变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构及其控制方法

1.本发明涉及变体飞行器设计领域，具体是变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构及其控制方法。


背景技术：

2.翼展和平均弦长的比值叫展弦比。大展弦比的飞机升力系数大，可以减小诱导阻力所占阻力的比例，提高机翼效率，增加航程；小展弦比的飞机升力系数小，阻力也小，则表现在飞行速度快，机动性较为灵活。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，影响飞行的超音速飞行性能。
3.在军用和民用领域，飞行器一般都选用固定的展弦比，其用途也较单一，仅能实现低速高效、高速或高机动性的一个方面。因此，为了使飞行器同时具备低速高效率、高速或高机动性的优点，使其能够在中低速长巡航飞行状态和在声速甚至超声速飞行状态两种飞行状态下自由切换，出现变体机翼技术。
4.目前，变体机翼技术有两种技术方案。1)在飞行器内部或者外部增添调节机构，改变飞行器机翼的后掠角，从而改变机翼的展弦比。2)采用折叠机翼，调节机翼的展弦比。
5.以上两种方法，展弦比调节范围小，无效载荷大，机翼容易变形，可靠性不高。


技术实现要素：

6.本发明的目的是提供变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，所述机翼连续可调单驱动机构用于调整飞行器的翼展；
7.所述飞行器包括飞行器机身、变体机翼、起落架、转动铰链、尾翼；
8.所述变体机翼包括一级机翼、二级机翼
9.所述一级机翼、二级机翼、起落架安装在飞行器机身上；
10.所述二级机翼相对于一级机翼可作直线伸缩运动；
11.相邻两个二级机翼之间通过转动铰链连接。
12.所述尾翼安装在飞行器机身尾部；
13.所述机翼连续可调单驱动机构包括伺服电机、联轴器、轴承及轴承座、丝杠、导轨、螺母、气弹簧、刚性绳、若干动滑轮、若干定滑轮、起落架、滑块、转动副；
14.所述丝杠水平放置在飞行器机身的表面；
15.所述丝杠为左右双旋丝杠；
16.以丝杠中点为分界点，左边丝杠为左旋向，右边丝杠为右旋向；
17.所述丝杠的两端均连接有螺母；
18.所述丝杠的一端通过轴承及轴承座支撑，另一端通过联轴器、轴承及轴承座与伺服电机连接；
19.所述伺服电机用于驱动丝杠旋转；
20.每个螺母的两端通过滑块与导轨连接；
21.所述螺母在导轨上可移动；
22.每个螺母通过转动副与两个一级机翼连接，使一级机翼相对螺母转动；
23.所述气弹簧安装在变体机翼内部；
24.所述气弹簧处于完全伸开状态时，底部与一级机翼的端部固结，头部与二级机翼的端部固结；
25.所述动滑轮固结在螺母上；所述动滑轮随螺母的平移而运动；
26.所述定滑轮分别安装在机身的两侧，且与动滑轮平行；
27.一个定滑轮与一个相邻的动滑轮组成一个滑轮组；
28.每个滑轮组上设置有一根刚性绳；
29.所述刚性绳的一端与机身固结，另一端与二级机翼的端部固结。
30.进一步，所述飞行器的变体机翼后掠角可调节范围为[0，90
°
]。
[0031]
进一步，所述滑轮组和刚性绳协同作用，实现二级机翼的伸缩运动。
[0032]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，包括以下步骤：
[0033]
1)伺服电机转动带动丝杠转动，进而使螺母作速度相同、方向相反的直线运动；
[0034]
2)一级机翼和二级机翼在螺母的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90
°
减小到0
°
；
[0035]
同时，在滑轮组的作用下，螺母的直线运动让刚性绳带动二级机翼克服气弹簧的作用力，向一级机翼内收回，从而实现机翼伸缩运动；
[0036]
此时，一级机翼的长度l1保持不变，二级机翼伸出长度l2减小，减小量为螺母的位移s。
[0037]
进一步，当螺母的位移s满足0《s《a时,一级机翼的长度l1、二级机翼伸出长度l2、翼展h、后掠角θ、两端机翼长度之和l分别如下所示：
[0038]
l1＝a (1)
[0039]
l2＝a-s (2)
[0040]
l＝l1+l2＝2a-s (3)
[0041][0042][0043]
式中，a为螺母的最大位移。
[0044]
进一步，当螺母的位移s＝0时,二级机翼处于完全伸出的状态，二级机翼伸出长度与一级机翼长度相等，即l1＝l2＝a；两端机翼之和l＝2a,翼展h＝4a,后掠角θ＝90
°
，此时变体机翼有最大展弦比。
[0045]
进一步，当气弹簧完全压缩，螺母的位移s＝a时,二级机翼完全收进一级机翼中，一级机翼长度l1＝a，二级机翼伸出长度l2＝0,两端机翼之和l＝a,翼展h＝0,后掠角θ＝0
°
，此时机构有最小展弦比。
[0046]
本发明的技术效果是毋庸置疑的，本发明设计了变体飞行器的机翼连续可调机构，该机构可以使飞行器翼展长度在机身宽到大于机身长度之间任意连续可调，弦长最大
可接近机身长度，从而大大提高了变体飞行器的展弦比范围，展弦比可以从0到6.5。
[0047]
飞行器大展弦比时，实现短距离自主起飞和中低速的高效飞行；小展弦比时，高速飞行，降低空气阻力，提高机动性；展弦比为0时，飞行器成为“导弹”外形，实现临近空间的高超声速飞行，同时利用刚性绳结构，实现了用单个电机驱动机翼变体的功能。
[0048]
本专利通过机翼变体，改变飞行器的翼展，进而改变飞行器的展弦比，解决固定展弦比飞行器无法满足同时在中低速飞行和高速飞行的缺陷，实现展弦比连续可调，同时在大展弦比时，翼展总长大于机身。
[0049]
本专利通过刚性绳结构，实现单驱动来带动机翼的变体运动，提高了机构的运行效率。
附图说明
[0050]
图1为飞机整体轴测图，其中图1(a)为机翼完全伸展的轴测图，图1(b)为机翼变体过程中的轴测图，图1(c)为机翼完全收回时的轴测图；
[0051]
图2为飞机内部结构轴测图；
[0052]
图3为机翼未变体时机构的俯视图；
[0053]
图4为机翼未变体时机构的几何关系图；
[0054]
图5为机翼变体过程中机构的俯视图；
[0055]
图6为机翼变体过程中机构的几何关系图；
[0056]
图7为机翼变体完成时机构的俯视图；
[0057]
图8为机翼变体完成时机构的几何关系图；
[0058]
1-伺服电，2-联轴器，3-轴承座(轴承)，4-丝杠，5-导轨，6-机身，7-螺母，8-一级机翼，9-气弹簧，10-刚性绳，11-二级机翼，12-动滑轮，13-定滑轮，14-起落架，15-转动铰链，16-尾翼。
具体实施方式
[0059]
下面结合实施例对本发明作进一步说明，但不应该理解为本发明上述主题范围仅限于下述实施例。在不脱离本发明上述技术思想的情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，作出各种替换和变更，均应包括在本发明的保护范围内。
[0060]
实施例1：
[0061]
参见图1至图8，变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，所述机翼连续可调单驱动机构用于调整飞行器的翼展；
[0062]
所述飞行器包括飞行器机身6、变体机翼、起落架14、转动铰链15、尾翼16；
[0063]
所述变体机翼包括一级机翼8、二级机翼11
[0064]
所述一级机翼8、二级机翼11、起落架14安装在飞行器机身6上；
[0065]
所述二级机翼11相对于一级机翼8可作直线伸缩运动；
[0066]
相邻两个二级机翼11之间通过转动铰链15连接。
[0067]
所述尾翼16安装在飞行器机身6尾部；
[0068]
所述机翼连续可调单驱动机构包括伺服电机1、联轴器2、轴承及轴承座3、丝杠4、导轨5、螺母7、气弹簧9、刚性绳10、若干动滑轮12、若干定滑轮13、起落架14、滑块、转动副；
[0069]
所述丝杠4水平放置在飞行器机身6的表面；
[0070]
所述丝杠4为左右双旋丝杠；
[0071]
以丝杠4中点为分界点，左边丝杠为左旋向，右边丝杠为右旋向；
[0072]
所述丝杠4的两端均连接有螺母7；
[0073]
所述丝杠4的一端通过轴承及轴承座3支撑，另一端通过联轴器2、轴承及轴承座3与伺服电机1连接；
[0074]
所述伺服电机1用于驱动丝杠4旋转；
[0075]
每个螺母7的两端通过滑块与导轨5连接；
[0076]
所述螺母7在导轨5上可移动；
[0077]
每个螺母7通过转动副与两个一级机翼8连接，使一级机翼8相对螺母7转动；
[0078]
所述气弹簧9安装在变体机翼内部；
[0079]
所述气弹簧9处于完全伸开状态时，底部与一级机翼8的端部固结，头部与二级机翼11的端部固结；
[0080]
所述动滑轮12固结在螺母7上；所述动滑轮12随螺母7的平移而运动；
[0081]
所述定滑轮13分别安装在机身6的两侧，且与动滑轮12平行；
[0082]
一个定滑轮13与一个相邻的动滑轮12组成一个滑轮组；
[0083]
每个滑轮组上设置有一根刚性绳10；
[0084]
所述刚性绳10的一端与机身6固结，另一端与二级机翼11的端部固结。
[0085]
所述飞行器的变体机翼后掠角可调节范围为[0，90
°
]。
[0086]
所述滑轮组和刚性绳10协同作用，实现二级机翼11的伸缩运动。
[0087]
实施例2：
[0088]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，包括以下步骤：
[0089]
1)伺服电机1转动带动丝杠4转动，进而使螺母7作速度相同、方向相反的直线运动；
[0090]
2)一级机翼8和二级机翼11在螺母7的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90
°
减小到0
°
；
[0091]
同时，在滑轮组的作用下，螺母7的直线运动让刚性绳10带动二级机翼11克服气弹簧9的作用力，向一级机翼8内收回，从而实现机翼伸缩运动；
[0092]
此时，一级机翼8的长度l1保持不变，二级机翼11伸出长度l2减小，减小量为螺母7的位移s。
[0093]
当螺母7的位移s满足0《s《a时,一级机翼8的长度l1、二级机翼11伸出长度l2、翼展h、后掠角θ、两端机翼长度之和l分别如下所示：
[0094]
l1＝a (1)
[0095]
l2＝a-s (2)
[0096]
l＝l1+l2＝2a-s (3)
[0097][0098]
[0099]
式中，a为螺母7的最大位移。
[0100]
当螺母7的位移s＝0时,二级机翼11处于完全伸出的状态，二级机翼11伸出长度与一级机翼8长度相等，即l1＝l2＝a；两端机翼之和l＝2a,翼展h＝4a,后掠角θ＝90
°
，此时变体机翼有最大展弦比。
[0101]
当气弹簧9完全压缩，螺母7的位移s＝a时,二级机翼11完全收进一级机翼8中，一级机翼8长度l1＝a，二级机翼11伸出长度l2＝0,两端机翼之和l＝a,翼展h＝0,后掠角θ＝0
°
，此时机构有最小展弦比。
[0102]
实施例3：
[0103]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，内容包括：
[0104]
飞机外部结构包括机身6以及尾部设有的尾翼16，机身上设有变体机翼(一级机翼8和二级机翼11)，所述变体机翼可实现后掠角在0-90
°
内调节，所述机身的底部还设有起落架14。飞机内部有滚珠丝杠导轨装置(伺服电机1、联轴器2、轴承座3、丝杠4、导轨5、螺母7等)、气弹簧9、刚性绳10、动滑轮12、定滑轮13等实现机翼的变体运动。
[0105]
图3为机翼未变体时机构的俯视图。包括水平布置的机身6，其他所有的零部件都位于机身6上面。机身6上面有一水平放置的丝杠4，该丝杆4为左右双旋丝杠，以丝杠4中点为分界点，左边为左旋向，右边为右旋向，从而通过丝杠4的旋转可以让丝杠4上左右两个螺母7的运动方向相反。丝杠4的一端由轴承座(轴承)3支承，另一端通过联轴器2和轴承座(轴承)3与伺服电机1相连，伺服电机1为提供丝杠4转矩的原动件。两个螺母7的两侧分别通过滑块与导轨5相连，导轨5主要起到导向和承载的作用，使两个螺母7能够稳定的移动。两个螺母7的上面设置四个转动副，通过该转动副，两个螺母7分别与四个一级机翼8连接，因此，四个一级机翼8可以相对螺母7转动。图中有一个机翼作剖视图处理，展示了一级机翼8和二级机翼11内部结构，每个机翼为空心结构，其内部安装有气弹簧9，此时气弹簧9为完全伸开状态，气弹簧9的底部与一级机翼8的端部固结，气弹簧9的头部与二级机翼11的端部固结，二级机翼11可以相对于一级机翼8作直线伸缩运动。相邻的两个二级机翼11之间通过转动铰链15连接。在机身6的两侧设置了四个定滑轮13，与定滑轮13相平行的有四个动滑轮12，动滑轮12固结在螺母7上，因此，动滑轮12可以随着螺母7的平动而运动。一个定滑轮13和一个相邻的动滑轮12为一个滑轮组，每个滑轮组上设置有一根刚性绳10，刚性绳10的一端与机身6相固结，另一端与二级机翼11的端部相固结。滑轮组和刚性绳10的主要作用是实现二级机翼11的伸缩运动。
[0106]
图4为机翼未变体时机构的几何关系图。为得到机构的几何关系图，阐明翼展和后掠角的控制方法，对机构尺寸进行简化，不考虑实际机构中较小的次要尺寸(如机翼宽度、螺母宽度等)，只考虑主要尺寸，设一级机翼长度为l_1,二级机翼伸出长度为l_2，两段机翼之和为l，翼展为h，螺母的位移(动滑轮的位移)为s，后掠角为θ。如图2所示，当螺母位移s＝0时,二级机翼处于完全伸出的状态，二级机翼伸出长度与一级机翼长度近似相等，即l_1＝l_2＝a,两端机翼之和为l＝2a,翼展为h＝4a,后掠角为θ＝90
°
，此时机构有最大展弦比，可以实现飞行器短距离起飞和中低速的高效率飞行。
[0107]
图5为机翼变体过程中机构的俯视图。伺服电机1转动带动丝杠4的转动，由于丝杠4两边旋向相反，所以丝杠4上面的两个螺母7作速度相同方向相反的直线运动。一级机翼8
和二级机翼11在螺母7的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90
°
减小到0
°
，同时在滑轮组的作用下，螺母7的直线运动让刚性绳10产生一个较大作用力，该作用力的方向为平行一级机翼8向内，从而带动二级机翼11克服气弹簧9的作用力向一级机翼8内收回，从而实现机翼伸缩运动，一级机翼长度l_1保持不变，二级机翼伸出长度l_2开始减小，减小量为气弹簧压缩量。由于刚性绳10的长度不变，气弹簧9压缩量又与螺母的位移s相同，所以二级机翼伸出长度l_2的减小量为s。
[0108]
图6为机翼变体过程中机构的几何关系图。当螺母位移0《s《a时,各个尺寸与角度的关系式为
[0109]
l1＝a (1)
[0110]
l2＝a-s (2)
[0111]
l＝l1+l2＝2a-s (3)
[0112][0113][0114]
由式(3)-(5)可知，翼展h、后掠角θ、两端机翼之和l可视作螺母位移s的单值函数，成一一对应关系。因此在控制方法中，通过控制伺服电机1的转动，进而控制丝杠4的转动和螺母7的位移，便可以控制飞行器的翼展h和后掠角θ，实现翼展h和后掠角θ连续可调。
[0115]
图7为机翼变体完成时机构的俯视图，图8为机翼变体完成时机构的几何关系图。此时二级机翼11完全收进一级机翼8中，气弹簧9完全压缩，螺母位移s＝a,一级机翼长度l_1＝a，二级机翼伸出长度l_2＝0,两端机翼之和l＝a,翼展h＝0,后掠角θ＝0
°
，此时机构有最小展弦比，可以实现飞行器高速飞行，降低空气阻力，提高机动性。
[0116]
实施例4：
[0117]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，所述机翼连续可调单驱动机构用于调整飞行器的翼展；
[0118]
所述飞行器包括飞行器机身6、变体机翼、起落架14、转动铰链15、尾翼16；
[0119]
所述变体机翼包括一级机翼8、二级机翼11；
[0120]
所述一级机翼8、二级机翼11、起落架14安装在飞行器机身6上；
[0121]
所述二级机翼11相对于一级机翼8可作直线伸缩运动；
[0122]
相邻两个二级机翼11之间通过转动铰链15连接。
[0123]
所述尾翼16安装在飞行器机身6尾部；
[0124]
所述机翼连续可调单驱动机构包括伺服电机1、联轴器2、轴承及轴承座3、丝杠4、导轨5、螺母7、气弹簧9、刚性绳10、若干动滑轮12、若干定滑轮13、起落架14、滑块、转动副；
[0125]
所述丝杠4水平放置在飞行器机身6的表面；
[0126]
所述丝杠4为左右双旋丝杠；
[0127]
以丝杠4中点为分界点，左边丝杠为左旋向，右边丝杠为右旋向；
[0128]
所述丝杠4的两端均连接有螺母7；
[0129]
所述丝杠4的一端通过轴承及轴承座3支撑，另一端通过联轴器2、轴承及轴承座3与伺服电机1连接；
[0130]
所述伺服电机1用于驱动丝杠4旋转；
[0131]
每个螺母7的两端通过滑块与导轨5连接；
[0132]
所述螺母7在导轨5上可移动；
[0133]
每个螺母7通过转动副与两个一级机翼8连接，使一级机翼8相对螺母7转动；
[0134]
所述气弹簧9安装在变体机翼内部；
[0135]
所述气弹簧9处于完全伸开状态时，底部与一级机翼8的端部固结，头部与二级机翼11的端部固结；
[0136]
所述动滑轮12固结在螺母7上；所述动滑轮12随螺母7的平移而运动；
[0137]
所述定滑轮13分别安装在机身6的两侧，且与动滑轮12平行；
[0138]
一个定滑轮13与一个相邻的动滑轮12组成一个滑轮组；
[0139]
每个滑轮组上设置有一根刚性绳10；
[0140]
所述刚性绳10的一端与机身6固结，另一端与二级机翼11的端部固结。
[0141]
实施例5：
[0142]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，主要内容见实施例4，其中，所述飞行器的变体机翼后掠角可调节范围为[0，90
°
]。
[0143]
实施例6：
[0144]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，主要内容见实施例4，其中，所述滑轮组和刚性绳10协同作用，实现二级机翼11的伸缩运动。
[0145]
实施例7：
[0146]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，包括以下步骤：
[0147]
1伺服电机1转动带动丝杠4转动，进而使螺母7作速度相同、方向相反的直线运动；
[0148]
2一级机翼8和二级机翼11在螺母7的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90
°
减小到0
°
；
[0149]
同时，在滑轮组的作用下，螺母7的直线运动让刚性绳10带动二级机翼11克服气弹簧9的作用力，向一级机翼8内收回，从而实现机翼伸缩运动；
[0150]
此时，一级机翼8的长度l1保持不变，二级机翼11伸出长度l2减小，减小量为螺母7的位移s。
[0151]
实施例8：
[0152]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，主要内容见实施例7，其中，当螺母7的位移s满足0《s《a时,一级机翼8的长度l1、二级机翼11伸出长度l2、翼展h、后掠角θ、两端机翼长度之和l分别如下所示：
[0153]
l1＝a (1)
[0154]
l2＝a-s (2)
[0155]
l＝l1+l2＝2a-s (3)
[0156][0157][0158]
式中，a为螺母7的最大位移。
[0159]
实施例9：
[0160]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，主要内容见实施例7，其中，当螺母7的位移s＝0时,二级机翼11处于完全伸出的状态，二级机翼11伸出长度与一级机翼8长度相等，即l1＝l2＝a；两端机翼之和l＝2a,翼展h＝4a,后掠角θ＝90
°
，此时变体机翼有最大展弦比；a为螺母7的最大位移。
[0161]
实施例10：
[0162]
变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，主要内容见实施例7，其中，当气弹簧9完全压缩，螺母7的位移s＝a时,二级机翼11完全收进一级机翼8中，一级机翼8长度l1＝a，二级机翼11伸出长度l2＝0,两端机翼之和l＝a,翼展h＝0,后掠角θ＝0
°
，此时机构有最小展弦比；a为螺母7的最大位移。

技术特征：
1.变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，其特征在于：所述机翼连续可调单驱动机构用于调整飞行器的翼展；所述飞行器包括所述飞行器机身(6)、变体机翼、起落架(14)、转动铰链(15)、尾翼(16)。所述变体机翼包括一级机翼(8)、二级机翼(11)；所述一级机翼(8)、二级机翼(11)、起落架(14)安装在飞行器机身(6)上；所述二级机翼(11)相对于一级机翼(8)可作直线伸缩运动；相邻两个二级机翼(11)之间通过转动铰链(15)连接。所述尾翼(16)安装在飞行器机身(6)尾部；所述机翼连续可调单驱动机构包括伺服电机(1)、联轴器(2)、轴承及轴承座(3)、丝杠(4)、导轨(5)、螺母(7)、气弹簧(9)、刚性绳(10)、若干动滑轮(12)、若干定滑轮(13)、起落架(14)、滑块、转动副；所述丝杠(4)水平放置在飞行器机身(6)的表面；所述丝杠(4)为左右双旋丝杠；以丝杠(4)中点为分界点，左边丝杠为左旋向，右边丝杠为右旋向；所述丝杠(4)的两端均连接有螺母(7)；所述丝杠(4)的一端通过轴承及轴承座(3)支撑，另一端通过联轴器(2)、轴承及轴承座(3)与伺服电机(1)连接；所述伺服电机(1)用于驱动丝杠(4)旋转；每个螺母(7)的两端通过滑块与导轨(5)连接；所述螺母(7)在导轨(5)上可移动；每个螺母(7)通过转动副与两个一级机翼(8)连接，使一级机翼(8)相对螺母(7)转动；所述气弹簧(9)安装在变体机翼内部；所述气弹簧(9)处于完全伸开状态时，底部与一级机翼(8)的端部固结，头部与二级机翼(11)的端部固结；所述动滑轮(12)固结在螺母(7)上；所述动滑轮(12)随螺母(7)的平移而运动；所述定滑轮(13)分别安装在机身(6)的两侧，且与动滑轮(12)平行；一个定滑轮(13)与一个相邻的动滑轮(12)组成一个滑轮组；每个滑轮组上设置有一根刚性绳(10)；所述刚性绳(10)的一端与机身(6)固结，另一端与二级机翼(11)的端部固结。2.根据权利要求1所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，其特征在于：所述飞行器的变体机翼后掠角可调节范围为[0，90
°
]。3.根据权利要求1所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构，其特征在于：所述滑轮组和刚性绳(10)协同作用，实现二级机翼(11)的伸缩运动。4.权利要求1至3任一项所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：1)伺服电机(1)转动带动丝杠(4)转动，进而使螺母(7)作速度相同、方向相反的直线运动；
2)一级机翼(8)和二级机翼(11)在螺母(7)的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90
°
减小到0
°
；同时，在滑轮组的作用下，螺母(7)的直线运动让刚性绳(10)带动二级机翼(11)克服气弹簧(9)的作用力，向一级机翼(8)内收回，从而实现机翼伸缩运动；此时，一级机翼(8)的长度l1保持不变，二级机翼(11)伸出长度l2减小，减小量为螺母(7)的位移s。5.根据权利要求4所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，其特征在于，当螺母(7)的位移s满足0<s<a时,一级机翼(8)的长度l1、二级机翼(11)伸出长度l2、翼展h、后掠角θ、两端机翼长度之和l分别如下所示：l1＝a (1)l2＝a-s (2)l＝l1+l2＝2a-s (3)(3)式中，a为螺母(7)的最大位移。6.根据权利要求4所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，其特征在于，当螺母(7)的位移s＝0时,二级机翼(11)处于完全伸出的状态，二级机翼(11)伸出长度与一级机翼(8)长度相等，即l1＝l2＝a；两端机翼之和l＝2a,翼展h＝4a,后掠角θ＝90
°
，此时变体机翼有最大展弦比；a为螺母(7)的最大位移。7.根据权利要求4所述的变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构的控制方法，其特征在于，当气弹簧(9)完全压缩，螺母(7)的位移s＝a时,二级机翼(11)完全收进一级机翼(8)中，一级机翼(8)长度l1＝a，二级机翼(11)伸出长度l2＝0,两端机翼之和l＝a,翼展h＝0,后掠角θ＝0
°
，此时机构有最小展弦比；a为螺母(7)的最大位移。

技术总结
本发明公开变体飞行器中翼展从机身宽到大于机身长的机翼连续可调单驱动机构及其控制方法，所述机翼连续可调单驱动机构用于调整飞行器的翼展；所述机翼连续可调单驱动机构包括伺服电机、联轴器、轴承及轴承座、丝杠、导轨、螺母、气弹簧、刚性绳、若干动滑轮、若干定滑轮、起落架、滑块、转动副；方法步骤为：1)伺服电机转动带动丝杠转动，进而使螺母作速度相同、方向相反的直线运动；2)一级机翼和二级机翼在螺母的带动下开始作机翼变体运动，后掠角θ开始从90


技术研发人员：秦屹锴 谢志江 张涧珲 黄涛 周仁杰 邓鹏 刘峻铭 耿赵凯
受保护的技术使用者：重庆大学
技术研发日：2023.01.19
技术公布日：2023/5/26