飛行特性の適合化のために形状を可変とした航空機10であって、胴体12と、該胴体から横方向yの両側へ延出した一対の主翼14とを備え、前記一対の主翼の各々は、前記胴体12に固設された内側主翼部分16と、該内側主翼部分に揺動可能に連結され、所定の揺動軸心のまわりに揺動可能な外側主翼部分20とから成る航空機において、前記揺動軸心18の延在方向が、前記航空機の前後方向xからの偏位角が最大でも40°までとなるように、また好ましくは最大でも20°までとなるように、また特に、前記航空機の前後方向xと略々同一方向となるように設定されていることを特徴とする航空機。更に制御装置24を備えており、該制御装置は制御命令に従って、及び/または、少なくとも1つの飛行状態パラメータに応じて、飛行中に前記外側主翼部分20の自動的な揺動を制御するものであることを特徴とする請求項1記載の航空機。飛行中に前記外側主翼部分20に作用する空気力学的な力を用いて、前記外側主翼部分の揺動を発生させるようにしたことを特徴とする請求項1又は2記載の航空機。更に前記揺動軸心18の近傍領域に設けられた固定安定化機構を備えており、該固定安定化機構は、非揺動状態において空気力学的な力により意図せぬ揺動が発生することがないように前記外側主翼部分20をロックするものであることを特徴とする請求項1乃至3の何れか1項記載の航空機。前記固定安定化機構が制御装置24に制御されてそのロック作用が解除されまたは少なくとも低減されることによって、前記外側主翼部分20に作用する空気力学的な力のために前記外側主翼部分の揺動が発生するようにしてあることを特徴とする請求項4記載の航空機。前記外側主翼部分の揺動は、少なくとも110°の揺動角度まで揺動可能であり、また好ましくは少なくとも120°の揺動角度まで揺動可能であることを特徴とする請求項1乃至5の何れか1項記載の航空機。更に、揺動状態において前記外側主翼部分20の先端をロックするための固定安定化機構を備えたことを特徴とする請求項1乃至6の何れか1項記載の航空機。前記揺動軸心18の位置は、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が略々半分の寸法になる位置とされていることを特徴とする請求項1乃至7の何れか1項記載の航空機。前記主翼14は、非揺動状態において、その前縁が正の後退角を有し、及び/または、その後縁が正の後退角を有することを特徴とする請求項1乃至8の何れか1項記載の航空機。前記外側主翼部分20の前縁の延在位置が前記内側主翼部分16の前縁の延在位置より後方にオフセットしており、及び/または、前記外側主翼部分20の後縁の延在位置が前記内側主翼部分16の後縁の延在位置より後方にオフセットしていることを特徴とする請求項1乃至9の何れか1項記載の航空機。請求項1乃至10の何れか1項記載の航空機の形状を飛行中に変化させる方法であり、前記外側主翼部分20に作用する空気力学的な力を用いて形状を変化させ、及び/または、前記外側主翼部分20に作用する空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態にあるときに形状を変化させることを特徴とする方法。本発明の目的は、揺動駆動機構を簡素化することができると共に、上で説明した両立し難い2つの目標を良好に両立させることができ、それによって、例えば可変形状航空機の用途を拡大することなどを可能にする、可変形状航空機の新規な基本構造を提案することにある。本発明によれば、上記目的は、請求項1の前提部分に記載した種類の航空機において、前記揺動軸心の延在方向が、前記航空機の前後方向即ち飛行方向からの偏位角が最大でも40°までとなるように、また好ましくは最大でも20°までとなるように設定されていることにより達成されている。例えば前記揺動軸心の延在方向を、前記航空機の前後方向と略々同一方向となるように設定してもよい。またその場合には特に、前記揺動軸心の延在方向が、前記航空機の前後方向からの偏位角が最大でも20°までとなるように、そして好ましくは最大でも10°までとなるように設定するとよい。前記揺動軸心の延在方向を、前記航空機の前後方向と完全に同一方向とするのではない場合には、好適な1つの実施の形態として、前記揺動軸心の延在方向の水平面に対する傾斜角が、航空機の前後方向及び上下方向により規定される鉛直面に対する傾斜角より小さくなるように設定するとよい。前記外側主翼部分がそのまわりに揺動するところの揺動軸心の延在方向を、程度の差こそあれ概ね航空機の前後方向とすることから、かかる航空機を用いないのであれば少なくとも2種類の形態の異なる航空機を投入する必要のある飛行ミッションを、かかる航空機だけを用いて実行することが可能となっている。かかる航空機は、一方では、前記外側主翼部分が揺動されていない即ち非揺動状態にあるために主翼が伸びている形態とすることができ、これはエネルギ効率の良好な形態である。また、かかる航空機は、他方では、前記外側主翼部分が揺動されている揺動状態にあるために主翼が実質的に短縮されている少なくとも1つの別の形態とすることができ、これは操縦性の良好な形態である。本発明の更なる利点として、前記航空機のレーダー像を特に主翼を揺動状態とすることで小さくできること、それに、前記外側主翼部分を揺動させる機構には、その揺動を駆動するための揺動駆動機構を必ずしも装備する必要がないことがある。即ち、揺動駆動機構を用いずとも、飛行中に前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力を用いて前記外側主翼部分を揺動させることができる。本明細書で使用している内側主翼部分及び外側主翼部分なる用語は、非揺動状態におけるそれら2種類の主翼部分の相対位置に従った用語であり、非揺動状態では、前記航空機の横方向の位置に関して、前記外側主翼部分が前記内側主翼部分より外側に位置している。ただし用語を簡素にするために、揺動状態にあるときにもそれら2種類の主翼部分の名称としてこれら用語をそのまま使用していることから、これら用語は必ずしも的確な用語とは言い難いものとなっており、なぜならば、揺動状態では、前記航空機の横方向の位置に関して、前記外側主翼部分の位置が前記内側主翼部分と略々同じ位置になり得るからである。また胴体という用語は、本発明に関しては極めて広い意味で使用されており、航空機の横方向における中央部分を意味するものである。1つの実施の形態として、航空機が普通の胴体を備えている場合もあり、ここで普通の胴体とは、その胴体と、その胴体から両側へ延出している主翼との境界が明瞭であり、両者を明確に区別できるものをいうその典型的な具体例としては、航空機の前後方向に延在する略々葉巻形の胴体などがある。また、これとは異なる実施の形態として、当業者の間で全翼機と呼ばれている航空機があり、全翼機のうちには、胴体であると認識される部分を持たないものもあり、また、胴体から両側へ延出している主翼とその胴体との境界が不明瞭なものもある。その場合、胴体と主翼との間の移行部が非常に滑らかな形状に形成されているものもあれば、その極端な例として、その航空機の横方向における内側の中心寄りの主翼部分のその更に内端中心寄りの端部の部分が、胴体として形成されているものもある。後者の全翼機では、その航空機の横方向における中央部分が胴体に該当する。本発明に係る新規な基本構造は、無人航空機であるか有人航空機であるかを問わず、軍用機の構造として用いるのに特に適したものである。好適な1つの実施の形態によれば、前記航空機は更に制御装置を備えており、該制御装置は制御命令に従って、及び/または、少なくとも1つの飛行状態パラメータに応じて、飛行中に前記外側主翼部分の自動的な揺動を制御するものである。かかる制御装置は、いわゆるアビオニクスシステム飛行制御システムの一部であってもよく、或いは、アビオニクスシステムに接続した装置であってもよい。かかる制御装置は、前記外側主翼部分の自動的な揺動を制御するために、例えば前記外側主翼部分に装備されている動翼例えばエルロンや、その他の主翼構成部材例えば主翼の上面または下面に設けられたフラップなどの、調節が可能で空気力学的な作用を発生する部材に対して調節を施すものである。前記航空機が有人航空機である場合には、前記外側主翼部分の自動的な揺動を開始させるための制御命令を、その航空機のパイロットが手動操作によって発するようにしてもよい。また、前記航空機が無人航空機である場合には、そのような制御命令を、その航空機を制御するために装備されている遠隔制御システムを介してその航空機へ伝送するようにしてもよい。また、いずれの場合も、そのようにする替わりに、或いは、そのようにすることと併用して、例えば所与の飛行ルートに関して、前記航空機の飛行特性を当該ルートの夫々の部分区間において要求される地域ごとの要求条件に適合させるために、例えばオートパイロットなどの自動飛行制御装置がそのような制御命令を自動的に発するようにしてもよい。また、例えば前記揺動過程を開始させ、及び/または、遂行させるために、前記制御命令を発する替わりに、及び/または、前記制御命令を発することと併用して、例えばセンサで測定することによって得られる飛行状態パラメータの測定値を利用するようにするのもよい。その場合に利用することのできる飛行状態パラメータとしては、例えば、瞬間飛行速度好ましくは、瞬間真対気速度、空気力学的な力による瞬間荷重状態、複数の夫々の方向の加速度、複数の夫々の軸心のまわりの角加速度、等々がある。1つの実施の形態によれば、前記航空機は更に前記揺動軸心の近傍領域に設けられた固定安定化機構を備えており、該固定安定化機構は、非揺動状態において例えば空気力学的な力や慣性力などにより意図せぬ揺動が発生することがないように前記外側主翼部分をロックするものである。前記外側主翼部分が上方へ揺動可能とされている場合には、特に上向き揚力を念頭に置く必要があり、このようなロックを施さないとその上向き揚力のために前記外側主翼部分が上方へ意図せぬ揺動を発生するおそれがある。1つの構成例によれば、前記固定安定化機構が制御装置に制御されてそのロック作用が解除されまたは少なくとも低減されることによって、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力のために前記外側主翼部分の揺動が発生するようにしてある。このように揺動駆動手段として、空気力学的な力を用いることに替えて、或いは、空気力学的な力を用いることと併用して、例えば電動アクチュエータなどの更なる駆動手段を備えるようにしてもよく、その駆動手段は、例えば対応する揺動軸心を規定している軸受機構の近傍領域などに装備するとよい。前記主翼の状態が非揺動状態にあるところから、例えば前記外側主翼部分を上方へ揺動させるのであれば、前記外側主翼部分に元々作用している揚力を利用してその揺動を発生させることができる。またそうするには、単に前記固定安定化機構のロック作用を低減するかまたは解除するだけでよい。特に、そのロック作用を解除する場合には、空気力学的な力を併用して、或いは、空気力学的な力のみを用いて遂行される前記外側主翼部分の揺動過程に合わせて、前記外側主翼部分に装備されている調節可能な制御要素もっとも簡便な具体例では例えばエルロンを適宜に制御するようにするとよい。このような制御要素の制御は、例えば前記制御装置によって行うことができ、その場合に、前記制御装置をアビオニクスシステムに接続しておくのもよい。前記外側主翼部分の揺動は、少なくとも110°の揺動角度まで揺動可能としておくことが好ましく、また少なくとも120°の揺動角度まで揺動可能としておけば更に好ましい。またその場合に、前記外側主翼部分を非揺動状態から2つ以上の揺動状態へ移行可能にすることもでき、そうすることによって、少なくとも1つの中間位置への段階式または無段階式の制御が可能となる。従って、ここでいう揺動角度とは、非揺動状態主翼が伸びた状態と、最大揺動状態最終位置との間の角度差を意味するものである。またここでいう主翼が伸びた状態とは、より具体的には、例えば前記外側主翼部分と前記内側主翼部分とが所定の相対位置関係にある状態であって、前記外側主翼部分の延在平面と前記内側主翼部分の延在平面とが略々同一平面となっている状態、ないしは、それら2つの平面の間に小さな角度差しかない状態である。特に有利な1つの実施の形態によれば、最大揺動状態にあるときに、左右の前記外側主翼部分の先端の端縁どうしが互いに平行に延在し、また特に、それら端縁がいずれも略々前記航空機の前後方向に延在するようにしてあるそのため、例えばそれら端縁を互いに隙間無く当接させることができる。1つの実施の形態によれば、前記航空機は更に、揺動状態において、また特に最大揺動状態において、前記外側主翼部分の先端をロックするための固定安定化機構場合によっては第2の固定安定化機構を備えている。尚、そのロックのための構成は、様々な構成とすることが可能である。かかる実施の形態の1つの構成例によれば、前記航空機が例えば前記胴体などに装備した固定安定化機構を備えており、この固定安定化機構は、左右の前記外側主翼部分の先端を前記胴体に対してロックし、及び/または、互いにロックするようにしたものである。また、かかる実施の形態の別の1つの構成例では、前記固定安定化機構が、前記胴体から上方に延出した垂直尾翼に特にその垂直尾翼の先端に配設されている。また、かかる実施の形態の更に別の1つの構成例によれば、前記固定安定化機構が、前記胴体から横方向の両側へ延出した水平尾翼に配設されている。また、かかる実施の形態の更に別の構成例によれば、前記固定安定化機構は、例えば左右の前記外側主翼部分の夫々の先端に配設されており、揺動状態にある前記外側主翼部分の先端どうしを互いに固定する場合によってはそれら先端を前記航空機の前記胴体に連結せずに前記胴体から距離をおいて互いに固定するものである。この構成例を実際に構成するには、例えば、左右の前記外側主翼部分の夫々の先端に互いに係合可能な連結部材を装備すればよい。既述のごとく、1つの実施の形態として、前記航空機は胴体であると認識される部分を持たない全翼機であることもある。そのような実施の形態では、主翼の部分にペイロードを積載する構成とされることもある。更に、その主翼の表面にエンジンが取付けられることもあり、そのエンジンは、例えば前記揺動軸心の近傍領域に組付けられることもある。更に、その主翼のうちの揺動しない中心部分即ち内側主翼部分の両側端に、揺動可能な外側主翼部分が夫々に連結される。このような航空機においても、それら外側主翼部分の外側端どうしを、揺動状態において互いに連結してロックすることができ、そうすることが有利である。特に好ましい1つの実施の形態によれば、前記揺動軸心の位置は、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が略々半分の寸法になる位置とされている。これに関しては、例えば、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が少なくとも40短縮される位置とすることが、また特に少なくとも50短縮される位置とすることが好ましい。1つの実施の形態によれば、前記主翼は、非揺動状態において、その前縁が正の後退角を有し、及び/または、その後縁が正の後退角を有する。このように非揺動状態において、その前縁、及び/または、その後縁が、正の後退角を有するところの主翼部分が、前記外側主翼部分である場合には、前記揺動軸心の延在方向を適切に選定することによって、揺動状態これは前記外側主翼部分が大きく揺動された状態であるにあるときに、当該前縁ないし当該後縁が負の後退角即ち前進角を有するようにすることができ、このようにすることは、多くの用途ないし飛行状況において有利である。尚、これに関して特に記しておくと、非揺動状態における前記外側主翼部分の後退角ないし前進角と、揺動状態における前記外側主翼部分の後退角ないし前進角とは、略々互いに無関係に、個別に設定可能である前記揺動軸心の延在方向を適宜に設定することによって、非揺動状態における後退角ないし前進角と前記揺動軸心の延在方向とによって決定される揺動状態における後退角ないし前進角を、所望の角度に設定することができる。1つの実施の形態によれば、前記外側主翼部分の前縁の延在位置が前記内側主翼部分の前縁の延在位置より後方にオフセットしており、及び/または、前記外側主翼部分の後縁の延在位置が前記内側主翼部分の後縁の延在位置より後方にオフセットしている。このようにそれら主翼部分がオフセットしている構成とすることによって、空気力学的な利点が得られることが多く、特に、主翼の状態が非揺動状態にあるときに空気抵抗が低減されるという利点が得られる。1つの実施の形態によれば、前記外側主翼部分は実質的に対称形の翼プロファイルを有する。これに関して注意すべきことは、前記外側主翼部分を大きく揺動させたときに、前記外側主翼部分の上面と下面とが入れ替わることである。もし前記外側主翼部分の翼プロファイルが非対称形のものであったならば、そして、例えば非揺動状態において上向き揚力を発生させるような翼プロファイルであったならば、揺動状態においては下向き揚力を発生させてしまうという不都合な自体がしばしば発生する。この点に関しては、上で述べたように、前記外側主翼部分に、制御されて調節されることで空気力学的な作用を発生する制御要素例えば動翼などを装備しておくと非常に好都合であり、そうしておけば、その制御要素を適宜に調節することで、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力をそのときの揺動状態に応じて調節することができる。また、左右の前記外側主翼部分の夫々に、当該外側主翼部分の長さ翼幅の略々全長例えばその長さの90以上に亘って延在する1つの動翼エルロンを装備した構成とすることが好ましく、なぜならば、このような構成のエルロンは、いわゆるキャンバーフラップの機能を提供することができるからである。本発明に係る前記航空機の形状を変化させる方法の第1の特徴は、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力を用いて飛行中にその形状を変化させることにある。この空気力学的な力は例えば瞬間飛行状態などに応じて変化する力であるため、前記航空機を適宜に制御することによって、前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へ揺動させる場合にも、この空気力学的な力を用いた揺動駆動を利用することができる。特に好適な1つの構成例によれば、前記外側主翼部分それ自体に、調節が可能で空気力学的な作用を発生する制御要素が装備されており、その制御要素は前記外側主翼部分の後縁に装備された動翼とすることが好ましく、その制御要素を適宜に調節移動することによって、多かれ少なかれ瞬間飛行状態に応じた揺動駆動を発生させることができるようにしている。また、前記外側主翼部分に本来装備すべき制御フラップ、及び/または、動翼がある場合には、その制御フラップないし動翼の形状を、その制御フラップないし動翼を調節することで前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へも揺動させることができるような形状にするのもよい。例えば前記外側主翼部分の後縁に装備される動翼の場合に、当該動翼を前記外側主翼部分の中立面から上方と下方とのどちらにも揺動可能にしておけば、前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へも揺動させることが可能となる。前記航空機の形状を変化させる方法の1つの実施の形態においては、前記航空機が前記揺動軸心の近傍領域に配設された固定安定化機構を備えているようにし、その固定安定化機構が揺動運動に対して一定の抵抗力を発生するようにしている。この揺動制動作用によって、急速に過ぎる揺動が好適に防止されている。更に、この揺動緩衝作用によって、前記外側主翼部分の揺動を行わせるために前記外側主翼部分に装備された制御要素を制御する上で、その制御の負担が好適に軽減されている。この実施の形態の1つの具体例では、前記外側主翼部分の揺動を行わせる際に、揺動補助装置を作動させるようにしており、それによって、必要に応じて前記外側主翼部分に、揺動運動を制動するための回転モーメント、及び/または、揺動運動を補助するための回転モーメントを作用させることができるようにしている。またこの具体例においては、揺動過程の所定の部分区間ごとに、どれ程の大きさの制動回転モーメントまたは補助回転モーメントが必要とされるかを、構造上の仕様に基づいて予め求めておくとよい。また、そうする替わりに、或いは、そうすることと併用して、どれ程の大きさの制動回転モーメントまたは補助回転モーメントが必要であるかを、センサで測定して得られる揺動運動パラメータ例えば瞬間揺動角度、瞬間揺動速度、等々の測定値に基づいて、制御装置が制御アルゴリズムに従って求めるようにし、そして、その求めた結果に応じて制御装置が揺動補助装置を制御するようにするのもよい。以上に説明した前記航空機の形状を変化させる方法の、また別の1つの実施の形態においては、前記外側主翼部分の揺動運動を制御するために、センサで測定して得られる揺動角度位置の測定値と、目標とする前記外側主翼部分の揺動運動を表している値例えば時間の関数としての揺動移動量の値とに基づいて、空気力学的な作用を発生する前記航空機の制御要素例えば前記外側主翼部分に装備されている制御フラップまたは動翼などの調節を行うようにしている。また、更に別の1つの実施の形態では、このように揺動の実行中に制御要素の制御を行うという方法と、上で説明した揺動補助装置を制御するという方法とを併用している。前記航空機の形状を変化させる方法の第2の特徴は、前記第1の特徴と組合せることも可能な特徴であり、飛行中に前記外側主翼部分を揺動させることで形状を変化させるに際して、空気力学的な力特に前記外側主翼部分などに作用する空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態にあるときに形状を変化させることにある。これによって、一つには、揺動の開始によって飛行安定性に関する空気力学的なバランスが急変するおそれが低減され、またもう一つには、空気力学的な力を用いた揺動駆動を行うときの急速に過ぎる揺動が防止される。また、揺動を発生させるために、空気力学的な力を用いる替わりに、或いは、空気力学的な力を用いることと併用して、例えば電動アクチュエータなどの独立したアクチュエータ、ないしは、先に言及した揺動補助装置を利用して、揺動を発生させるようにしている場合には、そのアクチュエータないし揺動補助装置に要求される出力容量が低減されるという利点が得られる。ここで空気力学的な力が顕著に減少するという用語は、特に、前記外側主翼部分に作用する前記揺動軸心のまわりの回転モーメントの大きさが、通常の長距離直線飛行巡航飛行において作用する当該回転モーメントの50以下、また望ましくは25以下の大きさに低下することを意味するものである。これに関して、例えばいわゆる放物線飛行を行っているときなどに、前記外側主翼部分の揺動を遂行するようにするとよい。放物線飛行を行っているときには、そこに作用している空気力学的な力が顕著に減少しており、そのため本発明に関しては、そのような特別な飛行状態を利用して、前記航空機の形態を変化させるようにするとよい。以下に添付図面を参照しつつ、好適な実施形態に即して、本発明について更に詳細に説明して行く。図1及び図2に示した航空機10は、胴体12と、この胴体12から横方向yの両側へ延出した一対の主翼14-1、14-2とを備え、それら主翼の各々は、胴体12に固設された内側主翼部分16-1、16-2と、この内側主翼部分に揺動可能に連結された外側主翼部分20-1、20-2とから成る。また、外側主翼部分20-1、20-2は、所定の揺動軸心18-1、18-2のまわりに揺動可能であって、内側主翼部分16-1、16-2に対して相対的に揺動可能であり、それら揺動軸心18-1、18-2の延在方向は、航空機10の前後方向飛行方向xとされている。ここで参照番号について説明しておくと、例えば主翼14-1、14-2などのようにこの実施形態に2つずつ胴体の右側と左側に1つずつ装備されており、それらの機能が同一である構成要素には、それらを指し示す参照番号として、同一番号をただしハイフン及び1、2の補助数字を末尾に付加して使用する。ただし以下の説明では、そのような2つの構成要素の一方もしくは両方を指し示す参照番号として、ハイフン及び補助数字を省略した参照番号を使用することもある。図示した実施形態では、航空機10の胴体12は、航空機10の前後方向xに延在しており、略々葉巻形の形状を有している。また、推進手段として、図示した実施形態では、胴体12の尾部に2基のジェットエンジン22が装備されている。航空機10の操縦は、アビオニクスシステム24によって行われ、また、複数の制御要素を介して行われる。それら制御要素は、制御することによって調節することのできる、空気力学的な作用を提供する部材である。図示例に装備されている複数の制御要素には、内側主翼部分16に装備された内側エルロン26と、外側主翼部分20に装備された外側エルロン28と、水平尾翼に装備された昇降舵30と、垂直尾翼32に装備された不図示の方向舵とが含まれる。図示例の特徴の1つとして、外側主翼部分20-1、20-2が、内側主翼部分16-1、16-2よりも、前後方向xに関して後方へオフセットされていることがある。このようにオフセットすることによって、空気力学的な利点が得られる。また、このようにオフセットする場合には、図示例の構成に変更を加えて、水平尾翼及び昇降舵30を省略した構成とすることも可能である。外側主翼部分20が揺動軸心18のまわりに揺動可能であることによって、この航空機10は、その形状即ち形態が可変となっており、その形状即ち形態をどのようにして変化させるかについて以下に詳細に説明する。また、その形状即ち形態を変化させることによって飛行中に飛行特性を様々な飛行状況に適合させることができるという利点が得られる。図示例では、図1及び図2に示した航空機10の第1形態から、図3及び図4に示した、ただ1つの別の形態への形態移行が行われ、その別の形態を以下の説明においては第2形態と称する。第1形態図1及び図2にあるときには、横方向yに主翼が伸びた状態にあり、これは特に、離着陸や、エネルギ効率の良好な巡航飛行を行うための形態である。これに対して、第2形態図3及び図4にあるときには、外側主翼部分20がその初期位置から上方へ揺動して図2の矢印参照、その揺動による回転角度が初期位置から140°に達しており、それによって航空機10の飛行特性が、操縦性が良好で敏捷に行動できる飛行特性となっている。図示例では、揺動軸心18の位置が、左右の主翼14の各々における、翼幅の中点横方向yにおける中点の近傍に設定されており、そのため、外側主翼部分20を最終揺動位置まで揺動させて第2形態図3及び図4としたときに、左右の外側主翼部分20の先端どうしが互いに近接し、または、互いに接触するようにすることができる。そのため第2形態においては、互いに係合可能な一対の連結手段36-1、36-2を介して、左右の外側主翼部分20の先端どうしを互いに固定連結することができ、これによって、前方から見た形状が図4参照略々菱形の、強固な組付構造が得られる。この強固な組付構造は、大きな上向き揚力及び下向き揚力に容易に耐え得るものである。第2形態とすることによって更に、横方向yにおいて主翼が短縮した状態となり、この状態にあるとき、図示例では、主翼12が前方箇所と後方箇所とで胴体12に連結されており、そのためこの組付構造は、上方から見た形状も図3参照略々菱形となっている。第2形態においては、大負荷のかかる飛行操縦を行ったときに主翼14の部分に作用する曲げモーメントが比較的小さなもので済むことが利点となり、これは、その曲げモーメントの腕の長さが第1形態のときと比べて略々半分になることによるものである。アビオニクスシステム24は、航空機10の通常の操縦における制御要素の調節量の制御を行うと共に、更に、本発明に従って提供される、飛行中に航空機10の形態を変化させるための揺動駆動過程の制御も行う。好適な1つの実施の形態においては、この形態移行を、例えばいわゆる放物線飛行を行っているときなどのように、外側主翼部分20に作用する空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態にあるときに実行するようにしている。これによって、外側主翼部分20の揺動駆動を行っているときに、主翼14に加わっている空気力学的な荷重を小さくしておけるという利点が得られる。図示例に変更を加えた1つの変更構成例として、揺動軸心18の延在方向が、航空機の前後方向xから多少偏位した構成とすることもでき、例えば、揺動軸心の延在方向が、航空機の前後方向xから30°以下の偏位角で偏位した構成としてもよい。また、揺動軸心18の延在方向を、航空機の前後方向xと完全に同一方向とはしない場合の、好適な1つの構成例として、揺動軸心18の水平面xy平面に対する傾斜角を、航空機の前後方向x及び上下方向zにより規定される鉛直面xz平面に対する傾斜角より小さくしたものがある。第1形態と第2形態との間の形態移行は、アビオニクスシステム24によって実行され、また、外側主翼部分20の自動的な揺動によって達成される。また、その揺動過程を開始させるには、制御命令に従って、及び/または、センサで測定して得られる少なくとも1つの飛行状態パラメータ例えば飛行速度などの測定値に基づいて、それを開始させるようにするとよい。更に改良を加えた1つの構成例として、揺動過程が開始したならば、アビオニクスシステム24が、航空機10を例えば放物線飛行などのように空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態に投入するようにするとよく、それによって、その揺動過程の可及的に良好な制御が可能となる。図示例では、飛行中に外側主翼部分20ないしこの外側主翼部分20に装備したエルロン28に作用する空気力学的な力を用いて、外側主翼部分20の揺動を発生させるようにしてあり、これは非常に有利な方法である。これによって図示例では、揺動させるための専用の駆動機構例えば電動アクチュエータなどが不要化されている。また、図示例では、揺動軸心18の近傍に設けられた軸受機構34によって提供されているロック作用が解除されたならば、外側主翼部分20が空気力学的な力によって駆動されて揺動させられ図示例では上方へ揺動させられて140°回転させられ、それによって第1形態図1及び図2から第2形態図3及び図4への形態移行が行われるようにしてある。揺動過程の進行中に、その揺動に対して軸受機構34が適度の制動力即ち制動回転モーメントを及ぼすようにするのもよく、そうすることで、急速に過ぎる揺動を防止することができる。この制動力は、例えば、油圧制動装置の作動油の粘性抵抗力によって発生させるようにすることができる。更に、その油圧制動装置を、センサで測定して得られる飛行状態パラメータの測定値に応じて制御するようにするのもよく、及び/または、その油圧制動装置が、瞬間揺動角度に応じた制動力を提供するようにするのもよい。一方、同じ軸受機構34が、航空機10が第1形態図1及び図2で飛行中のときには、外側主翼部分20の意図せぬ揺動が発生することがないように、外側主翼部分20を非揺動状態第1形態に確実にロックする機能を提供するようにするのもよい。そのときの飛行状態によっては、外側主翼部分20の揺動を発生させる上で、その飛行状態に応じて外側エルロン28の作動角の制御を行う必要があることもあり、或いは、それが必要とされないまでも、望ましい揺動速度で予め定めた通りの揺動過程を完遂するためには、その作動角の制御を行うことが有用であることもある。その作動角の制御のためには、例えば、アビオニクスシステム24が、センサで測定して得られる飛行状態パラメータ特に瞬間揺動速度などの測定値に基づいて、外側エルロン28、及び/または、その他の制御要素を適切に制御するようにするとよい。同様に、第2形態図3及び図4から第1形態図1及び図2へ復帰させるための形態移行の際にも、アビオニクスシステム24が制御要素を適切に制御することによって、空気力学的な力を用いた揺動駆動を開始させ、及び/または、遂行させることができる。従って、図示例の構成によれば、主翼14を所望の形態に移行させるために外側主翼部分20をどちらの揺動方向に揺動させるにも、そのためのアクチュエータを装備すること例えば軸受機構34の近傍領域に電動アクチュエータを装備するなどが不要であるという利点が得られる。更に、第2形態図3及び図4においても、第2の固定安定化機構によって、主翼をその形態に好適に固定できるようにしてあり、この第2の固定安定化機構は、図示例では先に言及した互いに係合することのできる連結手段36-1、36-2から成り、それら連結手段は外側主翼部分20-1、20-2の先端に装備されていて、それら外側主翼部分が最大限に揺動した状態第2形態で、それら外側主翼部分の先端をロックするものである。図示例では、連結手段36もまたアビオニクスシステム24によって制御されるようにしてあり、その制御によって、第2形態において左右の外側主翼部分20の先端どうしが互いに連結されてロックされる。尚、このロック方式に替えて、或いは、このロック方式と併用して、外側主翼部分20の先端を胴体12に連結して、或いは胴体12に固設された航空機10の構成部分に連結してロックするようにしてもよく、そうするためには例えば、連結手段36に適宜の改造を施すと共に、更なる連結手段を胴体12に設け、或いは胴体12に固設された航空機10の構成部分に設けるようにすればよい。この更なる連結手段を設けるのに適した、胴体12に固設された航空機10の構成部分は、例えば垂直尾翼32や水平尾翼などである。第2形態に固定するための手段として、以上に説明した手段の替わりに、或いは、以上に説明した手段と併用して、軸受機構34によって従って揺動軸心18の近傍領域にロック作用が提供される構成とするのもよい。例えば軸受機構34が、先に説明した揺動運動を制動ないし補助するための装置を構成している場合には、軸受機構34に極端な調節を加えて揺動を阻止する制動力を発揮させるようにすれば、構成的に有利な方式でロック作用を得ることができる。図示例に採用されている1つの好適な構成として、最大揺動状態図示例の第2形態において左右の外側主翼部分の先端縁どうしが互いに平行に延在するように、また特に、それら先端縁がいずれも略々前後方向xに延在するようにしてあり、それによって、例えばそれら端縁が互いに隙間無く当接できるように、及び/または、第2形態に固定するための先に説明した連結手段をそれら先端縁に容易に装備できるようにしているということがある。図示例に変更を加えた1つの変更構成例として、第1形態及び第2形態に加えて更に、第1形態からの揺動角が140°以下の角度位置に、軸受機構34が外側主翼部分20をロックして揺動させないようにすることで、少なくとも1つの中間位置の形態を取り得る構成とすることもできる。図示例では、第1形態図1及び図2にあるときには、内側主翼部分16も、また外側主翼部分20も、その前縁及び後縁が共に後退角を有している即ち正の後退角を有している。一方、外側主翼部分20を揺動させて、第2形態図3及び図4へ形態移行した後には、外側主翼部分20は揺動前とは逆に、その前縁及び後縁が共に前進角を有している即ち負の後退角を有している。それゆえ、第2形態においては、前方に位置している内側主翼部分が後退角即ち正の後退角を有し、後方に位置している外側主翼部分が前進角即ち負の後退角を有するという後退角と前進角が組合わされた状態になっており、これによって、飛行安定性及び操縦性が良好となっている。また、これによって、重心と空気力学的な力の作用点との間の距離も望ましいものとなっている。更に、内側主翼部分16と外側主翼部分20とがこのように後進角と前進角とを有しているため、正面及び背面からレーダーで捕捉されたときのレーダー像が小さいという利点も得られている。そして更に、遷音速領域及び超音速領域における造波抵抗が小さいという利点も得られている。図示例に変更を加えた1つの変更構成例として、外側主翼部分20が、第1形態のみならず第2形態にあるときにも後退角を有しているような構成とすることもできる。図示例をそのように変更するには、例えば、揺動軸心18の延在方向を設定する際に、その揺動軸心18が、水平面xy平面に沿って延在しているが、ただし垂直面xz平面に対しては偏位して傾斜して延在しているようにし、その偏位角が、第1形態にあるときの外側主翼部分20の後退角図示例では約30°より大きな角度であるようにすればよい。更に、図示例に変更を加えた別の1つの変更構成例として、非揺動状態における、外側主翼部分20の前縁の後退角、及び/または、後縁の後退角が、略々0°例えば10°以下であるような構成とすることも考えられる。図5は、図3のV-V線に沿った断面図であり、第2形態にあるときの、内側主翼部分16-1の翼プロファイルと外側主翼部分20-1の翼プロファイルとの相対位置並びにそれら翼プロファイルの夫々の方向を示した図である。内側主翼部分16-1は、図示したごとく、前後方向xに流れる一様流に対する迎角が第1形態と第2形態とのいずれにあっても同一の正の迎角aとなっている。一方、外側主翼部分20-1は、図5に示した第2形態にあるときのその迎角が図示例では前後方向xに延在している揺動軸心18のまわりに揺動したことによって負の迎角となっており、その角度の大きさはbである。第1形態と第2形態とのいずれにおいても良好な飛行特性及び飛行安定性が得られるようにするには、正の方の迎角の大きさaを、負の方の迎角の大きさbより大きく設定しておくことが望ましい。第1形態と第2形態との間で形態移行をする際には、外側主翼部分の迎角bの正負が反転するため、それに対応して、空気力学的な力である揚力が作用する向きも反転する。この揚力の向きの反転影響を補償ないし回避する上で大きな役割を果たすのが、図示例において外側主翼部分20の横方向yにおける略々全長に渡って延在している外側エルロン28である。かかる構成の外側エルロン28は、実質的にキャンバーフラップとして機能させることができ、それによって、そのときの形態、即ち、そのときの外側主翼部分20の揺動状態にとって望ましい、上向きまたは下向きの適切な大きさの揚力が得られるように、揚力の調節を行うことができる。更に、これに関しては、少なくとも外側主翼部分20の翼プロファイルを、翼弦線に関して実質的に対称形の翼プロファイルとしておくことが望ましい。内側主翼部分16と外側主翼部分20との夫々に、動翼であるエルロン26、28を装備してあり、しかも、第2形態において、内側エルロン26と外側エルロン28とが、航空機の前後方向xに関して前後に位置するようにしてあることによって、航空機の全体としての揚力を極めて直接的且つ効率的に変化させることができるという利点が得られている。また、航空機を操縦して揚力を変化させる際には、それらエルロン26、28を昇降舵と同様に作動させるようにすればよく、即ち、対称的に左右で同一方向に揺動させるようにすればよい。これに対して、従来の航空機では、揚力を変化させる際には、先ず、機体そのものを横方向方向yの軸心のまわりに回転させる必要があり、その回転によって主翼14の迎角を変化させて揚力を変化させるため、その効果は発生するまでに時間遅れが存在していた。