一种可变后掠可伸缩机翼结构

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1.本技术涉及无人机技术领域，特别是涉及一种可变后掠可伸缩机翼结构。

背景技术：

2.无人飞行器已经发展成为一种不可替代的装备，执行长航时侦察、区域监视、搜索定位、火力引导等任务。在无人飞行器的存储、运输及使用阶段均要求无人飞行器折叠空间较小。
3.目前相类似的技术均结构复杂，且折叠为简单的展开，展开后机翼不具有对气动性能有益的上反角。折叠时两侧机翼旋转至同一位置上下叠放，展开时两侧机翼旋转展开。因机翼折叠时上下叠放具有高度差，因此展开时机翼同样具有高度差，这样的高度落差会影响飞行器的气动性能。
4.在无人飞行器执行任务时，有时需要其提高速度以提升其快速通过防守、快速打击的能力，有时需要其降低速度以提升其进行侦察监视的能力，有时需要降低其静稳定裕度以提高其俯仰的灵活度。以上这些需求单纯依靠飞控或者舵面的调节是难以实现的，强行调整甚至会威胁其飞行安全。
5.无人飞行器的机翼面积及后掠角均会影响其飞行速度、飞行迎角等性能参数，通过改变无人飞行器的机翼面积及后掠角，能够实现一架无人机执行多种任务的目的，增加无人机的打击能力和防守能力。

技术实现要素：

6.针对上述不足，本发明提供一种可变后掠可伸缩机翼结构，可实现折叠体积小的前提下，同时实现机翼可改变多种后掠角、机翼展开后消除高度差、机翼可伸缩以改变机翼面积。
7.为实现上述目的，本发明提供一种可变后掠可伸缩机翼结构，包括：翼台与机翼组件，所述机翼组件包括第一机翼和第二机翼，其特征在于，还包括第一驱动组件、旋转组件以及升降轴；
8.机翼旋转组件包括并排转动连接在所述翼台上的第一转轴与第二转轴，所述第一转轴同轴套设在所述升降轴上，所述第一转轴与所述升降轴在周向上为固定配合，在轴向上为滑动配合；
9.所述第一机翼连接在所述升降轴顶部，所述第二机翼连接在所述第二转轴顶部，且所述第一机翼、所述第二机翼均为伸缩结构；
10.所述第一驱动组件与所述第一转轴、所述第二转轴传动相连，用以驱动所述第一转轴、所述第二转轴旋转，并驱动所述升降轴升降。
11.在其中一个实施例中，所述第一驱动组件包括：舵机、第一涡轮、第二涡轮及蜗杆；
12.所述舵机固定在所述翼台上并与所述第一涡轮、所述第二涡轮传动配合，所述第一涡轮设在所述第一转轴底部，所述第二涡轮设在所述第二转轴底部，且所述第一涡轮和
所述第二涡轮对称设在所述蜗杆两侧且均与所述蜗杆传动配合。
13.在其中一个实施例中，还包括导向杆，所述升降轴侧壁上设有螺旋槽，所述第一转轴上设有水平的横槽；
14.所述导向杆一端与所述翼台或机身固定连接，另一端经过所述横槽后穿过所述螺旋槽。
15.在其中一个实施例中，所述第一驱动组件还包括电位器，所述电位器旋钮与所述第二涡轮固连。
16.在其中一个实施例中，所述第一涡轮和所述第二涡轮均为扇形结构。
17.在其中一个实施例中，还包括第二驱动组件；
18.所述第一机翼包括第一外段翼和第一内段翼，所述第一内段翼一端与所述升降轴相连，另一端与所述第一外段翼套连；
19.所述第二驱动组件包括第一驱动电机和第一丝杠，所述第一驱动电机固定设在所述升降轴顶部，所述第一丝杠的一端与所述第一驱动电机传动相连，另一端穿过所述第一内段翼后与所述第一外段翼相连；
20.所述第一丝杠与所述第一内段翼为转动配合，所述第一丝杠与与所述第一外段翼为螺纹配合。
21.在其中一个实施例中，还包括第一连接件；
22.所述第一连接件的首端与所述升降轴顶部固定连接，所述第一连接件的尾端与所述第一内段翼固定连接；
23.所述第一连接件的尾端高于所述第一连接件的首端。
24.在其中一个实施例中，还包括第三驱动组件；
25.所述第二机翼包括第二外段翼和第二内段翼，所述第二内段翼二端与所述第二转轴相连，另一端与所述第二外段翼套连；
26.所述第三驱动组件包括第二驱动电机和第二丝杠，所述第二驱动电机固定设在所述第二转轴顶部，所述第二丝杠的一端与所述第二驱动电机传动相连，另一端穿过所述第二内段翼后与所述第二外段翼相连；
27.所述第二丝杠与所述第二内段翼为转动配合，所述第二丝杠与与所述第二外段翼为螺纹配合。
28.在其中一个实施例中，还包括第二连接件；
29.所述第二连接件的首端与所述第二转轴顶部固定连接，所述第二连接件的尾端与所述第二内段翼固定连接；
30.所述第二连接件的尾端高于所述第二连接件的首端。
31.相较于现有技术，本发明提供的一种可变后掠可伸缩机翼结构具有如下有益效果：
32.1、实现机翼展开过程中的后掠角可调，增加飞行器的稳定性和灵活性；
33.2、实现机翼展开后消除高度差且带有上反角的功能；
34.3、实现机翼可伸缩以改变机翼面积，适应不同飞行状态，提高机翼效率，提升飞行性能。
附图说明
35.图1为本发明实施例中机翼展开时的结构示意轴测图；
36.图2为图1中标识部分a的放大示意图；
37.图3为图1中标识部分a的仰视图；
38.图4为本发明实施例中翼台轴测图；
39.图5为本发明实施例中翼台侧视图；
40.图6为本发明实施例中旋转组件的轴视图；
41.图7为本发明实施例中升降轴的轴视图；
42.图8为本发明实施例中第一驱动组件、第二驱动组件的轴视图；
43.图9为本发明实施例中第一连接件、第二连接件的轴视图；
44.图10为本发明实施例中第一外段翼与第一内段翼交接部分剖视图。
45.附图标号：
46.第一机翼11、第一外段翼111、第一内段翼112；
47.第二机翼12、第二外段翼121、第二内段翼122；
48.翼台21：第一转轴安装孔211、第二转轴安装孔212；
49.第一转轴221：第一转轴主轴体2211、第一转轴底轴体2212，第一增强座2511；
50.第二转轴222：第二转轴主轴体2221、第二转轴底轴体2222，第二增强座2521；
51.升降轴231、导向杆232、螺旋槽233、横槽234；
52.舵机241、第一涡轮2421、第二涡轮2422、蜗杆243、电位器244、电位器旋轴2441；
53.第一驱动电机251、第一丝杠261、第一传动齿轮2512、第二传动齿轮2611；
54.第二驱动电机252、第二丝杠262、第三传动齿轮2522，第四传动齿轮2621；
55.第一连接件271、第一连接件首端2711、第一连接件尾端2712、第一固定件2713；
56.第二连接件272、第二连接件首端2721、第二连接件尾端2722、第二固定件2723。
57.本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
58.为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
59.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
60.另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体地限定。
61.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相
连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
62.另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
63.如图1-10所示，为本实施例公开的一种可变后掠可伸缩机翼结构，其主要包括翼台21、机翼组件、第一驱动组件、旋转组件以及升降轴231。翼台21上并排设有第一转轴安装孔211与第二转轴安装孔212，且第一转轴安装孔211与第二转轴安装孔212沿竖向贯穿翼台21。
64.机翼组件包括第一机翼11与第二机翼12，第一机翼11连接在升降轴231顶部，第二机翼12连接在第二转轴222顶部，第一机翼11与第二机翼12均为伸缩结构。具体地，第一机翼11包括第一外段翼111和第一内段翼112，第一内段翼112的一端通过第一连接件271与升降轴231顶部固定连接，另一端与第一外段翼111套连；第一连接件271包括第一连接件首端2711和第一连接件尾端2712，其中，第一连接件首端2711为环状结构，固定连接在升降轴231顶部，第一连接件尾端2712为夹片结构，设有第一上夹片和第一下夹片，第一内段翼112一端夹持在第一上夹片与第一下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第一上夹片、第一下夹片固定相连。第二机翼12包括第二外段翼121和第二内段翼122，第二内段翼122通过第二连接件272与第二转轴222顶部固定连接，另一端与第二外段翼121套连；第二连接件272包括第二连接件首端2721和第二连接件尾端2722，其中，第二连接件首端2721为环状结构，通过固定结构连接在第二转轴222顶部，第二连接件尾端2722为夹片结构，设有第二上夹片与第二下夹片，第二内段翼122一端夹持在第二上夹片与第二下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第二上夹片、第二下夹片固定相连。
65.需要注意的是，第一转轴221的轴向与翼台21所在的平面之间的夹角为α，第二转轴222的轴向与翼台21所在的平面之间的夹角为α，其中，0
°
《α＝α《90
°
。具体地，第一转轴221、第二转轴222的轴向均不与翼台21所在的平面垂直，且第一转轴221的顶端、第二转轴222的顶端均向机身尾部的方向倾斜相同的角度，使得第一连接件尾端2712高于第一连接件首端2711，第二连接件尾端2722高于第二连接件首端2721，进而使得机翼组件在处于展开状态时带有上反角。
66.作为优选的方式，在第一转轴221的顶端，即第一连接件271上设有第一增强座2511和第一增强杆，第一增强座2511和第一连接件271固定相连，第一增强杆一端与第一增强座2511固定相连，另一端固定嵌入第一机翼11；在第二转轴222的顶端，即第二连接件272上设有第二增强座2521和第二增强杆，第二增强座2521和第二连接件272固定相连，第一增强杆一端与第二增强座2521固定相连，另一端固定嵌入第二机翼12。
67.进一步的，机翼组件具有具有折叠状态与展开状态：
68.当机翼组件处于折叠状态时，第一机翼11与第二机翼12沿机身的长度方向层叠在机身的上方，且第一机翼11位于第二机翼12的下方。
69.当机翼组件处于展开状态时，第一机翼11与第二机翼12的高度平齐且沿机身相互对称，且第一机翼11与第二机翼12分别向机身的两侧延伸。
70.本实施例中，机翼组件在折叠状态与展开状态之间的切换是随着第一转轴221和
第二转轴222反向转动进行的。例如，初始时机翼组件处于折叠状态，随着第一转轴221逆时针旋转90
°
，第二转轴222顺时针旋转90
°
即可转成展开状态。需要注意的是，在具体实时过程中并非一定旋转90
°
，也可以是小于90
°
的其他角度。在具体实时过程中，机翼组件的展开角度通过第一驱动组件实现。第一驱动组件与第一转轴221、第二转轴222传动相连，用以驱动第一转轴221、第二转轴旋转222，并驱动升降轴231沿轴向升降并带动第一机翼11升降。
71.旋转组件包括并排转动连接在翼台21上的第一转轴221与第二转轴222，第一转轴221同轴套设在升降轴231上，第一转轴221与升降轴231在周向上为固定配合、在轴向上为滑动配合；第一机翼11通过第一连接件271与升降轴231顶部固定连接，第二机翼12连接在第二转轴222顶部，且第一机翼11、第二机翼12均为伸缩结构。
72.具体地，第一转轴221与第二转轴222为空心结构，以减小结构的重量。进一步具体地，第一转轴221包括第一转轴主轴体2211、第一转轴底轴体2212，第一转轴底轴体2212同轴固连在第一转轴主轴体2211底部，第一转轴主轴体2211转动连接在第一转轴安装孔211上。第二转轴222包括第二转轴主轴体2221、第二转轴底轴体2222，第二转轴底轴体2222同轴固连在第二转轴主轴体2221底部，第二连接件首端2721固连在第二转轴主轴体2221顶部，第二转轴主轴体2221转动连接在第二转轴安装孔212。其中，第一连接件首端2711、第二连接件首端2721均为环状结构；第一转轴底轴体2212、第一连接件首端2711的直径均大于第一转轴主轴体2211；第二转轴底轴体2222、第二连接件首端2721的直径均大于第二转轴主轴体2221，避免第一转轴主轴体2211、第二转轴主轴体2221从翼台21上脱落下来。在具体实时过程中，可将第一转轴底轴体2212与第一转轴主轴体2211一体成型，将第一转轴主轴体2211套设在升降轴231上，升降轴231通过固定结构连接在第一连接件首端2711；同样的，可将第二转轴底轴体2222与第二转轴主轴体2221一体成型，将第二转轴主轴体2221通过固定结构连接在第二连接件首端2721。其中，固定结构可以采用螺纹连接结构或螺栓连接结构或卡扣连接结构等。
73.作为优选地实施方式，第一转轴主轴体2211与第一转轴安装孔211之间、第二转轴主轴体2221与第二转轴安装孔212之间均为间隙配合。当然，第一转轴主轴体2211与第一转轴安装孔211之间、第二转轴主轴体2221与第二转轴安装孔212之间也可通过轴承等结构件转动相连，进而减小摩擦阻力。至于如何设置轴承等结构件实现转动连接的方式为所属领域的常规技术手段，本实施例中不再对其赘述。
74.本实施例中，第一转轴主轴体2211同轴套设在升降轴231上，第一转轴221与升降轴231在周向上为固定配合、在轴向上为滑动配合。其具体实施过程为：
75.升降轴231为空心结构，形状为不规则多边形，优选花型结构，第一转轴主轴体2211的内壁形状与升降轴231的外壁形状相适配。在升降轴231侧壁设有螺旋槽233，在第一转轴主轴体2211侧壁设有水平的横槽234。其中，螺旋槽233与横槽234的两端在第一转轴主轴体2211的周向跨度与机翼组件从折叠状态转换至展开状态的过程中第一转轴主轴体2211的转角相关，例如，若这一过程中第一转轴主轴体2211的转角为90
°
，则螺旋槽233与横槽234的两端在第一转轴主轴体2211上的周向跨度一样，为第一转轴主轴体2211的四分之一周长，即第一转轴主轴体2211旋转90
°
的导向范围；螺旋槽233的两端在第一转轴主轴体2211上的轴向跨度与机翼组件处于折叠状态时第一机翼11、第二机翼12之间的高度差相等。
76.导向杆232一端与翼台21或机身固定连接，另一端经过横槽234后穿过螺旋槽233后位于第一转轴主轴体2211，这种情况下横槽234和螺旋槽233的数量分别为一个；或另一端经过横槽234后穿过螺旋槽233后穿过升降轴231与第一转轴主轴体2211，这种情况下横槽234和螺旋槽233的数量分别为两个；且两个螺旋槽233呈十字对称分布在第一转轴主轴体2211的侧壁，即一个螺旋槽233在第一转轴主轴体2211上0-90
°
的区域，另一个在180
°‑
270
°
的区域；两个横槽234一个在第一转轴主轴体2211上0-90
°
的水平区域，另一个在180
°‑
270
°
的水平区域。其中，导向杆232与螺旋槽233、横槽234均为滑动相连。
77.需要注意的是，将第一转轴主轴体2211的轴向长度设置为等于第一转轴安装孔211的孔深，以避免第一转轴主轴体2211轴向窜动，将第二转轴主轴体2221的轴向长度设置为等于第二转轴安装孔212的孔深，以避免第二转轴主轴体2221轴向窜动。本实施例中并不局限于将升降轴231套设在第一转轴主轴体2211中，也可以同样的方式将升降轴231套设在第二转轴主轴体2221中，连接方式与第一转轴主轴体2211相同。同样，也不局限于上述导向杆232与螺旋槽233和横槽234的实施方式；可以选择在第一转轴221或第二转轴222上设置螺纹，进而将第一转轴221或第二转轴222螺纹连接在翼台21或机身上，将升降轴231螺纹连接在第一转轴221或第二转轴222上，这样随着第一转轴221或第二转轴222的转动，配合螺纹的进给效果，也能实现升降轴231的升降。本实施例中不再对其进行一一赘述。
78.本实施例中，第一驱动组件包括舵机241、第一涡轮2421、第二涡轮2422、蜗杆243，舵机241固定在翼台21上并与第一涡轮2421、第二涡轮2422传动配合，第一涡轮2421设在第一转轴221底部，第二涡轮2422设在第二转轴222底部，且第一涡轮2421和第二涡轮2422对称设在蜗杆243两侧且均与蜗杆243传动配合。具体地，舵机241通过螺栓、卡扣等方式连接在翼台21底部。第一涡轮2421具有第一上截面和第一侧截面，第一上截面为扇形弧段，扇形弧段内径稍大于升降轴231外径，使得升降轴231在运动时外壁不造成磕碰；扇形弧段外径稍大于第一转轴底轴体2212外径，且第一侧截面与第一上截面在扇形弧段外径处形成“l”形结构，凹面贴合在第一转轴底轴体2212侧壁，凸面具有齿轮。第二涡轮2422具有第二上截面和第二侧截面，第二上截面为与第二转轴底轴体2222同轴的扇形，其形外径稍大于第二转轴底轴体2222外径，且第二侧截面与第二上截面在扇形外径处形成“l”形结构，凹面贴合在第二转轴底轴体2222侧壁，凸面具有齿轮。蜗杆243一端与舵机241的旋转轴固定连接，另一端旋转固定在翼台21上，在靠近翼台21的一端设有螺纹，第一侧截面的凸面齿轮和第二侧截面的凸面齿轮对称设在蜗杆243两侧，且均与蜗杆243的螺纹齿咬合。在具体实施过程中，第一涡轮2421或第二涡轮2422的周长为第一转轴221或第二转轴222能转动的最大角度。需要注意的是，本发明通过拆除舵机241的限位器后，使舵机241可旋转多圈，实现对第一涡轮2421和第二涡轮2422进行较大范围的调整，进而实现对第一机翼11和第二机翼21进行较大后掠角角度的调整。
79.本实施例中，第一驱动组件还包括电位器244，电位器旋轴2441与第二涡轮2422固连。具体地，电位器244通过螺栓、卡扣等方式连接在翼台21底部，在电位器244靠近第二转轴222轴中心处开设一个贯穿孔，电位器旋轴2441通过贯穿孔与第二涡轮2422的第二上截面在轴中心固定连接；电位器旋轴2441与电位器244为间隙配合，电位器旋轴2441上设有三个引脚，在第二涡轮2422旋转时，带动电位器旋轴2441旋转，通过测量三个引脚的输出关系可计算出当前机翼后掠的角度。
80.在具体实施过程中，舵机241带动旋转轴开始旋转，带动蜗杆243，蜗杆243带动第一涡轮2421、第二涡轮2422反向转动，进而使得第一转轴221与第二转轴222反向转动，同时，通过导向杆232配合螺旋槽233、横槽234的滑动连接，驱动升降轴231升降，使得机翼组件在折叠状态时，第一机翼11与第二机翼12之间具有高度差进而实现机翼层叠，也能在第一机翼11与第二机翼12在展开状态时，消除第一机翼11与第二机翼12的高度差。在舵机转动的过程中，可通过电位器244实时获取第二转轴222的转动幅度，由于第一转轴221与第二转轴222为同步反向转档，即可通过电位器244实时获取机翼的后掠角，通过控制舵机241的启停，即能控制机翼组件调整后掠角。
81.本实施例中，还包括第二驱动组件，第二驱动组件包括第一驱动电机251和第一丝杠261，第一驱动电机251固定设在升降轴231顶部，第一丝杠261的一端与第一驱动电机251传动相连，另一端穿过第一内段翼112后与第一外段翼111相连，第一丝杠261与第一内段翼112为转动配合，第一丝杠261与第一外段翼111为螺纹配合。具体地，第二驱动组件还包括第一传动齿轮2512和第二传动齿轮2611；第一连接件271顶部设置第一固定件2713，第一驱动电机251的旋转轴穿过第一固定件2713与第一传动齿轮2512固定连接；第一丝杠261穿过第一连接件尾端2712与第二传动齿轮2611固定连接，第一传动齿轮2512与第二传动齿轮2611为传动配合。在具体实施过程中，第一驱动电机251开始旋转，带动第一传动齿轮2512，第一传动齿轮2512带动第二传动齿轮2611旋转，第二传动齿轮2611带动第一丝杠261旋转，在第一内段翼112与第一外段翼111连接处，第一外段翼111随着螺纹孔与第一丝杠261的配合而伸长或缩短，以达到伸缩第一机翼11，实现改变第一机翼11的面积。其中，第一驱动电机251的旋转轴与第一固定件2713为空隙配合。
82.本实施例中，还包括第三驱动组件，第三驱动组件包括第二驱动电机252和第二丝杠262，第二驱动电机252固定设在第二转轴222顶部，第二丝杠262的一端与第二驱动电机252传动相连，另一端穿过第二内段翼122后与第二外段翼121相连，第二丝杠262与第二内段翼122为转动配合，第二丝杠262与第二外段翼121为螺纹配合。具体地，第三驱动组件还包括第三传动齿轮2522与第四传动齿轮2621；第二连接件272顶部设置第二固定件2723，第二驱动电机252的旋转轴穿过第二固定件2723与第三传动齿轮2522固定连接；第二丝杠262穿过第二连接件尾端2722与第四传动齿轮2621固定连接，第三传动齿轮2522与第四传动齿轮2621为传动配合。在具体实施过程中，第二驱动电机252开始旋转，带动第三传动齿轮2522，第三传动齿轮2522带动第四传动齿轮2621旋转，第四传动齿轮2621带动第二丝杠262旋转，在第二内段翼122与第二外段翼121连接处，第二外段翼121随着螺纹孔与第二丝杠262的配合而伸长或缩短，以达到伸缩第二机翼12，实现改变第二机翼12的面积。其中，第二驱动电机252的旋转轴与第二固定件2723为空隙配合。
83.以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
84.以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：

1.一种可变后掠可伸缩机翼结构，包括翼台与机翼组件，所述机翼组件包括第一机翼和第二机翼，其特征在于，还包括第一驱动组件、旋转组件以及升降轴；旋转组件包括并排转动连接在所述翼台上的第一转轴与第二转轴，所述第一转轴同轴套设在所述升降轴上，所述第一转轴与所述升降轴在周向上为固定配合，在轴向上为滑动配合；所述第一机翼连接在所述升降轴顶部，所述第二机翼连接在所述第二转轴顶部，且所述第一机翼、所述第二机翼均为伸缩结构；所述第一驱动组件与所述第一转轴、所述第二转轴传动相连，用以驱动所述第一转轴、所述第二转轴旋转，并驱动所述升降轴升降。2.根据权利要求1所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，所述第一驱动组件包括：舵机、第一涡轮、第二涡轮及蜗杆；所述舵机固定在所述翼台上并与所述第一涡轮、所述第二涡轮传动配合，所述第一涡轮设在所述第一转轴底部，所述第二涡轮设在所述第二转轴底部，且所述第一涡轮和所述第二涡轮对称设在所述蜗杆两侧且均与所述蜗杆传动配合。3.根据权利要求2所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，还包括导向杆，所述升降轴侧壁上设有螺旋槽，所述第一转轴上设有水平的横槽；所述导向杆一端与所述翼台或机身固定连接，另一端经过所述横槽后穿过所述螺旋槽。4.根据权利要求2或3所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，所述第一驱动组件还包括电位器，所述电位器旋钮与所述第二涡轮固连。5.根据权利要求2或3所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，所述第一涡轮和所述第二涡轮均为扇形结构。6.根据权利要求1-3中任一项所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，还包括第二驱动组件；所述第一机翼包括第一外段翼和第一内段翼，所述第一内段翼一端与所述升降轴相连，另一端与所述第一外段翼套连；所述第二驱动组件包括第一驱动电机和第一丝杠，所述第一驱动电机固定设在所述升降轴顶部，所述第一丝杠的一端与所述第一驱动电机传动相连，另一端穿过所述第一内段翼后与所述第一外段翼相连；所述第一丝杠与所述第一内段翼为转动配合，所述第一丝杠与与所述第一外段翼为螺纹配合。7.根据权利要求6中所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，还包括第一连接件；所述第一连接件的首端与所述升降轴顶部固定连接，所述第一连接件的尾端与所述第一内段翼固定连接；所述第一连接件的尾端高于所述第一连接件的首端。8.根据权利要求1-3中任一项所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，还包括第三驱动组件；所述第二机翼包括第二外段翼和第二内段翼，所述第二内段翼二端与所述第二转轴相
连，另一端与所述第二外段翼套连；所述第三驱动组件包括第二驱动电机和第二丝杠，所述第二驱动电机固定设在所述第二转轴顶部，所述第二丝杠的一端与所述第二驱动电机传动相连，另一端穿过所述第二内段翼后与所述第二外段翼相连；所述第二丝杠与所述第二内段翼为转动配合，所述第二丝杠与与所述第二外段翼为螺纹配合。9.根据权利要求8中所述的可变后掠可伸缩机翼结构，其特征在于，还包括第二连接件；所述第二连接件的首端与所述第二转轴顶部固定连接，所述第二连接件的尾端与所述第二内段翼固定连接；所述第二连接件的尾端高于所述第二连接件的首端。

技术总结

本申请涉及一种可变后掠可伸缩机翼结构，包括：翼台与机翼组件，机翼组件包括第一机翼和第二机翼，还包括第一驱动组件、旋转组件以及升降轴；旋转组件包括并排转动连接在翼台上的第一转轴与第二转轴，第一转轴同轴套设在升降轴上，第一转轴与升降轴在周向上为固定配合，在轴向上为滑动配合；第一机翼连接在升降轴顶部，第二机翼连接在第二转轴顶部，且第一机翼、第二机翼均为伸缩结构；第一驱动组件与第一转轴、第二转轴传动相连，用以驱动第一转轴、第二转轴旋转，并驱动升降轴升降。本发明的结构可实现任意后掠角的机翼展开和折叠，增加飞行器的稳定性和灵活性；可伸缩以改变机翼面积，适应不同飞行状态，提高机翼效率，提升飞行性能。性能。性能。