簡介
由於飛行器的舵面如機翼上的舵面副翼、襟翼與主機翼之間存在縫隙，影響舵面的效率，因此產生一種自適應機翼的概念，它是通過在飛行中改變飛機機翼的幾何構型或用流動控制方法來調整翼面上的流動和氣動力載荷，使氣動力在整個飛行包線中每個飛行狀態都接近最佳狀態，從而達到提高飛行性能和減輕結構重量的目的。它不再是傳統意義上的舵面，因而也沒有縫隙，沒有鉸鏈力矩，是今後發展的方向。
國外研究情況
改變機翼幾何外形的技術包括改變機翼後掠角和翼剖面彎度，通過柔性機翼來實現，主要目的是為滿足第四代戰鬥機在亞聲速和超聲速飛行狀態下均具有高機動能力的需求，綜合可變後掠角和變彎度技術形成了任務適應性機翼概念。數字式飛控系統可根據不同的飛行狀態和飛行任務連續地改變機翼後掠角和彎度，以產生不同飛行狀態下的最小阻力和最佳升阻比，這種機翼不僅具有優良的巡航性能，還能承受更高的機動載荷和減輕陣風引起的振動，美國從1985年到1988年進行了59次飛行，試飛數據顯示飛行阻力減少7%~20%。
NASA目前正在開展主動氣動彈性機翼(AAW)的研究，這種機翼的副翼和前緣襟翼不像傳統的舵面，它的彎曲變形是靠機翼波連續變形引起，因而不產生縫隙影響，也就沒有傳統的舵面、舵軸。它的控制面由數字式飛控系統操縱，從氣動上誘導機翼發生扭曲，以進行跨聲速和超聲速滾轉控制。2003年5月一架經過改裝的F/A-18A完成了AAW的第一階段總計50次飛行，並將繼續進行飛行試驗。
控制結構
自適應機翼的結構控制是將探測元件、驅動元件和微處理控制系統與基體材料相融合，形成具有識別、分析、判斷、動作等功能的一種結構。用智慧型材料結構製成的自適應機翼，能實時感知外界環境的變化，並能驅動機翼彎曲、扭轉，從而改變翼型和迎角，以獲得最佳氣動特性，降低機翼阻力係數，延長機翼的疲勞壽命。美國國防部和NASA也在研究形狀自適應結構和空氣動力載荷控制，內容包括彎曲翼片、彎曲造型、控制面造型和可變剛性結構。該計畫的最終目標是掌握如何利用機翼扭轉進行跨聲速和超聲速滾轉控制，將整個機翼作為一個控制面來使用，如果計畫成功，未來高速飛機有可能無需飛機尾部的水平控制面。
AAW在概念上與萊特兄弟開發的“機翼翹面”控制系統相似，但AAW採用了副翼和前緣襟翼等傳統控制面，從氣動上誘導機翼發生扭曲，機翼採用了一種用來提高滾動控制和跨超聲速飛行能力的柔性機翼，在機翼上增裝了作動器、開裂前緣襟翼和可使機翼外段上翹5°的薄壁蒙皮。NASA認為主動氣動彈性機翼計畫是其“變形”飛機計畫的第一步，柔性機翼所套用的靈敏材料技術、主動流動控制技術和其他新興技術都是21世紀航空航天飛行器的關鍵技術。
主要功能
自適應機翼的主要功能有：
1.直接升力控制。自適應機翼通過改變機翼表面彎度而不需改變機翼迎角，就能使飛機的升力發生變化，因此，可使飛機在不改變姿態的情況下，改變飛行高度。
2.巡航彎度控制。通過精確地調整翼型，使飛機獲得最大升阻比，從而提高航程。
3.機動載荷控制。機動飛行時，通過機翼內外段彎度控制，使機翼內段彎度大於外側彎度，從而降低機翼彎矩。這樣，一定強度的機翼結構，就可承受更大過載，使殲擊機具有良好的機動性能，而相對於一定的機動過載而言，則可以減輕機翼的結構重量。
4.減緩陣風載荷。在遇到向上陣風時，變彎度機翼外側翼段彎度自動減小，從而減小陣風引起的附加升力，減小低空飛行時的顛簸，同時亦可提高飛機的疲勞壽命。
5.橫滾控制。通過左右機翼彎度控制，代替左右副翼偏轉造成左右升力不同而進行橫滾控制。例如，左翼彎度比右翼大，則左翼升力大於右翼，飛機右滾。
前期技術
F-5E機動襟翼的位置 自適應機翼將在下一代先進技術戰鬥機上得到套用。有的資料指出，套用自適應機翼可使飛機總重下降10%，航程增大15%，升限提高25%，可用過載提高20%。自適應機翼的前期技術為空戰襟翼，或稱機動襟翼，該技術目前已在戰鬥機上得到套用。機動襟翼通常由前緣機動襟翼和後緣襟翼兩部分組成：該襟翼與普通襟翼最大的區別在於，它不僅僅是在飛機起飛著陸時使用，還能根據飛行狀態(飛行Ma和迎角)自動偏轉，以F-5E為例，在起飛和降落時，前襟下偏24°，後襟下偏20°；中速機動時，前襟下偏24°，後襟下偏8°；超聲速時前後襟都處於0°狀態(右圖)。隨著主動控制技術的提高，F-14和F-16等飛機上的機動襟翼，已做到可根據Ma和迎角自動連續調節。
機動襟翼的基本原理同變彎度技術相同，亦即利用機動襟翼，改變機翼的彎度，改善機翼表面的氣流特性，延緩氣流分離，從而提高升阻比，增大最大升力係數，因而可提高可用過載，增大航程和升限。
