本發(fā)明涉及一種前后雙槳雙翼可變形飛機(jī)。雙翼雙垂尾，有利低速重載巡航；雙翼可變形，有利變速巡航和機(jī)務(wù)；前后反槳驅(qū)動，避免翼根應(yīng)力集中及氣流干擾；光伏及蜂窩復(fù)材層壓工藝，實現(xiàn)輕質(zhì)結(jié)構(gòu)及實時充電，屬于飛行器總體設(shè)計領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

自由飛翔是人類自古以來追求的夢想，萊特兄弟追求飛行夢發(fā)明了第一架飛機(jī)，然而不久第一次世界大戰(zhàn)、第二次世界大戰(zhàn)，飛機(jī)因技術(shù)難度大和過度重視其軍事用途，忽視了人類最初的愿望——自由飛翔。雖然戰(zhàn)后民航基于軍用運(yùn)輸機(jī)大力發(fā)展，產(chǎn)生世界兩大航空公司美國波音和歐洲空客，但通用航空發(fā)展緩慢，人類仍未真正實現(xiàn)自由飛翔的夢想！

雙翼飛機(jī)流行于一戰(zhàn)期間，因其表現(xiàn)出的低速性能曾風(fēng)靡一時，后期因二戰(zhàn)對高速性能的要求，雙翼機(jī)沒有得到推廣，目前雙翼機(jī)主要用于特技表演、農(nóng)業(yè)作業(yè)等領(lǐng)域。以往雙翼機(jī)因機(jī)翼上下布置導(dǎo)致機(jī)身截面積很大，上下支撐桿較多，結(jié)構(gòu)緊湊性較弱，為使平尾控制俯仰效果明顯，需要機(jī)頭與機(jī)尾前后距離較大，導(dǎo)致機(jī)身縱向尺寸仍然較大，飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜笨重，飛行阻力很大，若存放時為減小橫向尺寸，機(jī)翼設(shè)計成可變形是比較難的，除非每次飛行后將機(jī)翼拆除達(dá)到減小橫向空間的目的，給用戶帶來使用不便。而單翼機(jī)為實現(xiàn)同樣低速大升力效果，翼展將更大，翼弦將更寬，機(jī)身截面將更粗，不適合低速重載作業(yè)。

通常航空動力分為內(nèi)燃、外燃和電動三大類，航空燃油發(fā)動機(jī)一直以來是技術(shù)含量最高的部件之一，價格一直很高，尤其國外進(jìn)口航空發(fā)動機(jī)價格不菲，況且未來幾年即便價格下降被通用航空所接受，加上民航線，航空燃油尾氣直接進(jìn)入大氣，而大氣污染程度現(xiàn)在已經(jīng)成為衡量地區(qū)生產(chǎn)生活質(zhì)量甚至幸福指數(shù)的因素之一，燃油航空未來將不愿被民眾和國家所接受。因電機(jī)和電池技術(shù)趨于成熟，電動飛機(jī)、電動汽車將成必然，市面已有電動飛機(jī)普遍采用單槳布局或左右雙槳布局，但通常情況下，單槳布局可靠性弱且需實時舵面配平螺旋槳扭矩，而機(jī)翼動力短艙布局對飛機(jī)翼身鏈接強(qiáng)度、剛度要求很高，翼根截面要求很大，且機(jī)翼前或后螺旋槳對機(jī)翼表面氣流干擾較大，高速螺旋槳氣流常導(dǎo)致翼面氣流分離。

太陽能是我們地球上的終極能源，經(jīng)過一系列環(huán)節(jié)存儲到物質(zhì)當(dāng)中，再被人類消耗，效率不到10%，目前高效光伏組件光電轉(zhuǎn)換效率超20%，直接利用太陽能提供飛機(jī)動力雖未成熟，但直接用太陽能為機(jī)載設(shè)備供電及實時充電技術(shù)可行，有效延長工作時間及減少大氣污染，太陽能也有望成為輕型飛機(jī)的主動力能源（如瑞士solar impulseⅡ環(huán)球飛行）。

中國小型私人飛機(jī)以前因技術(shù)、價格、機(jī)場、機(jī)庫、政策等因素，僅被少數(shù)人接受。目前互聯(lián)網(wǎng)全球化導(dǎo)致經(jīng)濟(jì)全球化，又值我國進(jìn)入世貿(mào)組織十五年關(guān)稅減免，全球公平競爭與技術(shù)共享的環(huán)境已漸成熟，區(qū)域技術(shù)壁壘和地方價格保護(hù)將被淘汰，產(chǎn)品應(yīng)用的關(guān)鍵轉(zhuǎn)至政策、機(jī)場、機(jī)庫及運(yùn)輸問題的解決。近年，我國實施開放低空的紅利政策，民航和通航有望成為中國經(jīng)濟(jì)新增長點，而我國耕地資源缺乏，公路及城建已占用大量耕地，數(shù)以幾十萬計的通航機(jī)場和機(jī)庫占地是個問題，將是限制人民自駕飛行的瓶頸。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種前后雙槳雙翼可變形飛機(jī)總體設(shè)計，解決的問題及目的如下：

（1）傳統(tǒng)低速重載單翼機(jī)面臨翼展大、剛度弱、單翼重、氣動彈性大、機(jī)身橫截面大及可靠性弱問題，而傳統(tǒng)上下雙翼飛機(jī)機(jī)身截面大、上下結(jié)構(gòu)笨重、受光面少，傳統(tǒng)飛機(jī)平尾或鴨翼面積小，不利低速操縱性，前后雙翼可解決這些問題。

（2）傳統(tǒng)單翼或雙翼飛機(jī)不易變形，翼展橫向尺寸及滾動慣量不變，強(qiáng)制變速巡航容易導(dǎo)致氣動效率明顯下降，且因翼展大，不利于存儲和搬運(yùn)，機(jī)翼可變形以解決這些問題。

（3）機(jī)頭機(jī)尾采用一對前后反槳驅(qū)動，螺旋槳轉(zhuǎn)軸為機(jī)身中軸線，動力系統(tǒng)置于機(jī)身內(nèi)部。一對反槳共軸避免傳統(tǒng)機(jī)翼短艙動力飛機(jī)的翼根應(yīng)力集中，保證機(jī)翼上下表面氣流為層流，又避免了傳統(tǒng)單槳飛機(jī)由于單槳旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩。

（4）通常飛機(jī)航空電子系統(tǒng)消耗動力能源，尤其電動飛機(jī)常動力不足，減重的同時，航空電子系統(tǒng)常增加獨立電源。即便如此，仍存在航空電子系統(tǒng)能源隱患，本發(fā)明采用光伏充電+獨立電源解決這個問題。

（5）本發(fā)明一方面要輕質(zhì)高強(qiáng)度剛度整機(jī)結(jié)構(gòu)，另一方面要太陽能為系統(tǒng)電源充電，通過光伏組件蒙皮與蜂窩復(fù)材層壓的工藝實現(xiàn)該結(jié)構(gòu)與功能。

本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

一種前后雙槳雙翼可變形飛機(jī)，其特征為機(jī)身前后安裝兩組中單翼，后翼身融合結(jié)構(gòu)；前后雙翼具有變形機(jī)構(gòu)，前翼通過渦輪蝸桿與錐齒輪減速機(jī)構(gòu)實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)收放，后翼通過定軸齒輪與行星齒輪減速機(jī)構(gòu)實現(xiàn)折疊收放；整機(jī)采用機(jī)身前后雙槳驅(qū)動機(jī)構(gòu)，動力傳動系統(tǒng)位于機(jī)身內(nèi)部，機(jī)頭驅(qū)動一只拉力螺旋槳和機(jī)尾驅(qū)動一只推力螺旋槳；飛機(jī)蒙皮采用光伏復(fù)材結(jié)構(gòu)，機(jī)翼機(jī)身上殼體采用外層光伏組件+中間膠層+內(nèi)層蜂窩復(fù)材的復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)；起落架采用氣動起降收放機(jī)構(gòu)，并采用電控氣缸進(jìn)行收放，收置于翼身融合艙和機(jī)頭艙。具體如下：

（1）本發(fā)明設(shè)計了前后雙翼、雙槳和左右雙垂尾的總體布局。如圖1，前翼1、后翼2構(gòu)成前后雙翼，雙垂尾及其前部短艙將后翼分為后外翼和內(nèi)翼身融合段兩部分，垂尾短艙又與內(nèi)翼身融合段連為一體，外翼折疊執(zhí)行機(jī)構(gòu)及兩后起落架鉸鏈位于垂尾短艙內(nèi)部，機(jī)身前后雙螺旋槳5，四水平舵4和雙垂尾后部方向舵3總體氣動布局。飛行時，前翼1和后翼2處于全面展開狀態(tài)，雙翼面適用于低速重載巡航。地面時，如圖2，前翼1和后翼2處于完全收回狀態(tài)，縮小飛機(jī)翼展和滾動慣量。該前后雙翼機(jī)身截面小，整機(jī)風(fēng)阻小，雙翼大翼面提高升力，尤其適合噴灑、載人等低速大載荷作業(yè)，且前后雙翼可無平尾或鴨翼，雙翼具有更大縱向操縱面，提高低速飛行縱向操縱性和安全性。

（2）本發(fā)明采用前后翼可變形，根據(jù)需要調(diào)整橫向尺寸和飛機(jī)滾轉(zhuǎn)慣量。一方面，飛行控制系統(tǒng)控制率根據(jù)電機(jī)動力、螺旋槳轉(zhuǎn)速指令，自動調(diào)整機(jī)翼折疊和旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，從而調(diào)整前翼1及后翼2的翼展及后掠角，進(jìn)而調(diào)節(jié)整機(jī)氣動效率，實時最佳升阻比，實現(xiàn)變速巡航效率最大化。另一方面，地面翼展完全收回也便于地面行駛、牽引、搬運(yùn)和存儲。前翼1可通過圖8的渦輪蝸桿傳動和錐齒輪傳動實現(xiàn)前翼旋轉(zhuǎn)變形，由大錐齒輪22、小錐齒輪23、渦輪24和蝸桿25構(gòu)成。后翼2可通過圖9的定軸輪系與行星輪系組合傳動實現(xiàn)后翼折疊變形，由后翼伺服電機(jī)26、行星齒輪架27、左行星齒輪28、右行星齒輪30、后翼折疊驅(qū)動齒輪31構(gòu)成。

（3）本發(fā)明動力系統(tǒng)沒有采用左右雙槳或四槳布局，而是最終采用機(jī)頭機(jī)尾雙槳驅(qū)動，如圖1，前后一對螺旋槳5，箭頭表示轉(zhuǎn)向，這是一對電驅(qū)動反槳，整機(jī)扭矩大小相等方向相反相互抵消，同時產(chǎn)生對整機(jī)大小相等方向向前的拉力和推力，對此動力布局，內(nèi)部動力系統(tǒng)采用兩種方案：1)、動力系統(tǒng)置于機(jī)頭和機(jī)尾艙內(nèi)部，雙電源+雙電機(jī)的前后獨立動力傳動系統(tǒng)；2)、采用動力源置于中機(jī)身艙內(nèi)部，單電源單電機(jī)的共軸雙傳動動力系統(tǒng)。無論哪種方案，動力重量和震動都位于機(jī)身內(nèi)，相比機(jī)翼短艙動力情況，動力重量和震動更加靠近飛機(jī)中軸線，滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性好，翼身結(jié)合處應(yīng)力集中更小，機(jī)翼剛度和強(qiáng)度要求更低，也不需要方向舵配平螺旋槳產(chǎn)生的自扭矩。

（4）本發(fā)明主動力電源和航空電子系統(tǒng)電源均采用獨立鋰電二次電池，光伏實時為航空電子系統(tǒng)供電及為其二次電池充電。飛機(jī)起飛前，動力電池和航空電子系統(tǒng)電池起飛前充滿，容量由全功率和續(xù)航時間確定。如圖4，飛機(jī)上表面布置光伏組件蒙皮8，采用單晶硅或砷化鎵高效組件（目前光電轉(zhuǎn)換效率分別為單晶硅21%，單結(jié)砷化鎵28%，多結(jié)砷化鎵33%），機(jī)身上表面整張為非一次曲面，整張模具成型，機(jī)翼上表面同理。對此，在光伏發(fā)電單元材料生長過程中，采用曲面襯底開始生長，實現(xiàn)曲面光伏發(fā)電單元，再采用熱壓罐，通過抽真空、加壓、加熱工藝制作翼身多層結(jié)構(gòu)，最后整體層壓成型。光伏蒙皮通過光伏控制器（MPPT）與航空電子系統(tǒng)二次電池并聯(lián)，為航空電子系統(tǒng)電池實時充電，同時為航空電子系統(tǒng)供電，可使航空電子系統(tǒng)工作時間遠(yuǎn)超過動力系統(tǒng)工作時間，防止因系統(tǒng)二次電池突然斷電導(dǎo)致數(shù)據(jù)丟失，如通訊中斷、失控等。

（5）本發(fā)明翼身結(jié)構(gòu)采用復(fù)合材料，如圖3和圖4。機(jī)身機(jī)翼上殼體采用光伏組件蒙皮8+Kevlar蜂窩板+多角度碳纖板的復(fù)合材料層壓，光伏組件蒙皮8在Kevlar蜂窩板外；機(jī)身機(jī)翼下殼體、翼肋、翼梁、垂尾及所有舵面采用多角度碳纖板+Kevlar蜂窩板+多角度碳纖板的復(fù)材層壓結(jié)構(gòu)，機(jī)頭艙蓋采用玻纖復(fù)材，起落架主承力件、翼身鏈接件及傳動件為合金鋼；其它功能件，包括前后起落架收放電機(jī)或電控氣缸、機(jī)翼變形電機(jī)或電控氣缸、橡膠空心輪胎、機(jī)載任務(wù)設(shè)備等，巡航狀態(tài)時，所有功能件均位于機(jī)體艙內(nèi)部，減小阻力；

綜述，該發(fā)明通過前后雙翼可變形，減小飛機(jī)橫向尺寸，便于飛機(jī)變速巡航和地面機(jī)務(wù)，且采用雙翼雙垂尾，大翼面和操縱面（舵面）實現(xiàn)飛機(jī)低速大升力、高操縱性。前后一對電驅(qū)動反槳，無進(jìn)排氣道，無進(jìn)氣無尾氣，反槳驅(qū)動產(chǎn)生的機(jī)身自扭矩相互抵消，且中立面螺旋槳氣流不影響左右機(jī)翼層流。主動力電池為電驅(qū)動系統(tǒng)供電，獨立二次電池及光伏為航空電子系統(tǒng)供電。采用碳纖蒙皮或光伏蒙皮+蜂窩復(fù)材的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，尤其適用低速重載應(yīng)用，如農(nóng)林牧噴灑、載人低速飛行等，配合公路起降可大大減少跑道用地，利于推廣通航私人飛行。

本發(fā)明的技術(shù)效果如下：

對比相同升力的單翼機(jī)，本雙翼飛機(jī)機(jī)身截面和橫向翼展尺寸可縮小約1/3，機(jī)身風(fēng)阻減小約1/4，因雙翼剛度提高使翼梢撓度縮減一半，氣動彈性收斂速度提高一倍；雙翼變形收回，使得整機(jī)橫向尺寸縮減為展開時的1/3，極大地節(jié)省了橫向空間和左右搖擺滾動慣量，機(jī)庫存儲空間縮小為原來的1/3，搬運(yùn)速度和安全性預(yù)計提高一倍；機(jī)頭機(jī)尾一對電驅(qū)動反槳，前后反槳轉(zhuǎn)速相等轉(zhuǎn)向相反，扭矩大小相等方向相反，對整機(jī)不產(chǎn)生附加滾轉(zhuǎn)扭矩，螺旋槳氣流居中對機(jī)翼來流影響甚微，低速飛行時機(jī)翼表面氣流始終保持層流且無氣流分離，動力系統(tǒng)位于機(jī)身內(nèi)部，使整機(jī)重量分布更靠近中軸線，滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量較?。浑妱訖C(jī)無需氧氣燃燒，不需進(jìn)氣道，無尾氣排放，噪音小，且光伏實時為航空電子系統(tǒng)獨立電池充電，按北回歸線光照最弱的冬至?xí)r節(jié)，20%光電效率的光伏組件可滿足航空電子系統(tǒng)白天4小時穩(wěn)壓供電，30%光電效率可達(dá)5小時穩(wěn)壓供電，最終實現(xiàn)低噪、環(huán)保、安全巡航；整機(jī)碳纖及蜂窩復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)，與全鋁合金結(jié)構(gòu)對比，整機(jī)結(jié)構(gòu)重量減輕1/3，續(xù)航時間提高一倍。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的機(jī)翼展開作業(yè)圖；

圖2為本發(fā)明的機(jī)翼變形存儲圖；

圖3為本發(fā)明的蜂窩復(fù)材布置圖；

圖4為本發(fā)明的光伏組件鋪設(shè)圖；

圖5為本發(fā)明的飛行作業(yè)軌跡圖；

圖6為本發(fā)明的翼身結(jié)構(gòu)層壓圖；

圖7為本發(fā)明的起降收放機(jī)構(gòu)圖；

圖8為本發(fā)明的前翼旋轉(zhuǎn)原理圖；

圖9為本發(fā)明的后翼折疊原理圖；

圖10為本發(fā)明的動力驅(qū)動方案圖。

圖1~圖10中，前翼（1）、后翼（2）、方向舵（3）、水平舵（4）、螺旋槳（5）、起落架（6）、蜂窩復(fù)材（7）、光伏組件蒙皮（8）、光伏前擋膜（9）、光伏發(fā)電單元（11）、光伏后擋膜（13）、Kevlar蜂窩板（15）、膠層（10）（12）（14）（16）、多角度碳纖板（17）、前電控氣缸（18）、前緩沖器（19）、后電控氣缸（20）、后緩沖器（21）、大錐齒輪（22）、小錐齒輪（23）、渦輪（24）、蝸桿（25）、后翼伺服電機(jī)（26）、行星齒輪架（27）、左行星齒輪（28）、右行星齒輪（30）、后翼折疊驅(qū)動齒輪（31）、單軸動力電機(jī)（32）、動力電池（33）、雙軸動力電機(jī)（34）、前動力軸（35）、后動力軸（36）、滾針齒輪（37）、滾針齒輪軸架（38）。

具體實施方式

具體飛行作業(yè)軌跡，如圖5中a、b、c、d和e，及參考圖1和圖2。a)-出庫滑行，滑跑前機(jī)翼展開變形，前翼1以翼根為軸縱向旋轉(zhuǎn)展開，后翼2橫向折疊展開（內(nèi)翼身融合段固定不變），機(jī)頭機(jī)尾一對反槳驅(qū)動，參數(shù)大小相等方向相反，產(chǎn)生飛機(jī)向前的推力和拉力，推動前三點起落架6加速滑行，雙翼大翼面可提供低速大升力，克服整機(jī)重量離開地面。b)-飛機(jī)起飛，起落架6感應(yīng)無壓力十秒后，前起落架前轉(zhuǎn)收至機(jī)頭艙，兩后起落架對稱收至翼身融合艙，減小風(fēng)阻，雙翼產(chǎn)生的富裕升力持續(xù)飛機(jī)爬升，調(diào)整飛行運(yùn)動參數(shù)時，左右同向偏轉(zhuǎn)水平舵4（功能相當(dāng)于傳統(tǒng)飛機(jī)的升降舵或鴨翼），控制飛機(jī)縱向姿態(tài)、俯仰速度和加速度，左右反向偏轉(zhuǎn)水平舵4（功能相當(dāng)于傳統(tǒng)飛機(jī)副翼），控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)速度和加速度，同向偏轉(zhuǎn)雙垂尾方向舵3，控制飛機(jī)橫向姿態(tài)、速度和加速度。c)-飛行巡航，達(dá)到一定高度和速度時，飛機(jī)進(jìn)入低速巡航狀態(tài)，任務(wù)載荷正常工作，雙翼大翼面提供低速大升力，雙翼雙垂尾大操縱面快速調(diào)整飛行姿態(tài)。當(dāng)需要加速巡航時，動力加速，前翼旋轉(zhuǎn)變后掠角度，后翼變外翼折疊角度，可進(jìn)入快速巡航狀態(tài)。d)-飛機(jī)降落，降落地面前，飛機(jī)全翼展巡航，對齊跑道，起落架6全部放下，螺旋槳5減速，四個水平舵4和兩個方向舵3全部滿舵充當(dāng)減速板，增加風(fēng)阻快速減速。e)-降落地面，飛機(jī)降落后，螺旋槳零動力，水平舵和方向舵保持滿舵繼續(xù)增加阻力減速，同時起落架輪子剎車減速，縮小跑道距離，停機(jī)后，前翼旋轉(zhuǎn)后翼折疊變形收縮至最小橫向尺寸或最小轉(zhuǎn)動慣量狀態(tài)，提高地面橫向穩(wěn)定性，防止因地面不平飛機(jī)側(cè)向傾斜，起落架6的輪子電動行駛或用牽引車快速入庫。

具體翼身結(jié)構(gòu)層壓，如圖6，機(jī)身及機(jī)翼上殼體采用光伏組件蒙皮8與蜂窩復(fù)材7層壓的方式，其中光伏組件蒙皮8包括光伏前擋膜9、光伏發(fā)電單元11、膠層10、12和光伏后擋膜13，蜂窩復(fù)材7包括Kevlar蜂窩板15、膠層16和多角度碳纖板17。機(jī)身機(jī)翼上殼體結(jié)構(gòu)采用三次成型工藝完成，具體為：第一次成型，采用非一次曲面的襯底在大型MOCVD設(shè)備中生長成機(jī)身或單個機(jī)翼光伏發(fā)電單元11，對于一般MOCVD設(shè)備可能工藝空間不夠，可采用先將該曲面分割成多曲面的多襯底生長，后將幾塊發(fā)電單元內(nèi)部互聯(lián)完成光伏發(fā)電單元11，再將9、10、11、12、13放入上下曲面模具之間，采用光伏組件層壓技術(shù)完成封裝光伏組件蒙皮8。第二次成型，采用超厚Kevlar板進(jìn)行拉伸蜂窩，再根據(jù)數(shù)控銑削或熱削加工成Kevlar蜂窩板15，多角度碳纖板17由多片多角度碳纖布層壓固化而成或由數(shù)控編織碳纖預(yù)浸料固化而成，再采用熱壓罐，通過抽真空、加壓、加熱工藝將Kevlar蜂窩板15、膠層16和多角度碳纖板17層壓成蜂窩復(fù)材7。第三次成型，由于前兩次層壓溫度和壓力不同，所以前兩次成型分次完成外層光伏組件蒙皮8和內(nèi)層蜂窩復(fù)材7，最后再將光伏組件蒙皮8、中間膠層14、蜂窩復(fù)材7在常溫下低壓固化，完成單個機(jī)翼上殼體結(jié)構(gòu)，其它機(jī)翼及機(jī)身（包括后翼身融合段）上殼體結(jié)構(gòu)工藝與此相同。機(jī)身機(jī)翼下殼體及舵面整體采用多角度碳纖板+膠層+Kevlar蜂窩板+膠層+多角度碳纖板的對稱層壓結(jié)構(gòu)，具體工藝同上第二次成型和第三次成型（多角度碳纖板取代光伏組件蒙皮）。

具體起降收放機(jī)構(gòu)，如圖7，X軸為前后螺旋槳的公共轉(zhuǎn)軸，位于飛機(jī)對稱面上和機(jī)身內(nèi)部，Y軸為后起落架鉸鏈中心的連線（與X軸垂直相交），位于后翼身融合段和機(jī)身內(nèi)部，后起落架鉸鏈中心位于垂尾短艙內(nèi)部及垂尾安定面上，前起落架鉸鏈位于X軸上，X、Y軸上起落架鉸鏈位置和氣缸鉸鏈位置相對機(jī)身固定不動。起落架的收放通過前電控氣缸18和后電控氣缸20來實現(xiàn)，電控氣缸根據(jù)需要執(zhí)行起落架收起和放下，對比傳統(tǒng)液壓起降，氣動簡單快速，控制容易，極大減重，節(jié)省能源。當(dāng)飛機(jī)起飛離地時，前緩沖器19和后緩沖器21不僅僅用于降落和地面行駛減震，還感應(yīng)壓力信號和緩沖位移信號，兩個脈沖信號進(jìn)行邏輯與運(yùn)算為離地信號，飛控計算機(jī)確認(rèn)離地信號后延時超過10s，并達(dá)到起飛安全高度后，才電控氣缸18和20，氣缸桿沿箭頭方向全程收回，起落架收起，前起落架向前收至機(jī)頭艙，兩個后起落架對稱收至翼身融合艙。當(dāng)飛機(jī)要降落時，電控氣缸18和20，氣缸桿沿箭頭方向全程伸出，起落架放下，準(zhǔn)備降落。

具體前翼旋轉(zhuǎn)原理，如圖8，為從機(jī)尾向機(jī)頭看的內(nèi)部視圖。驅(qū)動電機(jī)位于機(jī)身中立面，電機(jī)軸通過聯(lián)軸器與蝸桿25等比傳動，蝸桿25與渦輪24嚙合，傳動比為i₁=100，渦輪24通過花鍵傳遞扭矩，渦輪24所在轉(zhuǎn)軸兩端固定兩小錐齒輪23，小錐齒輪23與前翼轉(zhuǎn)軸大錐齒輪22嚙合，傳動比為i₂=2，總傳動比i=i₁×i₂=200，所有齒輪所在轉(zhuǎn)軸兩端通過軸承固定于機(jī)身。工作原理：1）、控制電機(jī)根據(jù)機(jī)翼展開指令正轉(zhuǎn)驅(qū)動，根據(jù)需要電機(jī)轉(zhuǎn)速及時間可調(diào)，再通過該二級減速傳動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)前翼展開。2）、控制電機(jī)根據(jù)機(jī)翼固定指令停止轉(zhuǎn)動，前翼氣動扭矩通過轉(zhuǎn)軸傳遞給大錐齒輪22，大錐齒輪22再通過該二級傳動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)減扭，傳遞給蝸桿25，因渦輪蝸桿傳動設(shè)計為反向自鎖，所以機(jī)翼氣動扭矩旋轉(zhuǎn)反向自鎖。3）、控制電機(jī)根據(jù)機(jī)翼收回指令反轉(zhuǎn)驅(qū)動，再通過該二級減速機(jī)構(gòu)實現(xiàn)前翼收回。

具體后翼折疊原理，如圖9，左上后翼2折疊所示箭頭即為后翼折疊驅(qū)動齒輪31右側(cè)所示箭頭，后翼2的折疊系統(tǒng)通過垂尾艙內(nèi)的電機(jī)減速機(jī)構(gòu)實現(xiàn)，且左右后翼折疊系統(tǒng)獨立。具體后翼折疊傳動：后翼伺服電機(jī)26，經(jīng)過二級減速機(jī)構(gòu)（圖左兩對齒輪），二級傳動比為I₁=4，將電機(jī)扭矩放大4倍傳遞給行星齒輪架27，齒輪架27再經(jīng)過行星減速機(jī)構(gòu)，其中左行星齒輪28和右行星齒輪30共軸為一組，行星齒輪架27共鏈接四組行星齒輪，左行星齒輪28（齒數(shù)30）與垂尾艙內(nèi)固定齒輪29（齒數(shù)29）嚙合，右行星齒輪30（齒數(shù)31）與后翼折疊驅(qū)動齒輪31（齒數(shù)30）嚙合，行星傳動比為I₂=(30×30)/( 30×30-29×31)=900，行星減速機(jī)構(gòu)將齒輪架27的扭矩放大900倍傳遞給后翼折疊驅(qū)動齒輪31，總傳動比I=I₁×I₂=3600，實現(xiàn)后翼2低速大扭矩翻轉(zhuǎn)折疊。例如當(dāng)電機(jī)轉(zhuǎn)速1800rpm時，后翼2展開或折疊的速度為0.5rpm，后翼展開或折疊θ度所需時間為θ/6秒，假設(shè)后翼全程變形120度，所需時間為120/6=20秒，也就是說需要伺服控制電機(jī)在3600rpm下轉(zhuǎn)動20秒即可完成后翼全程變形，如果想改變后翼變形速度，傳動比不變，控制伺服電機(jī)轉(zhuǎn)速即可。機(jī)翼2完全展開時為圖中虛線水平展開位置，在地面行駛、牽引和存儲時，需要后翼2的外翼段從水平展開位置向上翻轉(zhuǎn)全程角度至圖左上實線折疊位置?？罩醒埠斤w行時，通常左右后翼變形參數(shù)相同（機(jī)翼展開角度及速度），以保證左右氣動外形完全對稱有利巡航。在空中機(jī)動飛行時，因左右后翼折疊系統(tǒng)相互獨立，整機(jī)通過方向舵3和水平舵4改變姿態(tài)，還通過控制左右后翼2不對稱折疊，實現(xiàn)左右氣動外形不對稱調(diào)節(jié)，組合控制飛機(jī)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)。

具體動力驅(qū)動方案，如圖10，圖中所示兩種動力方案，第一種方案（圖10上位置）為采用雙電機(jī)雙槳的動力方案，機(jī)頭機(jī)尾各布置一個單軸動力電機(jī)32，且參數(shù)完全相同，動力電池33貼靠機(jī)身底層利于機(jī)身穩(wěn)定，采用同一個控制器控制雙電機(jī)，驅(qū)動前后兩個螺旋槳5（一對反槳，前后兩個螺旋槳的參數(shù)大小相等方向相反），轉(zhuǎn)速及整機(jī)扭矩大小相等方向相反，產(chǎn)生對機(jī)身向前的推拉力。第二種方案（圖10中和下位置）為采用單電機(jī)雙槳的動力方案，雙軸動力電機(jī)34位于機(jī)頭前部，分別向前和向后傳遞扭矩，雙軸為同一個軸即前動力軸35，前動力軸35通過機(jī)尾變向裝置將扭矩傳遞給后動力軸36，具體局部放大圖A及其截面圖B-B，前動力軸35后端加工成外齒輪軸（齒數(shù)100），后動力軸36前端加工成內(nèi)齒輪軸（齒數(shù)120），滾針齒輪37在滾針齒輪軸架38上，滾針齒輪軸架38固定在機(jī)身內(nèi)且保持十二個滾針齒輪37為定軸齒輪傳動系，前動力軸35與滾針齒輪37（齒數(shù)10）外嚙合，滾針齒輪37與后動力軸36內(nèi)嚙合，實現(xiàn)前后動力軸同軸轉(zhuǎn)動且轉(zhuǎn)向相反，后驅(qū)動軸36的轉(zhuǎn)速和扭矩取決于滾針齒輪分度圓直徑，滾針齒輪分度圓直徑越小，前后軸轉(zhuǎn)速和扭矩約接近，按本例齒數(shù)計算，前螺旋槳轉(zhuǎn)速是后螺旋槳轉(zhuǎn)速的120/100=1.2倍（轉(zhuǎn)速扭矩相反），實現(xiàn)一個雙軸動力電機(jī)34驅(qū)動前后一對反螺旋槳5，產(chǎn)生對機(jī)身向前的推力和拉力。