筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法与流程

本发明属于折叠翼无人机技术领域，具体涉及一种筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法。

背景技术：

折叠翼无人机能够通过折叠机构将各部件折叠，有效减小其空间尺寸，实现多种武器平台发射或投放。通过和弹药技术的有机结合，可执行侦察与毁伤评估、通信中继、目标指示、精确打击等单一或多项任务，具有成本低，效费比高，尺寸小，隐身能力强等特点。相比传统无人机，折叠翼无人机可由多种武器平台发射或投放，可配装到各军兵种，能快速进入作战区域，突防能力强，战术使用灵活；相比常规弹药，其留空时间长，作用范围大，可发现并攻击隐蔽的时间敏感目标。

传统的折叠翼无人机多采用x型翼或串列翼布局型式。x型翼布局飞行器有效装载空间相对较小；而串列翼布局飞行器的前后翼气动干扰现象比较严重。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种筒式发射的折叠翼无人机，包括：折叠翼无人机(7)和发射筒(6)；在筒装状态时，所述折叠翼无人机(7)处于完全折叠状态并设置于所述发射筒(6)的内部；所述发射筒(6)发射所述折叠翼无人机(7)时，所述折叠翼无人机(7)被从所述发射筒(6)中弹出，经过逐渐展开的变体过程后，爬升进入完全展开的巡飞任务状态；

其中，所述折叠翼无人机(7)包括机身(1)、z字型折叠弹翼(2)、左全动平尾(3a)、右全动平尾(3b)、全动垂尾(4)和可折叠螺旋桨组件(5)；

所述机身(1)为圆柱状结构，所述机身(1)的底部切平形成用于放置折叠后的所述z字型折叠弹翼(2)的设置平面；所述机身(1)尾部的左右两侧面收缩，形成类圆台形的收缩段(15)；所述收缩段(15)的末端的左右两侧面为用于放置折叠后的所述可折叠螺旋桨组件(5)的设置面；所述收缩段的前端的右侧面切平，形成用于放置折叠后的所述全动垂尾(4)的垂直面(16)；所述收缩段(15)的上表面形成左右对称的左切平斜面(17)和右切平斜面(18)，所述左切平斜面(17)用于放置折叠后的所述左全动平尾(3a)；所述右切平斜面(18)用于放置折叠后的所述右全动平尾(3b)；

所述z字型折叠弹翼(2)包括中翼段(23)、左外主翼(24a)、左外副翼(24b)右外主翼(25a)和右外副翼(25b)；所述中翼段(23)的中心通过中翼折叠机构(21)可折叠安装在所述机身(1)底部的中心位置；所述中翼段(23)的左侧通过左外主翼折叠机构(22a)可折叠安装所述左外主翼(24a)；所述中翼段(23)的右侧通过右外主翼折叠机构(22b)可折叠安装所述右外主翼(25a)；所述左外主翼(24a)和所述右外主翼(25a)相对于所述中翼段(23)左右面对称；当所述z字型折叠弹翼(2)处于折叠状态时，所述z字型折叠弹翼(2)折叠为展长与所述机身(1)长度等同、平行于所述机身(1)轴线的小一字型机翼；当所述z字型折叠弹翼(2)处于巡飞任务状态下时，所述z字型折叠弹翼(2)展开成展长为2倍机身(1)的长度、垂直于机身(1)的大一字型机翼；

所述右外主翼(25a)在沿弦向0.7～1区域安装所述右外副翼(25b)；所述右外副翼(25b)的一端通过右外主翼操纵面转轴(28)与所述右外主翼(25a)可转动连接；所述右外主翼(25a)上安装右外副翼偏转舵机(26b)，所述右外副翼偏转舵机(26b)通过右外副翼偏转舵机驱动连杆(27)与所述右外副翼(25b)连接，进而驱动所述右外副翼(25b)绕右外主翼操纵面转轴(28)偏转；所述左外主翼(24a)设置可偏转的所述左外副翼(24b)、以及用于驱动所述左外副翼(24b)偏转的左外副翼偏转舵机(26a)；所述左外副翼(24b)和所述右外副翼(25b)，相对于所述z字型折叠弹翼(2)的中心位置左右面对称；

所述左全动平尾(3a)通过左平尾折叠机构可折叠安装在所述机身(1)的尾部左侧上方；所述右全动平尾(3b)通过右平尾折叠机构(31)可折叠安装在所述机身(1)的尾部右侧上方，所述左全动平尾(3a)和所述右全动平尾(3b)存在一定的下反角，进而有利于提高筒内折叠态的空间利用率；

所述全动垂尾(4)通过垂尾折叠机构(41)可折叠安装在所述机身(1)的后方，并且，所述全动垂尾(4)位于所述右全动平尾(3b)的前方；其中，所述全动垂尾(4)的设置数量为一个或两个；当所述全动垂尾(4)设置一个时，所述全动垂尾(4)位于所述机身(1)后方的左侧或右侧；当所述全动垂尾(4)设置两个时，所述全动垂尾(4)分别位于所述机身(1)后方的左侧和右侧；

所述可折叠螺旋桨组件(5)安装于所述机身(1)的后端面中部，包括桨夹(53)以及对称安装于所述桨夹(53)左右两侧的左桨叶(51a)和右桨叶(51b)；所述左桨叶(51a)和所述右桨叶(51b)为反对称结构；其中，所述桨夹(53)通过驱动轴(54)与所述机身(1)内部的驱动电机连接，所述驱动电机通过所述驱动轴(54)带动所述桨夹(53)旋转；所述左桨叶(51a)通过左桨叶折叠机构(52a)可折叠安装在所述桨夹(53)的左端；所述右桨叶(51b)通过右桨叶折叠机构(52b)可折叠安装在所述桨夹(53)的右端。

优选的，所述机身(1)采用模块化设计，从头部到尾部依次布置有载荷舱(11)、动力电源舱(12)、惯导舱(13)和动力舱(14)；其中，所述载荷舱(11)用于搭载导引头以及战斗部完成精确打击任务，也可选择搭载侦察、通信设备完成侦察与毁伤评估、空中警戒，通讯中继任务；所述动力电源舱(12)用于搭载能量供应设备，进而向所述可折叠螺旋桨组件(5)、所述载荷舱(11)内电子设备提供所需的能量；所述惯导舱(13)为惯性导航装置舱，布置有陀螺仪和加速度计设备；所述动力舱(14)布置有用以驱动所述可折叠螺旋桨组件(5)的动力设备。

优选的，所述中翼段(23)为一个展长与所述机身(1)长度等长的矩形翼段；所述中翼折叠机构(21)为方形旋转机构，包括中翼驱动簧(20a)与中翼芯轴(20b)，为扭簧或者涡卷簧。

优选的，所述左外主翼(24a)和所述右外主翼(25a)为安装于所述中翼段(23)底部外侧的矩形翼段，其展长为所述中翼段(23)展长的一半，弦长小于所述中翼段(23)的弦长。

优选的，所述左外主翼折叠机构(22a)和所述右外主翼折叠机构(22b)为圆形旋转机构。

优选的，所述左全动平尾(3a)和所述右全动平尾(3b)为左右面对称结构，对于所述右全动平尾(3b)，包括右平尾折叠机构(31)、平尾旋转轴(32)、平尾偏转舵机(33)、平尾操纵面转轴(34)、平尾操纵面(35)和平尾旋转限位器(36)；所述右平尾折叠机构(31)通过所述平尾旋转轴(32)与所述机身(1)连接，用于控制所述右全动平尾(3b)的折叠与展开；所述平尾旋转限位器(36)用于控制所述右全动平尾(3b)的旋转角度；所述平尾操纵面(35)通过所述平尾操纵面转轴(34)与所述平尾偏转舵机(33)连接，所述平尾偏转舵机(33)安装于所述右平尾折叠机构(31)上，通过所述平尾操纵面转轴(34)控制所述平尾操纵面(35)的偏转。

优选的，所述全动垂尾(4)包括垂尾折叠机构(41)、垂尾旋转轴(42)、垂尾偏转舵机(43)、垂尾操纵面转轴(44)、垂尾操纵面(45)和垂尾旋转限位器(46)；所述垂尾折叠机构(41)通过所述垂尾旋转轴(42)与所述机身(1)连接，用于控制所述全动垂尾(4)的折叠与展开；所述垂尾偏转舵机(43)安装在所述垂尾折叠机构(41)上，通过所述垂尾操纵面转轴(44)控制所述垂尾操纵面(45)的偏转；所述垂尾旋转限位器(46)用于控制所述全动垂尾(4)的旋转角度。

优选的，所述发射筒(6)包括防尘盖(61)、发射筒支架(62)、弹筒(63)，活塞助推装置(64)、燃气发生器(65)以及发射筒底座(66)；

所述弹筒(63)的头部安装所述防尘盖(61)；所述弹筒(63)的外部安装所述发射筒支架(62)；所述弹筒(63)的尾部安装所述发射筒底座(66)；所述发射筒底座(66)上面安装所述燃气发生器(65)；所述燃气发生器(65)的出气口端安装所述活塞助推装置(64)；所述活塞助推装置(64)的前面设置所述折叠翼无人机(7)。

本发明还提供一种筒式发射的折叠翼无人机的发射方法，包括以下步骤：

步骤1，折叠翼无人机(7)处于完全折叠状态，并放置于发射筒(6)内；

其中，折叠翼无人机(7)处于完全折叠状态，是指：

对于z字型折叠弹翼(2)，左外主翼(24a)绕左外主翼折叠机构(22a)折叠到中翼段(23)的正下方，右外主翼(25a)绕右外主翼折叠机构(22b)折叠到中翼段(23)的正下方，中翼段(23)绕中翼折叠机构(21)旋转到机身(1)的正下方，此时，z字型折叠弹翼(2)折叠为展长与机身(1)长度等同、平行于所述机身(1)轴线的小一字型机翼；

对于左全动平尾(3a)和右全动平尾(3b)，所述左全动平尾(3a)通过左平尾折叠机构折叠于所述机身(1)的左切平斜面(17)；所述右全动平尾(3b)通过右平尾折叠机构(31)折叠于所述机身(1)的右切平斜面(18)；

对于全动垂尾(4)，所述全动垂尾(4)通过垂尾折叠机构(41)折叠于所述机身(1)右侧面的垂直面(16)；

对于可折叠螺旋桨组件(5)，其左桨叶(51a)通过左桨叶折叠机构(52a)折叠于所述机身(1)的尾部左侧面；其右桨叶(51b)通过右桨叶折叠机构(52b)折叠于所述机身(1)的尾部右侧面；

通过对所述机身(1)进行底部切平、尾部收缩、尾部上表面切成左切平斜面(17)和右切平斜面(18)的设计，当所述折叠翼无人机(7)处于完全折叠状态后，其径向最大尺寸不超过所述发射筒(6)的直径，长度不超过所述发射筒(6)的长度，因此，可完全收纳于所述发射筒(6)的筒内；

步骤2，单兵背负放置有所述折叠翼无人机(7)的发射筒(6)到达发射地点后，按所需的发射角度安装所述发射筒(6)；

步骤3，启动发射筒(6)的燃气发生器(65)，燃气发生器(65)产生高压气体，通过活塞助推装置(64)将所述折叠翼无人机(7)从发射筒(6)中弹出；

步骤4，所述折叠翼无人机(7)在从所述发射筒(6)中弹出后，经过逐渐展开的变体过程后，爬升进入完全展开的巡飞任务状态，完成发射过程；

具体的，以机身(1)的轴向为x轴，z轴在z字型折叠弹翼(2)的对称面内，垂直于x轴，以与x-z平面垂直的方向为y轴；

当折叠翼无人机(7)被从所述发射筒(6)中弹出后，在各个折叠机构的作用下，从折叠状态逐渐展开，直到形成完全展开状态，其变体过程为：

对于z字型折叠弹翼(2)，其中翼段(23)通过中翼折叠机构(21)在xy平面中进行顺时针旋转，同时，左外主翼(24a)通过左外主翼折叠机构(22a)在xy平面中进行逆时针旋转，右外主翼(25a)通过右外主翼折叠机构(22b)在xy平面中进行逆时针旋转，经过左外主翼(24a)、中翼段(23)和右外主翼(25a)形成z字型的中间状态后，中翼段(23)、左外主翼(24a)和右外主翼(25a)继续旋转，直到中翼段(23)旋转到与机身(1)垂直的位置、左外主翼(24a)旋转到与中翼段(23)共线的位置、右外主翼(25a)旋转到与中翼段(23)共线的位置为止，此时z字型折叠弹翼(2)展开成展长为2倍机身(1)的长度、垂直于机身(1)的大一字型机翼；

对于左全动平尾(3a)和右全动平尾(3b)，左全动平尾(3a)通过左平尾折叠机构在xy平面中进行逆时针旋转，直到左全动平尾(3a)的轴线与所述机身(1)的轴线垂直为止；同时，右全动平尾(3b)通过右平尾折叠机构(31)在xy平面中进行顺时针旋转，直到右全动平尾(3b)的轴线与所述机身(1)的轴线垂直为止；

对于全动垂尾(4)，全动垂尾(4)通过垂尾折叠机构(41)在xz平面中进行顺时针旋转，直到全动垂尾(4)的轴线与所述机身(1)的轴线垂直为止；

对于可折叠螺旋桨组件(5)，左桨叶(51a)通过左桨叶折叠机构(52a)在xy平面中进行逆时针旋转，同时，右桨叶(51b)通过右桨叶折叠机构(52b)在xy平面中进行顺时针旋转，直到左桨叶(51a)、桨夹(53)和右桨叶(51b)形成一字型为止。

本发明提供的筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法具有以下优点：

本发明提供一种筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法，具有巡航状态气动特性好，筒装状态占用空间小、重量轻，可由单兵背负携带，便于操作等特点。

附图说明

图1为本发明提供的折叠翼无人机在巡飞任务状态时的结构示意图；

图2为本发明提供的折叠翼无人机在折叠状态时一侧的结构示意图；

图3为本发明提供的折叠翼无人机在折叠状态时另一侧的结构示意图；

图4为本发明提供的折叠翼无人机在发射筒内的布置示意图；

图5为本发明从筒内发射后，从折叠状态到巡飞任务状态的变体过程示意图；

图6为本发明的机体尾部各部件安装相对位置示意图；

图7为本发明机身1内部装载空间在一个方位下的布置示意图；

图8为本发明机身1内部装载空间在另一个方位下的布置示意图；

图9为本发明的z字型折叠弹翼2布局形式示意图；

图10为本发明z字型折叠弹翼2的中翼段23轴测图；

图11为本发明z字型折叠弹翼2的中翼段23俯视图；

图12为本发明z字型折叠弹翼2的右外主翼25a的仰视图；

图13为图12沿a-a剖视图；

图14为本发明z字型折叠弹翼2的右外主翼25a的仰视图；

图15为本发明全动平尾3的轴测图；

图16为本发明全动平尾3的俯视图；

图17为本发明全动平尾3的仰视图；

图18为本发明全动垂尾4的轴测图；

图19为本发明全动垂尾4的左视图；

图20为本发明可折叠螺旋桨组件5在折叠状态下的示意图；

图21为本发明可折叠螺旋桨组件5在中间状态下的示意图；

图22为本发明可折叠螺旋桨组件5在完全展开下的示意图；

图23为本发明可折叠螺旋桨组件5由折叠状态到完全展开状态的变化过程图；

图24为本发明筒式发射应用场景示意图；

图25为本发明空投发射应用场景示意图；

其中：

1机身；11载荷舱；12动力电源舱；13惯导舱；14动力舱；15收缩段；16垂直面；17左切平斜面；18右切平斜面；

2z字型折叠弹翼；20a中翼驱动簧；20b中翼芯轴；21中翼折叠机构；22a左外主翼折叠机构；22b右外主翼折叠机构；23中翼段；24a左外主翼；24b左外副翼；25a右外主翼；25b右外副翼；26a左外副翼偏转舵机；26b右外副翼偏转舵机；27右外副翼偏转舵机驱动连杆；28右外主翼操纵面转轴；

3a左全动平尾；3b右全动平尾；31右平尾折叠机构；32平尾旋转轴；33平尾偏转舵机；34平尾操纵面转轴；35平尾操纵面；36旋转限位器；

4全动垂尾；41垂尾折叠机构；42垂尾旋转轴；43垂尾偏转舵机；44垂尾操纵面转轴；45垂尾操纵面；46垂尾旋转限位器；

5可折叠螺旋桨组件；51a左桨叶；51b右桨叶；52a左桨叶折叠机构；52b右桨叶折叠机构；53桨夹；54驱动轴；

6发射筒；防尘盖61；发射筒支架62；弹筒63；活塞助推装置64；燃气发生器65；发射筒底座66；

7折叠翼无人机。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，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。

为了克服传统折叠翼无人机空间利用率低、气动干扰现象严重等缺点。本发明提供一种筒式发射的折叠翼无人机及其发射方法，具有巡航状态气动特性好，筒装状态占用空间小、重量轻，可由单兵背负携带，便于操作等特点。

筒式发射的折叠翼无人机，包括：折叠翼无人机7和发射筒6；在筒装状态时，折叠翼无人机7处于完全折叠状态并设置于发射筒6的内部，如图4，即为折叠翼无人机7设置于发射筒6的内部时的状态图；发射筒6发射折叠翼无人机7时，折叠翼无人机7被从发射筒6中弹出，经过逐渐展开的变体过程后，爬升进入完全展开的巡飞任务状态。参考图1为本发明提供的折叠翼无人机在巡飞任务状态时的结构示意图；图2为本发明提供的折叠翼无人机在折叠状态时一侧的结构示意图；图3为本发明提供的折叠翼无人机在折叠状态时另一侧的结构示意图。图5为本发明从筒内发射后，从折叠状态到巡飞任务状态的变体过程示意图。

下面分别对折叠翼无人机7和发射筒6的结构详细介绍：

(一)折叠翼无人机7

折叠翼无人机7包括机身1、z字型折叠弹翼2、左全动平尾3a、右全动平尾3b、全动垂尾4和可折叠螺旋桨组件5。通过连接机身1和各部件的折叠机构实现各机构的折叠与展开，完成折叠翼无人机从筒装待机状态到巡飞任务状态的变体过程。

(1)机身

参考图6和图1，机身1为圆柱状结构，机身1的底部切平形成用于放置折叠后的z字型折叠弹翼2的设置平面，以保证全机在折叠后的径向最大尺寸不超过发射筒的直径；机身1尾部的左右两侧面收缩，形成类圆台形的收缩段15；收缩段15的末端的左右两侧面为用于放置折叠后的可折叠螺旋桨组件5的设置面；收缩段的前端的右侧面切平，形成用于放置折叠后的全动垂尾4的垂直面16；收缩段15的上表面形成左右对称的左切平斜面17和右切平斜面18，左切平斜面17和右切平斜面18的相交线为机身1的轴线，从机身的轴线向左，左切平斜面17的高度逐渐变低；从机身的轴线向右，右切平斜面18的高度逐渐变低；左切平斜面17与左全动平尾3a的底面倾斜度一致，用于放置折叠后的左全动平尾3a；右切平斜面18与右全动平尾3b的底面倾斜度一致，用于放置折叠后的右全动平尾3b；也就是说，当左全动平尾3a折叠于左切平斜面17时，左全动平尾3a的底面刚好与左切平斜面17的表面接触；同样的，当右全动平尾3b折叠于右切平斜面18时，右全动平尾3b的底面刚好与右切平斜面18的表面接触。通过设置两个对称的切平斜面，而非一个与切平斜面的低位置相平齐的平面，可增大机身尾段的空间利用率，同时用以安置折叠后的全动平尾，以满足筒装状态的空间尺寸约束。

机身1采用模块化设计，参考图7-图8，从头部到尾部依次布置有载荷舱11、动力电源舱12、惯导舱13和动力舱14四个舱段；其中，载荷舱11用于搭载导引头以及战斗部完成精确打击任务，也可选择搭载侦察、通信设备完成侦察与毁伤评估、空中警戒，通讯中继等多项任务；动力电源舱12用于搭载电池等能量供应设备，进而向可折叠螺旋桨组件5、载荷舱11内电子设备等提供所需的能量；惯导舱13为惯性导航装置舱，布置有陀螺仪和加速度计等设备；动力舱14布置有用以驱动可折叠螺旋桨组件5的动力设备，包括驱动电机、电子调速器等设备。

(2)z字型折叠弹翼

z字型折叠弹翼2位于机身1下方中部，参考图9，包括中翼段23、左外主翼24a、左外副翼24b、右外主翼25a和右外副翼25b；中翼段23、左外主翼24a和左外副翼24b为三段升力面；左外副翼24b和右外副翼25b为两个操纵面。

参考图10和图11，中翼段23为一个展长与机身1长度等长的矩形翼段；中翼段23的中心通过中翼折叠机构21可折叠安装在机身1底部的中心位置；其中，中翼折叠机构21为方形旋转机构，包括中翼驱动簧20a与中翼芯轴20b，可采用扭簧结构或平面涡卷弹簧等结构实现，通过中翼折叠机构21的旋转控制中翼段23的折叠与展开。

中翼段23的左侧通过左外主翼折叠机构22a可折叠安装左外主翼24a；中翼段23的右侧通过右外主翼折叠机构22b可折叠安装右外主翼25a；左外主翼24a和右外主翼25a相对于中翼段23左右面对称；其中，左外主翼24a和右外主翼25a为安装于中翼段23底部外侧的矩形翼段，其展长为中翼段23展长的一半，弦长略小于中翼段23的弦长。左外主翼折叠机构22a和右外主翼折叠机构22b为圆形旋转机构。在飞行中，左外主翼24a与右外主翼25a通过外主翼折叠机构旋转至巡飞任务状态，实现大展弦比、高升阻比巡航；在筒装状态下，左外主翼24a与右外主翼25a通过外主翼折叠机构旋转至折叠状态，实现筒装发射。

当z字型折叠弹翼2处于折叠状态时，z字型折叠弹翼2折叠为展长与机身1长度等同、平行于机身1轴线的小一字型机翼；当z字型折叠弹翼2处于巡飞任务状态下时，z字型折叠弹翼2展开成展长为2倍机身1的长度、垂直于机身1的大一字型机翼；

左外主翼24a与右外主翼25a通过外主翼折叠机构实现和中翼段23的连接，并关于机身轴线对称。

参考图12-图14，右外主翼25a为一个安装在中翼段23底部外侧的矩形翼段，在沿弦向0.7～1区域安装右外副翼25b；右外副翼25b的一端通过右外主翼操纵面转轴28与右外主翼25a可转动连接；右外主翼25a上安装右外副翼偏转舵机26b，右外副翼偏转舵机26b通过右外副翼偏转舵机驱动连杆27与右外副翼25b连接，进而驱动右外副翼25b绕右外主翼操纵面转轴28偏转；左外主翼24a设置可偏转的左外副翼24b、以及用于驱动左外副翼24b偏转的左外副翼偏转舵机26a；左外副翼24b和右外副翼25b，相对于z字型折叠弹翼2的中心位置左右面对称；

(3)左全动平尾和右全动平尾

左全动平尾3a通过左平尾折叠机构可折叠安装在机身1的尾部左侧上方；右全动平尾3b通过右平尾折叠机构31可折叠安装在机身1的尾部右侧上方；左全动平尾3a和右全动平尾3b存在一定的下反角，进而有利于提高筒内折叠态的空间利用率；

左全动平尾3a和右全动平尾3b为左右面对称结构，参考图15-图17，仅以右全动平尾3b为例，介绍其结构：对于右全动平尾3b，包括右平尾折叠机构31、平尾旋转轴32、平尾偏转舵机33、平尾操纵面转轴34、平尾操纵面35和平尾旋转限位器36；右平尾折叠机构31通过平尾旋转轴32与机身1连接，用于控制右全动平尾3b的折叠与展开；平尾旋转限位器36用于控制右全动平尾3b的旋转角度；平尾操纵面35通过平尾操纵面转轴34与平尾偏转舵机33连接，平尾偏转舵机33安装于右平尾折叠机构31上，通过平尾操纵面转轴34控制平尾操纵面35的偏转。

(4)全动垂尾

在附图中，全动垂尾4设置一个，通过垂尾折叠机构41可折叠安装在机身1的后方右侧，并且，全动垂尾4位于右全动平尾3b的前方；实际应用中，全动垂尾4设置一个时，也可以可折叠安装在机身1的后方左侧；全动垂尾4也可以设置，分别位于机身1后方的左侧和右侧；

参考图18-图19，全动垂尾4包括垂尾折叠机构41、垂尾旋转轴42、垂尾偏转舵机43、垂尾操纵面转轴44、垂尾操纵面45和垂尾旋转限位器46；垂尾折叠机构41通过垂尾旋转轴42与机身1连接，用于控制全动垂尾4的折叠与展开；垂尾偏转舵机43安装在垂尾折叠机构41上，通过垂尾操纵面转轴44控制垂尾操纵面45的偏转；垂尾旋转限位器46用于控制全动垂尾4的旋转角度。

(5)可折叠螺旋桨组件

参考图20-图23，可折叠螺旋桨组件5安装于机身1的后端面中部，包括桨夹53以及对称安装于桨夹53左右两侧的左桨叶51a和右桨叶51b；左桨叶51a和右桨叶51b为反对称结构；其中，桨夹53为一条形部件，桨夹53通过驱动轴54与机身1内部的驱动电机连接，驱动电机通过驱动轴54带动桨夹53旋转；左桨叶51a通过左桨叶折叠机构52a可折叠安装在桨夹53的左端；右桨叶51b通过右桨叶折叠机构52b可折叠安装在桨夹53的右端。其中，左桨叶折叠机构52a和右桨叶折叠机构52b均采用桨叶转轴实现，桨叶转轴为一轴承部件，可使桨叶实现绕轴自由旋转。在筒装状态下，左桨叶51a和右桨叶51b折叠放置在机身1尾部侧方以满足空间尺寸约束，在发射或空投后可在电机旋转带动下绕各自桨叶转轴自动旋开。

需要强调的是，对于本申请涉及到的各种折叠机构，包括中翼折叠机构、左外主翼折叠机构、右外主翼折叠机构、左平尾折叠机构、右平尾折叠机构、垂尾折叠机构、左桨叶折叠机构和右桨叶折叠机构，可以采用现有技术中任何形式的折叠机构实现，只要能够实现在各个折叠机构的作用下，相关部件可以绕机身旋转，从而实现相关部件的折叠即可，本申请对采用的折叠机构的具体形式并不限制。

(二)发射筒

参考图4，发射筒6包括防尘盖61、发射筒支架62、弹筒63，活塞助推装置64、燃气发生器65以及发射筒底座66；

弹筒63的头部安装防尘盖61，的防尘盖61为一橡胶塞盖，防止尘土砂砾等进入弹筒63影响发射；弹筒63的外部安装发射筒支架62，发射筒支架62可折叠收放，以便单兵背负运输；弹筒63的尾部安装发射筒底座66；发射筒底座66上面安装燃气发生器65；燃气发生器65的出气口端安装活塞助推装置64；活塞助推装置64的前面设置折叠翼无人机7。

发射筒6的发射倾角(炮筒轴线与水平面夹角)约60°，具有结构简单，重量小，单兵可操作等特点。发射筒6通过燃气发生器65中燃料燃烧产生的高压气体来推动活塞助推装置64将折叠翼无人机7高速弹出，完成发射。

本发明还提供一种筒式发射的折叠翼无人机的发射方法，包括以下步骤：

步骤1，折叠翼无人机7处于完全折叠状态，并放置于发射筒6内；

其中，折叠翼无人机7处于完全折叠状态，是指：

对于z字型折叠弹翼2，左外主翼24a绕左外主翼折叠机构22a折叠到中翼段23的正下方，右外主翼25a绕右外主翼折叠机构22b折叠到中翼段23的正下方，中翼段23绕中翼折叠机构21旋转到机身1的正下方，此时，z字型折叠弹翼2折叠为展长与机身1长度等同、平行于机身1轴线的小一字型机翼；

对于左全动平尾3a和右全动平尾3b，左全动平尾3a通过左平尾折叠机构折叠于机身1的左切平斜面17；右全动平尾3b通过右平尾折叠机构31折叠于机身1的右切平斜面18；

对于全动垂尾4，全动垂尾4通过垂尾折叠机构41折叠于机身1右侧面的垂直面16；

对于可折叠螺旋桨组件5，其左桨叶51a通过左桨叶折叠机构52a折叠于机身1的尾部左侧面；其右桨叶51b通过右桨叶折叠机构52b折叠于机身1的尾部右侧面；

通过对机身1进行底部切平、尾部收缩、尾部上表面切成左切平斜面17和右切平斜面18的设计，当折叠翼无人机7处于完全折叠状态后，其径向最大尺寸不超过发射筒6的直径，长度不超过发射筒6的长度，因此，可完全收纳于发射筒6的筒内；

步骤2，单兵背负放置有折叠翼无人机7的发射筒6到达发射地点后，按所需的发射角度安装发射筒6；

步骤3，启动发射筒6的燃气发生器65，燃气发生器65产生高压气体，通过活塞助推装置64将折叠翼无人机7从发射筒6中弹出；

步骤4，折叠翼无人机7在从发射筒6中弹出后，经过逐渐展开的变体过程后，爬升进入完全展开的巡飞任务状态，完成发射过程；

具体的，以机身1的轴向为x轴，z轴在z字型折叠弹翼2的对称面内，垂直于x轴，以与x-z平面垂直的方向为y轴；

当折叠翼无人机7被从发射筒6中弹出后，在各个折叠机构的作用下，其从折叠状态逐渐展开，直到形成完全展开状态，其变体过程为：

对于z字型折叠弹翼2，其中翼段23通过中翼折叠机构21在xy平面中进行顺时针旋转，同时，左外主翼24a通过左外主翼折叠机构22a在xy平面中进行逆时针旋转，右外主翼25a通过右外主翼折叠机构22b在xy平面中进行逆时针旋转，经过左外主翼24a、中翼段23和右外主翼25a形成z字型的中间状态后，中翼段23、左外主翼24a和右外主翼25a继续旋转，直到中翼段23旋转到与机身1垂直的位置、左外主翼24a旋转到与中翼段23共线的位置、右外主翼25a旋转到与中翼段23共线的位置为止，此时z字型折叠弹翼2展开成展长为2倍机身1的长度、垂直于机身1的大一字型机翼；

对于左全动平尾3a和右全动平尾3b，左全动平尾3a通过左平尾折叠机构在xy平面中进行逆时针旋转，直到左全动平尾3a的轴线与机身1的轴线垂直为止；同时，右全动平尾3b通过右平尾折叠机构31在xy平面中进行顺时针旋转，直到右全动平尾3b的轴线与机身1的轴线垂直为止；

对于全动垂尾4，全动垂尾4通过垂尾折叠机构41在xz平面中进行顺时针旋转，直到全动垂尾4的轴线与机身1的轴线垂直为止；

对于可折叠螺旋桨组件5，左桨叶51a通过左桨叶折叠机构52a在xy平面中进行逆时针旋转，同时，右桨叶51b通过右桨叶折叠机构52b在xy平面中进行顺时针旋转，直到左桨叶51a、桨夹53和右桨叶51b形成一字型为止。

实际应用中，图24为本发明筒式发射应用场景示意图，折叠翼无人机7可放置在发射筒6内，经由单兵背负穿插渗透到发射地点，通过简易操作安装好发射筒6，启动燃气发生器65，利用高压气体将折叠翼无人机7从发射筒6中弹出。折叠翼无人机7在弹出后可迅速通过折叠机构，完成从筒装状态到巡飞任务状态的变体过程，并爬升进入巡飞任务状态，展开侦察、搜索、精确打击等任务。

折叠翼无人机7除了可利用发射筒6实现筒装发射之外，还可以通过空中载运平台搭载实现空投发射。图25为本发明空投发射应用场景示意图，折叠翼无人机7在折叠状态下占用空间极小，可以通过空中运载平台实现较大数量搭载运输，当空中载运平台到达目标投放地点后，可一次性释放一架或者多架折叠翼无人机7前往执行任务。折叠翼无人机7通过变体进入巡飞任务状态，组成单架多批次或者集群编队攻击型式，以增强折叠翼无人机7的作战效能，更好地完成对空对地的侦察、搜索、精确打击等任务。

本发明提供的一种可以筒式发射和空投的折叠翼无人机，通过旋转折叠机构来控制弹翼及操纵面的折叠与展开，实现折叠翼无人机筒装折叠状态与巡飞任务状态的快速切换，具有结构简单，重量轻，工程可实现性较强的特点。同时，本发明通过使用具有在折叠状态下占用空间小且在展开状态下机翼面积大、展弦比大等特点的z字型折叠弹翼，有效提升了本发明的空间利用率和在巡飞任务状态的气动性能。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。