一种速控机翼的方法与装置技术领域
本发明属于航空技术领域，具体说，涉及飞机机翼设计技术领域，是一种通过
航速控制机翼气动特性变化量的方式提高飞机性能的方法与装置。
背景技术
国际政治经济军事形势复杂多变，国家安全和人民的生命财产的保障要依靠一
个强大的国家机器。国家机器是否强大，最重要的因素就是人民军队是否强大。人
民军队是否强大，影响的因素很多，其中武器装备的性能优良与否是不可小视和忽
略的因素。否则就要付出许多战士生命的代价。
我国正在实现强国强军战略目标，其中海防、深蓝海军建设是重要的一环。
众所周知，我海军已经列装了航母，这是振奋人心的好事。但必须看到舰载歼
击机对于航母编队战斗力的重要配置和地位。
然而，由于航母上的跑道长度、歼击机的升力特性和滑翔特性，局限了歼击机
的战斗性能。歼击机升力特性突出表现在航母上有限的跑到上起飞的问题上，而歼
击机的滑翔特性突出表现在多架歼击机在航母周边上空盘旋候着的问题上。
先谈歼击机在航母上有限的跑到上起飞的问题，长期以来，人们不断地努力，
发明了种种技术。最著名的歼击机短距起飞助推装置就是蒸汽弹射器，再就是电磁
弹射器。以蒸汽弹射器来助推歼击机起飞的单位时间起飞架次要比电磁弹射器的少，
它需要巨型高压储汽罐与巨型锅炉配合，必须在短时间内生产足够的蒸汽，然而产
生大量的蒸汽是需要耗能与加热时间的，所以依靠蒸汽弹射器的助推起飞的飞机间
隔时间较长。电磁弹射器的助推起飞时间间隔要相对短一些，但也需要等待一个工
艺充电时间再弹射第二架飞机。而本发明可以将歼击机起飞时间间隔缩短到难以再
缩短的程度——歼击机从机库移至甲板上指定的起飞位置上的时间，加上歼击机从
静止状态到离舰速度的时间(通常，歼击机在弹射器的助推下，起飞滑行时间在2～
3s时间内获得70～75m/s的离舰速度，本发明技术将依靠歼击机自身的发动机小
油门小动力将离舰速度降至25m/s～30m/s，即起飞滑行时间延长至6s左右)即可
获得超过该机起飞重量的升力而离舰。离舰后即可令第二架歼击机进入出库起飞程
序，移至航母甲板上指定的起飞位置上，无需等待蒸汽压力的提高。众多歼击机如
此快速起飞，即可以在航母的上空集结机群而缩短编队时间，迅速形成战斗队形。
结合实际情况的战术队形是歼击机编队的战斗力重要因素之一，形成时间越短越好。
另一项技术就是飞机自身具有垂直起飞与着陆的功能，即在原地升空，或降落。
但这种方式的升空或降落需要消耗更多的油料，严重地缩小了歼击机的战斗半径。
再谈多架歼击机在航母周边上空盘旋候着的问题。当歼击机经过激烈空中格斗
之后，有可能出现多架歼击机同时要着舰加油加弹的情况。那时盘旋在航母上空的
歼击机就必须按航母上的空中管制的指挥命令一架接一架依次有序地进行着舰，即
总有一些飞机要在航母的上空盘旋等候着舰命令。盘旋就是严峻考验歼击机的滑翔
性能的优劣。歼击机退出空中格斗，大多数是因为机上油料已到返舰的必备或临界
储量了，必须尽快着舰。没有油料就意味着飞机将失去动力。歼击机的滑翔性能很
差，在低空情况下，航速又低，一旦失去动力就意味着坠海的时候到来了。此时歼
击机的滑翔性能尤其重要——提高歼击机的滑翔性能可以避免很有可能出现机毁人
亡的严重后果。通常，机翼的气动特性决定了歼击机的滑翔性能，现有歼击机的机
翼气动特性所对应的滑翔性能难以满足的小油门低航速情况下的升力要求，战斗实
情迫切要求提高歼击机滑翔性能，具体讲，就是在小油门低航速情况下，飞机能够
产生足够升力减少单位时间内高度变化率、延长留空时间的要求，以及在飞机起飞
过程中加大单位时间内高度变化率、缩短滑行距离、降低离舰(地)速度和降低能
耗的要求。
歼击机在平原上、海面上抵近攻击目标时，主要靠低空突防的驾机技术和飞机
的隐身技术，然而在山地上空，尤其是要在山峰之间、山谷之中飞行近敌，对于高
航速的歼击机而言是极其危险的——航速高了，极易撞山；航速低了，极易坠机。
目前世界上机动性最好的歼击机也不敢像二次大战时期采用螺旋桨方式推进的老式
飞机那样以低航速在山峰之间、山谷之中飞行。这是对现代喷气式歼击机机动性的
一个很大的限制。那么能将现代喷气式的超音速歼击机的航速下限降低，以便让它
能够在山峰之间、山谷之中飞行，提高它隐蔽接近攻击目标的机动性就是迫切需要
满足的战斗要求。
此外，还有一个歼击机为战略轰炸机、大型运输机、大型客机护航的航速同步
问题。实际上，歼击机为其他大型机种护航就是多机种空中编队飞行。既然是不同
机种在空中的编队飞行，那么一定要满足空中飞行编队的航速同步的要求。问题是
歼击机的航速快，被护航的飞机航速慢，就是这个不同机种之间的航速差造成了不
同机种在一起编队飞行的难度。然而，护航飞行编队的难度不仅仅是航速差的问题，
还有许多其他问题，其中作为护航机的歼击机在护航飞行过程中必须节省油料，不
能过多地将油料消耗在无战斗情况的护航飞行上，要留有足够的油料，准备在紧急
情况出现之后进入空中格斗。歼击机在护航飞行过程中节省油料就是通过歼击机优
良的低航速下的高滑翔性能来完成。总之，这些问题并非只是歼击机的问题，其他
机种都不同程度上存在上述问题，但都是本发明要解决的问题。
发明内容
本发明的目的在于就是针对上述的问题提出解决问题的方案，一种超短距小动
力免弹射起飞与低航速高滑翔性的技术大量节省油料，以及在高航速小气阻的性能，
确保歼击机的战斗半径不减小，提高战斗性能。
如果有一种速控机翼的飞机在超短跑道上以小动力低油耗即获得的低航速下产
生大于起飞重量的升力即可滑跃式起飞，而无需蒸汽弹射器的助推，以及令飞机低
空低速情况下的高滑翔性差的歼击机迅速提高其滑翔性能，能在低空低速低油耗地
实施盘旋等候着舰的技术，同时，要求同一架飞机在高空高速飞行时，能根据航速
情况智能地控制机翼气动特性而呈现出无需要求升力大小而突出追求极小风阻的特
性目的。
为了达到上述目的，本发明中制定的解决方案是根据伯努利原理在机翼面积、
飞机速度、机翼翼型、飞机飞行速度与升力和阻力的相关相制的内在关系而制定的。
通过改变机翼面积大小和机翼气动特性的方法来解决飞机低航速时的升力问题和高
航速时的阻力问题，与按该方法设计的装置所组成，它由飞机的航速控制其机翼的
气动特性改变量和机翼面积改变量的方法，以及按该方法设计的速控机翼的装置所
组成，该方法分四个部分：
部分一，航速变量采集部分，将速度电子控制器输入端与飞机的空速管的输出
端连接起来；
部分二，数据智能处理部分，采用电脑技术智能而精确地以航速为源控制信号，
经过速控器处理后控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应获取飞机机
翼不同的性状和机翼不同的面积而令飞机低速起飞过程中获得大升力、等待着舰或
着陆过程中低速盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高
和优化机翼的气动特性，最终达到提高和优化飞机的机动性；
部分三，控制机翼翼型伺服器部分，采用机翼气动性状伺服器来实现改变飞机
机翼气动性状的目的，机翼气动性状伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材
料以及在同一机翼里设置机翼气动性状伺服器的数量均不受限制；
部分四，控制机翼面积伺服器部分，采用机翼面积伺服器来实现改变飞机机翼
面积的目的，机翼面积伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一
机翼里设置机翼面积伺服器的数量均不受限制；
经过这四部分的工艺环节逻辑联动，即可实现来自飞机空速管的航速变量转化
成电平形式的变量，且作为速度电子控制器的控制变量，速度电子控制器的输出变
量作为伺服器的控制变量，控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应控
制飞机机翼不同的气动性状和机翼面积的变化量，从而达到飞机从零航速开始起飞
的过程中以尽可能低的离舰速度而获取尽可能大的起飞升力、提高和优化飞机的滑
翔性能而延长等待着舰或着陆过程中低速低耗盘旋的留空时间，以及高速航行过程
中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特性，最终达到本专利技术申请的
提高和优化飞机的机动性、滑翔性、能耗速度比、扩大战斗半径之目的；
采用本方法能有效提高飞机的多种性能，具体飞机需要提高哪些具体性能可根
据具体要求针对性地独立采用本方法中的对应部分，其他部分不需要选用的就可以
不选用；
按照上述方法设计能在航母甲板上超短跑道、低能耗、小推动力、免用弹射器
的助推、以在弹射器助推情况下所获得的离舰速度之一半的速度即可获得足够大的
起飞升力安全起飞、提高歼击机滑翔性能、延长无推力情况下留空时间的装置A是
在机翼内部合适的地方安装电子速度控制器，以下简称速控器，速控器的控制信号
输入端与飞机的空速管的输出端连接起来，速控器将空速管输出的电平处理之后，
通过它的输出端与气泵的电气开关联接，即可实现由飞机的航速来控制气泵的运行
状态——供气与排气；由气泵、气管、上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A
构成气动系统，受飞机航速控制的速控器、气泵、上柱形气囊A、下柱形气囊A均
安装在机翼内弦线附近的安装基板上，其中上柱形气囊A的作用面向上方的，放气
状态的上柱形气囊AF控制翼型的上弧面AF，充气状态的上柱形气囊AC控制翼型的
上弧面AC；下柱形气囊A的作用面向下方的，放气状态的下柱形气囊AF控制翼型
的下弧面AF，充气状态的下柱形气囊AC控制翼型的下弧面AC；前缘气囊A的作用
面向前方的，放气状态的前缘气囊AF控制前缘为基本翼型的前缘，充气状态的前缘
气囊AC，可令机翼前缘几何形状能在水滴形状与尖峰形状之间转换；机翼的气动特
性就是通过气泵受到飞机空速管所提供的航速变量而改变运行状态——向上柱形气
囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A的供气与排气来实现改变的；此外，还装有由拉簧、
限定索、固定环和保形器构成的翼型保形系统，其中限定索是根据气动特性对应翼型形状
之要求确定其长度的，并取限定索中部合适的位置固定连接在安装基板上且形成上下两
个自由端，向上的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与上弧面A上的固定环连接，向下
的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与下弧面A上的固定环连接；因本专利技术特征不在
襟翼中体现，故在后缘部位没有绘出襟翼；当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气
前，上弧面AF和下弧面AF均处放气状态，对应的上蒙皮和下蒙皮在上下蒙皮后缘复位器
的作用下分别独自复位，当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气后，上弧面AC和
下弧面AC均受挤压而形变，对应的上蒙皮和下蒙皮随之按翼型保形系统确定的运动轨迹
形成充气状态下的翼型之后，对应的上蒙皮和下蒙皮后缘部分均要向前缘方向移动，从而
它们后缘上固定连接的后缘滚轮在后缘滚轮槽内滚动而压迫后缘压簧，因为后缘压簧的一
端置于后缘滚轮槽内的压紧端，后缘压簧的另一端固接一段延长杆之后与上蒙皮的后缘边
上合适的地点固定连接，且在上蒙皮的后缘边对应的位置上固定连接一个后缘滚轮，后缘
滚轮置于后缘滚轮槽中，可随着上蒙皮后缘边的来回平移运动在后缘滚轮槽内来回滚动，
下蒙皮的后缘边运动结构与运动方式与上蒙皮的一样，故不重复画出；后缘滚轮槽内的后
缘滚轮滚动方向与翼型的中弧线方向一致地安装在机翼的后缘内，上蒙皮和下蒙皮均可分
别独立地紧挨在后缘滚轮槽的上表面和下表面滑动；上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘
气囊A均可以分别独立充放气，独立完成机翼上方的翼型气动特性的改变，也可以独立完
成机翼下方的翼型气动特性的改变，还可以独立完成机翼前缘的翼型气动特性的改变。
为了实现上述目的和为不承担空中格斗任务的飞机，按照上述方法设计的装置
B是用上翼形气囊B、下翼形气囊B和前缘气囊B分别对应地取代上柱形气囊A、下柱
形气囊A和前缘气囊A；前缘气囊A与前缘气囊B之间没有结构上的实质差别而功能是
相同的，放气状态的前缘气囊BF造成前缘蒙皮呈水滴样流线型外形，充气状态的前
缘气囊BC造成前缘蒙皮呈尖峰样流线型外形，但是上柱形气囊A和下柱形气囊A与上
翼形气囊B和下翼形气囊B对应相似但相异，相似的是它们遵循同一种流体力学理
论和气动规律并在不同结构的装置里形成充放气体时均能改变翼型的相同功能且将
不同结构的装置关联在同一个总的发明构思之中，相异的是上柱形气囊A和下柱形气
囊A的气囊呈柱形，上翼形气囊B和下翼形气囊B的气囊呈翼形；上翼形气囊B和下
翼形气囊B在放气状态下呈薄薄的扁平形状，上翼形气囊BF紧贴在上蒙皮内侧，下
翼形气囊BF紧贴在下蒙皮的内侧，在充满气体的状态下，上翼形气囊BC挤压上蒙
皮使得上弧面BC发生变化和下翼形气囊BC挤压下蒙皮使得下弧面BC发生变化，充
气后外观呈尖峰形状的前缘气囊BC以及被放气后呈水滴形状的前缘气囊BF，且使
得整个飞机机翼按其航速自动按照符合气动特性要求——若航速控制前缘气囊BF与
下翼形气囊BF处于放气状态，和上翼形气囊BC独立处于充气状态，则此时机翼呈
水滴形状的前缘、大弯度翼型和15％±3％的厚度比，能在低速飞行时获得大升力；
若航速控制前缘气囊BC与下翼形气囊BC独立处于充气状态、上翼形气囊BF独立处
于放气状态，则此时机翼呈尖峰形状的前缘、高对称翼型和小厚度比在高速飞行时
小阻力的翼型可控形状变化。
为了实现上述目的和采用液压系统，按照上述方法设计的装置C是将伺服器中
的气体工质改换成液体工质，典型的做法是将气泵改换成油泵，将气管改换成上油
管CS和下油管CX，将原有的气囊分别改换成上液压缸S、下液压缸X，前缘气囊A
或前缘气囊B改换成前缘油缸C；当飞机停在地面上或甲板上时，前缘油缸CP、上
液压缸SP和下液压缸XP均处于排油状态，且令液压缸S和液压缸X收缩自己缸中
的活塞杆，令上弧面CP、下弧面CP均处于最小弯度的原状；航速转换成速控器输
出量控制油泵的运动状态，油泵通过上油管CS和下油管CX向前缘油缸CC、上液压
缸SC和下液压缸CC充油，充油的液压缸中的活塞杆将上弧面CS、下弧面CX顶到
翼型形状确保系统限定的位置。
为了实现上述目的和采用机械原理，按照上述方法设计的装置D是将伺服器中
的驱动部件直接由电动机D及机械传动装置取代气泵或取代油泵及它们的相关部件；
前缘气动特性变化量由前缘机械液压总成D控制；前缘机械液压总成D是由前缘伸
缩液压缸D为伸缩基干机构，且在其活塞杆外围套配环状油囊构成，动作方式是前
缘伸缩液压缸在排空油状态时，前缘伸缩液压缸的活塞杆是处于收缩位置上的，与
活塞杆的自由端端部固定连接的环状油囊却处于充油状态并随着活塞杆的自由端端
部向机翼内部收缩，在前缘伸缩液压缸活塞杆与其上的环状油囊共同作用下，能在
排油状态下保持翼型前缘的水滴形状；当前缘伸缩液压缸在充满油的状态时，环状
油囊却处于排油状态并随着活塞杆的自由端端部向机翼前方收缩，在前缘伸缩液压
缸活塞杆与其上的环状油囊共同作用下，能在排油状态下保持翼型前缘的尖峰形状；
对于翼形的上弧面D和下弧面D的变化量由带减速器的电动机D的转动经减速器减
速到合适的转速之后控制，由其输出轴固定连接传动杆D上的固定连接的主动齿轮
D驱动被动齿轮D，与被动齿轮D固定连接的旋臂D，旋臂D的自由端固定连接着支
撑滚轮D，旋臂D转动的角度将受到上支起限位D和下支起限位D限制，并且转动
到确定的角度时，支撑滚轮D将滚入保形器D的槽内，确保机翼的目标气动特性；
在机翼整体气动特性的变化控制上，是需要前缘机械液压总成D中的前缘伸缩液压
缸和环状油囊与带减速器的电动机D、传动杆D、主动齿轮D驱动被动齿轮D、被动
齿轮D、旋臂D、支撑滚轮D联动，旋臂DS上旋时与上支起限位D的联动，对应收
平状态的上弧面DS和撑起状态的上弧面DC；旋臂DX下旋时与下支起限位D的联动，
对应收平状态的下弧面DS和撑起状态的下弧面DC；旋臂D及其端部的支撑滚轮D
与保形器D的联合有序动作来确保机翼气动特性。
为了实现上述目的和采用机械原理，按照上述方法设计的装置E是带减速机E
的电动机E通过减速机E的输出轴，即穿套在千斤顶E的丝母E中的丝杆E之正反
转来控制千斤顶E的运动高度，千斤顶ES的运动高度控制着上弧面ES，千斤顶ES
的运动高度控制着下弧面EX的收平与撑起的状态，收平状态对应的上弧面E和下弧
面E，撑起状态对应的上弧面E和下弧面E；局部放大图中表示了后缘滚轮槽E的内
部技术特征，它由槽体、槽盖和可以在槽内滚动的、双轮的后缘滚轮，两个后缘滚
轮安装在滚轮轴的两边，在滚动轴的两端各安装一个端面滚珠，在两滚轮之间固定
连接一根向上方安装的连接杆，连接杆的另一端与机翼的后缘以及后缘压簧的延长
杆固定连接在一起。
为了实现上述目的，按照上述方法设计的装置F是，在速控机翼气动特性的基
础上，设计的速控单双翼的装置F是速控单多翼由速控机翼气动特性的本体机翼与
充气后形成完整的充气机翼以及本体机翼与充气机翼之间的连接装置所组成，本体
机翼的速控机翼气动特性相关的技术特征已经表述过了，现在单一表述速控充气式
多翼的技术特征是气囊机翼F的构造是由具有高强度轻质而柔软的材料按升力最大
的气动特性设计的翼型制成的机翼形状的气囊，气囊的上弧面部分和底部分别复合
进去一块曲面与本体机翼收平状态的上弧面的曲面一致的轻质材料制成的底板和顶
板，底板与顶板的区别是底板的材料强度要高而顶板的材料强度通过风洞试验确定
其强度与柔性，合适即可；在底板上复合与投放旋臂F的活动连接的通气连接环F，
投放旋臂F的与本体机翼内的安装座F活动连接，机翼形状的气囊从其各个通气连
接环F、投放旋臂F、支撑气压缸F和安装座F的中心穿过一根能耐受足够压力的气
管且与气泵连通，其中支撑气压缸F安装端固定连接在投放旋臂F的安装基板上，
支撑气压缸F的活塞杆端头活动连接于投放旋臂F中合适的力学合理位置上；与每
一根气管外面并列穿装一根收缩索，收缩索的一端固定安装在气囊机翼气囊上弧面
的内侧合适位置上，另一端绕在安装在本体机翼内的电动卷索机上，当处于放气状
态的气囊机翼FF因其气囊中无气而扁平且所有的收缩索被电动卷索机同步收紧而
牢牢地贴紧于处于放气状态的本体机翼上翼形气囊FF上弧面的外表面；气囊机翼
FF当放气状态后，紧贴于本体机翼上翼形气囊FF上弧面外表面的同时可向本体机
翼的下翼形气囊FC充气，下翼形气囊FC充气后使得放气状态的气囊机翼FF的外表
面与下翼形气囊FC的外表面构成扁平而对称，而获得小升力和小气阻的适合于高速
飞行的气动特性。
与当前所采用气动特性固定不变的机翼相比，推广应用本发明的方法与装置，
对国家、对社会和对战士的有益效果如下：
第一，降低离舰速度(降低离地速度)。针对现有歼击机气动特性，在航母上短
短的跑道上获得的滑行速度对应产生的升力小于起飞重量的现实，采取无弹射器助
推起飞的方式，且要求在带弹歼击机自身的发动机小油门小推力获得的升力所对应
的离舰速度是在弹射器助推起飞的方式所获得的升力所对应的离舰速度的二分之一，
即在弹射器助推起飞的方式，带弹歼击机离舰速度大约为75m/s左右时可获得的
12.5吨离舰升力，那么本发明技术要解决同样的飞机以自身发动机的小油门小推力
下获得不大于40m/s的离舰速度即可获得对于轻型歼击机产生12.5T左右，或对于
重型歼击机产生40T左右的离舰升力。
第二，能提高起飞的安全性。带弹歼击机起飞过程是一个充满危险因素的过程。
为了避免“壮士未出征身先死”的不幸事件的发生，除了必须提高歼击机自身机件
的可靠性之外，还必须提高飞机起飞作业的可靠性。提高歼击机自身机件的可靠性
是飞机设计单位与制造单位的任务；提高歼击机的起飞作业的可靠性的措施之一就
是要求尽量减少与歼击机起飞作业相关的硬件与软件不可靠因素的存在与意外出现。
起飞作业的可靠性是与歼击机起飞作业相关的每一个硬件与软件的可靠性的连乘。
多一个环节，多一个小于1的因子，即要降低起飞作业系统的可靠性。同理，少一
个环节，少一个小于1的因子，即可保持或提高起飞作业系统的可靠性。譬如，歼
击机必须依靠蒸汽弹射器起飞，那么蒸汽发生器的可靠性指数若是0.9，挂钩的可
靠性指数若也是0.9，那么蒸汽发生器与挂钩组成的涉及起飞的小系统之可靠性指
数为0.9×0.9＝0.81。如果在起飞作业系统中去掉蒸汽发生器与挂钩，则整个起飞
作业系统的可靠性指数的连乘中就没有这两项小于1的因子，即其可靠性不会下降
与蒸汽发生器与挂钩环节的19％.也就是说，减去蒸汽发生器与挂钩就意味着歼击机
起飞作业的可靠性提高了19％.这是一个非常可观可喜的安全保障的措施，尤其是在
战斗中谁也不能确保蒸汽发生器完全不会被敌方的炮弹击中。如果蒸汽发生器被敌
方的炮弹击中而无法工作，那么我方待起飞的歼击机一架也无法起飞了，机库里和
甲板上的飞机都成了敌方的靶机。那是非常惨烈的场面。
第三，实现飞机气动特性的可调。翼型的相对厚度在12％～18％范围的中间值15％
为最大理想升力目标值进行翼型变化范围的设计。令翼型的相对厚度在歼击机(现
有的相对厚度×0.9)～15％的变化范围中变化而满足在低航速下对于飞机安全飞行
的大升力之要求，还能满足在高航速下对于飞机安全飞行的小阻力之要求。
第四，节能。带油量是直接决定歼击机战斗半径的因素之一。带油量一定的情
况下，若在起飞过程中节能就意味着增加飞机的战斗半径。反之亦然。
第五，可为航母节省设备、能量和提高安全指数，以及为航母减轻非直接战斗
设备的载重量，转而增加直接战斗设备的载重量。
说明书附图说明
说明书附图是根据本发明装置的结构及其体现的工作原理之示意图，并非实际
施工的加工图和装配图。
附图1是充气A型速控翼型截面的主视图，它图示了机翼里安装的全部气囊均
为放气状态，图中虚线表示充气后上弧面与下弧面的形状。
附图2是充气A型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在低速飞行时，上柱
形气囊AC处于充气状态，以及前缘气囊AF和下柱形气囊AF处于放气状态，翼型呈
现上凸下凹的气动外形，图中虚线表示放气后上弧面的形状。
附图3是充气A型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在高速飞行时，下柱
形气囊AC处于充气状态，以及上柱形气囊AF和前缘气囊AF均处于放气状态，翼型
呈现上弧面与下弧面近似对称的气动外形，图中虚线表示放气后下弧面的形状。
附图4是充气B型速控翼型截面的主视图，它图示了机翼里安装的全部气囊均
为放气状态，图中翼型外表实线表示放气后上弧面与下弧面的形状。
附图5是充气B型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在低速飞行时，上翼
型气囊BC处于充气状态，以及前缘气囊BF和下翼型气囊BF处于放气状态，翼型呈
现上凸下凹的气动外形，图中虚线表示翼肋的形状。
附图6是充气B型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在高速飞行时，下翼
型气囊BC和前缘气囊BC处于充气状态，上翼型气囊BF处于放气状态，翼型呈现上
弧面与下弧面近似对称的气动外形，图中虚线表示翼肋的形状。
附图7是液压C型速控翼型截面的主视图，它图示了机翼里安装的全部液压缸
和油囊全部处于排油状态，图中翼型外表实线表示放气后上弧面与下弧面的形状，
虚线表示充油后上弧面与下弧面的形状。
附图8是液压C型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在低速飞行时，上液
压缸SC处于充油状态，前缘油囊CP和下液压缸XP处于排油状态，翼型呈现上凸下
凹的气动外形，图中虚线表示排油后上弧面的形状。
附图9是液压C型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在高速飞行时，上弧
面液压缸CP处于排油状态_前缘油囊CC和下弧面液压缸XC处于充油状态，图中实
线表示翼型呈现上弧面与下弧面近似对称的气动外形，图中虚线表示上弧面液压缸
CC充油后上弧面的形状。
附图10是旋臂D型速控翼型截面的主视图，它图示了旋臂D处于“0度”位置
上，上下弧面与前缘机顶均处于收平状态，图中翼型外表实线表示旋臂D处于“0
动作”位置上上弧面与下弧面的形状，虚线表示旋臂D处于“90度”位置上所对应
的上弧面的形状。
附图11是旋臂D型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在低速飞行时，旋臂
D处于“90度”位置上，上弧面处于撑起状态，下弧面处于收平状态，图中翼型外
表实线表示旋臂D处于“90度”位置上，上弧面的形状，虚线表示旋臂D处于“0
度”位置上所对应的上弧面的形状。前缘机械液压总成DS的剖面图图示了前缘液
压缸活塞杆1D2.1S处于收平状态而环状油囊(1D2.2C)处于充油状态的情景。
附图12是旋臂D型速控翼型截面的主视图，它图示了飞机在高速飞行时，旋臂
D处于“负30度”位置上，上弧面处于收平状态，下弧面处于撑起状态，图中翼型
外表实线表示旋臂D处于“负30度”位置上，下弧面的形状，虚线表示旋臂D处
于“90度”位置上所对应的上弧面的形状。前缘机械液压总成1.1DS的剖面图图示
了前缘液压缸活塞杆1D2.1C处于伸出状态而环状油囊(1D2.2P)处于排油状态的
情景。
附图13是从前缘向后缘看进去的千斤E型速控翼型主视图，图中只画出一套千
斤ES型速控翼型图，它图示了机翼翼展内窥结构。图中上下实线表示了收平状态
的上弧面和下弧面的最高位置，上下虚线则表示了撑起状态的上弧面和下弧面的最
高位置。放大图图示了后缘滚轮槽(17E)的内部结构。
附图14是充气F式速控单双翼截面的主视图，它图示了飞机在高速飞行时，放
气状态复翼收缩为单翼的情景。
附图15是充气F式速控单双翼截面的主视图，它图示了飞机在低速飞行时，充
气状态投放充气复翼为双翼的情景。
具体技术措施
措施一，现行的飞机机翼的翼型是不能变化的，翼型不变就等于机翼的气动特
性不变，机翼的气动特性不变就存在一个矛盾——飞机从零速度状态起飞需要在低
速运动的情况下获得大升力，而在高速飞行的情况下获得小阻力，这是一对令人纠
结的矛盾。本发明中采取以飞机航速来控制翼型的气动特性，即航速控制伺服器来
改变翼型的几何形状，进而控制机翼的气动特性。以达到低速飞行时采用大升力的
翼型、高速飞行时采用小阻力的翼型。翼型的气动特性之改变完全由航速来控制。
措施二，现行的飞机机翼面积的变化是靠襟翼的变化来实现的，本发明中采用
航速控制多翼的收缩与投放来改变机翼面积，从而达到以航速控制机翼面积满足飞
机对升力的需要。
具体讲，附图1至附图3从三个不同的运动状态描绘了在机翼内部合适的地方
安装电子速度控制器(14)，以下简称速控器(14)，速控器(14)的控制信号输入
端与飞机的空速管的输出端连接起来，速控器(14)将空速管输出的电平处理之后，
通过它的输出端与气泵(13)的电气开关联接，即可实现由飞机的航速来控制气泵
(13)的运行状态——供气与排气；由气泵(13)、气管(10)、上柱形气囊A(8A)、
下柱形气囊A(9A)和前缘气囊A构成气动系统，受飞机航速控制的速控器(14)、
气泵(13)、上柱形气囊A(8A)、下柱形气囊A(9A)均安装在机翼内弦线附近的安
装基板上，其中上柱形气囊A(8A)的作用面向上方的，放气状态的上柱形气囊AF
(8AF)控制翼型的上弧面AF(2AF)，充气状态的上柱形气囊AC(8.1AC)控制翼型
的上弧面AC(2.1AC)；下柱形气囊A(9A)的作用面向下方的，放气状态的下柱形
气囊AF(9AF)控制翼型的下弧面AF(3AF)，充气状态的下柱形气囊AC(9.1AC)
控制翼型的下弧面AC(3.1AC)；前缘气囊A的作用面向前方的，放气状态的前缘气
囊AF(1AF)控制前缘为基本翼型的前缘，充气状态的前缘气囊AC(1.1AC)，可令
机翼前缘几何形状能在水滴形状与尖峰形状之间转换；机翼的气动特性就是通过气
泵(13)受到飞机空速管所提供的航速变量而改变运行状态——向上柱形气囊A(8A)、
下柱形气囊A(9A)和前缘气囊A的供气与排气来实现改变的；此外，还装有由拉簧
(4)、限定索(5)、固定环(6)和保形器(7)构成的翼型保形系统，其中限定索(5)
是根据气动特征对应翼型形状之要求确定其长度的，并取限定索(5)中部合适的位置固
定连接在安装基板上且形成上下两个自由端，向上的自由端从圆柱形的拉簧(4)中间
穿过，与上弧面A(2A)上的固定环(6)连接，向下的自由端从圆柱形的拉簧(4)中间
穿过，与下弧面A(3A)上的固定环(6)连接；因本专利技术特征不在襟翼中体现，故在
后缘部位没有绘出襟翼；当气泵(13)向上柱形气囊A(8A)和下柱形气囊A(9A)充
气前，上弧面AF(2AF)和下弧面AF(3AF)均处放气状态，对应的上蒙皮和下蒙皮在上
下蒙皮后缘复位器(15)的作用下分别独自复位，当气泵(13)向上柱形气囊A(8A)
和下柱形气囊A(9A)充气后，上弧面AC(2.1AC)和下弧面AC(3.1AC)均受挤压而形
变，对应的上蒙皮和下蒙皮随之按翼型保形系统确定的运动轨迹形成充气状态下的翼型之
后，对应的上蒙皮和下蒙皮后缘部分均要向前缘方向移动，从而它们后缘上固定连接的后
缘滚轮(18)在后缘滚轮槽(17)内滚动而压迫后缘压簧(16)，因为后缘压簧(16)的
一端置于后缘滚轮槽(17)内的压紧端，后缘压簧(16)的另一端固接一段延长杆之后与
上蒙皮的后缘边上合适的地点固定连接，且在上蒙皮的后缘边对应的位置上固定连接一个
后缘滚轮(18)，后缘滚轮(18)置于后缘滚轮槽(17)中，可随着上蒙皮后缘边的来回
平移运动在后缘滚轮槽(17)内来回滚动，下蒙皮的后缘边运动结构与运动方式与上蒙皮
的一样，故不重复画出；后缘滚轮槽(17)内的后缘滚轮(18)滚动方向与翼型的中弧线
方向一致地安装在机翼的后缘(19)内，上蒙皮和下蒙皮均可分别独立地紧挨在后缘滚轮
槽(17)的上表面和下表面滑动；上柱形气囊A(8A)、下柱形气囊A(9A)和前缘气囊A
均可以分别独立充放气，独立完成机翼上方的翼型气动特性的改变，也可以独立完成机翼
下方的翼型气动特性的改变，还可以独立完成机翼前缘的翼型气动特性的改变。
附图4至附图6从三个不同的运动状态描绘了不以承担空中格斗任务为目的的
飞机用上翼形气囊B、下翼形气囊B和前缘气囊B分别对应地取代上柱形气囊A(8A)、
下柱形气囊A(9A)和前缘气囊A；前缘气囊A与前缘气囊B之间没有结构上的实质差
别而功能是相同的，放气状态的前缘气囊BF(1BF)造成前缘蒙皮呈水滴样流线型
外形，充气状态的前缘气囊BC(1.1BC)造成前缘蒙皮呈尖峰样流线型外形，但是上
柱形气囊A(8A)和下柱形气囊A(9A)与上翼形气囊B和下翼形气囊B对应相似但相
异，相似的是它们遵循同一种流体力学理论和气动规律并在不同结构的装置里形成
充放气体时均能改变翼型的相同功能且将不同结构的装置关联在同一个总的发明构
思之中，相异的是上柱形气囊A(8A)和下柱形气囊A(9A)的气囊呈柱形，上翼形气
囊B和下翼形气囊B的气囊呈翼形；上翼形气囊B和下翼形气囊B在放气状态下呈薄
薄的扁平形状，上翼形气囊BF(20BF)紧贴在上蒙皮内侧，下翼形气囊BF(21BF)
紧贴在下蒙皮的内侧，在充满气体的状态下，上翼形气囊BC(20.1BC)挤压上蒙皮
使得上弧面BC(2.1BC)发生变化和下翼形气囊BC(21.1BC)挤压下蒙皮使得下弧
面BC(3.1BC)发生变化，充气后外观呈尖峰形状的前缘气囊BC(1.1BC)以及被放
气后呈水滴形状的前缘气囊BF(1BF)，且使得整个飞机机翼按其航速自动按照符合
气动特征要求——若航速控制前缘气囊BF(1BF)与下翼形气囊BF(21BF)处于放
气状态，和上翼形气囊BC(20.1BC)独立处于充气状态，则此时机翼呈水滴形状的
前缘、大弯度翼型和15％±3％的厚度比，能在低速飞行时获得大升力；若航速控制
前缘气囊BC(1.1BC)与下翼形气囊BC(21.1BC)独立处于充气状态、上翼形气囊
BF(20BF)独立处于放气状态，则此时机翼呈尖峰形状的前缘、高对称翼型和小厚
度比在高速飞行时小阻力的翼型可控形状变化。
附图7至附图9从三个不同的运动状态描绘了采用液压系统制成的伺服器是将
其气体工质改换成液体工质，典型的做法是将气泵(13)改换成油泵(11)，将气管
(10)改换成上油管CS(12.1CS)和下油管CX(12.2cX)，将原有的气囊分别改换
成上液压缸S(12S)、下液压缸X(12X)，前缘气囊A(1A)或前缘气囊B(1B)改
换成前缘油缸C；当飞机停在地面上或甲板上时，前缘油缸CP(1CP)、上液压缸SP
(12SP)和下液压缸XP(12XP)均处于排油状态，且令液压缸S(12S)和液压缸X
(12X)收缩自己缸中的活塞杆，令上弧面CP(2CP)、下弧面CP(3CP)均处于最小
弯度的原状；航速转换成速控器(14)输出量控制油泵(11)的运动状态，油泵(11)
通过上油管CS(12.1CS)和下油管CX(12.2CX)向前缘油缸CC(1.1CC)、上液压
缸SC(12SC)和下液压缸CC(12CC)充油，充油的液压缸中的活塞杆将上弧面CS
(2.1CS)、下弧面CX(3.1CX)顶到翼型形状确保系统限定的位置。
附图10至附图12从三个不同的运动状态描绘了将伺服器中的驱动部件直接由
电动机D(22D)及机械传动装置取代气泵(13)或取代油泵(11)及它们的相关部
件；前缘气动特征变化量由前缘机械液压总成D(1D)控制；前缘机械液压总成D
(1D)是由前缘伸缩液压缸(1D2.1)为伸缩基干机构，且在其活塞杆外围套配环状
油囊(1D2.2)构成，动作方式是前缘伸缩液压缸(1D2.1P)在排空油状态时，前缘
伸缩液压缸(1D2.1S)的活塞杆是处于收缩位置上的，与活塞杆的自由端端部固定
连接的环状油囊(1D2.2C)却处于充油状态并随着活塞杆的自由端端部向机翼内部
收缩，在前缘伸缩液压缸(1D2.1P)活塞杆与其上的环状油囊(1D2.2C)共同作用
下，能在排油状态下保持翼型前缘的水滴形状；当前缘伸缩液压缸(1D2.1C)在充
满油的状态时，环状油囊(1D2.2P)却处于排油状态并随着活塞杆的自由端端部向
机翼前方收缩，在前缘伸缩液压缸(1D2.1C)活塞杆与其上的环状油囊(1D2.2P)
共同作用下，能在排油状态下保持翼型前缘的尖峰形状；对于翼形的上弧面D和下
弧面D的变化量由带减速器的电动机D(22D)的转动经减速器减速到合适的转速之
后控制，由其输出轴固定连接传动杆D(23D)上的固定连接的主动齿轮D(24D)驱
动被动齿轮D(25D)，与被动齿轮D(25D)固定连接的旋臂D(26D)，旋臂D(26D)
的自由端固定连接着支撑滚轮D(27D)，旋臂D(26D)转动的角度将受到上支起限
位D(28D)和下支起限位D(29D)限制，并且转动到确定的角度时，支撑滚轮D(27D)
将滚入保形器D(7D)的槽内，确保机翼的目标气动特性；在机翼整体气动特性的
变化控制上，是需要前缘机械液压总成D(1D)中的前缘伸缩液压缸(1D2.1)和环
状油囊(1D2.2)与带减速器的电动机D(22D)、传动杆D(23D)、主动齿轮D(24D)
驱动被动齿轮D(25D)、被动齿轮D(25D)、旋臂D(26D)、支撑滚轮D(27D)联动，
旋臂DS(26DS)上旋时与上支起限位D(28D)的联动，对应收平状态的上弧面DS
(2DS)和撑起状态的上弧面DC(2.1DC)；旋臂DX(26DX)下旋时与下支起限位D
(29D)的联动，对应收平状态的下弧面DS(3DS)和撑起状态的下弧面DC(3.1DC)；
旋臂D(26D)及其端部的支撑滚轮D(27D)与保形器D(7D)的联合有序动作来确
保机翼气动特性。
附图13描绘了带减速机E(30E)的电动机E(30)通过减速机E(30E)的输
出轴，即穿套在千斤顶E(31E)的丝母E(32E)中的丝杆E(33E)之正反转来控
制千斤顶E(31E)的运动高度，千斤顶ES(31ES)的运动高度控制着上弧面ES(2ES)，
千斤顶ES的运动高度控制着下弧面EX(3EX)的收平与撑起的状态，收平状态对应
的上弧面E(2E)和下弧面E(3E)，撑起状态对应的上弧面E(2.1E)和下弧面E
(3.1E)；局部放大图中表示了后缘滚轮槽E(17E)的内部技术特征，它由槽体(17.1)、
槽盖(17.2)和可以在槽内滚动的、双轮的后缘滚轮(18)，两个后缘滚轮(18)安
装在滚轮轴(18.3)的两边，在滚动轴(18.3)的两端各安装一个端面滚珠(18.2)，
在两滚轮之间固定连接一根向上方安装的连接杆(18.1)，连接杆(18.1)的另一端
与机翼的后缘以及后缘压簧(16)的延长杆固定连接在一起。
附图14至附图15从两个不同的运动状态描绘了速控单多翼由速控机翼气动特
征的本体机翼与充气后形成完整的充气机翼以及本体机翼与充气机翼之间的连接装
置所组成，本体机翼的速控机翼气动特征相关的技术特征已经表述过了，现在单一
表述速控充气式多翼的技术特征是气囊机翼F的构造是由具有高强度轻质而柔软的
材料按升力最大的气动特征设计的翼型制成的机翼形状的气囊，气囊的上弧面部分
和底部分别复合进去一块曲面与本体机翼收平状态的上弧面的曲面一致的轻质材料
制成的底板和顶板，底板与顶板的区别是底板的材料强度要高而顶板的材料强度通
过风洞试验确定其强度与柔性，合适即可；在底板上复合与投放旋臂F(41F)的活
动连接的通气连接环F(43F)，投放旋臂F(41F)的与本体机翼内的安装座F(44F)
活动连接，机翼形状的气囊从其各个通气连接环F(43F)、投放旋臂F(41F)、支撑
气压缸F(42F)和安装座F(44F)的中心穿过一根能耐受足够压力的气管且与气泵
(13)连通，其中支撑气压缸F(42F)安装端固定连接在投放旋臂F(41F)的安装
基板上，支撑气压缸F(42F)的活塞杆端头活动连接于投放旋臂F(41F)中合适的
力学合理位置上；与每一根气管外面并列穿装一根收缩索，收缩索的一端固定安装
在气囊机翼气囊上弧面的内侧合适位置上，另一端绕在安装在本体机翼内的电动卷
索机上，当处于放气状态的气囊机翼FF(40FF)因其气囊中无气而扁平且所有的收
缩索被电动卷索机同步收紧而牢牢地贴紧于处于放气状态的本体机翼上翼形气囊FF
(20FF)上弧面的外表面；气囊机翼FF(40FF)当放气状态后，紧贴于本体机翼上
翼形气囊FF(20FF)上弧面外表面的同时可向本体机翼的下翼形气囊FC(21FC)充
气，下翼形气囊FC(21FC)充气后使得放气状态的气囊机翼FF(40FF)的外表面与
下翼形气囊FC(21FC)的外表面构成扁平而对称，而获得小升力和小气阻的适合于
高速飞行的气动特性。
本发明的主要原理
本发明专利技术就是伯努利原理与相关的机械原理和电气原理以及电子计算机
技术的综合运用。
本发明的主要功能
本发明针对于飞机低速飞行的过程中能产生大升力的功能，也能在高速飞行的
过程中获得小阻力的功能。
当本发明获权后，针对现实中一些具体的飞行要求，全部或部分采用本发明中
的方法或采用本机器中的某一部分工艺环节或部件都需要与专利权人办理许可手续。