本发明公开了一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，属于仿生飞行器设计技术领域。当其进行垂直起降与悬停时，为扑旋翼飞行模式，结构特征为两侧扑翼以旋翼轴对称方式安装，即两侧翼型呈反对称；当进行前飞或滑翔时，为扑翼或固定翼飞行模式，结构特征为两侧扑翼以固定翼对称方式安装，即两侧翼型呈对称状。同时，采用一种弹性弓梁、弦、多杆机构组成的变形翼翼肋结构设计，在进行变形翼型状变化时，通过转动安装在翼根部的拉杆和连接各翼肋的拉索，拉动多杆机构迫使相连接的弓梁产生所需弹性变形，即保持翼型整体结构不变，但变形翼前缘与后缘互换。本发明简化了飞行器的驱动机构和整体构型，显著提高了气动效率和升力系数。
1.基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，包括机翼、尾翼(3)、发动机(4)、驱动杆(7)、机身(9)、尾翼控制系统(12)、飞行控制系统(13)，其特征在于，还包括离合器(6)、轴承(8)、变形翼翼根连杆(10)、拍动放大机构杆(11)；
所述机翼包括前行变形翼(1)和后行变形翼(2)，后行变形翼(2)的结构与前行变形翼(1)相同；所述前行变形翼(1)包括弓形梁(101)、弓弦(102)、底杆(103)、支撑杆(104)、连接铰(105)、滑轮(106)、翼梁(107)、拉索(108)、拉杆(109)、机翼变形作动器(110)、蒙皮(111)和翼梁连杆(112)；所述翼梁(107)包括前翼梁(10701)和后翼梁(10702)，所述拉索(108)包括前拉索(10801)和后拉索(10802)；其中，弓形梁(101)、弓弦(102)、底杆(103)、支撑杆(104)、连接铰(105)、滑轮(106)构成一个翼肋截面；
所述后行变形翼(2)的结构与前行变形翼(1)相同；
弓弦(102)的两端与弓形梁(101)两端固定连接；底杆(103)的两端分别安装有一个连接铰(105)，弓弦(102)穿过底杆(103)两端的连接铰(105)；在连接铰(105)上连接有多个支撑杆(104)，支撑杆(104)的另一端与弓形梁(101)相连，其中，弓形梁(101)中间部位与支撑杆(104)采取固定连接方式，其他连接点采取铰接方式；前翼梁(10701)、后翼梁(10702)的一端与弓弦(102)固定连接，在连接处分别固定有一个滑轮(106)；前拉索(10801)、后拉索(10802)的一端与拉杆(109)固定连接，另一端绕过滑轮(106)，分别与前翼梁(10701)、后翼梁(10702)固定连接；前翼梁(10701)、后翼梁(10702)的另一端与翼梁连杆(112)固定连接；
拉杆(109)与变形翼翼根连杆(10)相连，机翼变形作动器(110)固定安装在二者连接处的变形翼翼根连杆(10)上；机翼变形作动器(110)采用伺服电机，能够根据飞行控制系统(13)的控制指令，驱动拉杆(109)转动；机翼变形作动器(110)、离合器(6)与飞行控制系统(13)之间能够进行信号传输；机翼变形作动器(110)能够根据飞行控制系统(13)的指令，驱动前行变形翼(1)和后行变形翼(2)产生机翼变形；
离合器(6)能够根据飞行控制系统(13)的指令，锁住扑翼旋转运动或解锁；
拉杆(109)能够在机翼变形作动器(110)的控制下发生转动；
所述蒙皮(111)尺寸与弓形梁(101)相匹配，其弹性模量和强度需根据机翼气动载荷的大小进行选择；在变形翼变形过程中，蒙皮(111)随翼型弯度变化而弯曲变形，但其长度和表面积保持不变；
所述轴承(8)包括上轴承(801)和下轴承(802)；
所述机身(9)与上轴承(801)的距离长度不小于半个翼展；
发动机(4)、飞行控制系统(13)均固定安装在机身(9)的重心位置处；
变形翼翼根连杆(10)的一端与上轴承(801)铰接，另一端与前行变形翼(1)的翼梁连杆(112)中间部位固定连接；
上轴承(801)套接在驱动杆(7)的上端部，能够围绕驱动杆(7)上下滑动，同时能够围绕驱动杆(7)旋转；
下轴承(802)套接在驱动杆(7)的底端部，驱动杆(7)在下轴承(802)内能够上下滑动；
同时，下轴承(802)的内部装有套管或线性轴承，通过其能够将下轴承(802)与发动机(4)连接；下轴承(802)不做上下滑动，但能够围绕驱动杆(7)旋转；
离合器(6)固定安装在发动机(4)上部机身与下轴承(802)之间，根据飞行控制系统(13)的指令，完成其与下轴承(802)接触或者脱离；
拍动机构放大杆(11)的上端分别与前行变形翼(1)和后行变形翼(2)的翼梁连杆(112)铰接，下端与下轴承(802)的两侧铰接；
驱动杆(7)的底端与发动机(4)相连，在发动机(4)的作用下做垂直方向的往复运动，此时，上轴承(801)相对下轴承(802)做上下运动，并带动了变形翼翼根连杆(10)做上下运动，同时，在拍动机构放大杆(11)的支撑下，驱动前行变形翼(1)和后行变形翼(2)实现拍动运动；
所述尾翼(3)固定安装在机身(9)的尾部；所述尾翼控制系统(12)固定安装在机身(9)后部靠近尾翼(3)的位置处；
在垂直起降/悬停时，前行变形翼(1)和后行变形翼(2)处于轴对称扑旋翼运动状态，此时，前行变形翼(1)的前缘向前，为翼型A状态，后行变形翼(2)的前缘向后，为翼型B状态；在发动机(4)的驱动下，驱动杆(7)连同上轴承(801)做上下往复运动，并通过变形翼翼根连杆(10)、拍动机构放大杆(11)，带动前行变形翼(1)和后行变形翼(2)产生拍动运动；此时，前行变形翼(1)和后行变形翼(2)产生升力和推力；由于前行变形翼(1)和后行变形翼(2)的推力方向相反，形成了绕驱动杆(7)的力矩，推动前行变形翼(1)、后行变形翼(2)围绕驱动杆(7)旋转，形成扑旋翼拍动模式和运动轨迹；
当飞行器从垂直起降/悬停状态向前飞状态转换时，首先通过尾翼控制系统(12)操纵尾翼(3)使飞行器向前倾斜，导致扑旋翼产生向前的气动力分量，使飞行器开始前飞运动，此时，尾翼(3)在前行气流产生的绕飞行器重心的力矩作用下带动机身(9)自动转到顺气流方向和飞行器的尾部；然后，当前行变形翼(1)开始上拍时，操纵机翼变形作动器(110)，由其带动拉杆(109)，使前行变形翼(1)的翼型从A状态向B状态变换，即，翼型前缘开始与后缘互换；在前行变形翼(1)转变翼型过程中，当前行变形翼(1)旋转了1/4周期，旋转至机身(9)前方并与之平行的位置时，形成对称翼型，导致前行变形翼(1)产生的气动力减小，而后行变形翼(2)的气动力因转速减小而减小；当前行变形翼(1)完成前后缘互换时，前行变形翼(1)与后行变形翼(2)转换为相同翼型的对称状态，两个变形翼拍动产生的升力、推力大小和方向均相同，导致两翼推力产生的力矩相互抵消；同时，在空气阻力作用下，扑旋翼的转速迅速减小；当前行变形翼(1)旋转至与后行变形翼(2)互换位置时，两翼对称分布于驱动杆(7)和机身(9)的两侧，且翼前缘都向前方；此时，飞行控制系统(13)通过指令操纵离合器(6)锁定下轴承(802)，从而迫使两个变形翼停止旋转，此时，飞行器转换成扑翼飞行模式，两个变形翼在发动机(4)的驱动下保持拍动运动产生同向升力和推力，使飞行器以扑翼飞行模式加速前飞并产生所需升力；
当飞行器需从前飞状态逆转换回到垂直起飞和悬停状态时，飞行控制系统(13)操纵离合器(6)脱离下轴承(802)，使前行变形翼(1)围绕驱动杆(7)旋转，同时完成前行变形翼(1)的从B状态向A状态的反向变形，使处于前飞状态的扑翼拍动模式转换为扑旋翼模式，从而完成飞行模式转换；
在飞行过程中，通过尾翼控制系统(12)操纵尾翼(3)，能够对飞行器的俯仰和航向姿态进行调控，通过控制任何一侧变形翼的翼型变化，可以实现飞行器的滚转机动飞行。
2.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述尾翼(3)为T形尾翼，包括水平尾翼和垂直尾翼，其中，垂直尾翼面向机身(2)的下端。
3.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述弓形梁(101)采用的材料，其等效弹性模量不小于40GPa，拉伸强度不小于
4.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述弓弦(102)采用的材料，其弹性模量不小于30GPa，拉伸强度不小于400MPa。
5.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述发动机(4)采用燃油发动机，飞行器配置安装有油箱并与发动机相连。
6.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述发动机(4)采用电动机，飞行器配置安装有电池对发动机进行供电。
7.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，还包括有起落架(5)，所述起落架(5)包括前起落架(501)和后起落架(502)；起落架(5)按照后三点式布局安装在机身(9)和尾翼(3)的下部，其中，前起落架(501)安装在机身(9)靠近发动机(4)重心位置处，后起落架安装在尾翼(3)的下部。
8.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，拉杆(109)在机翼变形作动器(110)的控制下发生转动的夹角范围为-70°～70°。
9.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述前行变形翼(1)的变形过程为：当拉杆(109)处于平行于弓弦(102)和弓形梁(101)所在平面的位置时，即夹角为零时，连接底杆(103)的前拉索(10801)、后拉锁(10802)长度和拉伸力相等，弓形梁(101)弯曲成对称翼型；当拉杆(109)在机翼变形作动器(110)的作用下进行转动时，通过前拉索(10801)将底杆(103)向前翼梁(10701)的方向拉动，连接底杆(103)另一端的后拉索(10802)随着拉杆(109)的转动而放松拉力，从而使底杆(103)沿弓弦(102)向前翼梁(10701)的方向移动，此时，底杆(103)推动靠近前翼梁(10701)的支撑杆件(104)，使弓形梁(101)受到向前上方的推力，发生弯曲凸起，同时，靠近后翼梁(10702)的弓形梁(101)受支撑杆(104)的拉力而向前下方变形，上述作用导致弓形梁(101)产生不对称弹性弯曲变形，形成翼型A；反之同理，当拉杆(109)在机翼变形作动器(110)的作用下，底杆(103)沿弓弦(102)向后翼梁(10702)移动，致使弓形梁(101)弯曲变形，形成与翼型A的前后缘互换的翼型B，翼型B是与翼型A相同但翼前后缘互换的翼型。
10.如权利要求1所述的基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，其特征在于，所述前行变形翼(1)、后行变形翼(2)至少包括3个翼肋。
基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器
技术领域
[0001] 本发明涉及一种仿生飞行器，尤其涉及一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，属于仿生飞行器设计技术领域。
背景技术
[0002] 在仿生飞行器设计领域，研究者一直在寻找使仿生飞行器兼具高效垂直起降悬停和高速前飞两种飞行能力的飞行器设计方案。通常，仿生飞行器的设计方案有两种模式：(1)仿飞行昆虫(如蝇类)或仿蜂鸟的飞行器：这种仿生飞行器采用一种横向前后往复拍动为主，扭转为辅的飞行模式实现高效垂直起降悬停的飞行性能；但当其处于前飞状态时，类似旋翼，其飞行速度和效率都远不如具有滑翔性能的固定翼和仿生扑翼飞行器；(2)仿蜻蜓飞行器：这种飞行器采用纵向往复拍动的扑翼模式且扭转角超过90度，具有较高的前飞效率和速度，且具有固定翼的滑翔模式，但在实际上很难制作出在拍动和扭转2个自由度上大幅运动的轻巧高效机构，因此仿蜻蜓飞行器目前尚处于前飞性能实验阶段，不具备垂直起降和悬停的性能。
[0003] 为解决上述问题，本发明人曾发明并制作了扑旋翼飞行器，即将旋翼和蜻蜓翅膀的拍扭运动相结合，不仅实现了垂直起降和悬停，而且气动力系数和效率比仿昆虫类扑翼有显著提高。然而，扑旋翼的前飞模式却仍类似旋翼飞行模式，缺乏蜻蜓和鸟类翅膀以对称扑翼模式前飞的主要特征和优势，飞行效率和速度都有待大幅提高。
[0004] 综上所述，需要设计一种能够实现扑旋翼-扑翼飞行模式转换的高性能仿生飞行器，既具有高效垂直起降悬停性能，又具有高速前飞性能。
发明内容
[0005] 本发明的目的是针对现有仿生飞行器存在的问题，提出了一种基于变形翼结构实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，具备垂直起降、悬停和高速前飞等多种飞行性能。本发明所述仿生飞行器，当其进行垂直起降与悬停时，为扑旋翼飞行模式，结构特征为两侧扑翼以旋翼轴对称方式安装，即两侧翼型呈反对称；当进行前飞或滑翔时，为扑翼或固定翼飞行模式，结构特征为两侧扑翼以固定翼对称方式安装，即两侧翼型呈对称状。
[0006] 本发明所述仿生飞行器的主要组成部件包括机身、机翼、尾翼、发动机、飞行控制系统、尾翼控制系统和驱动装置。
[0007] 所述机翼包括前行变形机翼和后行变形机翼。两个机翼以驱动装置为轴，对称安装在驱动装置的两侧。所述机翼包括弓形梁、弓弦、底杆、支撑杆、连接铰、滑轮、翼梁、拉索、拉杆、机翼变形作动器、蒙皮和翼梁连杆，机翼能够在飞行控制系统的控制下，发生机翼前缘向前状态与前缘向后状态的双向转换。
[0008] 所述尾翼为T形尾翼，包括水平尾翼和垂直尾翼。其中，垂直尾翼面向机身下端。尾翼安装在机身的尾部，并与安装在机身上的尾翼控制系统相连接。
[0009] 所述驱动装置用于在发动机的作用下，驱动两个机翼做扑拍和旋转动作，并能够驱动机翼进行变形。驱动装置包括驱动杆、离合器、轴承、变形翼翼根连杆和拍动放大机构杆。
[0010] 有益效果
[0011] 1、本发明公开的一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式相互转换的仿生飞行器，当处于扑旋翼飞行模式时，一对翼按旋翼轴对称方式安装在垂直转轴两侧，在发动机的驱动下经过拍动机构进行机械转换实现拍动和弹性扭转变形，产生一对同向升力和反向推力，作用在两侧扑翼上的反向推力形成的力偶推动扑翼绕转轴旋转，使扑翼的拍动与转动结合形成扑旋运动，故称扑旋翼飞行模式。由于扑旋翼利用自身的推力产生旋转运动，无需输入力矩和额外平衡力矩，既减小了能量损耗也简化了飞行器的驱动机构和整体构型。采用变形翼实现飞行模式转换也同样利用了扑旋翼自推自旋的原理，一对扑翼转换成对称翼型后产生同向推力，力矩相互抵消而减小转速，最终消除转动而仅保持拍动。
[0012] 2、本发明公开的一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，由于翼型能够变化，在扑旋翼飞行模式时形成轴对称布局翼型，仿生飞行器在带有一定负载时具有垂直起降和悬停的飞行性能，其气动效率和升力系数显著高于仿生扑翼飞行器；在前飞状态时转换成扑翼对称布局翼型，气动效率和飞行速度显著高于扑旋翼和旋翼飞行模式。
[0013] 3、本发明公开的一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，采用一种弹性弓梁、弦、多杆机构组成的变形翼翼肋结构设计，在进行变形翼型状变化时，通过转动安装在翼根部的拉杆和连接各翼肋的拉索，拉动多杆机构底杆沿弓弦向变形翼前梁或后梁移动，从而带动多杆机构迫使相连接的弓梁产生所需弹性变形，具有结构简单和快速变形的优点。
附图说明
[0014] 图1为本发明所述仿生飞行器在垂直起降/悬停状态下的结构及工作原理图；
[0015] 图2为本发明所述仿生飞行器机翼结构俯视图；
[0016] 图3为本发明所述仿生飞行器机翼在对称翼型状态下的翼肋和驱动构件结构图；
[0017] 图4为本发明所述仿生飞行器机翼从对称翼状态变换成前缘面对飞行器前方的翼型A状态的工作原理图；
[0018] 图5为本发明所述仿生飞行器机翼从对称翼状态变换成前缘面对飞行器后方的翼型B状态的工作原理图；
[0019] 图6为为本发明所述仿生飞行器在前飞状态下的结构及工作原理图。
[0020] 其中，1-前行变形翼、101-弓形梁、102-弓弦、103-底杆、104-支撑杆、105-连接铰、106-滑轮、107-翼梁、10701-前翼梁、10702-后翼梁、108-拉索、10801-前拉索、10802-后拉锁、109-拉杆、110-机翼变形作动器、111-蒙皮、112-翼梁连杆、2-后行变形翼、3-尾翼、4-发动机、501-前起落架、502-后起落架、6-离合器、7-驱动杆、801-上轴承、802-下轴承、9-机身、10-变形翼翼根连杆、11-拍动放大机构杆、12-尾翼控制系统、13-飞行控制系统。
具体实施方式
[0021] 下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。
[0022] 如图1所示，一种基于变形翼实现扑旋翼和扑翼飞行模式转换的仿生飞行器，包括前行变形翼1、后行变形翼2、尾翼3、发动机4、起落架5、离合器6、驱动杆7、轴承8、机身9、变形翼翼根连杆10、拍动放大机构杆11、尾翼控制系统12、飞行控制系统13。
[0023] 如图2、图3所示，所述前行变形翼1包括弓形梁101、弓弦102、底杆103、支撑杆104、连接铰105、滑轮106、翼梁107、拉索108、拉杆109、机翼变形作动器110、蒙皮111和翼梁连杆112；所述翼梁107包括前翼梁10701和后翼梁10702；所述拉索108包括前拉索10801和后拉索10802。
[0024] 其中，弓形梁101、弓弦102、底杆103、支撑杆104、连接铰105、滑轮106构成了一个翼肋截面。优选的，所述前行变形翼1包括至少3组截面。本实施方式中包括有5组截面，如图2所示。
[0025] 所述弓形梁101采用具有一定弹性和强度的材料，如碳纤维杆等，其中，等效弹性模量不小于40GPa，拉伸强度不小于500MPa
[0026] 所述弓弦102采用具有一定弹性和强度的材料，如尼龙或玻璃纤维等，其中，其弹性模量不小于30GPa，拉伸强度不小于400MPa。
[0027] 所述后行变形翼2的结构与前行变形翼1相同。
[0028] 所述尾翼3为T形尾翼，包括水平尾翼和垂直尾翼。其中，垂直尾翼面向机身2的下端。
[0029] 所述发动机4可以采用燃油发动机，也可以采用电动机。当采用燃油发动机时，飞行器配置安装有油箱并与发动机相连；当采用电动机时，飞行器配置安装有电池对发动机进行供电。
[0030] 所述起落架5包括前起落架501和后起落架502。
[0031] 所述轴承8包括上轴承801和下轴承802。
[0032] 上述组成部件的连接关系为：
[0033] 发动机4、飞行控制系统13均固定安装在机身9的重心位置处。
[0034] 变形翼翼根连杆10的一端与上轴承801铰接，另一端与前行变形翼1的翼梁连杆112中间部位固定连接。
[0035] 上轴承801套接在驱动杆7的上端部，能够围绕驱动杆7上下滑动，同时能够围绕驱动杆7旋转。
[0036] 下轴承802套接在驱动杆7的底端部，驱动杆7在下轴承802内能够上下滑动。同时，下轴承802的内部装有套管或线性轴承，通过其能够将下轴承802与发动机4连接。下轴承802不做上下滑动，但能够围绕驱动杆7旋转。
[0037] 离合器6固定安装在发动机4上部机身与下轴承802之间，根据飞行控制系统13的指令，完成其与下轴承802接触或者脱离。
[0038] 拍动机构放大杆(11)的上端分别与前行变形翼(1)、后行变形翼(2)的翼梁连杆(112)铰接，下端与下轴承(802)的两侧铰接。
[0039] 驱动杆7的底端与发动机4相连，在发动机4的作用下做垂直方向的往复运动。此时，上轴承801相对下轴承802做上下运动，并带动了变形翼翼根连杆10做上下运动，同时，在拍动机构放大杆11的支撑下，驱动前行变形翼1和后行变形翼2实现与水平面成一定拍动角的拍动运动。
[0040] 尾翼3固定安装在机身9的尾部。起落架5按照后三点式布局安装在机身9和尾翼3的下部，其中，前起落架501安装在机身9靠近发动机4重心位置处，后起落架安装在尾翼3垂直尾翼的下部。
[0041] 尾翼控制系统12固定安装在机身9后部靠近尾翼3的位置处。
[0042] 前行变形翼1/后行变形翼2各组成部件的连接关系为：
[0043] 弓弦102的两端与弓形梁101两端固定连接。底杆103的两端分别安装有一个连接铰105，弓弦102穿过底杆103两端的连接铰105。在连接铰105上连接有多个支撑杆104，支撑杆104的另一端与弓形梁101相连。其中，弓形梁101中间部位与支撑杆104采取固定连接方式，其他连接点采取铰接方式。
[0044] 前翼梁10701、后翼梁10702的一端与弓弦102固定连接，在连接处分别固定有一个滑轮106；前拉索10801、后拉索10802的一端与拉杆109固定连接，另一端绕过滑轮106，分别与前翼梁10701、后翼梁10702固定连接。
[0045] 前翼梁10701、后翼梁10702的另一端与翼梁连杆112固定连接。
[0046] 拉杆109与变形翼翼根连杆10相连，机翼变形作动器110固定安装在二者连接处的变形翼翼根连杆10上。机翼变形作动器110优选伺服电机，能够根据飞行控制系统13的控制指令，驱动拉杆109转动。机翼变形作动器110、离合器6与飞行控制系统13之间通过有线或无线通信方式进行信号传输。
[0047] 机翼变形作动器110根据飞行控制系统13的指令，驱动前行变形翼1和后行变形翼2产生机翼变形。
[0048] 离合器6根据飞行控制系统13的指令，锁住扑翼旋转运动或解锁。
[0049] 拉杆109能够在机翼变形作动器110的控制下发生转动，转动夹角Φ范围为-70°～70°，如图4所示。
[0050] 所述机身9与上轴承801的距离长度不小于半个翼展，以避免机翼做下拍运动时与机身9发生碰撞。
[0051] 所述蒙皮111尺寸与弓形梁101相匹配，其弹性模量和强度需根据机翼气动载荷的大小进行选择。在变形翼变形过程中，蒙皮111随翼型弯度变化而弯曲变形，但其长度和表面积保持不变。
[0052] 前行变形翼1的变形过程为：
[0053] 当拉杆109处于平行于弓弦102和弓形梁101所在平面的位置时，即夹角Φ＝0°时，连接底杆103的前拉索10801、后拉锁10802长度和拉伸力相等，弓形梁101弯曲成对称翼型，如图3所示。如图4所示，当拉杆109在机翼变形作动器110的作用下进行转动时，通过前拉索10801将底杆103向前翼梁10701的方向拉动，连接底杆103另一端的后拉索10802随着拉杆
109的转动而放松拉力，从而使底杆103沿弓弦102向前翼梁10701的方向移动。此时，底杆
103推动靠近前翼梁10701(即翼前缘)的支撑杆件104，使弓形梁101受到向前上方的推力，发生弯曲凸起；同时，靠近后翼梁10702(即翼后缘)的弓形梁101受支撑杆104的拉力而向前下方变形。上述作用导致弓形梁101产生不对称弹性弯曲变形，形成如图4所示的翼型A。反之同理，如图5所示，当拉杆109在机翼变形作动器110的作用下转动到 时，底杆
103沿弓弦102向后翼梁10702移动，致使弓形梁101反向弯曲变形而形成如图5所示的翼型B。翼型B是与翼型A相同但翼前后缘互换的翼型。
[0054] 本具体实施方式所述飞行器的工作方式如下：
[0055] 在垂直起降/悬停时，前行变形翼1和后行变形翼2处于轴对称扑旋翼运动状态，如图1所示。此时，前行变形翼1的前缘向前(翼型A状态)，如图4所示；后行变形翼2的前缘向后(翼型B状态)，如图5所示。在发动机4的驱动下，驱动杆7连同上轴承801做上下往复运动，并通过变形翼翼根连杆10、拍动机构放大杆11，带动前行变形翼1和后行变形翼2产生拍动运动。此时，前行变形翼1和后行变形翼2产生升力和推力。由于前行变形翼1和后行变形翼2的推力方向相反，形成了绕驱动杆7的力矩，推动前行变形翼1、后行变形翼2围绕驱动杆7旋转，形成如图1所示的扑旋翼拍动模式和运动轨迹。由于扑旋翼的旋转属于拍动自旋现象，无需发动机的扭矩输入，也就没有对机身的反扭矩，因此无需为平衡消耗额外动力。在给定输入功率下，扑旋翼的转速在推力和阻力平衡时而稳定，当升力达到或超过飞行器重力时，可实现飞行器的悬停和垂直起飞，此时飞行器处于如图1所示的扑旋翼飞行模式。
[0056] 当飞行器从垂直起降/悬停状态向前飞状态转换时，首先通过尾翼控制系统12操纵尾翼3使飞行器向前倾斜，导致扑旋翼产生向前的气动力分量，使飞行器开始前飞运动并达到一定飞行速度。此时，尾翼3在前行气流产生的绕飞行器重心的力矩作用下带动机身9自动转到顺气流方向和飞行器的尾部。然后，当前行变形翼1开始上拍时，操纵机翼变形作动器110，由其带动拉杆109，使前行变形翼1的翼型从A状态向B状态变换，即，翼型由前缘向前开始转变为前缘向后。在前行变形翼1转变翼型过程中，当前行变形翼1与后缘互换，旋转至机身9前方并与之平行的位置时，形成如图3所示的对称翼型，导致前行变形翼1产生的气动力减小，而后行变形翼2的气动力因转速减小而略有减小。当前行变形翼1完成前后缘互换时，前行变形翼1与后行变形翼2转换为相同翼型的对称状态，两个变形翼拍动产生的升力、推力大小和方向均相同，导致两翼推力产生的力矩相互抵消；同时，在空气阻力作用下，扑旋翼的转速迅速减小；当前行变形翼1旋转至与后行变形翼2互换位置时，两翼对称分布于驱动杆7和机身9的两侧，且翼前缘都向前方；此时，飞行控制系统13通过指令操纵离合器6锁定下轴承802，从而迫使两个变形翼停止旋转，此时，飞行器转换成扑翼飞行模式，两个变形翼在发动机4的驱动下保持拍动运动产生同向升力和推力，使飞行器以扑翼飞行模式加速前飞并产生所需升力。
[0057] 当飞行器需从前飞状态逆转换回到垂直起飞和悬停状态时，飞行控制系统13操纵离合器6脱离下轴承802，使前行变形翼1围绕驱动杆7旋转，同时完成前行变形翼1的从B状态向A状态的反向变形，使处于前飞状态的扑翼拍动模式转换为扑旋翼模式，从而完成飞行模式转换。
[0058] 在飞行过程中，通过尾翼控制系统12操纵尾翼3，能够对飞行器的俯仰和航向姿态进行调控；通过控制任何一侧变形翼的翼型变化，可以实现飞行器的滚转机动飞行。
[0059] 以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，尤其是采用变形翼原理实现旋翼和固定翼的飞行模式转换，均应包含在本发明的保护范围之内。
