水平升力结构由机身平板、折叠机翼以及控制电路板组成；垂直动力结构由垂直板、轻质螺旋桨、电机、电池和舵机组成；垂直板主体分为前后两部分，前部为龙骨，后部为弹性垂尾；机身平板的垂直投影形状为左右对称结构：前端以及两侧为直线段，其余部分为弧线段；折叠机翼展开后的垂直投影形状为以侧方直线段为底的梯形。折叠机翼与机身平板在侧方直线处通过若干个弹性装置相连。本发明通过气动优化设计得到最优构型，具有体积小、重量轻、结构简单、易于控制、可靠性强、成本低廉的特点，发射方式简便，可大范围精准投放。

Description

一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器及其设计方法

技术领域

本发明涉及无人机领域，具体涉及一种筒式发射大范围布撒的可折叠单舵面飞行器机构及其设计方法。

背景技术

目前，无人机作为在空中飞行的特殊机器人，因为其操控性、灵活性、安全性等优点可作为节点构建通讯、监视网络。这种以无人机为载体搭建的通讯监视网络，工作范围广，布置方便，在偏远山区以及如战场这类高风险地区能够安全有效的解决通讯问题，掌握当地环境情况。但构建大范围无人机网络需要大量无人机节点，以目前常规无人机的造价计算，大范围布置无人机会带来极高的成本；同时，常规无人机对发射的周边环境有一定要求，难以做到在短时间内发射大量的无人机，这导致无人机网络无法进行高效快速的布置，从而限制了复杂环境区域的使用。

目前已有的快速大范围布撒的飞行器设计方案主要以旋翼飞行器为主，如公开号为CN112249333A的发明专利申请，提出了一种微小型空中布撒式无人飞行器系统，采用旋翼作为无人飞行器的主要驱动方式，存在飞行速度低，可靠性低，成本较高等问题；而且旋翼无人飞行器折叠后所占空间也相对较大，重量也较大，导致同批次投放密度达不到要求。

发明内容

面向无人机阵列网络在复杂环境下的应用，本发明针对现有技术存在的无人机网络阵列成本高、飞行速度低，可靠性低、投放密度达不到要求等问题，提出了一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器及其设计方法，采用固定翼无人飞行器布局，通过气动优化设计得到最优构型，具有体积小、重量轻、结构简单、易于控制、可靠性强、成本低廉的特点，发射方式简便，可大范围精准投放。

本发明的技术方案为：

所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，包括水平升力结构和垂直动力结构；

所述水平升力结构由机身平板、折叠机翼以及控制电路板组成；

所述垂直动力结构由垂直板、轻质螺旋桨、电机、电池和舵机组成；垂直板主体分为前后两部分，前部为龙骨，后部为弹性垂尾；

所述机身平板的垂直投影形状为左右对称结构：前端以及两侧为直线段，其余部分为弧线段；

前端直线段长度根据选用的螺旋桨桨盘直径确定，不小于螺旋桨桨盘直径；

前端直线段与两侧直线段之间分别通过第一弧线段过渡，第一弧线段一端与所述前端直线段端部相切，第一弧线段另一端与侧方直线段前端以及折叠机翼垂直投影形状的前缘直线段内端相连，且与折叠机翼前缘直线段端部相切；

侧方直线段后端与第二弧线段端部相切；两侧的第二弧线段末端之间具有缺口，用于提供弹性垂尾的左右偏转空间；

所述折叠机翼展开后的垂直投影形状为以所述侧方直线段为底的梯形；所述折叠机翼的长度小于机身平板中侧方直线段与对称面之间的距离；折叠收纳状态下，折叠机翼能够向下弯折收纳到机身平板腹部；

所述机身平板的对称面前部以及后部均设有开槽，中部有榫孔，前部开槽用于安装轻质螺旋桨和电机，后部开槽以及中部榫孔用于安装弹性垂尾和舵机，并提供弹性垂尾的偏转空间；

所述折叠机翼与所述机身平板在所述侧方直线处通过若干个弹性装置相连，所述弹性装置为拉伸弹性装置，布置在折叠机翼与机身平板上表面，所述弹性装置能够拉伸变形储能，并能够在恢复原始状态后，提供支撑刚度；

所述控制电路板贴在所述机身平板的上表面，用于控制整个飞行器设备。

进一步的，所述第一弧线段由以机身平板垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧向外拉伸得到。

进一步的，所述第二弧线段为以机身平板垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧。

进一步的，所述机身平板的两侧边缘有略微上翘，上翘角度根据设定的折叠机翼上反角确定，用于与展开后的折叠机翼平滑过渡。

进一步的，所述弹性装置为可拉伸的弹性钢片，弹性钢片安置在机身平板与折叠机翼的连接处，两端分别于机身平板与折叠机翼相连；飞行器处于折叠状态时，弹性钢片被拉伸，投放后，弹性钢片收缩，带动折叠机翼展开。

进一步的，通过设计弹性钢片的长度和刚度，使弹性钢片收缩恢复到原始状态后，能够支撑折叠机翼处于设定的上反状态，且满足上反角要求，此外弹性钢片的初始拉伸力也大于设定值，以满足飞行过程中，折叠机翼不会在气动力作用下整体下翻变形的要求。

上述飞行器的优化设计方法，包括以下步骤：

步骤1：根据飞行器结构，建立初始的三维模型并划分网格，根据设定的优化设计变量，建立FFD控制框与控制点，便于优化过程中进行几何变形；所述优化设计变量为折叠机翼外侧边缘纵向长度h₁，折叠机翼的展向长度l₁以及折叠机翼的前缘后掠角α；

步骤2：采用CFD方法进行流场计算，计算得到设计目标：飞行器巡航阶段的升阻比；

步骤3：根据约束条件，利用优化算法产生新的设计变量，再次利用CFD方法进行流场计算，计算得到设计目标，判断是否满足迭代停止条件，如果满足迭代停止条件则优化停止，同时输出相应的优化结果。

进一步的，所述约束条件为：

外翼段展长l₁不大于内翼段展长l₀：l₁≤l₀；

外翼段面积S₁小于内翼段面积S₀：S₁＜k·S₀，其中k为小于1的比例系数；

飞行器阻力D小于巡航阶段螺旋桨推力：D＜KT；T为螺旋桨最大拉力，K为螺旋桨油门系数，巡航阶段取K＝0.6。

飞行器俯仰力矩系数的导数小于设定常数：

C_k＜0；C_m为俯仰力矩系数，M为俯仰力矩，c_a为平均气动弦长，C_ma为俯仰力矩系数导数，C_k为负常数。

最终得到的飞行器结构参数为：内翼段展长l₀：55mm，折叠机翼的展向长度l₁：55mm，机身平板一侧直线的割线长度h₀：55mm，折叠机翼外侧边缘纵向长度h₁：42mm，折叠机翼前缘后掠角α：48.5deg，折叠机翼上反角：15deg，内翼段面积S₀：5838.3mm²，外翼段面积S₁：2667.5mm²；半径R：62.5mm。

有益效果

本发明提出的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器采用固定翼无人飞行器布局，通过气动优化设计得到最优构型，具有体积小、重量轻、结构简单、易于控制、可靠性强、成本低廉的特点，发射方式简便，可大范围精准投放。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本发明中的优化参数示意图；

图2为本发明的优化流程图；

图3为本发明的优化性能图；

图4为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器的展开状态主视图；

图5为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器的折叠状态正视图；

图6为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器的展开状态正视图；

图7为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器的水平升力板结构组成的示意图；

图8为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器的垂直动力板结构组成的示意图；

图9为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器发射前以折叠状态储存在发射筒内的示意图；

图10为本发明提供的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器发射筒盖打开后飞行器自动展开过程的示意图；

其中：

1：机身平板；2：折叠机翼；3：弹性装置；4：控制电路板；5-1：龙骨；5-2：弹性垂尾；6：轻质螺旋桨；7：电机；8：电池；9：舵机；9-1：舵臂；10：发射筒；11：发射筒盖。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本实施例中提出的一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，包括水平升力结构和垂直动力结构。

如图7所示，所述水平升力结构由机身平板1、折叠机翼2以及控制电路板4组成。

所述垂直动力结构由垂直板、轻质螺旋桨6、电机7、电池8和舵机9组成。垂直板主体分为厚度不同的前后两部分，前部为龙骨5-1，后部为弹性垂尾5-2。

所述机身平板1的垂直投影形状为左右对称结构：前端以及两侧为直线段，其余部分为弧线段。

前端直线段长度根据选用的螺旋桨桨盘直径确定，略大于螺旋桨桨盘直径即可。

前端直线段与两侧直线段之间分别通过第一弧线段过渡，所述第一弧线段由以机身平板1垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧向外拉伸得到，拉伸后的第一弧线段一端与所述前端直线段端部相切，第一弧线段另一端与侧方直线段前端以及折叠机翼垂直投影形状的前缘直线段内端相连，且与折叠机翼前缘直线段端部相切。

侧方直线段后端与第二弧线段端部相切，所述第二弧线段为以机身平板1垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧；两侧的第二弧线段末端之间具有缺口，用于提供弹性垂尾的左右偏转空间。

所述折叠机翼2展开后的垂直投影形状为以所述侧方直线段为底的梯形。折叠机翼的长度小于机身平板中侧方直线段与对称面之间的距离，这样确保折叠收纳状态下，折叠机翼能够向下弯折收纳到机身平板腹部。

所述机身平板的对称面前部以及后部均设有开槽，中部有榫孔，前部开槽用于安装轻质螺旋桨6和电机7，后部开槽以及中部榫孔用于安装弹性垂尾5-2和舵机9，并提供弹性垂尾的偏转空间。所述机身平板的两侧边缘有略微上翘，上翘角度根据设定的折叠机翼上反角确定，用于与展开后的折叠机翼平滑过渡。

所述折叠机翼2与所述机身平板1在所述侧方直线处通过若干个弹性装置相连，所述弹性装置为拉伸弹性装置，布置在折叠机翼与机身平板上表面，所述弹性装置能够拉伸变形储能，并能够在恢复原始状态后，提供支撑刚度。本实施例中弹性装置具体为可拉伸的弹性钢片，机身平板1与一侧折叠机翼通过两块弹性钢片连接，弹性钢片安置在机身平板与折叠机翼的连接处，两端分别于机身平板与折叠机翼相连。飞行器处于折叠状态时，弹性钢片被拉伸，投放后，弹性钢片收缩，带动折叠机翼展开。通过设计弹性钢片的长度和刚度，使弹性钢片收缩恢复到原始状态后，能够支撑折叠机翼处于设定的上反状态，且满足上反角要求，此外弹性钢片的初始拉伸力也大于设定值，以满足飞行过程中，折叠机翼不会在气动力作用下整体下翻变形的要求。

所述控制电路板4贴在所述机身平板1的上表面，用于控制整个飞行器设备。

所述龙骨5-1较厚，厚度为5mm，固定在机身平板1下侧，并处于机身平板的对称面上，在龙骨中部开有用于布置电池的电池仓凹槽，电池8固定在电池仓凹槽内，为飞行器提供动力，电池尺寸为22mm*20mm*7mm，重量为5g，容量为200mAh，提供电压为3.7V。在龙骨前端上部安装电机7，同时电机卡在机身平板的前部开槽中，电机驱动轻质螺旋桨6，螺旋桨直径为48mm。

可变形的弹性垂尾5-2厚度为2mm，弹性垂尾固定在机身平板的后部开槽中，并还通过中部榫孔与机身平板连接，在弹性垂尾中开槽布置舵机9，舵机的舵臂9-1嵌入弹性垂尾后部，能够带动弹性垂尾后部变形实现左右偏转，起到偏转舵面的作用。舵机尺寸为16mm*6.5mm*14mm重2.5g，扭矩0.1kg-cm，电气接口为JST插头,供电电压3.7V。

基于上述飞行器结构，为了达到要求的气动性能，对结构参数进行优化设计。如图1所示，主要参数包括半径R，机身平板一侧直线到对称面的距离l₀(内翼段展长)，机身平板一侧直线的割线长度h₀，机身平板一侧面积S₀(内翼段面积)，折叠机翼的展向长度l₁(外翼段展长)，面积S₁(外翼段面积)，外侧边缘纵向长度h₁，以及折叠机翼的前缘后掠角α和折叠机翼上反角。

上述结构参数中，内翼段结构参数根据要求设定好后不再变化，主要是因为飞行器折叠后，机身平板的面积是主要影响布放的主要因素，因此根据布放筒的相关参数要求确定内翼段结构参数，确定后，R、l₀、h₀、S₀即为常数，而l₁、h₁和α为优化设计变量。

优化设计的设计目标为飞行器巡航阶段的升阻比最大：maxC_LC_D。

根据飞行器的气动力模型，得到升阻比与设计变量关系为：

其中C_L为升力系数，C_D为阻力系数，C_D.0表示零升阻力系数，F(α)为诱导阻力因子；其中升力系数C_L，阻力系数C_D的数学模型为：

其中V为飞行器前飞速度，ρ为空气密度，S为机翼外翼段与内翼段总面积之和

由于飞行器巡航阶段飞行速度比较低(巡航速度10m/s)，所以零升阻力系数C_D，0取为常量，根据摩擦阻力系数和飞行器初始面积计算确定。

对于诱导阻力因子，本实施例中取

其中λ为机翼展弦比，δ(α)为与后掠角α相关的系数函数。

优化设计的约束条件为：

1、外翼段展长l₁不大于内翼段展长l₀；l₁≤l₀；

2、外翼段面积S₁小于内翼段面积S₀；S₁＜k·S₀，其中k为小于1的比例系数，本实施例中取k＝0.5；

3、飞行器阻力D小于巡航阶段螺旋桨推力(巡航时螺旋桨应该留有余量保证操纵性)；D＜KT；T为螺旋桨最大拉力，K为螺旋桨油门系数，巡航阶段取K＝0.6。

4、飞行器俯仰力矩系数的导数小于设定常数；C_ma＜C_k,

C_k＜0；C_m为俯仰力矩系数，M为俯仰力矩，c_a为平均气动弦长，C_ma为俯仰力矩系数导数，C_k为负常数，取C_k＝-0.01。

基于上述优化模型，下面给出优化过程：

首先进行模型建立、网格划分及流场求解：

按照飞行器结构，建立初始的三维模型并划分网格，根据设定的优化设计变量，建立FFD控制框与控制点，以便于之后优化过程中进行几何变形，这里的设计变量变化的过程实质上就是三维物面的表面网格坐标变化的过程。几何参数化之后根据新的设计变量得到新的表面网格，再通过动网格方法生成扰动后的空间网格分别在流场求解器和伴随求解器中进行求解计算，如利用求解雷诺平均N-S方程的方法进行求解计算，由流场求解器得到新的流场解、目标函数以及约束函数值，同时将流场解和残差向量传递给伴随求解器进行伴随解向量的求解。

然后进行优化迭代：

求解完成之后，流场结果与梯度信息就会被传递给优化算法，优化算法进而进行评估，产生新的迭代预估构型与设计变量，如果满足迭代停止条件则优化停止，同时输出相应的优化结果。如采用NGSA-Ⅱ算法进行优化求解，设置的参数条件为：种群个数为50，进化代数为100，变异概率为0.01，交叉概率为0.09。得到最终优化结果。

优化后的筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器其构型如图4所示，结构参数见表1所示，得到的气动性能如图3所示。飞行器存在折叠与展开两种状态，发射前飞行器按如图5这种方式对机翼进行折叠，单个飞行器折叠时总体尺寸为112mm×115mm×30mm。在发射后飞行器自行恢复成图6所示展开状态，总体尺寸为220mm×115mm×30mm，重量为20g。

表1优化的飞行器结构构型参数

<![CDATA[l<sub>0</sub>：55mm]]>	<![CDATA[l<sub>1</sub>：55mm]]>
		<![CDATA[h<sub>0</sub>：55mm]]>	<![CDATA[h<sub>1</sub>：42mm]]>
后掠角α：48.5deg	上反角：15deg
		<![CDATA[S<sub>0</sub>：5838.3mm<sup>2</sup>]]>	<![CDATA[S<sub>1</sub>：2667.5mm<sup>2</sup>]]>
R：62.5mm

整个工作过程为：发射前飞行器以图9所示折叠状态堆叠在发射筒10内，发射时，发射筒盖11打开飞行器在重力作用下，全部抛撒出。如图10所示，飞行器在弹性装置3的作用下折叠机翼2逐步展开，完全展开后机翼2与机身1间存在15°上反角。在控制电路板4的调控下，舵机9控制弹性垂尾5-2变形，实现对舵向的偏转，在机翼上反的作用下，飞行器滚转与偏航相耦合。工作时，电机7带动轻质螺旋桨6转动，为飞行器巡航提供克服阻力的推力，同时电机7受控制电路板4调节螺旋桨6的转速。通过提高螺旋桨6转速能够使机身平板1前端局部升力增加，产生抬头力矩，实现对飞行器俯仰的控制。当飞行器完全展开后，电路板4调整飞行器自身飞行姿态和轨迹路线最后降落在指定位置。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：包括水平升力结构和垂直动力结构；

所述水平升力结构由机身平板、折叠机翼以及控制电路板组成；

所述垂直动力结构由垂直板、轻质螺旋桨、电机、电池和舵机组成；垂直板主体分为前后两部分，前部为龙骨，后部为弹性垂尾；

所述机身平板的垂直投影形状为左右对称结构：前端以及两侧为直线段，其余部分为弧线段；

前端直线段长度根据选用的螺旋桨桨盘直径确定，不小于螺旋桨桨盘直径；

前端直线段与两侧直线段之间分别通过第一弧线段过渡，第一弧线段一端与所述前端直线段端部相切，第一弧线段另一端与侧方直线段前端以及折叠机翼垂直投影形状的前缘直线段内端相连，且与折叠机翼前缘直线段端部相切；

侧方直线段后端与第二弧线段端部相切；两侧的第二弧线段末端之间具有缺口，用于提供弹性垂尾的左右偏转空间；

所述折叠机翼展开后的垂直投影形状为以所述侧方直线段为底的梯形；所述折叠机翼的长度小于机身平板中侧方直线段与对称面之间的距离；折叠收纳状态下，折叠机翼能够向下弯折收纳到机身平板腹部；

所述机身平板的对称面前部以及后部均设有开槽，中部有榫孔，前部开槽用于安装轻质螺旋桨和电机，后部开槽以及中部榫孔用于安装弹性垂尾和舵机，并提供弹性垂尾的偏转空间；

所述折叠机翼与所述机身平板在所述侧方直线处通过若干个弹性装置相连，所述弹性装置为拉伸弹性装置，布置在折叠机翼与机身平板上表面，所述弹性装置能够拉伸变形储能，并能够在恢复原始状态后，提供支撑刚度；

所述控制电路板贴在所述机身平板的上表面，用于控制整个飞行器设备。

2.根据权利要求1所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：所述第一弧线段由以机身平板垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧向外拉伸得到。

3.根据权利要求1所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：所述第二弧线段为以机身平板垂直投影形状的几何中心为圆心，半径为R的圆弧。

4.根据权利要求1所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：所述机身平板的两侧边缘有略微上翘，上翘角度根据设定的折叠机翼上反角确定，用于与展开后的折叠机翼平滑过渡。

5.根据权利要求1所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：所述弹性装置为可拉伸的弹性钢片，弹性钢片安置在机身平板与折叠机翼的连接处，两端分别于机身平板与折叠机翼相连；飞行器处于折叠状态时，弹性钢片被拉伸，投放后，弹性钢片收缩，带动折叠机翼展开。

6.根据权利要求5所述一种筒式发射布撒可折叠单舵面飞行器，其特征在于：通过设计弹性钢片的长度和刚度，使弹性钢片收缩恢复到原始状态后，能够支撑折叠机翼处于设定的上反状态，且满足上反角要求，此外弹性钢片的初始拉伸力也大于设定值，以满足飞行过程中，折叠机翼不会在气动力作用下整体下翻变形的要求。

7.权利要求1～6任一所述飞行器的优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据飞行器结构，建立初始的三维模型并划分网格，根据设定的优化设计变量，建立FFD控制框与控制点，便于优化过程中进行几何变形；所述优化设计变量为折叠机翼外侧边缘纵向长度h₁，折叠机翼的展向长度l₁以及折叠机翼的前缘后掠角α；

步骤2：采用CFD方法进行流场计算，计算得到设计目标：飞行器巡航阶段的升阻比；

步骤3：根据约束条件，利用优化算法产生新的设计变量，再次利用CFD方法进行流场计算，计算得到设计目标，判断是否满足迭代停止条件，如果满足迭代停止条件则优化停止，同时输出相应的优化结果。

8.根据权利要求7所述设计方法，其特征在于：所述约束条件为：

外翼段展长l₁不大于内翼段展长l₀：l₁≤l₀；

外翼段面积S₁小于内翼段面积S₀：S₁＜k·S₀，其中k为小于1的比例系数；

飞行器阻力D小于巡航阶段螺旋桨推力：D＜KT；T为螺旋桨最大拉力，K为螺旋桨油门系数，巡航阶段取K＝0.6。

飞行器俯仰力矩系数的导数小于设定常数：C_ma＜C_k,

C_k＜0；C_m为俯仰力矩系数，M为俯仰力矩，c_a为平均气动弦长，C_ma为俯仰力矩系数导数，C_k为负常数。

9.根据权利要求8所述设计方法，其特征在于：最终得到的飞行器结构参数为：内翼段展长l₀：55mm，折叠机翼的展向长度l₁：55mm，机身平板一侧直线的割线长度h₀：55mm，折叠机翼外侧边缘纵向长度h₁：42mm，折叠机翼前缘后掠角α：48.5deg，折叠机翼上反角：15deg，内翼段面积S₀：5838.3mm²，外翼段面积S₁：2667.5mm²；半径R：62.5mm。

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