概況
隨著現代飛機飛行速度的不斷提高，飛機結構重量及剛度的不斷降低，舒適性、燃油經濟性要求的不斷提高，飛機的氣動彈性問題在飛機設計中的地位也就越來越突出。在高性能控制系統的支持下，如果能充分利用柔性飛機的氣動彈性效應，就可能使飛機具有很好的飛行性能，更好地滿足現代飛機性能的要求。隨著主動控制技術在航空技術領域的不斷進步，人們逐步意識到結構的柔性在主動控制技術的支持下，可以發揮更大的潛力。作為飛機主要結構部件，機翼的柔性變形對飛機氣動載荷分布的影響最為顯著和重要。
在機翼設計中將飛行性能、推進技術、結構、材料、氣動力和飛行控制系統等多種學科集成起來，綜合考慮飛機的飛行控制系統、結構柔性、空氣動力的相互耦合因素，這種設計思想就是最近二十多年，國際上航空技術專家們致力發展的一種全新的飛機設計思想即自適應機翼技術。這種新概念機翼能隨馬赫數、迎角、大氣擾動以及機動飛行等飛行條件的改變而自動改變機翼的形狀，從而達到提高飛機飛行性能、燃油經濟性等綜合性能的要求。各國航空專家們均認為此技術的成功必將引起未來飛機設計工作的徹底改變。
任務自適應機翼產生背景
傳統機翼的設計方法是在某一特定的飛行狀態(比如巡航狀態)下首先最佳化出機翼的形狀，然後再找到可以達到這一形狀要求的機構，從而進行機翼的設計工作。這種兩步設計方法只能確保幾個重要的設計點的性能，其他設計點的性能只能進行折中處理。這種折中方法設計的機翼只能在某一特定的飛行狀態(比如，巡航狀態、起飛狀態、著陸狀態等)下性能最優，而飛機的飛行狀態是不斷變化的，這必然使得飛機的性能不能很好地發揮出來。但由於技術的限制，這種機翼設計方法仍然是現在機翼設計的主要方法。
隨著人們對飛機的機動性、乘坐舒適性、燃油經濟性要求的提高，傳統設計方法的缺點越來越明顯，特別是對於一些特殊用途的飛機(譬如，戰鬥機、巡邏機)其缺點更加突出。儘管使用傳動機構控制襟翼的角度變化也能達到提高升力的作用，但是這種變化僅存在於局部範圍內，而且機翼的形狀變化是不連續的，從而造成了機翼表面氣流的提前分離，嚴重影響了飛機的表面氣流特性。此外，複雜的鏈桿機構使得飛機產生設計質量增加、操縱性和機動性不很理想以及升阻比小等一系列問題，而且鉸鏈結構還易疲勞、壽命相對較短。在這種情況下，迫切要求一種可以不使用舵面，直接依靠機翼變形來改變空氣動力特性，在各種飛行狀態下均能使飛機最優飛行的機翼設計方法，任務自適應機翼就是在這一要求的推動下提出的。
任務自適應機翼是飛行中採用偏轉操縱面原理的繼續發展，能隨馬赫數、迎角、大氣擾動和機動飛行等飛行條件的改變而自動通過機翼內部的聯動裝置連續偏轉其可動構件從而改變機翼形狀，並採用智慧型蒙皮組件以保持翼面變化的光滑連續性。
眾所周知，飛機亞音速飛行時需要帶彎度的機翼中弧面以提高升阻比；而超音速飛行時，則需要非彎中弧面使阻力下降。使用傳統設計方法根本無法滿足這一矛盾的要求，而自適應機翼可以很好地解決這一矛盾，並且還能夠通過同步非對稱偏轉外翼前段和後段的活動組件改善大迎角橫向操縱性，同步操縱機翼彎度和水平尾翼的偏度直接控制升力，增大內端機翼彎度降低大過載飛行時的彎矩，隨外界擾動變化偏轉分段襟翼降低在不平靜大氣中飛行時的載荷。連續變化的機翼表面及操縱面大大降低了雷達反射面，全面提高了飛機的各項性能。
基本原理
任務自適應機翼的核心，是設計一個可以隨各種飛行任務的變化，自動變換其撓曲度的機翼。這種機翼用數字式計算機和高速動作筒進行控制和操縱，能完美地回響飛行控制指令。任務自適應機翼一般是在跨音速飛機機翼的基礎上製造的。前緣沿全翼展為一體，後緣分為大小相同的3段；上板隨機翼曲度的變化而彎曲，下板則彼此重疊滑動。撓性前緣和後緣有一套包括拉桿、樞軸和搖臂的聯桿結構。動作筒通過聯桿機構，使內外側後緣分別以30°/秒和40°/秒的速率進行轉動。前緣偏轉相當慢，大致為15°/秒。整個機翼用玻璃纖維複合材料製成，使之具有良好的撓性，疲勞壽命比鋼大6倍，裂紋擴展也較低，具有較好的可修理性。此外，整個機翼是密封的，可防止內部機構受到污染，減少維修工作量。
任務自適應機翼在計算機控制下，能根據任務的要求，自動對機翼的各個曲度狀態進行旋轉。使機翼始終處於最佳工作狀態。如巡航時，機翼的巡航曲度使阻力減小到最小；機動時，機翼的機動曲度使升阻比達到最大；最大載荷時，最大載荷曲度使升力達到最大；滾轉時，滾轉曲度使兩翼升力出現差異，產生滾轉力矩等。所有的這些曲度狀態的選擇和轉化，都是由計算機根據預先設計好的程式和對情況作出判斷後進行的，無須飛行員過問。因此，它不僅減輕了飛行員的工作負擔，更主要是能夠最佳地發揮飛機的飛行性能，去完成各種飛行任務。
