阅读说明：本技术 后缘喷气式矢量推进变形翼 (Trailing edge jet vector propulsion deformation wing ) 是由 郭士钧 张曙光 张飞豹 贺媛媛 黄伯源 于 2019-03-29 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种后缘喷气式矢量推进变形翼,该变形翼包括刚性盒段、弹性盒段和驱动机构。安置于刚性盒段内的管道可将飞行器发动机产生的高压气流传导至分布安置于机翼弹性盒段内的驱动机构处,其中,驱动机构的空心弯管能够并将高压气流传导至机翼后缘,并以不同的角度从机翼后缘喷出产生推力,达到分布式矢量推进的目的。同时驱动机构能够驱动弹性盒段产生形变,改变机翼形态,提高气动效率、失速迎角极限、升力系数和飞行性能。(The invention provides a trailing edge jet vector propulsion deformation wing which comprises a rigid box section, an elastic box section and a driving mechanism. The pipeline arranged in the rigid box section can conduct high-pressure airflow generated by an aircraft engine to the driving mechanism distributed in the wing elastic box section, wherein the hollow elbow of the driving mechanism can conduct the high-pressure airflow to the trailing edge of the wing and jet out from the trailing edge of the wing at different angles to generate thrust, so that the purpose of distributed vector propulsion is achieved. Meanwhile, the driving mechanism can drive the elastic box section to deform, the shape of the wing is changed, and the aerodynamic efficiency, the stall angle of attack limit, the lift coefficient and the flight performance are improved.)

后缘喷气式矢量推进变形翼

技术领域

本发明涉及飞机机翼技术领域，特别是涉及一种后缘喷气式矢量推进变形翼。

背景技术

无论是载人或无人飞行器都广泛应用于军事和民用领域。飞行器主要依靠机翼在定向空气流场中产生升力，而机翼升力系数和阻力系数大小因翼型不同而异，最大升力和阻力系数之比(升阻比)通常作为判定翼型优劣的根据。发动机推力系统则通常外置并与机翼分别独立设置。在给定气流速度条件下，机翼一般采用两种方式改变升力大小实现机动飞行。一是改变迎角；二是改变操纵面偏转角或机翼翼型弯度。传统构型飞机通常通过操纵尾翼偏转角改变俯仰角而改变机翼攻角，或采用改变后缘操纵面的偏转角达到改变翼型等效迎角或弯度的效果。传统操纵面基本为通过铰链安装在机翼后梁上的刚体，在偏转时与机翼主升力面的铰链连接处形成折角，导致翼型弯度变化不连续，气动效率偏低。在偏角过大时折点至后缘出现气流分离而导致升力系数急速减小、操纵效率降低甚至机翼失速现象。而可连续变弯度的无缝变形翼具有显著高于传统操纵面的升阻比和失速迎角的特点，并且可扩展到机翼前缘变弯度达到增升目的。在飞行器领域具有发展潜力和应用前景。近年申请人对一种飞机变形翼的研究结果表面，在起飞状态时采用机翼前缘和襟翼后缘变弯度的机翼最大升阻比所需的迎角为4.5度，比采用传统刚性襟翼偏转的机翼提高升力达5％；在降落状态采用机翼前缘和襟翼后缘变弯度，襟翼下偏角可由传统的35度减小至27度，而升力可提高2％。在起飞状态时，若将机翼原设计迎角增加4度，襟翼后缘仍没有发生明显气流分离；但当迎角增加到4.5度时，襟翼后缘开始出现明显气流分离，机翼进入失速状态。然而，此时若在襟翼后缘上表面提供高于气流流速的切向喷气，机翼迎角将在增加8度时襟翼后缘才开始出现气流分离。这表明变形翼的升力系数比安装刚体襟翼的传统机翼有大幅提高。

无缝变弯度翼并非全新概念。人类在早期模仿鸟类飞行时就开始尝试这种机翼。怀特兄弟早在一百多年前成功实现人类首次动力飞行时就采用了变弯度机翼。但随着飞机重量和飞行速度的提高，机翼结构的刚度大幅提高，使得采用变弯度机翼技术不够现实，故采用了刚性传统操纵面。随着材料和动力技术的高速发展和大幅提高现代飞行器的气动效率或升阻比以及飞行性能的迫切需求，传统的刚性翼已经很难满足现代飞行器的性能要求。于是，自本世纪初开始美国和欧洲航空领域再次兴起了对弹性变形翼技术的研发热潮。然而，目前的变形翼技术仍延续着改变机翼几何外形获得增升或改进气动效率的传统概念，不能发掘变形翼技术的最大潜力。

发明内容

基于此，有必要针对目前的变形翼技术所存在气动效率和飞行性能提升不足的问题，基于飞发一体化设计概念，提供一种后缘喷气式矢量推进变形翼。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种后缘喷气式矢量推进变形翼，包括：

变形翼刚性盒段：所述刚性盒段位于所述变形翼前缘到机翼后梁之间，所述后梁位于整个变形翼的中后部，所述刚性盒段内部设有机翼前梁；

变形翼弹性盒段：所述弹性盒段位于所述后梁到后缘之间，所述弹性盒段固定连接于所述刚性盒段，所述弹性盒段包括上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮和下蒙皮上沿翼展方向固定设置有加强筋条，所述上蒙皮和下蒙皮之间靠近后缘处设置有滑动连接机构，所述滑动连接机构能够使所述上蒙皮和下蒙皮沿翼弦方向相对滑动，所述上蒙皮和下蒙皮之间靠近所述滑动连接机构处滑动设置有滑门，所述上蒙皮、下蒙皮与所述滑门包围形成后缘气室，且所述后缘气室在靠近后缘位置的所述上蒙皮和下蒙皮之间形成缝隙；

驱动机构：所述驱动机构设置于所述变形翼内部，所述驱动机构包括：驱动器、空心弯管、传力盘和传力滑动机构，所述空心弯管的前部设置于所述机翼后梁上，并可绕弯管中心线转动，所述驱动器能够驱动所述空心弯管转动，所述传力盘设置于所述空心弯管上，所述传力盘与所述上蒙皮和下蒙皮上的加强筋条通过所述传力滑动机构连接，所述传力盘在转动时能够带动所述上蒙皮和下蒙皮发生形变，所述空心弯管的一端穿过所述滑门伸入所述后缘气室，用于向所述后缘气室输送高压气流。

在其中一个实施例中，所述空心弯管上从前端至末端间隔设置有多个所述传力盘，间隔距离为弦长的5％-8％。

在其中一个实施例中，所述空心弯管靠近所述后梁安装处的前端设置有齿轮，所述空心弯管在所述驱动器的作用下能够绕所述空心弯管靠近所述刚性盒段前端的中心线顺时针或逆时针转动不大于90°的任意角度。

在其中一个实施例中，在机翼内部沿着翼展方向按一定距离设置多个所述驱动机构，间隔长度为机翼弦长的40％-60％，但不小于机翼变形后的后缘在垂直方向最大位移的1.5倍。

在其中一个实施例中，所述驱动机构中的空心弯管能够独立转动，或者多个驱动机构内的空心弯管组合转动。

在其中一个实施例中，所述空心弯管为牛角形空心弯管，所述牛角形空心弯管至少包括变直径管道，所述变直径管道位于机翼后梁与后缘之间，所述变直径管道的直径在所述上蒙皮和下蒙皮间距的30％-40％范围内连续变化。

在其中一个实施例中，所述牛角形空心弯管还包括一段等直径管道，所述等直径管道位于所述弯管前端与机翼后梁的连接处，所述等直径管道长度为所述牛角形空心弯管总长度的10％-15％。

在其中一个实施例中，所述空心弯管的管壁厚度在所述空心弯管直径的10％-20％范围内连续变化。

在其中一个实施例中，所述滑门上设置有滑门通孔，所述空心弯管的末端可转动地设置于所述滑门通孔。

在其中一个实施例中，所述滑门长度为所述机翼变形后沿垂直方向最大位移的2倍，且小于相邻两根所述空心弯管间距的两倍。

在其中一个实施例中，所述空心弯管的末端到所述变形翼后缘的距离为2％-5％机翼弦长。

在其中一个实施例中，所述空心弯管位于所述后缘气室内的长度为机翼弦长的5％-8％。

本发明的有益效果是：

本发明提供了一种后缘喷气式矢量推进变形翼，该变形翼包括刚性盒段、弹性盒段和驱动机构。驱动机构当中的空心弯管能够接收高压气流，并随着变形翼的弯度变化，将高压以不同的角度从飞机后缘喷出，达到分布式推进的目的；同时驱动机构当中的驱动器能够使空心弯管转动，空心弯管通过传力盘带动弹性盒段上的蒙皮发生形变，进而改变机翼的弯度和外形，提高飞行器的气动效率、失速迎角极限和升力系数。

附图说明

图1为本发明实施例一的结构示意图；

图2为本发明实施例二的局部结构示意图；

图3为本发明实施例三的局部结构示意图。

1-刚性盒段；11-机翼前梁；12-机翼后梁；13–承载构件；2-弹性盒段；211-上蒙皮；212-下蒙皮；22-加强筋条；23-滑块；上蒙皮滑块-231；下蒙皮滑块-232；24-滑门；241-滑门通孔；25-后缘气室；26-缝隙；27-弹性垫块；28-滑轨加筋条；3-驱动机构；311-齿轮；31-高压气流管道；32-驱动机构直管道；33-空心弯管；331-牛角形空心弯管；34-传力盘；35-C形卡合件。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本文中为组件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。而本申请所说“连接”、“联接”，如无特别说明，均包括直接和间接连接(联接)。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“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。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

请参阅图1，图示为本实施例提供的后缘喷气式矢量推进变形翼。如图所示，后缘喷气式矢量推进变形翼至少包括：刚性盒段1、弹性盒段2和驱动机构3。其中，刚性盒段1作为主要承载结构，设置于整个后缘喷气式矢量推进变形翼的前部；弹性盒段2由弹性材料制成，设置于所述机翼后梁的后部，与刚性盒段1固定连接，弹性盒段2可以在一定范围内改变外形，进而改变整个后缘喷气式矢量推进变形翼的弯度和形状；驱动机构3，设置于后缘喷气式矢量推进变形翼的内部，能够驱动弹性盒段2产生形变；驱动机构3当中的空心弯管的末端设置于变形翼的后缘，能够以不同角度向外喷射气流。使用该后缘喷气式矢量推进变形翼取代传统机翼和传统变形翼，可以在飞行器起飞、降落和机动飞行时通过驱动机构3驱动弹性盒段2变形，改变后缘喷气式矢量推进变形翼的形状，增大失速迎角，提高升力系数；驱动机构3本身也可在后缘喷气式矢量推进变形翼的多个位置沿多种方向向外喷气，进行矢量推进，提高机翼环流控制效率，进一步提升飞行器的飞行性能。

具体的，请继续参阅图1，刚性盒段1内部设有机翼前梁11和机翼后梁12，机翼后梁12上还设置有用以安装驱动机构3的安装孔。与传统固定翼类似，刚性盒段1内部还设有用以支撑驱动机构3和高压气流管道31的承载构件13。刚性盒段1与飞行器连接，作为主要承载部件将机翼产生的升力传递给飞行器主体。

弹性盒段2的外表面由蒙皮21构成，包括上蒙皮211和下蒙皮212，上蒙皮211和下蒙皮212之间的距离(即翼型厚度)沿着翼弦方向从前至后逐渐减小，与刚性盒段1连接处弹性盒段1的翼型厚度等于该处刚性盒段1的翼型厚度，位于变形翼后缘处的上蒙皮211和下蒙皮212之间保持一定间距，形成缝隙26。上蒙皮211和下蒙皮212分别设置有加强筋条22，加强筋条22与驱动机构3连接，起结构增强和传力作用。靠近机翼后缘处的上蒙皮211和下蒙皮212之间还设置有滑动连接机构，滑动连接机构起对上蒙皮211和下蒙皮212的连接和支撑作用，使后缘缝隙26保持一定的宽度，并且使上蒙皮211和下蒙皮212之间能沿翼弦方向发生一定距离的滑动。滑动连接机构前部的上蒙皮211和下蒙皮212之间还设置有滑门24，滑门24可以沿翼展方向滑动。上蒙皮211和下蒙皮212、滑动连接机构和滑门24包围形成后缘气室25。上蒙皮211和下蒙皮212能够发生弹性弯曲变形，改变后缘喷气式矢量推进变形翼的形状。

驱动机构3包括：驱动器、空心弯管33和传力盘34。其中，空心弯管33可转动地设置于机翼后梁12的安装孔内，空心弯管33靠近刚性盒段1部分的轴线和远离刚性盒段1部分的轴线呈一定角度。高压气流管道31的后端与驱动机构直管道32相连，另一端与高压气源相连，能够将高压气源内的气流输送至空心弯管33内。高压气源可以来自于航空发动机、APU(Auxiliary Power Unit，辅助动力设备)、电动力风扇或压气罐等常见气流发生装置。驱动器设置于刚性盒段1内，能够驱动空心弯管33转动。空心弯管33上还设置有传力盘34，传力盘34与上蒙皮211和下蒙皮212上的加强筋条22始终保持连接。驱动机构3能够驱动弹性盒段2变形，其中的空心弯管33也能够随着变形翼的弯度变化以所需角度将高压气流从变形翼后缘喷出，进行矢量推进，并提高失速攻角。

在其中一个实施例当中，后缘喷气式矢量推进变形翼技术适用于不同飞行器的不同尺寸和机翼翼型，具体的弦长和翼展由相关设计人员根据设计要求决定。对于通航飞行器，如中小型无人机等，后缘喷气式矢量推进变形翼的尺寸会相对较小；而对于一些大型军用、民用飞机，后缘喷气式矢量推进变形翼的尺寸相对较大。通常情况下，后缘喷气式矢量推进变形翼的弦长尺寸范围为0.03m-3m，翼展和翼弦的比值为4-30。

请参阅图1和图2(图2部分蒙皮未示出)，在其中一个实施例当中，空心弯管33包括直管道32部分和变直径牛角形空心弯管331部分，直管道32部分靠近高压气流管道31，直管道32部分长度占整个空心弯管33总长度的10％-15％。变直径弯管部分为直管道32后端至牛角形空心弯管331末端部分，牛角形空心弯管331部分长度占整个空心弯管33总长度的85％-90％。

请参阅图1，在其中一个实施例当中，空心弯管33的直径在上蒙皮211和下蒙皮212之间间距的25％-40％范围内连续变化，其中，牛角形空心弯管331的直径沿远离刚性盒段1的方向逐渐减小。空心弯管33的管壁厚度在牛角形空心弯管直径的10％-15％范围内连续变化。空心弯管33的末端到所述变形翼后缘的距离为机翼弦长的2％-5％。空心弯管33位于后缘气室25内的部分长度为机翼弦长的5％-8％。

请参阅图1，在其中一个实施例当中，驱动机构直管道32的外径略小于高压气流管道31的内径并***其靠近直管道32的一端当中，在高压气流管道31的内壁和直管道32的外壁之间嵌入密封件，例如弹性密封圈，以保证气流管路的气密性。应当理解的是，驱动机构直管道32和高压气流管道31的密封方式可以是其它常见气流管路密封方式，如填料密封、迷宫密封、机械密封等，连接后保证气流管路的气密性即可。

在其中一个实施例当中，请参阅图3(图3部分蒙皮未示出)，滑动连接机构由成对的滑块23组成，滑块23包括上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232，上蒙皮滑块231固定连接于上蒙皮211，下蒙皮滑块232固定连接于下蒙皮212。上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232上还设有滑动组件，滑动组件能够使上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232沿着翼弦方向发生一定距离的滑动，沿着垂直于翼弦的方向固定。

在其中一个实施例当中，滑门24的长度为相邻两根空心弯管33之间间距的1.5倍-2倍，沿翼展方向设置与空心弯管33数量相同的滑门24。每个滑门中间位置设置有滑门通孔241，空心弯管33的末端穿过滑门通孔241，并且空心弯管33可以在滑门通孔241内自由转动。空心弯管33末端穿过滑门通孔241伸入后缘气室25内部，空心弯管33位于后缘气室25内的部分长度为机翼弦长的5％-8％，空心弯管33的末端距离机翼后缘2％-5％的机翼弦长。空心弯管33的末端伸入后缘气室25内部，另一端与高压气流管道32连接，高压气流管道32将高压气流输入空心弯管33内部后，从空心弯管33的末端喷入后缘气室25，再从缝隙26中喷出。

优选的，为了保证后缘气室25与弹性盒段2其余部分之间的气密性，在空心弯管33的外壁和滑门通孔241的内壁之间设置有密封件，例如弹性密封圈。当然，后缘气室25与弹性盒段2其余部分之间的气密性也可由其他常见密封方式，如填料密封、迷宫密封、机械密封等保证。

请参阅图1至图3，在其中一个实施例当中，上蒙皮211和下蒙皮212在靠近滑块23前方位置分别额外设置有滑轨加筋条28，这些滑轨加筋条28和滑块23之间保持一定距离，形成能够使滑门24滑动的滑道。空心弯管33的后部穿过滑门24上的滑门通孔241，并且可以在滑门通孔241内转动，当空心弯管33转动时，带动滑门24在滑轨加筋条28和滑块23之间形成的滑道中滑动，并且在滑动过程当中始终和滑块23保持紧密贴合，确保后缘气室25与弹性盒段2其余部分之间的气密性。

在其中一个实施例当中，如图2所示，为保证后缘气室25的气密性，滑轨加筋条28的横截面形状为Z形，滑轨加筋条28与蒙皮21连接的一端处设有伸向刚性盒段1的凸缘，滑轨加筋条28远离蒙皮21的一端设置有向后缘气室25方向伸出的凸缘；相应的，滑门24的横截面形状为C形，C形滑门的开口朝向机翼前缘，C形滑门上下两端向前伸出的凸缘与Z型滑轨加筋条28向后伸出的凸缘相互搭接，在滑门24发生一定的位移时，也能够很好地与滑轨加筋条28保持接触，保证后缘气室25的气密性。

进一步的，滑门24的横截面形状设计为Ω形，Ω形滑门开口向后设置，Ω形滑门的主体横截面形状为一个半圆弧形，Ω形滑门靠近滑轨加筋条28的两端为两个尺寸与主体相比较小、向前伸出的半圆弧形凸缘。Ω形滑门两侧的凸缘可以与Z形滑轨加筋条向后伸出的凸缘相互扣接，并且由于Ω形滑门本身具有一定的弹性，当上蒙皮211和下蒙皮212在翼弦方向上发生一定的错动时，Ω形滑门和滑轨加筋条28可以始终保持紧密贴合。

应当理解的是，C形滑门或Ω形滑门和Z形滑轨加筋条只是滑门24和加强筋条22的一种可实施的方式，滑门24和加强筋条22的具体形状、结构也可以是其它形式，只要保证后缘气室25的气密性即可。

请参阅图1至图3，在其中一个实施例当中，滑块23成对设置，包括上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232。上蒙皮滑块231固定连接于上蒙皮211，下蒙皮滑块232固定连接于下蒙皮212，上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232之间设置有滑动组件，该滑动组件能够使上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232沿着翼弦方向发生位移，同时保证上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232在垂直于对接面方向上不能发生位移，始终连接在一起。将多组滑块23设置在多个驱动机构3之间，可以使上蒙皮211和下蒙皮212在机翼后缘始终保持一定距离，形成缝隙26。上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232之间还设置有滑动组件，滑动组件能够保证弹性盒段2发生形变，上蒙皮211和下蒙皮212之间发生弦向相对位移，缝隙26的尺寸也不会发生较大变化。

具体的，滑动组件包括设置于上蒙皮滑块231上的梯形凸起和设置于下蒙皮滑块232上的梯形凹槽，设置于上蒙皮滑块231上的梯形凸起靠近上蒙皮滑块231部分的宽度较小，梯形凸起的宽度沿着远离上蒙皮滑块231方向逐渐增大；设置于下蒙皮滑块232上的梯形凹槽靠近上蒙皮滑块231部分的宽度较小，梯形凹槽的宽度沿着远离上蒙皮滑块231方向逐渐增大。梯形凸起和梯形凹槽配合安装，使得上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232沿着翼弦方向发生位移，同时保证上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232在垂直于滑块对接面方向上不能发生位移。

应当理解的是，设置于上蒙皮滑块231上的梯形凸起和设置于下蒙皮滑块232上的梯形凹槽只是滑动组件一种可实施的方式，滑动组件也可以是其他常见的滑动配合方式，如Z形槽与Z形凸起的配合、L形槽与L形凸起的配合等。且凸起和凹槽的位置均可位于上蒙皮滑块231和下蒙皮滑块232上，但必须成对设置。

在其中一个实施例当中，为了进一步保证后缘气室的气密性，滑块23在靠近滑门24的一端连接有弹性垫块27。因为在弹性盒段2变形过程当中，上蒙皮211和下蒙皮212会沿着翼弦方向产生一定位移，带动滑块23错位移动，导致滑块23和滑门24之间的间距发生变化。在滑块23前端设置弹性垫块27，当滑块23和滑门24之间的间距发生变化时，弹性垫块27依靠自身的弹性可以始终与滑块23和滑门24保持紧密贴合，保证后缘气室25的气密性。

具体的，弹性垫块的长度等于与其连接的滑块23的长度，弹性垫块的高度等于与其连接的滑块23的高度，弹性垫块的厚度为与其连接的滑块23的最大高度的1倍-2倍。弹性垫块的材料可以是橡胶，也可以是其他常见弹性材料。

在其中一个实施例当中，驱动机构直管道32一段上设置有齿轮311，驱动器通过驱动齿轮311带动空心弯管33转动。初始状态下，空心弯管33的转动角度为0°，空心弯管33的末端与前端相比，更加远离飞行器主体，此时空心弯管33的中心线在机翼横截面上的投影与初始翼型的弦线重合，保证变形前的翼型弯度；在驱动器的驱动下，空心弯管33可绕其中直管道32部分的中心轴线顺时针或逆时针转动不大于90°的任意角度。以后视飞行器的右侧机翼为例，当空心弯管33由初始位置顺时针转动90°后，弯管末端带动机翼后缘向下移动，变形翼向下弯曲，达到第一极限位置，此时空心弯管33中心线所在平面与地面垂直，空心弯管33中心线在变形翼横截面上的投影与变形翼向下最大弯曲变形后的中弦线重合，驱动机构直管道32部分的中心轴线与空心弯管33末端的垂直方向的间距为最大偏心间距；当空心弯管33由初始位置逆时针转动90°时，弯管末端带动机翼后缘向上移动，变形翼向上弯曲，达到第二极限位置，此时空心弯管中心线所在平面与地面垂直，空心弯管中心线在变形翼横截面上的投影与变形翼向上最大弯曲变形后的中弦线重合。驱动器可以是电气驱动装置、机械驱动装置、液压驱动装置当中的一种或多种组合。应当理解的是，齿轮311连接只是驱动器与空心弯管33连接方式的一种，驱动器与空心弯管33也可通过连杆机构、链条、皮带等常见连接方式连接。

在其中一个实施例当中，请参阅图1至图3,在后缘喷气式矢量推进变形翼内部按照一定间距设置有多个驱动机构3，间隔长度一般在机翼弦长的40％-60％范围内，但不小于机翼变形后的后缘在垂直方向最大位移的1.5倍。设置多个驱动机构3，可以实现分布式推进，将现有飞行器集中在1-4个发动机处的推力分散至整个翼展范围内，可以有效提升飞行器的气动效率和操纵性能。

进一步的，多个驱动机构3之间既可以相对独立的转动一定角度，也可以同步转动相同的角度，多个驱动机构3的驱动关系由具体的飞行状况决定。

在其中一个实施例当中，飞行器采用后缘喷气式矢量推进变形翼取代现有的固定机翼。变形翼处于初始状态时，各个驱动机构3当中的空心弯管33均处于0°转角的初始状态，空心弯管33中心线所在平面与机翼横截面上的投影与原始翼型的中弦线保持一致，位于飞行器两侧机翼内的空心弯管33的末端分别指向各自的翼尖方向。当飞行器处于平稳巡航飞行状态时，所有的空心弯管33均处于初始状态，此时后缘喷气式矢量推进变形翼的翼型为最优设计升阻比，具有最佳的气动效率。在机翼需要增加升力时，位于右侧机翼内的空心弯管33顺时针转动90°，右侧变形翼后缘向下位移达到第一极限位置，同时位于左侧机翼内的空心弯管33逆时针转动90°，左侧变形翼后缘也向下位移达达到第一极限位置。此时，所有的空心弯管33末端均偏向于地面，整个后缘喷气式矢量推进变形翼具有一个偏向地面的弯度，从机翼后缘喷出的气流也偏向地面。这样，不仅翼型本身的变化能够使飞行器的迎角增大，增加升力，同时从机翼后缘喷出的气流也能够提供向下的矢量推力，增加机翼升力。当飞行器进行转向时，例如向左转向时，应减小左侧机翼的推力而增加右侧机翼的推力，产生绕飞行器重心垂向轴的左转力矩，达到转向的目的。当飞行器进行滚转时，例如绕机身纵轴向左滚转时，采用两侧变形翼差动，位于左侧外段机翼内的空心弯管33保持初始状态或顺时针向上转动一定角度，升阻比减小，同时位于右侧外段机翼内的空心弯管33也顺时针转动最大达到90°的一定角度，产生的升力也相应增大，使整个飞行器的姿态向左倾斜滚转。

在其中一个实施例当中，传力盘34为不规则形状，传力盘34从轴心到边缘各点的距离根据对传力盘34所在位置的上蒙皮211和下蒙皮212之间的间距设计而定，传力盘34边缘各点的半径以空心弯管33在转动到不同角度时，均能保持传力盘34与加强筋条22保持接触为条件进行设计。传力盘34由金属材料或者复合材料制作。传力盘34一般设置有多个，按照一定间距设置于空心弯管33之上，间隔长度一般为机翼弦长的5％-8％。变形翼在原始翼型状态空心弯管处于0°转动角，各传力盘34的边缘与上下加强筋条22接触点的连线与安装点处垂直方向坐标轴的夹角为初始安装角；在空心弯管转动到90°时，各传力盘34的边缘与上下加强筋条22接触点的连线与安装点处垂直方向坐标轴的夹角为最大变形安装角，该安装角因变形翼弯度变化导致上下蒙皮在弦向发生位错。各传力盘34在弯管上设置点的初始安装角和最大变形安装角以保证初始翼型和最大变形后传力盘34边缘与上下加强筋条22保持接触为设计条件。传力盘34远离空心弯管33的边缘处有向一侧伸出的凸缘，传力盘34的边缘部分横截面呈L形；相应的，加强筋条22远离蒙皮21的边缘也伸出有凸起，加强筋条22远离蒙皮21一端的横截面呈L形或T形。同时，每个传力盘34上还安装有两个C形卡合件35，靠近上蒙皮211处的C形卡合件35连接位于上蒙皮211上的加强筋条22和传力盘34，靠近下蒙皮212处的C形卡合件35连接位于下蒙皮212上的加强筋条22和传力盘34。C形卡合件35包括C形卡杆和滚轮，滚轮分别设置于C形卡杆的两个末端。C形卡杆由金属材料或者复合材料制成，滚轮材料可以是金属材料或者高强度塑料。C形卡合件35的两个滚轮分别卡在传力盘34的L形边缘结构和加强筋条22的L形或T形边缘结构上，传力盘34的L形边缘结构和加强筋条22的L形或T形边缘结构位于C形卡合件35的内侧。在传力盘34随空心弯管33转动的过程当中，C形卡合件35由于C形卡杆自身具有一定的弹性，滚轮能够始终与传力盘34和加强筋条22保持接触，同时沿着加强筋条22滑动。

在空心弯管33转动过程当中，当传力盘34的运动趋势为靠近蒙皮21时，通过传力盘34上的L形边缘结构与加强筋条22上的L形或T形边缘结构直接接触，将空心弯管33上的压力通过传力盘34直接传递给加强筋条22，推动蒙皮21产生弹性弯曲变形，此时相当于空心弯管33在推动蒙皮21运动；当传力盘34的运动趋势为远离蒙皮21时，通过C形卡合件35与L形边缘结构与加强筋条22上的L形或T形边缘结构连接，将空心弯管33上的拉力通过传力盘34首先传递给C形卡合件35，进而由C形卡合件35传递给加强筋条22，最后拉动蒙皮21产生弹性弯曲变形。由于蒙皮21分为上蒙皮211和下蒙皮212，所以上述空心弯管33对于蒙皮21的推动和拉动总是同时发生的。

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。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本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，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。