本发明涉及的一种带高效超短距滑行或垂直起降飞机装置的平台式喷气跑道，属于航空交通、通讯与机械电子人工智能产品结构的技术领域，具体说属于专门供航空器,简称：
(飞机起降器)起飞和着陆的平面机械装置结构的技术领域。
具体说是航母甲板超短距离起降平台智慧交通跑道，民航机场超短距离起降平台智慧交通跑道，陆基或水面可移动式气囊平台式超短距起降跑道、直升机垂直起降气体喷射起降平台、鹞式机垂直起降气体垂直喷射起降平台；可延伸发展至各省城、县、各边防哨所超短距起降平台跑道；辖区至县、乡村家庭、大、中、小型飞机或无人机超短距起降平台智慧交通跑道；超市、物流区超短距起降平台智慧交通跑道；旅游区超短距起降平台智慧交通跑道；各沙漠、高山、山区超短距起降平台智慧交通跑道；可隐藏式山洞移动式超短起降平台智慧交通跑道或海岛、水面、山洞、沼泽地、丛林地带、伸缩气囊移动式超短距起降平台智慧交通跑道；海岛超短距起降平台智慧交通跑道；岛礁超短距起降平台智慧交通跑道；石油平台超短距起降平台智慧交通跑道；人造浮岛上超短距起降平台智慧交通跑道；各边防哨所物流业配送各种物资的 5-150吨机翼式无人机或无人直升机、由压缩空气气体喷射出的气体层流可安全助推起飞或助托降落，以及不会受雨雾、冰雪、霜冻、地理面积小等环境所限制的寒带-低温在零下60度、热带-高温在零上80度地区或山寨，尤其在海上航母、舰船、水陆平台、青藏寒带高原机场上的各种机翼无人机喷气式超短距起降平台智慧交通跑道；对无人直升机垂直起降喷气平台的应用具有安全、快捷、经济性起降的重大意义。
本发明主要采用：压缩空气在超短距离固定式、或可移动式的以上两种喷射气体层流起降平台智慧交通跑道，该喷气跑道可喷射出对各种飞行器在起降时大小所需的气体层流力学作用力技术，对于静态曲面与平面上的力学问题，该技术的特殊性在于对各种高速运动的飞行器整体的应用效果上具有实质的改变，其主要应用原理如下：采用由压缩空气作为喷气跑道的核心动力能源，将喷气跑道各区域的喷气口逆向起降飞机喷射出气体层流，该气体层流形成了对机翼式飞机的气体悬托式助推起降、对各种鹞式垂直起降飞机喷射气体层流同样形成喷射气体层流的悬托式助推起降、对直升机起降飞机垂直喷射气体层流悬托式助推起降的力学作用力技术，它是压缩空气气体喷射空气动力学、压缩空气气体喷射流体力学、压缩空气喷射气体层流对助推悬托式起降飞机或悬停在气场中滞后式快速加速到自然飞行速度的飞机，这就是喷射气体空气动力学、喷射气体层流助推悬托飞机安全、快速滞后起飞喷射气体空气动力学、喷射气体膜级层流助推悬托飞机安全快速滞后拦阻降落喷射气体空气动力学、含各种比例干湿度喷射气体空气动力学、喷射气体层流助推各种飞行器或悬托物体空气力学、悬浮喷射气体空气动力学、含不同湿度的空气对物体粘性喷射气体流体力学，是喷气跑道缩短的主要空气动力学的理论依托，同时它也是托里拆利定理流体力学在航空领域里的各项新学科的再现。

自1903年飞机岀现以来，各国在民航和军事上的应用越来越广泛。各国不断加强对民航以及军用陆基机场、航母甲板等各种飞机起降超短距离跑道的研究与探索。然而，现有民航与军用陆基机场跑道太长、建造成本高、机场维护费用大、起降费用高；而且有些地区因地理环境影响气温在正负0-60度高低限制等因素，并且飞机在起降时常受到外界环境风向的影响。所以，目前的常规标准机场跑道一般都是由多条南北向与多条东西向可供机翼式飞机滑行起降时选择风向，而建成约为正方形的多条南北向与东西向的机场起降跑道。
目前，按国际标准要求的陆基机场都约为方形的整体面积，常规式机场跑道长度均为
3000-4500米，可兼容起降各种0.5-300吨重的中型飞机。如起降400-500吨重的大型飞机，需在6000-7000米长度以上的正方形的常规机场跑道上起降。因此，飞机起降跑道超长的问题长期难以得到突破。按国际和各国家的常规标准，机场跑道因受起降风向的影响一般都是建成正方形的。省级机场跑道一般都是4500-5000米长，国际航班机场跑道一般都是
7000-8000米长不等的正方形机场。
目前，世界各常规机场飞机在天气正常起降时，军用机需要滑跑至少在400-500米，民航机滑跑至少需要1200-1500米，随着交通业的发展我国通用航空公司所用0.5-1.5吨重量的小型无人机滑跑至少需要 200-250米，机场跑道一般需要建成2000-2600米长、宽约30-
40米不等。5-15吨重量的小型无人机滑跑至少需要450-650米，机场跑道一般需要建成
3000-3500米长、宽约45-60米不等。当跑道道面上有微量冰雪霜冻时，对所需起降的各种机型飞机在原起降滑跑跑道的长度上，至少需增加30％机轮在原起降跑道长度上的打滑系数，机轮才可脱离地面起飞或止动降落；飞机起飞滑跑长且耗油量大，飞机在起降时滑行距离长，机轮不能快速脱离地面起飞或着陆止动而造成机轮在跑道上的高速摩擦，使机轮损耗严重。
目前，现有机场跑道自身都没有针对飞机在起飞时，对起飞飞机在跑道上整体惯性力矩的安全快速的控制功能，更没有对起飞飞机在跑道上的整体惯性力矩，采用柔性的逆向喷射助推悬托气体，辅助起飞飞机快速脱离地面在助推悬托气场中滞后式加速爬升，快速实现在气场中悬托着滞后式加速到安全起飞速度。现有机场跑道自身都没有针对下降飞机在降落时，对下降飞机在跑道上整体惯性力矩的安全控制功能，更没有针对下降飞机在跑道上的整体惯性力矩，采用跑道上由柔性的逆向喷射气体设定的膜级层流夹，辅助下降飞机安全的在柔性的悬托气场中滞后式快速安全减速、实现对下降飞机缓冲式的逆向喷射气体膜级层流夹来悬托着安全拦阻降落。而现有机场跑道自身都缺乏对起降飞机整体惯性力矩的智能安全快速控制功能，这一直是世界各国常规机场跑道无法控制飞机起降，同时也就无法缩短跑道的主要原因。
由于现有机场跑道上一直就没设有本发明气体喷射悬托式辅助起降飞机的功能，所以飞机在降落时，对飞机减振器的损耗都非常严重；同时，因跑道太长，而造成对机轮在跑道上高速的严重摩损；更无法保证对下降飞机在起落架打不开时、飞机无法安全降落等难以解决的严重问题；同时，缩短了对飞机整体的使用寿命；航母甲板跑道短飞机起降很不安全、民航与军用陆基机场在建设时成本高；加之，飞机起降时，经常因受外界风向的影响，因此，机场都建成方形，占地面积非常大。尤其在雨雾、冰雪、霜冻的天气时，机场地面滑而不能起降，这已成为世界航空运输业百年以来无法克服的一大难题。
由于现有民航与军用陆基机场建造成本高且占地面积大，在很多省城至县、辖区至县、各边防哨所、各物流区、各旅游区、各高山、山区、盆地、各山寨、海岛、岛礁、石油平台、人造浮岛上，或可移动式机场跑道都无法实现承载0.5-50吨重量的飞行器；民航小型无人机是未来各通用航空物流交通运输业发展的主要方向，是未来陆运和高铁永远也达不到的省钱、快捷、安全实用的效果。小型客机或物流运输机都在起降机场的建设上始终用高造价、高耗费实现。要从民航与军用陆基机场至今不具备短距离起降跑道的方式上，选择和打造一种不因受机场占地面积有局限限制的超短型安全起降的机场跑道，未来超短距机场跑道实现飞机的安全起降已迫在眉睫。
为了进一步解决各种机翼式无人机更佳安全的起降和起降成本的降低，使航空领域界各通航公司无人机运输产业的快速发展，该发明采用了大自然取之不尽、用之不竭的压缩空气作为辅助推动起降飞机为核心的喷射气体层流的动力能源，可100％的实现了在超短距离上可安全助推起降飞机的一种超短距离的小型喷气跑道,该跑道通过增减喷射气体压力与流量可兼容起降各种大中小型飞机的跑道载体，喷气跑道的长度分别设置为30-100米、50-100米、150-200米、300-500米、600-800米、900-1100米、1200-1500米的各条超短距离(由压缩空气喷射出高压气体层流，作为辅助推动起降飞机安全动力能源的补重受力保障) 喷气式跑道，该跑道能分别安全的将0.5-50吨无人机、0.5-100吨、0.5-200吨、0.5-300吨、0.5-500 吨、0.5-1000吨乃至0.5-3000吨重量、大中小型号不等的各种不同机翼式滑跃飞机可安全快速助推起降，该喷气跑道长度是目前世界原常规机场跑道起降同等飞机跑道的1/5或1/6或1/7或1/8或1/9或1/10 的长度，该喷气机场跑道的宽度与原常规机场跑道的宽度不变。根据需要也可以按各种飞机机型的大小机翼整体宽度设定，也可设定各种大小飞机相兼容宽度的跑道，该喷气跑道其最大优点就是能在小跑道上按比例增加喷射气体压力与气体的流速就可助推起降各种大型飞机。该喷气式跑道彻底解决了以前没有实现的省城至县、辖区至县，各物流区、各高山、山区、盆地、可隐藏式山洞内、海岛、岛礁、边防哨所石油平台、人造浮岛上，大、中、小型飞机可抵镇、乡、村、寨、使之交通便利，以及在超短距离的起降跑道或可移动式起降跑道上的安全问题。在50-100米长、150-200米长的超短距离的喷气跑道上，可实现 0.5-300吨重量的大、中、小型飞机民航机场启用的可能性。
随着科学技术的发展，航母已成为世界各国军事研究的热点。因航母甲板跑道起降短，还有多项关键核心技术需要突破。多年以来，因航母跑道短，而不能实现对舰载机在起降时跑道自身不具备对起降飞机的主动安全惯性力矩的控制，这是造成舰载机不能安全起降的主要原因之一。因此，各航母国的设计专家们研究了多年，最终认为，航母舰载机只有强制性的弹射起飞才是最为先进的，为此各航母国都投入了大量的人力和经济。然而，采用弹射起飞舰载机事实上并非如此理想，它只是比滑跃式起飞稍快些而已。而且，弹射起飞的安全系数仍然是比较低的，弹射起飞一旦发生事故，一般都是在瞬间内突然发生，而每次弹射起飞所发生的事故都是无法挽救的重大事故，同时，将各航母国舰载机的起降方式带入到非强制弹射起飞与非强制拦阻索拦阻不可的一条绝路上的误区。
当舰载机需弹射或滑跃起飞时，为使起降舰载机不受到外界海上顺风或侧向风的影
响，舰载机需弹射或滑跃起飞时，航母在海上必须调头逆风全速航行，航母在海上调头时不能开高速，每次航母调头所需时间为15-20分钟不等。在战时就会造成对舰载机起降的延误，在海洋环境风浪多变的海域作业时，经常会受到海洋天气对舰载机的弹射或滑跃起飞时的影响，海洋天气会经常影响舰载机的弹射或滑跃起飞，经常会造成舰载机不能及时降落和回收的难题。有时，海上风浪仅在7-8级以上的情况下，航母摇摆角度超过 15-20度角时，舰载机也同样不能弹射或滑跃起飞，而且舰载机更不能着舰降落。特别是在雨雾、冰雪、霜冻天气时，因跑道滑而不能起降，2015年冬季，仅美国芝加哥一个陆基飞机场因冰雪天气就有8000多架次无法起降，这无疑已经成为受天气变化影响而限制各寒带民航机场与航母(飞机不能起降一般的不报) 飞机起降的关键因素。
因此，要从民航机场与航母飞机的起降方式上，选择和打造一种不受寒带天气或海上任何风浪变化影响、且又能安全提高控制各机场或舰载机随时安全起降的、一种甲板性能跑道，这就必须要从各机场跑道或甲板整体的结构设计上，和航母整体内外甲板跑道的性能布局上出发，来提高对航母舰载机的起降性能和各项功能，致力于从根本上彻底的改变陆基机场跑道或航母甲板长期对飞机起降跑道结构的不合理性，使陆基跑道或航母甲板跑道都必须具备不受海上任何的风浪、摇摆角度、潮湿度、雨雾、冰雪、霜冻等因素影响整个甲板跑道的安全起降性能，才能完全实现和提高在特殊海况下的全天候安全起降舰载机的功能，真实地提高民航机场与航母舰载机整体的实际安全起降的作战性能。
目前，世界各国10万吨以上的航母在海上航行突遇7-8级以上的风浪时、10万吨以下的航母突遇6-7 级以上的风浪时、7万吨以下的航母突遇5-6级以上的风浪时、5万吨以下的航母突遇4-5级以上风浪时，仍然采用原常规的减摇水箱或减摇鳍或电陀螺等落后的减摇技术。由于航母本身上大下小的缺陷，再加上航母又缺乏一种完备的人工智能、快速自动应急的各种减摇的安全控制系统。同时，造成航母飞机在甲板短跑道上超极限的起降现象，严重时有可能造成舰载机全部失去战斗力，甚至造成因摇摆角度太大而倾覆的灾难。到目前为止，此类问题仍然是世界船舶和各航母国未能攻破的一道最大的实际难关。由专利号为 ZL201510040609.6的一种抗翻减摇自平衡伸缩吊锤或自平衡电磁滚动砣的人工智能控制减摇功能，可达到 85％以上减小对各种船舶受海上风浪的六个自由度沉浮与摇摆的自控功能。
航母飞机因受天气影响起降困难的问题，是目前世界各航母国一直无法解决的难题，按目前中、美、俄、日、英、法航母国飞机正常起降时的不安全因素来看，按目前最低的危险比例为0.1％-0.2％。有时，受海上天气影响造成航母在海上航行时、摇摆度超过正负15-20度时，对强制起飞与下降的飞机会形成事故率为8-10％的危险因素，这时的舰载机只能停航等待。有时，更糟的是在海上遇到7-8级以上的风浪，飞机急需起降时但却不能及时安全起降，全天候的起降也就无从谈起，这样的航母飞机还怎样作战？又如何保证航母在海上的作战性能？这就是目前各航母国都不能够正面面对的一个最实际、最普遍，而且在目前技术上，又是无法解决的世界性的硬性难题。
多年来，世界各国都在研究如何让航母在海上突遇强台风浪时，仍然能够安全起降飞机，以及着火飞机与受伤飞机和故障飞机或在起落架打不开时，都能使飞机在跑道上安全快速平稳的应急降落等问题，至今世界各航母国或各民航国际机场还未能攻破这些核心技术难关。其主要因素：一、世界仅有少数的十几个强国有航母，虽然航母至今已有近百年的发展史，但由于它只能为军所用，其中对于它的技术研究方面的保密性也只是一些有限的人员，这也就限制了一些地方有先进性造船技术对航母整体上的技术发展；二、由于航母的设计制造比较复杂，在整体的设计上仍然有很多部位与结构都还存在着各种不协调、不相匹配等因素；三、设计人员对航母整体在海上的使用并没有时时跟踪，很多问题都是使用者(军人)对舰船结构性能因纯属外行人员由于经常因操纵使用不当而致。
航母在制造完后，由于舰载机型不断的提高更新变化，而对起降飞机甲板又进行重新改造，在多次的各种反复改造过程中才能打造出来，这也是各航母国在制造航母整体方案上的一大难题，同时在实际使用当中也就无法彻底的突破这些缺陷性问题，从而造成目前世界航母飞机至今都没有一条甲板跑道能与起降舰载机有着一种相互匹配的保障，并控制飞机在跑道上能正常的暂停与复飞等快速、安全的对其控制起降功能，反而使航母飞机在起降时对自身的安全常常处于被动局面，面临多次起降不成功时，所造成的事故危险。
世界各航母国舰载机在起降时的事故时有发生，曾发生过多起机毁人亡的事故，舰载机突发事故的历次灾难中，其中有90％的共性原因就是在航母甲板跑道上，对舰载机在起降过程中达不到甲板跑道对起降舰载机的主动安全控制性能，反而给舰载机在起降的操纵方式上，带来一种(由美、英、意、德、日等联合国发明的)强制弹射起飞或强制拦阻索拦阻降落号称高科技技术，更造成无法控制的、非常不安全的强制性弹射起飞与拦阻索拦阻降落操纵所带来的各种危险隐患。就目前号称最现代化的航母来说，甲板跑道仍然对起降舰载机无法控制。由于舰载机在起降时随着海浪的波次和自身的惯性力矩而多次发生事故，而在每次事故发生时，舰上人员根本无法主动相救，只有很被动的相救或眼看着飞机冲入大海，根本无法保证失事飞行员的生命安全。
舰载机在起飞时，由于受到航母自身跑道短的限制，对所需起飞的飞机目前只能采用一种特别单一的弹射式起飞，其靠这种能耗极大且效(率)益极低而且又极不能保证安全的蒸汽弹射或电磁弹射方式，来强制性的实现航母舰载机所谓最现代化的弹射起飞。而事实并非如此，虽然弹射方式比原滑跃式飞机起飞的方式在技术上有所提高，但是仍然没有克服与排除因受海上的海浪、海风、雨雾、冰雪、霜冻天气等海洋环境的各种安全起降，对其影响而造成的甲板不停地多波次摇摆，其最大的实际影响就是当海洋环境对弹射影响并不大时，而同样的海洋环境反而使下降飞机不能降落，由于航母摇摆角度太大是造成无法实现舰载机主动安全下降的最大影响，这种弹射跑道只能做单一的强制性弹射起飞。
在海洋环境下被弹射至空中的飞机，无时无刻不处在因受海浪风波中的航母而正负摇摆之中，航母正负摇摆角度一般不能超过15-20度，如果摇摆角度太大，空中的飞机处于无法降落着舰的危险之中，使飞机长时间的在空中盘旋至燃油耗尽，则需在空中再次加油，如一旦加油不及时会造成坠机的危险，以致使航母在战斗中会处于被动的局面。由于航母自身的整体结构都是上大下小的特点，它最缺乏的就是抗减揺功能，航母因摇摆角度大而造成甲板无法控制的六个自由度。同时，造成对下降飞机前后机轮在着舰后，航母整体的摇摆角度对下降飞机在甲板上，形成弹跳或倾斜着侧向滑行、左右揺摆着滑行或上下沉浮而造成弹跳着滑行的各种不稳定后果，形成各种无法控制的偏心式的滑行。严重时会造成某一侧机翼与航母甲板相撞击等各种更危险事故的发生。在二战时期，很多舰载机都是因降落着舰后，因海上风浪造成航母摇摆波次频率的时间不能低于5秒，因航母甲板正负摇摆不能超过15-20度角时、在航母甲板上因摇摆波次频率快、倾斜角度太大而撞击爆炸而自焚。
航母飞机在有限空间条件下的混合制排队系统实际中，航空母舰在大部分典型状态下(受波次起飞状态、降落状态、渡航状态等)，飞行甲板均存在其它作业，如舰载机的入场降落、加油补给挂弹等综合保障、甲板拖车运动等等，这种繁忙状态使得飞行甲板通常不可能向航母大国所说的那样任由大量舰载机随意布列，并且必须进行排队等待，这种状况也导致了排队在无限等待的空间条件下，对舰载机群弹射起飞前等待过程与调配出动能力的不够精准。因此，在建造航母时，需要重新对飞行甲板上弹射器数量的影响、对舰载机群起飞前的等待过程进行在设计匹配上的考察，并尽量将它们置于一个相对真实的研究背景当中，才能彻底的解决目前航母飞机在起飞前的无限排队等待的问题。这是弹射起飞航母甲板跑道无法克服的一个真实的实际难题。
随着高科技的进步，各类飞行器都在不同程度上得到了飞速发展与提高。20世纪初，飞机的出现极大地促进了空气动力学的发展，同时推动了航空事业的快速发展。期望能够解决飞行器周围的气体压力分布情况，以及导致飞行器的受力状况和阻力等问题，这就促进了流体力学在实验和理论分析方面的推广与发展。
在目前由本发明带髙效超短距离滑行、或垂直起降飞机专用喷气平台跑道装置上，采用了涡喷、涡扇、轴流风机式空气压缩机械液体变气体等，作为多种方式的供气气源，被输入到本发明的飞机起降专用喷气式跑道各储气供气系统内，简称为一种由压缩空气气体喷射向外释放所形成的气体层流可安全辅助起降飞机快速起降，将以上这几种供气气源中的某一种气源，输入至本发明的超短距离专用喷气式跑道的各储供气人工智能控制系统内，并将喷气跑道上由人工智能控制的，带有多个旋转套筒阀门槽形口式结构的气体喷射口(简称“套筒式槽形喷口”)，带有多个旋转套筒阀门圆孔多孔形口式结构的气体喷射口(简称“套筒式圆孔多孔形喷口”)，或带有多个万向球面套式无外固定套单套筒式圆孔形结构的气体喷射口，(简称“万向头单套筒式气体喷射口”)，带有多个万向球面套式内旋转套与外固定套圆孔形的气体喷射口(简称“万向头双套筒式气体喷射口”)，将以上四种气体喷射口的某一种模板相组合后而成的各块模板，便都可形成一条超短距离起降喷气平台跑道装置。
以上四种结构气体喷射口是由人工智能控制，将各排的套筒阀门槽形喷射口，或套筒阀门圆孔多孔形喷射口，或万向头喷射口所构成的各条喷气跑道，将各条跑道喷射口所喷出的气体调整至，可逆向向起降飞机整机身下部，各气体喷射口全面积向上喷射出干或湿式的气体层流，可达到对机翼式滑跃起降飞机在随着喷射气体层流，将起降飞机快速悬托着安全起飞和快速悬托着安全拦阻降落的两种起降效果，在人工智能专用喷气跑道上，将对飞机起降轨迹和“偏航加偏心倾斜、上下沉浮”时，该喷气跑道可时时喷射出对所需修正起降飞机轨迹的气体层流可悬托式拨动气体层流作用与起降飞机，因每个套筒阀门槽形喷射口，或套筒阀门圆孔多孔形喷射口都是180度旋转的。360度人工智能变换的万向头喷射口上，各个气体喷射口所喷射出的气体层流、气体流量、气体压力都是点点可控的，它可控制调整校正对起降飞机永远确保在正常喷气跑道规定轨迹范围内，可安全正常的按起降轨迹效果，加速对起飞或拦阻降落飞机喷射出相匹配控制与修正对起降飞机“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”人工智能控制能量向外释放出的气体层流对其可达到100％的调控。
在航空母舰近百年的发展历史中，以舰载机的不同起飞方式为依据，目前共有3种代表性较强的飞行甲板总体设计模式，分别为：短距垂直起降式飞行甲板、滑跃起飞式飞行甲板、弹射起飞式飞行甲板。上述3种典型的飞行甲板模式各有利弊。下面分别对上述3种模式飞行甲板的优、缺点进行简要介绍。
短距垂直起降式飞行甲板：是指舰载机可以通过自身的垂直起降能力、或异常优良的气动性能完成在小范围空间内的起降作业。由于舰载机的这种起降方式可以使飞行甲板不必具有约300m×70m的巨大尺度，而备受一些无力建造大型航母的国家青睐。目前，在役的、比较具有代表性的此类航母主要有英国的“卓越”号、意大利的“加富尔”号和西班牙的“阿斯图里亚斯亲王”号等中小型航母。虽然，西班牙“阿斯图里亚斯亲王”号航母短小的短距垂直起降式飞行甲板使航母小型化成为可能，但此种形式的飞行甲板，对具有特殊性能的舰载机依赖性较强。目前，世界上只有美国、俄罗斯、英国等3个国家完全具备全面设计、生产、维护短距垂直起降式战机的能力，现役机型也仅有美国最新款机型的F35A、F35B、俄罗斯的雅克141、英国的“鹞”式等几个系列。
此外，由于短距垂直起降式战机不可避免的具有自重大、起降耗油大、航速慢、载荷小、航程短、结构强度要求高、设计理论复杂等通病，这些难以解决的问题使得短距垂直起降式战机并未成为现代战场上的主力，而严重依赖战机性能的短距垂直起降式飞行甲板，也使中小型航母难以具备大型航母的强大的攻防能力。
滑跃起飞式飞行甲板。滑跃起飞方式，是指舰载机在规定地点就位后止动，当飞机发动机功率达到最大时松开止动装置，舰载机在平甲板段上滑跑加速，进而沿着与平甲板成一定角度的弧形上翘甲板继续滑跑，上翘甲板一般设为12-14度角，使舰载机获得足够的爬升航迹角和上仰角速度，最后实现安全升空。舰载机离舰后迎角和高度仍将继续增大，这种飞行甲板上翘的形式可以弥补舰载机滑跑距离短、起飞初速度小的不足，采用此种模式飞行甲板的主要有中国的“辽宁舰”航母、俄罗斯的“库兹涅佐夫”号航母以及一些中型航母。俄罗斯“库兹涅佐夫”号航母也采用滑跃起飞模式的飞行甲板，其最大优点是可利用飞行甲板艏部上翘，实现舰载机的滑跃起飞，技术风险较小，力学原理相对简单，缺点是只有在海上风浪4-5 级时，每个波次≧6秒，甲板摇摆度不能超过8-10度才可以最为安全的实现起飞。
滑跃式起飞对舰载机起飞的辅助设备比较简单。舰载机规定，停留处只需安装一个止动装置，该装置只需在飞行甲板以下的两甲板上设置一个止动设备舱，对两甲板其它舱室布置几乎毫无影响。滑跃起飞方式需要的特种装备(制动设备)价格相对便宜，重量和所占用的物理空间相对较小，经济性较高。舰载机滑跃起飞前飞行甲板几乎无需准备，基本可以做到随时起飞舰载机，飞机出动效率较高。但是，与其具备的众多优势相比，滑跃起飞式飞行甲板也存在一些无法避免的缺陷，例如，舰载机滑跃起飞过程受周围环境因素影响较大。
特别是无风时的雨雾、冰雪、霜冻天气、大气温度、空气湿度、盐雾浓度、海况环境等条件都会对舰载飞机发动机造成影响。有时舰载机无法起飞，可能导致舰载机起飞失败，发生危险事故较多。甲板上翘部分的12-14度角占用大量飞行甲板空间(约25-30％甲板总长)。该弧形区域甲板由于具有一定洼率，并不能布置舰载机停留或进行调运、回转作业不便等，导致飞行甲板空间利用率较低。近年来，随着舰载机重量的不断增大，特别是挂载弹药后的舰载机因重量增大经常在起飞时造成失重而坠机，一些40-50 吨以上的飞机难以依靠350-370米长的滑跃甲板实现起飞作业，如大型固定翼预警机都在160-200吨重不等，而大型预警机的缺失将严重影响整个航空联队甚至整支航母编队的战斗能力，目前滑跃式起飞甲板几乎是一种作战效率比较低的航空母舰。
虽然滑跃起飞式飞行甲板方案存在众多其它方案无法比拟的优点，但随着现代化战机重量的逐渐增加，尤其是滑跃起飞式飞行甲板始终无法合理解决大型预警机登舰的问题，特别是航母跑道短而造成预警机的无法起降。另外，海上风浪在7-8级以上，就会造成航母上下起浮、左右摇摆，其摇摆角度均可超过 15-20度以上，这对滑跃式预警机起飞来说，就无法在甲板上滑行起飞。所以，滑跃式起飞甲板的应用前景较为黯淡。
弹射起飞式飞行甲板。弹射起飞方式，是指舰载机在弹射器滑块的带动下，在开动舰载机本身发动机的同时，利用蒸汽锅炉提供的附加动力，借助于弹射系统辅助小型100吨以下的预警机或舰载机起飞升空。当海上风浪在7-8级以上时，就会造成航母上下起浮、左右摇摆角度超过15-20度以上，同样不能安全弹射小型100吨以上的预警机起飞或降落。
弹射起飞方式飞行甲板有很多优点，是目前大型航母普遍采用的一种甲板模式。美国海军现役的12 艘航母，均在飞行甲板上使用蒸汽弹射装置。蒸汽弹射或电磁弹射式起飞的飞机，在海上风浪8级以上或湿度雨雪天时，都无法实现弹射式起飞，特别对于自重100吨以上的飞机就毫无办法弹射，对于自重100 吨以上的飞机拦阻下降也同样是毫无办法。而大多数航母国对外都是报喜不报忧，对航母的各种实际缺点几乎闭口不谈。航母本身就是舰载机的平台，而舰载机在航母上，有时受海上天气的影响，而无法安全起降。就是在正常海洋天气起降时，舰载机在航母上有时也会发生各种机械故障式操纵指挥失误等事故，这种对舰载机在航母上起降没有绝对安全保障的强制装备，是各航母国都毫无办法的。
美国“亚伯拉罕·林肯”号核动力航母与滑跃起飞式飞行甲板相比，弹射起飞式飞行甲板的优势主要体现在如下方面：弹射起飞作业并非100％的可靠，只能说在整体的效率上比滑跃式起飞方式，得到提髙，但同样也并非完全安全。舰载机在弹射过程中的前机轮始终被固定于弹射滑块之上，其运动轨迹是沿着弹射轨道进行的直线运动，而飞机的后左右两个机轮却在航母的甲板上与航母甲板产生互动，舰载机在侧风、有害气流场、海上风浪对甲板两个后左右机轮直接产生对每一波次的左右侧向力矩的摇摆角度不超过15 度，海上风浪对甲板每一波次不能低于6秒的上下起浮、摇摆角度不超过15度等不利因素的干扰下，弹射时间为3-4秒内才很少发生滑出跑道的安全事故。但对挂载的各种武器要求非常高，并非是
100％的使舰载机挂载的各种武器，都不能够保证在每次弹射起飞时的成功率。弹射起飞方式可以借助蒸汽锅炉提供动力，实现较大重量舰载机的起飞作业，使整个航母编队的威慑力与作战能力得到大幅提升。以目前在航空领域的弹射式起飞方式，仍然是一种不能协调控制的、单一模式的飞机起降跑道，无法实现在同一条跑道上达到安全地完成起降两种标准性能。
舰载机弹射起飞过程受大气温度、空气湿度、航母随着海浪大小的波次摇摆角度，海况条件等不可预知因素的影响，有时受海浪大小波次摇摆角度而将舰载机弹斜或弹偏，将起飞飞机直入大海，有故障时也会经常带来不能弹射起飞的情况。蒸汽弹射器可以根据不同海洋环境，对弹射滑块拉力等相关参数进行调节，海上突然的天气变化而不能克服不良气候、不良海况条件等不可预知因素对起飞作业过程中的影响，导致舰载机不能够全天候的安全起飞。全天候安全起飞在当今世界各航母国都是无法实现，更何况是在变化无常的海上，那就更不实际了。弹射起飞受大气温度、空气湿度、海况条件的影响较大，采用蒸汽弹射器有时两台蒸汽弹射器前后同时工作，经常会造成对被滞后弹射的舰载机，吸入前台弹射器释放出的大量水蒸汽，造成被滞后弹射的舰载机发动机熄火，这时被弹射出的舰载机直入大海，起初采用蒸汽弹射国并非知道此原因，之后发现直至今日也仍然没向世人公开。后期美国才又研究了采用大功率的电磁弹射器但被正常弹射到空中的飞机需要下降时，却仍然常受到海上天气多变的影响，进而经常会造成无法降落回收的后果，特别是对无人机降落时的回收应会占有65％摔机身与机头的概率，所以这时的弹射器仍然不能解决舰载机和无人机飞机的下降安全回收问题。对弹射起飞与拦阻索拦阻降落不能相兼容的两种跑道，造成占用甲板总面积的浪费。
目前，由于航母飞机起飞与降落没有更为先进科学与安全可靠控制的起降装置，多年来也只能采用机械化、或半机械化的手段，对舰载机执行弹射起飞、或采用拦阻索或拦阻网等不安全的各种强制弹射起飞、强制拦阻降落的落后方式来操控着现代化舰载机的起降，并且还将这一强制弹射起飞式飞行甲板在目前得以被广泛应用于各航母国的大、中型航母不可缺少的方案设计中，有些国家还达不到设计弹射起飞的能力。针对航母及飞行甲板设计研究现状，国内学者针对航空母舰进行了相关研究，虽然美国、英国、俄罗斯、法国等国长期拥有设计、建造、使用航空母舰的经历，在航空母舰总体设计与研究方面都不同程度的积累了大量研究成果，但在与目前舰载机起降的具体、实际的安全应用操纵方面还相差甚远。
在此领域内，就当今号称最现代化的航母而言，在技术与实力方面，也仍然明显落后于本发明的喷气跑道对目前在军事方面的各种新科技武器装备快速发展过程中的实际需要。
针对弹射过程加速度的大约估算：弹射与速度在80m/s时，相当时速为288公里(160
节)，假设弹射加速度100m(美国C-13-2弹射器)，按照V＝(2aS)E×P0.5公式计算，80m/s＝(2a100m)E×P0.5：加速度 a＝32m/s2＝3.26g(此处的g代表重力加速度，g＝9.8m/s2)。
针对弹射运动时间的大约估算：S＝0.5at2，S＝100m，a＝32m/s2，t＝2.6s。
针对弹射过程功率估算：一架30吨飞机加速度为1g情况下，需要30吨即30000公斤大小的弹射力矩，在每100米的弹射距离做功为3000000公斤米。每弹射一架飞机从准备工作至弹射时间约在15-20分钟，实际的弹射时间粗略视为3秒。则功率1000000公斤米/秒＝13300马力(9790千瓦)。实际上弹射需要的加速度超过3g(按照前面1的估算)，相应的功率约为3万千瓦。一艘航母需要配备两条到四条弹射跑道，2-4个弹射器，最紧张时，四个弹射器都要投入工作。
针对弹射力过程的估算：弹射加速度a＝32m/s2，被弹射飞机起飞重量为30吨情况下，由于弹射加速度a＝32m/s，2＝3.27g，弹射力为30吨×3.27≈98吨。
美国C-13-2弹射器，轨道长度为324英尺(99米)，冲程容积为1527立方英尺，活塞与牵引器重量 6350磅，里根号航母装备四套。蒸汽弹射器每次弹射最大输出能量功率可达到95兆焦耳(95兆瓦秒)，若弹射在3秒内完成一单架次，则每弹射一架飞机的消耗功率为32000千瓦×0.5元/kw合计人民币＝16000 元耗电，加上400多个服务人员的日工资均300美金24小时，按400人的实际操纵时间计算，每小时每人为12.5美元，平均弹射一架飞机、从机库到甲板、至导流板立起、至挂牵引滑块、至弹射所需时间合计为10分钟弹射一架飞机，12.5美元除以60分钟，等于4.8美元/人×400人≈1920美元，约合人民币为13440元，再加上飞机着舰回收降落时对前后起落架自然冲击的损耗，对前后制动器、前后机轮轮胎、对前后减振器的损耗，对拦阻索工作等耗费均合人民币约11000元，目前航母舰载机起降一次直接耗资约综合人民币为40440元。弹射器最短工作周期为45秒，平均每弹射一架飞机所耗用近600-
700公斤蒸汽，再加上航母上各岗位的辅助人员的耗费估且不算。
针对弹射气缸蒸汽压力的估算：设弹射力为98吨，弹射气缸直径为21英寸(美国C-13-2弹射器情况)，活塞直径为21×2.54＝53.3厘米，活塞面积为2231厘米×2，活塞总面积为
2
4462厘米，使用双气缸，活塞面积加倍，弹射蒸汽气压弹射应用22公斤/厘米 ，按照过去习惯的单位就是22个大气压工程。储气罐的总面积约8000-10000立方米。每分钟核反应堆制造出达到22个工程大气压的气体。
目前，各类飞行器获取的升力主要有五种方式：
一、固定翼在大气中直线运动获得升力。起飞时发动机应是55-60％的能耗，至空中后正常飞行时应是发动机20-25％的能耗。如各种军用飞机、波音、空客等，这类飞行器的起升主要依赖2000米以上的长距离跑道，只能在大型空港间来往，雨雾、冰雪、霜冻天或海上风浪超过8级以上，航母飞机不能起降，直接造成航班延误，军机瘫痪的影响，这是当今世界航空业都无法解决的一个大难题。
二、旋翼机旋翼于大气中获得升力。起降时都需发动机的78-83％的能耗，至空中后的正常飞行时应是发动机40-45％的能耗。如各种大、中、小型直升飞机或无人直升运输飞机等，旋翼气动功能低劣，耗油量大，故而其存有航程短、飞行速度慢、机身小、载重量小等缺点。
三、依靠向下矢量喷气口获得升力。起降时都需发动机75-80％的能耗，至空中后正常飞行时应是发动机的35-40％的能耗。例如鹞类机，顾名思义，垂直起飞技术就是飞机不需要滑跑，就可以起飞和着陆或着舰的技术。它是从20世纪50年代末期开始发展的一项航空技术。英国鹞机、美国F35B、俄罗斯的雅克 141一些航空母舰采用这种技术。近几年内美国研究出一种新机型F35A型，该机型是当今与鹞式起飞的机型最为先进的一种机型，经测试后其效果不大，该机同样具有耗油量大、航程短、飞行速度慢、载重小，特别是在起降时的噪音大等各种缺点。
四、采用固体燃料推动式获得快速起飞的升力。发射时需发动机90％能耗，卫星入轨后能耗相当大。例如卫星、飞船、神六、弹道导弹各种空对空、空对地、地对舰、舰对地、舰对舰、舰对空、或各种特殊自杀无人机及各种飞行导弹采用固体燃料推动式获得升力。
五、采用陀螺惯量移动重量平衡器，获得快速起飞的升力。起降时都需发动机35-40％能耗，至空中后正常飞行是发动机15-20％的能耗。在当今的各种飞行器上可采用陀螺惯量的高速旋转，可获得在各种飞行器的垂直与横向的快速运动。陀螺惯量的高速移动要比平常的各种飞行器更可靠、平稳，是未来各种飞行器发展的方向。其优点：节能、飞行速度快、载重量大、稳定性高、安全起降效率高。
垂直起降技术的飞机机动灵活，具有常规飞机无可比拟的优点：首先，它具有垂直起降能力的飞机不需要专门的机场和跑道，降低了使用成本；其次，垂直起降飞机只需要很小的平地就可以起飞和着陆或着舰，所以在战争中，飞机可以分散配置，便于伪装，不易被敌方发现，大大提高了飞机的战场生存率；最后，由于垂直起降飞机即使在被毁坏的机场跑道上或者是前线的简易机场上，也可以升空作战，所以出勤率也大幅度提高，并且对敌方的打击具有很大的突然性。
但使用目前垂直起降技术的飞机同时，也有许多严重的缺点：首先是航程短，由于要实现垂直起降，飞机的起飞重量只能是发动机推力的75-80％，这就使飞机的有效载荷大大受到限制，影响了飞机的载油量和航程，同时，在垂直起降过程需要35-40％的油耗、其起降效率极低，垂直起降在同等重量的情况下，仅有滑行跑道起飞的18-23％。
在当今飞机垂直起飞时，发动机以最佳状态工作时，每千瓦功率只能获得4N升力，耗油量极大，也限制了飞机的作战半径。例如“鹞”式飞机的载重量为1060千克时，作战半径只有
92公里。所以在实际使用中，“鹞”式飞机尽量使用短距起飞的方式，以延长飞机的航程。因此，垂直起落飞机又称为垂直短距起落飞机。另外，由于垂直起落飞机在实战中，经常需要分散在野外，所以它的维护也非常困难，经常出现故障，使用寿命较短。
垂直短距起降飞机是海军青睐的机种，因为舰船上的飞行甲板的长度是有限的，垂直短距起落技术就显得尤为实用。装备英国“皇家方舟”号航母的“海鹞”就是“鹞”式的海军型。“海鹞”还使用了“斜曲面跃飞”的短距起落技术，通过在航母上安装12-14度的斜甲板，可以让飞机滑跑跃飞，再利用推力转向，使飞机在推力不足的情况下，仍能在空中稳定加速。
前苏联曾研制了雅克—38、雅克—141等型号的垂直起降战斗机。垂直起降技术虽然不是一个新技术，并且自身也存在一些重大弱点，但是它的优点的确使人无法割舍。美国目前就正在发展新一代垂直/短距起降飞机F35A与F35B和(V/STOL)。还有很多国家，正在研究陀螺惯量、移动重量来平衡垂直升降飞机。随着航空科技的发展，垂直起降技术必须将起降时的油耗降下来，这样才能进入一个崭新的开拓发展阶段。
将垂直起降的“鹞”式飞机现在使用的喷射升降式推动气源喷射口方式，改变成由本发明的多种供气气源的某一种，由压缩空气气体喷射短距离滑行，或垂直起降飞机专用喷气平台跑道上接受起飞，可实现垂直起降的各种“鹞”式飞机或直升飞机的起飞重量只能是发动机最低推力油耗的16-20％，这就使垂直起降飞机的有效载荷得到了大幅提高，节省了起降能耗，使作战半径从原来只有92公里提高到184公里，同时又实现了“鹞”式飞机或直升飞机在航母上的需要与其长期的发展，最为突出的是提高了航母数倍以上的整体作战性能，同时也提高了“鹞”式飞机自身整体的作战性能。
目前可辅助各种飞行器的起飞方式有五种：
一、采用蒸汽弹射式获得快速起飞的升力。例如，目前在美航母飞机起飞时，应采用蒸汽将飞机从航母跑道上弹射出去。固定翼飞机起降需2000米长的跑道，而设有弹射器的航母甲板才有150-200米长的跑道，设有12-14度的斜滑板滑跃飞机跑道，最长的航母甲板才
300-380米。飞机在航母上如何起降？航空母舰是以舰载飞机为主要武器的大型军舰，通常可携载数十架，甚至一百多架飞机。现代喷气式飞机的起飞速度，一般都达到每小时300千米以上。如果在陆基机场起飞，跑道需要2000米以上，飞机要滑行 1000-1200-1500多米，才能脱离地面机场跑道。
而一般设有弹射器航母的飞行甲板，还不到200米，那么这些舰载飞机是怎样起飞的？原来航母上的飞机，大多采用特殊的弹射方式起飞。这种弹射方式，采用高压蒸汽作为弹射动力，产生的弹射能量非常大，可以在近百米的距离内，用几秒钟时间将飞机加速到起飞速度，即使是重90吨的重型飞机，也不在话下。舰载机每被弹射一次，都得经历一次强度的考验，而每被弹射一次，都会缩短舰载机弹射起飞与拦阻索拦阻降落，是正常起降飞机使用寿命的25-30％。特别严重的是，前起落架与后轮胎和制动器系统磨损非常大，对前起落架受力太大时，经常需要调换或维修等大量高额的经济支出。
固定翼飞行器从航空母舰起飞的方式可以分两种：第一种是滑跃式起降、第二种是飞机弹射器起飞，蒸汽弹射使用一个平面的甲板作为飞机跑道。起飞时，靠一个蒸汽驱动的弹射装置，带动飞机在两秒钟内达到起飞速度。目前，只有美国具备生产这种蒸汽弹射器的成熟技术。它的最大缺陷在于因为弹射功率太大，而无法弹射无人机，现役的无人机因为重量轻，在弹射时机体会被加速度扯碎，蒸汽弹射器有时操纵不当会造成另一条弹射器上的起飞飞机吸入前台，弹射器被弹射后留下的释放水蒸汽被吸入到发动机而造成熄火，在两台弹射器同时工作时，必须按前后1-2分钟的间隔时间分别工作。
蒸汽弹射有两种弹射方式。一种是前轮牵引式弹射，美国海军1964年试验成功。舰载机的前轮支架装上拖拽杆，前轮就直接挂在了滑块上，弹射时由滑块直接拉着飞机前轮加速起飞，这样就不用8-10位甲板人员挂拖索和捡拖索了。弹射时间缩短，飞机的方向安全性好，但这种舰载机的前轮和支架的强度特别大则需要专门设计。起初美国有多次将弹射至空中的舰载机，由于前轮支架受力过大而导致变形，造成舰载机在下降时起落架打不开而无法安全下降的多次严重后果。美国海军核动力航母也都采用了这种起飞方式。
另一种是拖索式弹射。顾名思义，就是用钢质拖索牵引飞机加速起飞。这种弹射方式比较老，各方面都不如后者好。目前，只有法国的“克莱蒙梭”级航母使用。拖索式弹射时，甲板人员先用钢质拖索把飞机挂在滑块上，再用一根索引释放杆把其尾部与弹射器后端固定住。弹射时，猛力前冲的滑块拉断索引释放杆上的定力拉断栓，牵着飞机沿轨道迅速加速，在轨道末端把飞机加速直到起飞速度抛离甲板，拖索从飞机上脱落，滑块返回弹射器起点，准备下一次工作。
固定翼在航空母舰起飞的装置是：在工作原理上，蒸汽弹射器是以高压蒸汽推动活塞带动弹射轨道上的滑块，把与之相连的舰载机弹射出去的。它的体积庞大，仅在一条弹射器上需占用的总面积约在 15000-20000立方米以上，工作时需要消耗大量蒸汽，功率浪费严重，每弹射一架飞机只有约6％的蒸汽被有效利用。为制造和输送蒸汽，航母要备有海水淡化装置、大型锅炉和无数管线，配备的人员约数百人，每次出海回港都必须对蒸汽弹射系统进行约占数千个工时的保养,工作维护量非常惊人。而每弹射一架飞机需要人民币4-6万余元，需要实用600-700公斤的水蒸汽(海水淡化每1/公斤约合人民币12-14元成本费)达到22个以上的工程气压，而实际上，弹射一架飞机的有效能耗只用了6％-10％。一直以来，所有的辅助起降技术，最大通病都是能量消耗过大。
二、采用液压弹射式获得快速起飞的升力。采用液压弹射式获得快速起飞的升力，其效果不如蒸汽弹射和电磁弹射的效果好，只是原先英、美、意、德、日在早期研制的液压弹射技术。1930年，由英国建造的“皇家方舟”号航空母舰，采用了液压式弹射器。1936年，“皇家方舟”号航空母舰也结束了对液压式弹射器的使用，并将该液压弹射技术在理论上做了论证后把资料封存，而且最终并没有向外界推广，至今再也没有航空母舰采用它。
三、采用电磁弹射式获得快速起飞的升力。电磁弹射，就是采用电磁的能量来推动被弹射的物体向外运动。与蒸汽弹射器相比，电磁弹射器的优点主要是体积减小了约40％，操纵人数也要少30％左右。电磁弹射分为：中压直流电源或中压交流两种,美国现采用的电磁弹射器为中压交流电源,中压交流电源不需大功率整流和稳压器辅助设备,其使用操控方便可靠性好。电磁弹射器，其原理类似磁悬浮列车，而且电磁弹射器的弹射力度比蒸汽弹射可控性要好，并且可以弹射无人机。缺点是耗电功率约在100兆瓦以上，但对于全电力推动的航母和核动力航母来说，不是太大的问题。要纯从经济利益来讲，采用电磁弹射仍然是极大地浪费能源的一种落后，且很不安全的技术装备。采用电磁弹射器模式起飞仍然解决不了海上风浪在 7-8级时飞机不能起降的安全问题，同样达不到舰载飞机在一条甲板跑道上安全起降的功能，仍然是一种只能弹射起飞，而无法保证安全降落的单一性、不相匹配的、一条起降不相兼容的甲板跑道。
四、采用斜板滑跳式获得快速起飞的升力，有些航空母舰在其甲板前端设有一个“跳台”帮助飞机起飞。斜板滑跳起飞，即把甲板尽头做成12-14度的斜坡上翘，舰载机起飞后沿着上翘的斜坡冲出甲板，形成斜抛运动。这种起飞方式不需要复杂的弹射装置，但是飞机起飞的跑道较长约270-360米，飞机起飞时的最大重量一般不能超过30-40吨以及起飞的效率远不如电磁与蒸汽弹射技术。
蒸汽弹射器和电磁弹射器的专利是原美、英、法、德、意、日等几国参与研究发明的，所以印度、俄罗斯和中国等国家由于无法按专利技术仿造，再加上技术受保护限制，导致无法研制出在技术和工艺上能有突破电磁与蒸汽弹射器性能的一种全新的带有超越性的飞机起降器，所以只能在本国航母上仍然采用传统的滑翘甲板。采用滑跃甲板起降飞机的航空母舰在飞机起降时都必须以20节(36公里/小时)以上的速度逆风航行，来辅助飞机起飞，但时有发生起飞飞机加速达不到起飞速度而飞不起来的情况，这时飞机就可能落入大海。有时高度和速度达不到正常起飞的速度时，飞机会失重。严重失重时，会造成坠机。当海上风浪在7-8级时，舰载机就更无法实现在甲板跑道上平稳的起降。
五、采用固体燃料推动式获得快速起飞的升力。例如，卫星、飞船、神六、弹道导弹、各种空对空或空对地导弹、各种地对舰或舰对地、或舰对舰及舰对空飞行导弹，采用固体燃料推动式获得升力。
航母飞机无法安全正常起降，特别在战时会延误战机，使航母失去优势，随时处在可能被敌方击沉的危险之中，这也是目前世界各航母国仍然存在并且又无法解决的实际难题。
由于航空母舰自身的防御能力不足，核潜艇仅凭自身携带的反舰导弹和鱼雷，就可对航空母舰展开饱和攻击，将使航空母舰无法招架，导致惨重的损失和击沉的后果。
目前，世界最先进的是美国“福莱斯特”级航母，共装设了4部蒸汽弹射器，一次能起飞4架舰载机。每一条蒸汽弹射器跑道，最快均在7-10分钟内弹射一架飞机，在60分钟内可保证将6-8架飞机弹射起飞。时至今日，美国“福莱斯特”级航母虽然装设了4部蒸汽弹射器，一次能起飞4架舰载机，在60分钟内可保证将24-32架飞机弹射起飞，但遗憾的是，它仍然不敢冒险在60分钟内将24-32架飞机弹射起飞。其主要原因是，24-32架飞机弹射起飞至天空后，并非都能按每7-10分钟内被弹射起飞至天空中的飞机按每1单架次的时间，在战时不可能
100％的安全按时回航、降落回收至航母。实际上应该是4部蒸汽弹射器不可能同时弹射，其一是蒸汽一次只能够供一部弹射器的气源，否则造成气源压力不足弹射失败，其二蒸汽弹射只能够轮流弹射，其原因是不能将前弹射后的余留释放的水蒸汽吸入将被滞后弹射舰载机发动机内造成发动机熄火，有些装备是不能只用简单的数字化来说明的。
当海洋环境对弹射影响并不大时，被弹射起飞至天空的飞机经常会处在受海洋天气的突变而不能正常下降着舰的现象，因此现代化航母同样是停留在理论上的100％全天候起降。全天候起降并非在每一天内都存在。而实际上只有在海洋天气良好的条件下，才能是实际的全天候的起降。大多数人，对航母舰载机全天候起降的说法并不是很了解。当今世界各航母国内现有起降条件的跑道，都必须随着海洋天气的变化，才能决定是否可以全天候或半天候或几个小时或几十分钟后起降，否则无法做到。
航母受到海上7-8级以上风浪的影响时，会大幅度的左右摇摆与上下沉浮，会造成舰载飞机无法安全的正常着舰，特别在战时会严重的延误战机，而影响航母整体的作战性能，同时极大地增加了发生空中飞机燃油耗尽而坠机事故的可能性，使航母失去优势而处在随时会被敌方击沉的危险之中。这就是目前各航母国因弹射、或滑跃起飞后，有时经常因受海上天气突变等海洋环境影响，而无法安全下降，这是一个完全不能相互协调解决的实际难题。
因此，为了使舰载机能在7-8级以上的强台风浪的条件下可以100％的安全起降运行、实现安全起飞和安全降落的协调一致性，为全面增强航母飞机起降的安全可靠性、减少事故的发生频率，以保证航母飞机真正发挥应有的战斗力，彻底实现航母舰载机真正在实践中得到全天候的安全起降，百年来一直是各航母国研究专家们不懈努力的目标。
长期以来很多的专业学者，对舰载机着舰偏移量的求解方法并非在借助于实践上进行深入研究，并且还有很多学者都只能采用对美国海军基于安全寿命周期内、对舰载机着舰点在降落跑道纵方向上分布特征的一些理论新方法上，通过仿真实验获得对舰载机在不同作业条件下的着舰点在跑道上的分布规律，将最佳阻拦索布置设计问题转化为有约束的多目标优化问题，并利用适当的仿生优化算法，对不同阻拦索数量要求下的最佳布置方案分别进行求解。这些仅靠理论方面的仿真实验10000次，但是应用到具体的实践操纵中，仍然没有一次与10000次实验相同数字的技术标准参数相符合的，毫无夸张的说，很多的仿真实验都得不到苦心试验与理论校飞者自身的全面认可，在母舰和舰载机起降时两个万变的多动态的物体中取一个标准的技术参数，在目前还没有哪个国家能做到，这些毫无意义的研究耗费了大量的人力和物力。
这就是当今航母采用强制性弹射起飞技术、与采用强制性的拦阻索降落的一种很不科学的理论与实践无法相结合的概述而造成的主要原因，也是目前各航母国都无法被忽略的一个大难题。采用拦阻索降落对跑道占用面积比较大，主要原因是钩索后飞机100％的“偏航加偏心倾斜、上下沉浮”等，在跑道上左右摇摆着滑跑。飞机下降问题使目前各航母国、都不能肯定的说出，在每架下降飞机降落时的、一个准确标准的可控制的止动位置与时间点，更说不岀在每架飞机降落时的一个有安全科学保障的比例可控技术参数。这也是目前各航母国每个军事专家讲解员自己都很难讲清楚的一个大难题，就连目前的美国“福莱斯特”级母也同样如此。在每架飞机降落时要比起飞时所需要用的时间多一倍以上或更加多倍航，这个比例倍数是每艘航母指挥员和飞行员都知道的，由于不科学的操控手段，造成舰载机起降至今也无法有一个准确而又科学的技术参数，而只是按模糊算法，包括目前最现代化的航母。
目前，各航母国正常控制航母飞机的降落方式，一般采用的就是由降落直接向甲板俯冲降落，靠拦阻索硬性阻止，将飞机降落后在甲板跑道上的滑行移动的力矩惯性力彻底消除，从而实现飞机所谓的安全降落。目前在美国现役航空母舰上拦阻索为Mk7型，它可以拦阻重达20多吨，速度200千米/小时左右的现代飞机的连续起降。在应急情况下，拦阻力可增加到约30吨。美航空母舰上的拦阻索，自斜角甲板尾端 60米处开始设置，离飞行甲板高度约为10厘米，向舰首方向每隔14米横设一根，连续设置4-5根，飞机尾钩钩住后滑跑60-92米，即可安全停止下来。飞机在尾钩钩住拦阻索已关闭发动机后，有时飞机尾钩将拦阻索拉断或尾钩将机尾拉断时，都会造成飞机直接冲入大海，或冲入安全拦阻网。
即使设有多道安全拦阻索装置，现代飞机在着舰时一般都不关闭发动机。以保证一旦飞机尾钩挂不住安全拦阻索时，飞机还可以拉起复飞。如果尾钩放不下来，或舰载机受到损伤，机上燃油又不多而无法复飞时，应急安全拦阻网就将派上用场。高约4.5米，宽略大于拦阻索宽度的尼龙或碳纤维拦阻网，便可对飞机进行强制拦阻，通常飞机带网冲出四五十米后，即可停下。被尼龙或碳纤维拦阻网拦阻下降的飞机100％的都需要进厂大修，40％的报废，10％的冲入大海，有时还糟，特别是挂弹飞机会在甲板上爆炸或者着火燃烧等最大事故的发生。这就是目前现代化航母，所采用的不按科学规律操控而强制性不安全拦阻降落的操纵事实。
现代飞机在着舰时100％的都不关闭发动机，以保证一旦飞机尾钩挂不住拦阻索，飞机还可以拉起复飞。这种不关闭发动机的降落方式，对飞行员和下降飞机确实带来一种安全感。但是，由于不关闭发动机的飞机降落方式，降落飞机在着舰尾钩钩住拦阻索后，在钩住拦阻索后关闭发动机的瞬间内，这时降落飞机的惯性力矩要比关闭发动机后大数倍以上，更会造成降落飞机在跑道上的“偏航加偏心倾斜、上下沉浮”等不可控的后果，这就是钩索前不敢将发动机行程低速运转,或不关闭发动机的降落方式更加大了在跑道上无法控制下降飞机惯性力矩难度的必然结果，也是造成拦阻索在关闭发动机的瞬间内采用硬性强制拦阻索被拉断、或机尾被拉断造成飞行员特别不能适应与钩索后所增加的各种人机不安全隐患。
航空母舰上设置些质量短时飞行甲板。早期的航空母舰飞行甲板是全通式飞机甲板，这种甲板的最大弊端是，舰载机无法同时起飞和降落，即当飞机起飞时，降落必须暂停，等飞机起飞后腾出跑道，空中飞机才可以降落。如果从中间划分成两端来实施，那么飞机降落和起飞的跑道距离就更短。直到1952年，英国人发明了斜直两段式飞行甲板才算解决了这个问题，后来，各国大、中型航空母舰普遍采用了这种形式的飞行甲板。其中，直通式飞行甲板位于舰的前部，跑道长约70-90米，主要供飞机在弹射起飞时使用；在跑道上设有2-4部弹射器，可同时各弹射1架飞机起飞。同时，在甲板的前端伸出两个像山羊角式的“回收角”，其周围设有尼龙网，主要回收飞机弹射后抛下的托索。斜角甲板位于飞行甲板的左侧，与舰的首尾中心线呈6-13度夹角，降落跑道约长220-270米。在少数航空母舰的斜角飞行甲板上也有一至两座弹射器，供飞机在应急情况下或没有飞机降落时使用。
由于航空母舰上的飞行甲板面积比起陆基机场小很多，因此，飞行员要想从空中准确地降落下来，确实不是一件容易的事，着舰点必须十分准确。太靠前或偏斜一个角度，飞机就可能冲出斜角甲板掉入海中；太靠后，飞机就无法降落于甲板上，而与舰尾相撞。为了达到下降飞机的降落安全，因此各航母国在航空母舰上都设装了助降装置。在美国航空母舰上早期装有助降雷达，全天气候电子助降系统。该系统安装后使得舰载机不论白天、黑夜，还是雨天或雾天，都可以实现全天候盲降，其真正给降落飞机实际带来70-80％的安全效果，在白天天气晴朗时还不如飞行员凭视觉降落的安全性比例大。
航母飞机的起飞方式或降落方式的安全性问题，还必须取决于来自大自然的海上天气的变化，才能决定起降舰载机是否安全，这是自有航母以来经常因为海上风浪和天气的变化而使舰载机处于各种最危险的被动局面，所以说起降舰载机所在航母上提供的安全性能非常有限，虽然航母上设装了高科技陀螺减摇先进装备，但有时海上超极限风浪时，仍然是难以满足目前航母飞机在跑道上随时安全快速起飞作战的实际需要，而发生战争并不可能用天气变化来决定，所以说完全依靠现有航母性能来保护领海也并非100％，有时是个零未知数。
按目前航母飞机采用弹射起飞和拦阻索降落，其效率最高的也就是美、俄、英国的航母飞机，最多在每小时一次性连续起降20-40％。起降时必须具备的条件：天气正常风浪在6级以下，母舰摇摆度在正负 15度角以下，上下起浮每一波次全机身首尾只允许在正负15度角以下，每一波次左右横荡向某一侧位偏漂的移动位置不能超过160-200毫米，每一波次周期不能小于5秒，具备蒸汽气轮机推动飞机快速弹射起飞，电磁推动飞机快速弹射起飞时间不能大于4秒，跑道在70-90米以上的斜板式，滑跃起飞跑道在270-350 米以上的滑跳起降专用跑道。如天气突变，航母启动应急起飞。如雨雾、冰雪、霜冻天气，海上风浪在7-8 级时起降率最高3-5％。一般情况下都不能起飞，因危险性太大，再加上应急起降在安全方面都还没有保障。在母舰摇摆20度角以上时，应急起降实际上就是冒险起降。
由于航母飞机在特殊天气情况下，安全应急起降不能得到保障，导致目前各航母国的航母都不能独立出海作战，并且在突然应急起降作战时(在起降天气都正常的条件下)，航母飞机也达不到60％的实战起降性能。其主要原因是，每起飞一架飞机从机库至弹射器的准备工作时间需要15分钟，有些对专业不熟的实际操作人员，准备工作就需要20-30分钟不等。如起飞10架飞机的准备工作，按每架最快15分钟计算，起飞10架飞机为150分钟。最糟的是，还有些国家的航母在几个小时内都起飞不了一架飞机，而起飞到空中的飞机在一个多小时内必须马上降落，不然空中飞机的燃油耗尽将无处降落，此时则必须在空中加足能正常返航5％的约2吨燃油，而在空中的加油时间最少也得需要8-10分钟。采用蒸汽气轮机推动飞机快速弹射起飞时确实只需3秒钟，但如从开始加热至形成蒸汽弹射功能的时间最快需要25-30多分钟，这时蒸汽弹射的飞机甲板跑道就处在半瘫痪状态，这就是目前依靠蒸汽弹射飞机起降与飞行时，各种整体的不协调、不匹配、不相兼容的起降跑道而造成的各种不安全隐患问题。
航母飞机需要应急降落时同样也没有应急的安全措施，来为受伤或故障的飞机所需要降落的飞机提供安全的降落保障。目前，航母飞机甲板跑道急需降落时的安全措施，仍然只靠拦阻索和拦阻网，而有的受伤或故障的飞机本身就失控。还有更糟的是，下降飞机的起落架打不开，受伤或故障飞机在向下降落时都是倾斜式着落，打不开起落架或受伤失控倾斜降落的飞机，仅靠拦阻索或拦阻网是不能解决应急安全降落问题的。这种打不开起落架或受伤后失控倾斜下降的飞机，一般在下降前在空中都先将燃油放掉、军用飞机将挂载弹药抛掉，防止着落后燃油或挂载受冲击而引起爆炸，受伤失控飞机下降后，都会对飞机造成大小不同的各种损坏。采用拦阻网是一种最落后的手段，它同样对各种失控下降飞机造成更大的二次损坏或报废的可能，有时会猝不及防的造成机毁人亡的后果。
就当今美国最现代化的先进民航、航空母舰，当飞机在跑道上急需应急降落时仍采用拦阻网，首先对下降飞机来说是很不安全的，而且也更不科学。最为遗憾的是现代化飞机，到目前仍然采用百年以前的这种原始的不科学的捕捉鸟的操控方式。多年来，拦阻网已经在航空学术界里规定为一门理论必读的专业学科；而且在欧美等国早已将此项学科上升为世界性学数界的一项高科技技术的科研课题，拦阻网此项成果使很多国家的专业人士认为是最为安全可靠的，在没有别的先进拦阻降落技术的情况下，也只能是采用欧美使用的规定标准拦阻网，并且各民航国、各航母国还将这种落后的拦阻网装备规定为，应急降落必备的民航飞机场，航母飞机拦阻的主要高科技专用装备，多年以来，没人会从技术上怀疑针对拦阻网这一国际惯例的研究，这也是全世界航空装备国专业研究者与使用者们的一大悲哀。
飞机降落时仅靠占整体飞机集面积体的几佰或几仟分之一的尾钩强制性的点受力于
在拦阻索上是最不科学的，因为它是一种强制硬性的尾钩钩住拦阻索后(实际上就是根钢丝绳装了两个阻尼平衡油缸)，下降飞机在尾钩的小面积点上受到了强大硬性拉力的强制性拦阻。在每艘航母上，都设有4-5根的钢丝绳，号称拦阻索这个好听而又特别危险不可救药的所谓的安全装置，一直设在航母飞机降落的专用跑道上。还有的航母甲板上的飞机降落跑道上，设有5-6根以上的拦阻索，二战时的航母设有9根，这实际上就是对下降飞机设的几道最危险的下降障碍。特别是一旦下降飞机尾钩没钩住第一根拦阻索，特别是尾钩半勾后又脱钩而造成飞机沉浮式的上下弹跳，这时下降飞机向前冲时造成了下降飞机的失衡，而这时的第二根或第三根或第四根拦阻索等就很有可能挂到飞机前轮。一旦挂上前轮，就会造成对下降飞机在甲板上向前翻滚或冲入大海，造成飞机报废的严重后果。二战时期很多下降飞机都是因前轮挂上拦阻索而造成翻滚后冲入大海的，因下降飞机在下降时机头向上的仰俯角度一般在8-12度，最大仰俯角在15度角，下降飞机角度太大会造成风切变(因这时发动机是低速运转)飞机不好操控会造成飞机失衡等，所以前机轮距离甲板跑道很接近。
在当今还采用这种原始的下降方式，每次都会带给舰载机飞行员对下降前的恐惧感。仅靠不怕死的精神是解决不了飞行员心中恐惧感的。对飞行员而言，每当在向下降落时放下尾挂钩的那一刻，飞行员就有一种听天由命的恐惧感。所以有人说在航母甲板上设有5-6根以上的拦阻索在飞机降落的跑道上，就如同飞行员在刀尘上跳舞那样危险，所以必须彻底废除使用拦阻索的降落方式，这一不科学、不安全的对人机一直无法脱离的安全隐患。
我国对舰载机阻拦系统的研究起步较晚，但近十几年来为了满足国防科学发展的迫切需求，国内部分高校的一些学者们已经开始进行飞机阻拦系统的相关研究。其中，对陆基飞机阻拦过程中，阻拦索内的弯折波传播进行了研究，建立了陆基飞机撞偏后的阻拦运动模型，提出了舰载机对准着舰点位的动力学分析公式，提出了舰载机着舰点位的受力分析方法等。这些学者们的工作为航母舰载机阻拦问题的研究提供了大量参考基础。但是，由于参考资料受限，试验条件受限等种种原因，上述工作多以陆基飞机的阻拦过程为研究对象。部分研究中的舰载机阻拦过程、数学模型的算例验证，也都普遍选用了陆基阻拦系统的相关数据，其工作原理与以舰载机为阻拦对象的舰基阻拦系统仍然存在较大区别。
舰载机钩索后的减速制动过程，以及对舰载机着舰过程中始终受到海浪特征、甲板上来自海洋上各种不定向的气流场、舰载机气动性能等众多难以控制的复杂因素影响，在航母全寿命周期内的约胛＝100000 次的着舰作业中，舰载机仍然几乎没有一次在跑道上能够完全无偏航，且对准钩住阻拦索，这对航母的舰载机钩索后滑跑过程的分析提出了新的无人能及的挑战。而舰载机偏心、偏航、倾斜、上下沉浮等钩索后的减速运动特征、滑跑距离等运动要素对斜角甲板主尺度的设计影响巨大。这是当今各现代化航母无法解决的一大难题，也是造成目前航母甲板设计比较宽大的主要原因。
在舰载机偏心钩索、偏航钩索、倾斜钩索、上下沉浮钩索等4种情况叠加发生时，对整个减速滑跑过程一般表现在，为航母降落跑道主尺度设计上的各种滑跑轨迹，可提供较为真实的参考依据与设计原则。舰载机偏心与偏航钩索、倾斜钩索、上下沉浮钩索等后的滑跑分析：舰载机偏心与偏航钩索、倾斜钩索、上下沉浮钩索等，由于两端阻拦索被拉出的长度不同，阻拦机的2个阻拦索末端缓冲子系统将开始发挥作用，在一定程度上对舰载机的滑跑轨迹进行纠偏，舰载机在纯偏心与纯偏航状态钩索、和纯倾斜钩索、及纯上下沉浮钩索等减速制动过程中阻拦索的拉伸情况等。纯偏，舰载机的纯偏心钩索即为舰载机着舰钩索时的偏航角为0，但偏心距不等，由于左右阻拦索中的弯折波生成与传播相互独立，这也将使左右阻拦索与阻拦钩的夹角劈皖始终不同。实际上，这是采用阻拦索拉伸速度在机械机构原理上的一种正常反应，因在2个阻拦索末端的缓冲子系统在受到突然的外界拉力时，该缓冲子系统永远也达不到拉伸同步作用的绝对自然调整值的发挥，这就是尾钩纯偏心点面积钩索，而造成的机械自身不可调整到绝对值的一种超极限失衡后所造成的正常反应，它是无法用数字模型的算例来验证的死规矩。
舰载机纯偏心钩索的运动，将导致阻拦钩两侧阻拦索拉伸情况的不同，会使舰载机尾钩两侧阻拦索拉力不均的情况下贯穿整个滑跑过程。此外，由于尾钩两侧阻拦索拉力用缩小纯偏航，舰载机钩索后的减速制动过稃，舰载机纯偏航钩索的运动与舰载机的纯偏心钩索相似，纯偏航钩索也会导致阻拦钩两侧阻拦索拉伸情况的不同，使得在舰载机尾钩两侧阻拦索拉力不均的情况下，同样贯穿整个滑跑过程中对舰载机无法正常达到拉均的一个永远也绕不开的门槛。
此外，由于尾钩两侧拦阻索拉力的分力不均，很容易使舰载机在滑跑过程中出现跑偏现象，使得舰载机滑跑偏航角有所缩小，同时，就会发生偏心与偏航情况的舰载机钩索滑跑。当母舰航行于复杂海况中时，舰载机的着舰钩索通常同时存在偏心与偏航倾斜、上下沉浮弹跳等各种状态的叠加，这将使舰载机在滑跑过程中造成很大的影响，并且在每个时间内结束后的实际情况，对舰载机的受力、速度、加速度、冲跑距离、冲跑角度、冲跑方向等状态都无法得到在跑道上的时时修正，因母舰与起降飞机都是在不规则的两种动态中而致，现有跑道无法将这种闪电式快速的多态化的变化采用独立的人工智能控制。
而舰载机在着舰后由于舰载机前后三个机轮全都在甲板上受力，使整机下降的惯性力全部转换到三个滑跑机轮上，在甲板上的冲跑过程中，甲板跑道本身对下降飞机的惯性没有消除时是无法实现自控修偏的。航母摇摆角度在左右正负为5-10度时、可按舰载机下降时的速度比在理论上舰载机钩索后为每秒滑跑约 80米的速度速降至零，舰载机滑跑的偏心角达到左右正负约为5-10米，或者航母摇摆角度在左右正负15 度以上时、舰载机钩索后的滑跑在100米内偏心角达到左右正负约为15-20米不等。因为航母摇摆角度超过15-20度以上时，舰载机是不能安全起降的。同时，靠拦阻索拉伸系统是根本达不到对偏心控制的，这是采用机械模式拦阻受力点突增后，而造成拉伸控制系统被突然受力后的一种不能在瞬间内自然调整控制的，最极限性的机械超载后的失衡失控反应，称之为机载饱合状。机载超合严重时，导致尾钩失柔后而硬性折断、拦阻索拉断或机尾被拉断油缸被损坏等，导致飞机直接冲入拦阻网或大海等问题的出现，这是航母上常见的事。
舰载机同时偏心与偏航钩索的运动方法、是舰载机同时存在着偏心与偏航倾斜、上下沉浮四种状态。着舰钩索后，舰载机着舰点与跑道中线存在着，即尾钩两侧拦阻索拉出长度钩左右两侧的阻拦索开始被拉出，且有必不等。由于弯折波传播行程劈与露不同、传播速度矿与不同、拦阻索周期夹角位置都各有所不同等，同时结合尾钩两侧拦阻索的受力反馈情况，会对舰载机在运动进行时，进一步造成舰载机在甲板上的倾斜与弹跳。由于舰载机的偏心与偏航倾斜、上下沉浮滑跑，左右阻拦索伸长量并不相同，而由于拦阻机内拦阻索末端缓冲子系统的存在，所采用的数值也并不相同。这也是舰载机在滑跑过程中，常会出现在一定程度上的微量纠偏现象，其真正效果并不大。这就是靠拦阻索对下降飞机强制性、硬性拦阻，出现的各种不能在跑道上修正偏移的一个世界上的大难题，而跑道上自身一直也没设有偏心与偏航、倾斜与上下沉浮的各种人工智能的较科学的修正控制装备手段。
为了最真实的说明舰载机着舰减速滑跑过程，并为斜角甲板主尺度提供最可靠的设计参考，对舰载机滑跑过程的以“偏心加偏航倾斜、上下沉浮”的叠加状态程序中的相关迭代方案为核心。在舰载机钩索滑跑的程序和主要流程设计上，虽然目前一些工业设计软件能够实现极其逼真的拦阻系统建模，并对其进行仿真拦阻实验，但对于以飞行甲板主尺度设计为目的舰载机钩索滑跑而言，这种极其复杂的工业设计建模需要耗费大量的人力、物力、财力及时间，并且在仿真过程中有很多细节难以确定，并需要对实际问题进行大量简化，待模拟数据测出后、也无法有应对舰载机钩索滑跑“偏心加偏航倾斜加弹跳”的修正控制。其主要的原因就是下降飞机钩拦阻索后，这时航母受海上各种波次风浪等各种映射，造成母舰与降落飞机机索全都是在多种不规则万变的动态中，使其大量的研究工作都失去了对模拟真实性与舰载机拦阻作业过程的实际意义。
相比较而言，在保证关键问题与数据准确的前提下，对舰载机与阻拦系统相互作用的推导，以实践理论方法分析为基础，利用自编程序实现对舰载机钩索滑跑问题的模拟，不失为一种较为实用的仿真分析方法。更为重要的是在此基础上，可以随意通过修改程序获得不同的舰载机滑行轨迹、尾钩载荷曲线、舰载机速度与加速曲线以及各种比较数据等，使舰载机钩索滑跑过程中的各种问题均能够得到细致分析。这是目前(包括美国在内)一些依靠实体建模进行仿真计算的软件，但也仍然难以达到更为快速、更为准确一点的技术参数。由于采用强制性不科学机械模式阻拦系统，在很多不准确不确定的无技术含量模糊计算参数的情况下，也只能达到目前这种仅供参考的数字水平，但这些无含量的技术参数又无法应对和实际解决舰载机滑行轨迹的纠偏、倾斜、上下沉浮、弹跳等问题，所以大量的研究工作多年来只走于无知的仿真模糊计算出的无技术含量的各种软件被停留在一些无准确理论技术参数的形式上，其主要原因就是舰载机采用拦阻索钩索滑跑控制的这一不太科学的操控技术而致。
综上，自舰载机使用弹射起飞与采用拦阻索拦阻降落、或采用拦阻网应急拦阻降落飞机至今，民航机场跑道太长、建设成本高，有些受地理环境寒带、热带、水雾、限制，不能建设大型机场，在雨雾、冰雪、霜冻天气时，机场跑道滑而不能起降。以上情况的起飞与拦阻降落模式，是无法达到安全起飞与安全拦阻降落的，航母飞机的起降多年以来都是带着这几大关键性的难题直至今天，始终没有脱离旧的弹射起飞与采用拦阻索拦阻降落、或采用拦阻网应急拦阻降落飞机的方式，这些不太科学的强制手段模式根本就无法保证目前现代化飞机安全起降的。现在号称现代化的航母起降装置和应急措施手段，是远不能满足目前航母飞机的起降安全与维稳需要的，所以亟需新的更科学、更可靠、高智能、更安全高效、整合度高，且同时又能发挥多种高科技含量、高安全效能的快速起降方式、和快速应急的安全起降方式，来填补航母飞机、陆基机场飞机及各种海陆空架平台机场飞机的起降效率低、能耗大、摩擦大、寿命短，而且又不安全等相差的那个不足点，改变那些极不科学、不实用的各种危险性的操控方式及强制手段。要从根本上实现航母飞机、陆基机场飞机在任何突发应急情况下，达到在理论与实践上都能将飞机100％的安全的人工智能起降，完成航母飞机或无人机实战需要出发，更好的适应不断发展航母甲板专用飞机起降跑道平台、陆基机场安全控制飞机在跑道上起降维稳的需要出发

本发明的目的，主要针对现有的各种飞行器在起降时，可提供一种采用压缩空气作为核心动力能源的喷射气体可辅助各种飞机100％的快速安全起飞，与控制各种飞机100％的快速安全的降落，一种由压缩空气气体喷射超短距离的喷气平台智慧交通跑道装置系统。
简称“飞机起降器”装备。本发明的喷射气体平台智慧交通跑道装置系统，是一种在航母甲板平台智慧交通跑道、舰船甲板平台智慧交通跑道、陆基机场平台智慧交通跑道、各省城至县机场平台智慧交通跑道、各辖区至县机场平台智慧交通跑道、各高山、山区机场平台智慧交通跑道、旅游区机场平台智慧交通跑道、隐藏式山洞内机场平台智慧交通跑道、海岛机场平台智慧交通跑道、岛礁机场平台智慧交通跑道、水上气囊托浮体式机场平台智慧交通跑道、寒带-低温在零下60度、热带-高温在零上80度的机场平台智慧交通跑道，以及冰雪水域青藏高原机场平台智慧交通跑道上等，全可设装上超短距离喷气平台智慧交通跑道装置系统，并且可实现超越原先各种大小机场平台智慧交通跑道上对起降飞机无法控制的各种功能，特别是提高对大、中、小型飞机起降面积有局限的一些环境地区均可实现超短距离喷气平台智慧交通跑道“飞机起降器”装备。
本发明针对现有技术的不足提供了一种带高效超短距离滑行或垂直起降飞机装置的
航母、舰船、水陆平台喷气跑道；包括有高效超短距离滑行或垂直起降飞机，或无人机装置的航母甲板喷气跑道或垂直起降飞机喷气平台装置，以及对喷气跑道或喷气平台装置的操纵控制系统，其中：在所述航母甲板上、陆基机场或各种平台上可辅助飞机起降喷气跑道装置，并且在各条喷气跑道外边的前艏尾端部位和跑道外边的左右侧上，分别设有对称隐卧式可升降仰俯或隐卧式与道面水平式0-90度角，并且可立起放平式0-30米高升降管式大口径喷射气体层流装置，该升降管式大口径喷射气体层流装置，是安全防止起降飞机在起降时突然失控时的应急协助起飞或应急拦阻；所述航母甲板喷气跑道或陆基机场与各种喷气跑道平台装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种可充放气海上升降气囊浮体式喷气跑道平台装置，该喷气跑道平台装置可逆向应急降落飞机喷射出各种不同角度的气体层流来拦阻飞机减速，并且将降落飞机惯力消除在海上升降气囊浮体水上自然滑行减速喷气跑道平台装置上，所述可充放气升降气囊体陆基气囊自然滑行减速平台式喷气跑道装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种在各种舰船由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置或为一种海上拖船拖动式或自身独立移动式喷气跑道平台，由压缩空气喷射气体层流形成的短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置或为一种与各种舰船连体式，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置，所述各种舰船各种拖船上设装的专用喷气跑道平台装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种在舰船后尾端设有可伸缩式水上可独立浮体气囊平台，或左右船舷两侧端部位的某一侧上，或左右船舷两侧各部位上，设有可伸缩式由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道装置，所述在舰船后尾端设有可伸缩式或左右船舷两侧端部位的某一侧上或左右船舷两侧各部位，设有超短距离滑行或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置，该装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种海上固定平台，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置，所述在海上固定平台专用喷气跑道装置，所述在海岛超短距机场跑道、岛礁超短距机场跑道、石油平台超短距机场跑道、人造浮岛上超短距机场跑道、各边防哨所配送各种物资的5-10吨机翼式无人机或无人直升机、由压缩空气气体垂直喷射垂直助推起降无人直升机平台，以及不会受天气雨雾、冰雪、霜冻地理面积小等环境所限制的寒带-低温在零下60度、热带-高温在零上80 度地区或山寨，尤其在海上航母、舰船、水陆平台、青藏寒带高原机场上的各种机翼式无人机喷气式超短距跑道、或对无人直升机垂直起降平台的装置，该装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种可设置在海上或江湖浮体平台上，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置，所述在海上或江湖浮体平台专用喷气跑道装置为在各物流区超短距起降跑道、旅游区超短距起降跑道、各沙漠山区超短距起降跑道、可隐藏式山洞超短距起降跑道、或海岛、水面、山洞或伸缩气囊式超短距起降跑道装置，该装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种陆基飞机场，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑
行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置；或为一种陆基可移动折叠骨架伸缩充放气囊垫式喷气跑道平台装置，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道平台装置，所述在陆基飞机场，陆基可移动折叠骨架伸缩充放气囊垫式平台喷气跑道装置与操纵控制系统相连接；
所述平台喷气跑道为一种未来在城乡家庭个人小型飞机在陆基或陆基空架飞机平台
边防哨所，并可延伸至具有国际通用性标准的起降或存放家庭飞机机场的流动超市，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道装置，一种受天气、地理面积等环境所限制的寒带-低温在零下60度、热带-高温在80度的各种地区，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行、或垂直起降飞机或无人机专用跑道平台装置，所述在城乡家庭个人大小型飞机或大中小型无人机，在陆基或陆基空架飞机平台、舰载固定翼无人机在降落时可100％辅助回收不摔无人机身与机头，各边防哨所专用喷气跑道平台装置，有人或无人直升机起降气体垂直喷射平台装置与操纵控制系统相连接。
形成所述平台喷气跑道可采用目前成熟的涡喷、涡扇、轴流风机式、空气压缩机、液变气多种方式的供气气源技术，作为该喷气跑道的主要核心的动力能源，将以上几种供气气源中的某一种气源，输入至该平台喷气式跑道的各储气、供气人工智能控制系统内，便可形成一条超短距离安全起降飞机的喷气平台跑道装置的结构。
整体结构由七个区域构成；各区域上，分别由设装有多块阀体板主体模块分总成(73)相组合而成的七个区域，该阀体板主体模块分总成(73)的内框架结构的下部设置有形腔室；喷气跑道的第一区域20 米长(1)，喷气跑道的第二区域20米长(2)，喷气跑道的第三区域20米长(3)，喷气跑道的第四区域20 米长(4)，喷气跑道的第五区域20米长(5)，喷气跑道的第六区域20米长(6)和喷气跑道的第七区域 20米长(7)，分别将各区域设装在各机场跑道上或航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上，一至七个区域构成140米长的各条机场，专用长度按各种不同的机型所需设定，或设定一种大小机型相兼容的喷气跑道或航母甲板对舰载机或无人机起降专用喷气跑道整体的结构；
所述在喷气跑道的第一区域20米长(1)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)与专用跑道左固定机脚(8)；
所述在喷气跑道的第一区域20米长(1)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)的左外下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机(30)；在喷气跑道的第一区域20米长(1)的右外，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座 (17)；在跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)的右外下部，设有跑道右外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机(31)；
所述在喷气跑道的第一区域20米长(1)的横向内侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第一区域20米长(1)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第二区域
20米长(2)；在喷气跑道的第一区域20米长(1)的前纵向外侧，设有跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩(14)；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩(14)上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管(10)；与应急起降储存输放气桶连接管(11)；和备用起降储存输放气桶连接管(12)；及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩座固定螺栓(18)，构成喷气跑道整体的三套独立输气源畅通无阻与镶嵌框横向压条密封固定的合理连接机构。
在跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)之间的内侧，分别设有跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米(33)；在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米(33)的右内侧，设有跑道前左机轮道红黄绿警示灯(26)与跑道前右机轮道红黄绿警示灯(27)；在跑道前右机轮道红黄绿警示灯(27)的右中外侧，设有跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米(35)；在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米(35)的右侧，设有跑道后右机轮道红黄绿警示灯(29)；
所述在专用喷气跑道后右机轮道红黄绿警示灯(29)的右外侧，设有跑道右外第一个区域各喷口打开 1-2毫米(34)；在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米(34)右外侧，设有跑道右内中外纵向多个气幕喷气口(61)；在跑道右内中外纵向多个气幕喷气口(61)右外侧，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)；在跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)上，分别设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(25)与跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓(21)；和专用跑道右固定机脚(9)；及跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)；构成各部件合理协调相一致性维修拆装方便和喷气保护气源的连接与警示与安全起降的操纵控制；
所述在喷气跑道的第二区域20米长(2)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)；专用跑道左固定机脚(8)，构成喷气跑道整体各部位置固定连接与警示的结构协调性；
所述在喷气跑道的第二区域20米长(2)的橫向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第二区域20米长(2)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第三区域20米长(3)；在喷气跑道的第二区域20米长(2)的前纵向之间，设有喷气跑道的第一区域
20米长(1)，构成整体对喷气跑道一至三个区域部分跑道机构的协调配合控制的一致性；
所述在喷气跑道的第三区域20米长(3)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)；与跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，和专用跑道左固定机脚(8)；
所述在喷气跑道的第三区域20米长(3)的横向左中侧，设有跑道后左机轮红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第三区域20米长(3)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第四区域
20米长(4)；在喷气跑道的第三区域20米长(3)的前纵向之间，设有喷气跑道的第二区域20米长(2)，构成一至四个区域各区域之间结构连接合理匹配的一致性；
所述在喷气跑道的第四区域20米长(4)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)，与跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，和专用跑道左固定机脚(8)；
所述在喷气跑道的第四区域20米长(4)的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第四区域20米长(4)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第五区域20米长(5)；在喷气跑道的第四区域20米长(4)的前纵向之间，设有喷气跑道的第三区域
20米长(3)，构成对喷气跑道各区域部件的相互连接与安全警示的可靠性；
所述在喷气跑道的第五区域20米长(5)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)，与跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，和专用跑道左固定机脚(8)；
所述在喷气跑道的第五区域20米长(5)的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第五区域20米长(5)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第六区域20米长(6)；在喷气跑道的第五区域20米长(5)的前纵向之间，设有喷气跑道的第四区域
20米长(4)；
所述在喷气跑道的第六区域20米长(6)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)，与跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，和专用跑道左固定机脚(8)；
所述在喷气跑道的第六区域20米长(6)的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)；在喷气跑道的第六区域20米长(6)的左外侧后纵向之间，设有喷气跑道的第七区域20米长(7)；在喷气跑道的第六区域20米长(6)的前纵向之间，设有喷气跑道的第五区域
20米长(5)，构成各区域机构与各区域配合各运动机构与固定机构件之间在实际应用上的先进合理的操控性；
所述在喷气跑道的第七区域20米长(7)的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座
(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)，与跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，和专用跑道左固定机脚(8)，构成喷气跑道各区域部件可整体组合固定的安全警示性。
该平台喷气跑道上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管(10)，与应急起降储存输放气桶连接管 (11)，和备用起降储存输放气桶连接管(12)，及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓(19)，构成对整体喷气跑道最为完整的三套独立安全配气系统密封与气源畅通的安全实用性；
所述专用喷气跑道左固定机脚(8)，专用跑道右固定机脚(9)，正常起降储存输放气桶连接管(10)，应急起降储存输放气桶连接管(11)，备用起降储存输放气桶连接管(12)，跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩(14)、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩 (15)、跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)、跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓(18)、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓(19)、跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓(20)、跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓(21)；
所述在专用喷气跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)上，分别设有跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝(13)，与跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓20，在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16) 的下底部位上，设有专用跑道左固定机脚(8)；
所述在专用喷气跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)上，设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(25)；在跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)的下底部位上，设有专用跑道右固定机脚(9)，与跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓(21)；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14)上，分别设有跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯(22)，与正常起降储存输放气桶连接管(10)，和应急起降储存输放气桶连接管(11)，及备用起降储存输放气桶连接管(12)，以及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓(18)，构成对喷气跑道整体的固定布局与配气机构的布局封闭性连接与安全正常起降的可操控性；
所述在专用喷气跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩(15)上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管(10)，与应急起降储存输放气桶连接管(11)，和备用起降储存输放气桶连接管(12)，及跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯(23)，以及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓(19)；
所述专用喷气跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯(22)，跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯(23)，跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(24)，跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯(25)，跑道前左机轮道红黄绿警示灯(26)，跑道前右机轮道红黄绿警示灯(27)，跑道后左机轮道红黄绿警示灯(28)，跑道后右机轮道红黄绿警示灯(29)，构成对喷气跑道整体自动信号的警示与安全主动的可操控性。
所述跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机
(30)，跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米(59)，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)；在跑道左外镶嵌框纵向压条座(16)的内下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机(30)；在跑道右外镶嵌框纵向压条座(17)内下部，设有跑道右外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机(31)；
所述在喷气跑道左外第一个区域各喷口打开1-2毫米(32)，在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2 毫米(33)，在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米(34)，在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米(35)；
所述在喷气跑道左外第二个区域各喷口打开2-3毫米(36)，在跑道左中第二个区域各喷口打开2-3 毫米(37)，在跑道右外第二个区域各喷口打开2-3毫米(38)，在跑道右中第二个区域各喷口打开2-3毫米(39)；
所述在喷气跑道左外第三个区域各喷口打开3-4毫米(40)，在跑道左中第三个区域各喷口打开3-4 毫米(41)，在跑道右外第三个区域各喷口打开3-4毫米(42)，在跑道右中第三个区域各喷口打开3-4毫米(43)；
所述在喷气跑道左外第四个区域各喷口打开4-5毫米(44)，在跑道左中第四个区域各喷口打开4-5 毫米(45)，在跑道右外第四个区域各喷口打开4-5毫米(46)，在跑道右中第四个区域各喷口打开4-5毫米(47)；
所述在喷气跑道左外第五个区域各喷口打开5-6毫米(48)，在跑道左中第五个区域各喷口打开5-6 毫米(49)，在跑道右外第五个区域各喷口打开5-6毫米(50)，在跑道右中第五个区域各喷口打开5-6毫米(51)；
所述在喷气跑道左外第六个区域各喷口打开6-7毫米(52)，在跑道左中第六个区域各喷口打开6-7 毫米(53)，在跑道右外第六个区域各喷口打开6-7毫米(54)，在跑道右中第六个区域各喷口打开6-7毫米(55)；
所述在喷气跑道左外第七个区域各喷口打开7-8毫米(56)，在跑道左中第七个区域各喷口打开7-8 毫米(57)，在跑道右外第七个区域各喷口打开7-8毫米(58)，在跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米(59)，构成第一个区域至第七个区域对整体喷气跑道上、对各区域喷气口间隙打开大小满足起降飞机在各区域快速起降的安全控制，各区域喷气大小都与机内飞行员和喷气跑道指挥塔台的操控系统相互切换，最终由飞行员在飞机内整体的完成操纵喷气跑道对起降飞机的控制。
在所述喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口 (60)、跑道右内中外纵向多个气幕喷气口(61)、跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口 (62)、跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口(63)、跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口(64)；跑道纵向喷射50-
400目智能水雾喷嘴(72)，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上；
所述在喷气跑道左内中外纵向多个气幕喷气口(60)、跑道右内中外纵向多个气幕喷气口(61)、跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口(62)、跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口(63)、跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口(64)，构成了整条跑道不受外界风干扰的影响，并在跑道内每一区域都设有正常、应急备用起降飞机的三个各自独立切换系统的智能控制各区域主喷射口的正常工作；
所述在喷气跑道每一块阀体板主体模块分总成(73)模板下座的前后左右部位，都分别设有安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫(65)；跑道安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫(66)，跑道安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓(67)；构成对整条跑道在飞机起降时过载后的各种缓冲与减震，其达到对起降飞机时不会造成对跑道的震动；
从喷气跑道第一区域至喷气跑道的第七个区域内，设有多块阀体板主体模块分总成
73；在阀体板主体模块分总成73上，设有多个跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库(68)，跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库(69)，万向球面套式180-
360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”(70)，内旋转轴套槽形喷气口97，；制造增氧或制造缺氧喷气口(71)，跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴(72)；构成对内外轴套连接叉库对各旋转轴槽形喷射口或圆孔形喷射口，各喷射口的同轴度及转向角度达100％的准确无误；
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成(73)上的第一个区域20米长(1)至第七个区域
20米长(7) 上，分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口(60)，与跑道右内中外纵向多个气幕喷气口(61)，和跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口(62)，及跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口(63)，以及跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口(64)，构成喷气跑道每个区域的三套气幕保护独立切换操纵控制，并构成了整体跑道外界环境各种强风的对其干扰；
所述在喷气跑道每块阀体板主体模块分总成(73)模板下座的前后左右部位，都分别安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫(65)；安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫(66)；安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓(67)；以上所述，构成整体喷气跑道,对起降飞机实现了整体缓冲与减震使用期间的安全性能；
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库(68)，与跑道的内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库(69)；
构成整体喷气跑道各区域横向各内外旋转轴在任何传动时,各喷射口角度打开大小都
100％的在一个轴线上,在各喷气口开关闭时的准确角度、密封，防止尘物、雨水或海水进入各喷气口及截流阀形腔内；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有万向球面套式180-
360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”(70)；内旋转轴套槽形喷气口(97)，与制造增氧或制造缺氧喷气口(71)，和跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴(72)；构成整体喷气跑道各区域主动对应急起降飞机的可靠安全性操纵控制，并且可安全拦阻各种大型飞机安全降落。
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有喷气跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库(68)；跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库(69)；万向球面套式180-360 度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”(70)；内旋转轴套槽形喷气口 (97)；与制造增氧或制造缺氧喷气口(71)；和跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴(72)；构成整体喷气跑道各区域主动对应急起降飞机“偏心加偏航倾斜、上下沉浮扶正”的时时修正，对重型600吨以上的飞机降落采用水雾气体实施安全拦阻着舰控制，以及对喷气跑道气源构成合理保护利用和再利用作用下的可靠安全性对起降飞机的操纵；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴 (98)；在0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴(98)上，设有内旋转实芯轴或空芯轴套圆孔形喷气口 (99)；在0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴(98)的两端，设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽(113)，分别设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室(74)；在跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室(74) 下，设有跑道阀体板主体模块下底板底座(86)；在跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室(74)内，设有万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)；在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)上，设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式(136)；和压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座(139)，构成外界输入气源对整体喷气跑道内喷射气源的正常安全起降的操纵控制。
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板(89)；在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板(89)下，设有气动伸缩顶动油缸(75)；在气动伸缩顶动油缸(75)上，设有气动伸缩顶动液压油缸伸缩连动杆(76)；与伸缩连动杆与各控制旋转轴阀导向条臂连接板(77)；和伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫 (78)构成整体喷气跑道气动与油动缸混合快速灵活的安全操纵控制机构；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套固定座 (94)；在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套固定座(94)上，设有压缩空气内外旋转轴套套筒外摆动臂固定槽柄座(79)；在压缩空气内外旋转轴套套筒外摆动臂固定槽柄座(79)上，设有外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓(80)；在外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓(80)的下端，设有内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓(81)；在内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓(81)下，设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承(138)构成整体喷气跑道气动顶动油缸混合连接件灵活摆动导向自如的可靠使用的操控机构；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有气动伸缩顶动油缸(75)；
在气动伸缩顶动油缸(75)上，设有内外旋转轴套套筒推动齿条或连接导向条(82)；在内外旋转轴套套筒推动齿条或连接导向条(82)上，设有伸缩连动杆与各控制旋转轴阀导向条臂连接板(77)；与伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫(78)；和内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓(81)；及导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承(138)；在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成73内框上，设有控制缸连接固定座(83)；在控制缸连接固定座(83)上，设有控制缸连接固定铰轴(84)；与气动伸缩顶动油缸(75)构成整体喷气跑道的各控制部件的灵活实现，在摆动转轴滑合精度上的安全操纵使用寿命的稳定性；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴 (72)；跑道道面面板(85)；跑道左内中外纵向多个气幕喷气口(60)；跑道横向中央至左右对称设有万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”(70)，构成整体喷气跑道上修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”喷气口对飞机轨迹可时时的调整控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的下部，设有喷气跑道阀体板主体模块下底板底座(86)；在喷气跑道阀体板主体模块下底板底座(86)上，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室(74)；跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座(87)；跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔(91)；正常起降储存输放气桶连接管(10)；应急起降储存输放气桶连接管(11) 和备用起降储存输放气桶连接管(12)，构成整体喷气跑道三套自保的配气系统输气畅通与密封固定支撑性能的控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的下部，设有喷气跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座(87)；在喷气跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座(87)上，设有跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔(91)；与气动伸缩顶动液压油缸伸缩操纵机构安装室(88)；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板搭接口(90)；在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板搭接口(90)左右两侧上，各设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板(89)；在喷气跑道阀体板主体模块下底板底座(86)下，设有在跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板(92)；在跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板(92)上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管(10)；应急起降储存输放气桶连接管(11)；
备用起降储存输放气桶连接管(12)；多种内主供气源各输气储存放气桶接口座孔(140)；压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座(139)；与跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔(91)，构成整体喷气跑道三套的配气系统与气动伸缩顶动液压油缸伸缩安装维修使用方便的操纵控制机构。
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒(96)；在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒(96)上，设有内旋转轴套槽形喷气口(97)；设置在该阀体板主体模块分总成(73)上的0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴(98) 上，设有内旋转实芯轴或空芯轴套圆孔形喷气口(99)，构成整体喷气跑道的各喷射口气流，由轴杆与轴套间隙密封标准精度的内部控制结构配合调整；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有制造增氧或制造缺氧喷气口(71)；在制造增氧或制造缺氧喷气口(71)上，分别设有由30-90度固定角度的30度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(100)；由30-90度固定角度的40度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(101)；由30-90度固定角度的50度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(102)；
由30-90度固定角度的60度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(103)；由30-90度固定角度的70度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(104)；由30-90度固定角度的80度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(105)；由30-90度固定角度的90度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒(106)，构成整体喷气跑道内部一至七个区域各喷射口旋转轴轴套间隙密封与储气室结构的标准可控性；
所述喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有由0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒(96)；在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒(96)上，设有旋转轴密封盘根安装槽(107)；在旋转轴密封盘根安装槽(107)上，设有旋转轴密封盘根(108)；所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套固定座口(109)；在旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套固定座口(109)上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或上下输气室密封瓦盖(110)；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔(95)，构成整体喷气跑道内部喷射口旋转轴对供气气源密封结构精密封闭气源的可靠性的操控；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套固定座(94)；在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套固定座(94)上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套(93)；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔(95)；在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设装有制造增氧或制造缺氧喷气口(71)；在跑道制造增氧或制造缺氧喷气口(71) 内，设有0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴(98)；在0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴(98) 上，设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽(113)；在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽(113) 上，可分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动曲轴摆动角度轴(111)；与旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动直轴摆动角度轴(112)，构成各旋转轴与头两端之间相连接后的传动灵活、装配方便、使用安全、可靠性的操控。
所述喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)上，设有万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)；万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓(141)；设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上；
所述万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)，在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)上，设有万向球面喷射头外定位固定座(116)；与万向球面套式喷射头法兰座(115)；与万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式(136)；和万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)；
所述在喷气跑道各区域的阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有万向球面喷射头外定位固定座 (116)；与万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓(141)；和纵向马达或气动缸固定支架(121)；及万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板(126)；
所述在万向球面喷射头外定位固定座(116)上，分别设有万向球面喷射头旋转摆动球面套座固定内挡圈(117)；与万向球面喷射口旋转球体摆动球面套固定座(118)；和万向球面喷射口旋转摆动球面体 (119)；构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，喷射气体分总成整体的固定位置的连接与灵活的操纵控制；
所述在万向球面喷射口旋转摆动球面体(119)上，分别设有万向球面套式喷射头法兰座(115)；与万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式(136)；和万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)；构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，实现喷射气体分总成整体的气源操控系统的更安全的操纵控制；
所述在万向球面喷射头外定位固定座(116)上，分别设有纵向马达或气动缸固定支架(121)；与横向拨杆传动马达或气动伸缩缸传动推动拨杆(122)；和纵向马达或气动缸控制(123)；
所述在纵向马达或气动缸控制(123)上，分别设有万向球面0-360度可任意调整纵向拨动齿轮或气动控制伸缩传动推杆(120)；与万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组(127)；
所述在万向球面喷射头外定位固定座(116)上，分别设有万向球面喷射头座密封垫
(124)；与万向球面喷射头锁母(125)；和万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板(126)构成万向球面套式旋转摆动0-360度，可任意调整各角度喷射气气体分总成整体的固定支撑控制；
所述在万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板(126)上，分别设有万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组(127)，与万向球面喷射头导向丝杠或导向气阀控制伸缩杠(128)，和万向球面喷射头导向锁紧丝母(129)，以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡 (134)，与万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂(130)，和万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓(131)，与万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋(132)，及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔(133)构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，并将喷射气体整体的控制，和传动导向摆动时的可靠稳定控制；
所述在万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式(136)上，分别设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂拨杆支撑座(135)，与万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)，和万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔 (133)，与万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋(132)，和万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓(131)，及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂(130)，以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡(134)，构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常安全起降控制，并且对万向球面喷射头导向活络支撑板摆动灵活性的可靠操控；
所述在万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂(130)的两端，分别设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承(138)；在导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承(138)内，设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡(134)，构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，和喷射气体整体的固定支撑和对气体的导向运动更为灵活性控制；
所述在喷气跑道各区域的阀体板主体模块分总成(73)上，分别设有万向球面喷射头外定位固定座 (116)；在万向球面喷射头外定位固定座(116)上，分别设有万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓(141)；
所述在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成(137)上，分别设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式(136)，与压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座(139)；构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常安全起降支撑性控制；
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座(209)；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座(209) 上，分别设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒防水、防尘、防冻油封或盘根(208)，和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向下串气压力缓冲轴承(211)，在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座(209)外，设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座(210)；在万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座210外，设有万向球面喷射口旋转摆动球面体(119)，构成万向球面喷射头双套筒外套筒固定内旋转套筒旋转灵活与360度摆动及防尘、防水控制；
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)上，分别设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒(212)，与万向球面喷射头内外套筒上串气单气封或盘根(213)，和万向球面喷射头内旋转套筒输放气内槽孔(214)，以及万向球面喷射头内外套筒中部串气单气封或盘根(215)，构成万向球面喷射头内旋转套筒旋转灵活与外固定套筒之间的密封性控制；
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成(114)上，分别设有万向球面喷射头外固定套筒常开式输气进气口(217)；在万向球面喷射头外固定套筒常开式输气进气口(217)内，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒(225)；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒(225)上，设有万向球面喷射头内旋转套筒内进气输气口(216)，以及万向球面喷射头内外套筒下串气双气封或盘根(218)，构成输通气源的正常喷射与气源的正常打开与正常的关闭气源与气源的密封性的灵活控制；
所述在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒(225)上，设有万向球面喷射头内旋转套筒向上串气抗压力缓冲轴承(219)，与万向球面喷射头内旋转套筒向上串气防压力锁固法兰螺母(220)，和万向球面喷射头内旋转套筒锁紧螺牙(221)，及万向球面喷射头内旋转套筒摆动臂固定栓(224)，和万向球面喷射头内旋转套筒摆动臂(223)，与万向球面喷射头内旋转套筒摆动臂推拉球头(222)，构成内旋转套筒与外固定套筒的旋转输入气源的灵活控制，摆动角度的准确、可靠；
所述在万向球面喷射头外固定套筒常开式输气进气口(217)上，设有各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座(169)，与跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管(157)，和可360度旋转摆动连接弯头(162)，及跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关(151)，构成输通气源的正常打开与关闭。
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部，分别设有跑道内正常储存放气桶(146)、与跑道内应急储存放气桶(147)，在喷气跑道内正常储存放气桶(146)、与跑道内应急储存放气桶(147) 上，各设有的制冷、制热传感调控器(207)，其作用可保证跑道各喷射口喷出的流量足够起降飞机所用的气源，并保证在寒、热带环境下可使跑道道面温度正常起降飞机，构成整条喷气跑道在雨雾、冰雪或高温天气时正常安全起降的安全操纵控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部，分别设有多个输送主气源快速连接插头(142)，和多根跑道内储存放气桶输气管(143)，与多个跑道内正常储存放气桶单向阀(144)，及多个跑道内应急储存放气桶单向阀(145)，控制各独立系统的通用气源和独立气源系统切换或故障时能仍然正常起降，构成整条喷气跑道的供气气源机械传动控制、电路系统控制的安全保障；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部，分别设有喷气跑道内正常储存放气桶 (146)，与跑道内应急储存放气桶(147)，和跑道内正常储存放气桶外视气压表(148)，及跑道内应急储存放气桶外视气压表(149)，以及跑道内正常喷射口气体调压截止阀(150)，与跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关(151)，和跑道内应急喷射口气体调压截止阀(152)，及跑道内应急气体喷射口电磁截止阀开关(153)，以及跑道内正常与应急储存放气桶内气源切换电磁截止阀开关(154)，其保证各供气源的正常控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内下部，分别设有跑道内正常与应急储存放气桶集流排供气单向阀(155)，与跑道内正常与应急储存放气桶压缩机供气单向阀(156)，和跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管(157)，及跑道内应急气体喷射口输放气软硬偶合连接管(158)，以及跑道内正常储存放气桶互通气软硬偶合连接管(159)，与跑道内应急储存放气桶互通气软硬偶合连接管(160)，构成可安全保证各主气源可恒压稳定性的正常供气可更有选择性对气源的分配控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部，分别设有喷气跑道内气体调压截止阀与电磁截止阀开关连接外丝(161)，和可360度旋转摆动连接弯头(162)，与跑道内正常气体喷射口万向头横向输通气管(163)，及跑道内应急气体喷射口万向头横向输通气管(164)，在跑道内应急气体喷射口万向头横向输通气管(164)上，分别设有智能式制冷、制热传感调控器(207)，以及跑道内正常气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套(165)，和跑道内应急气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套(166)，与跑道内正常与应急横向管密封塞堵(167)，可保证各气源系统的正常输出及跑道道面正常温度的起降；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部位上，分别设有喷气跑道内正常与应急和储存放气桶电磁截止阀间歇续流二极管(168)；跑道各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座(169)；跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉(170)；跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉连接锁止板(171)；跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉锁止板与推杠固定螺栓(172)，可保证各储存放气桶气压的恒定以及横向管摆动叉角度控制在正负
0.5度角的范围内，构成可更精准确的利用气源与节省气源的安全起降灵活效果。
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部位上，分别设有跑道内正常喷射口前进止动机械式电控行程开关(173)；跑道内正常喷射口后退止动机械式电控行程开关(174)；跑道内应急喷射口前进止动机械式电控行程开关(175)；跑道内应急喷射口后退止动机械式电控行程开关(176)，确保角度传感信号控制开关失灵后的备用而设置的一种行程电控开关，构成双保险电路模式的人工智能控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部位上，分别设有跑道内正常喷射口前进止动人工智能式电控行程开关(177)；跑道内正常喷射口后退止动人工智能式电控行程开关(178)；跑道内应急喷射口前进止动人工智能式电控行程开关(179)；跑道内应急喷射口后退止动人工智能式电控行程开关(180)，确保各喷射口角度的准确性，构成与电子信号传感开关控制形成机械电子双保险电路模式与人工智能操纵控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)的内下部位上，分别设有跑道内正常喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器(181)；跑道内应急喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器 (182)；跑道内正常伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板(183)；
跑道内应急伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板(184)；跑道内正常伺服电机或推动油缸(185)；跑道内应急伺服电机或推动油缸(186)；跑道内正常与应急推动轴光杠(187)；跑道内正常与应急推动轴光杠导向轴滑套(188)，其最佳效果可正常人工智能控制各喷射口所喷射出的各种所需准确角度所需定时、定压、定量的气体，对起降飞机达到100％的安全起降；
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成(73)内框的形腔室，内下外部喷气跑道道面下部基础的地坑内分别设有；正常与应急和备用的三套独立人工智能并且可相互数控切换的供气系统、供电系统、飞控系统的各种安全操控系统和安全的新模式非操控系统，在喷气跑道地坑内，分别设有跑道辅助装备压缩机储气罐供气系统(189)；集流排储气钢瓶供气系统(190)；在集流排储气钢瓶供气系统(190)上，设有的制冷、制热传感调控器(207)；低压彩色气体与预热氧主气体喷射口(226)，其作用可保证跑道上的正常起降。该喷气跑道可作为校飞验收新机型飞机的各种实测风动的动态和各种实测风动的静态，本跑道是该领域最佳的一条检测校飞装备线，可达到100％的准确地实测出；由喷气跑道内自身可制造出的各种可对外界起降飞机环境跑道道面上、可释放出各种佰分比不同比例的制增氧、制缺氧、制冷、制热、制霜、制雪、制冰、制雨、制造龙卷风、制造各种乱风等功能，可对各种新制造出厂的飞机机型性能与技术标准和各种技术参数在喷气跑道上的起降测试与检验；
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成(73)内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关(227)；并在跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关(227) 上，设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀(228)；同时还设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关(229)；并在跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关(229)上，设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀(230)；跑道内外右侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管(231)；与跑道内外左右侧气幕万向头喷射口纵向输通气管摆动拨动叉滑套(232)，其最大实际效果防止跑道外右侧风对起降飞机在跑道内的正常起降时的不良干扰；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关(233)；并在跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关(233)上，设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀(234)；并且还设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关(235)；并在跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关(235上)，设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀(236)；与跑道内外左侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管(237)，其最大实际效果是防止跑道外左侧风对起降飞机在跑道内起降时对道外左侧风的不良干扰；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框下部的形腔室内，分别设有跑道内正常接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器(238)，与跑道内应急接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器(239)之间，三者远近距离的导航可相互切换，而且各种飞行物在喷气跑道上不能任意、随意、自由起落，该跑道对各种飞行物体有智能软件对其认识区别后的自然接受功能，以及对移动飞行物体的全球导航定位功能，特别是对各种导弹或自杀无人机或有人机来攻击，该喷气跑道能将其各种不认识的各种无人机或有人飞机导弹等飞行物体快速排除吹飞，有效的保护了喷气跑道安全正常运营的最大优点；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外左右侧与中左右侧红黄绿指示灯线路输入六孔电源座(240)，与其相连接的跑道右外侧红黄绿指示灯接线转接端子(241)，和跑道右中侧红黄绿指示灯接线转接端子(242)，及跑道左中侧红黄绿指示灯接线转接端子 (243)，以及跑道左外侧红黄绿指示灯接线转接端子(244)，其最大效果是可正常供给各组指示灯的电源，并在夜间起降对飞行员更安全醒目；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框下部的形腔室内，分别设有喷气跑道正常与应急主喷气口和正常与应急气幕电磁阀电路输入四孔电源座(245)，与跑道内右外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀控制接线端子(259)，和跑道内右中正常与应急主喷气口各电磁阀控制接线转接端子(260)，及跑道内左中正常与应急主喷气口各电磁阀接线转接端子(261)，跑道内左外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀接线转接端子(262)；其最大效果是保证各电控部件与电子信号对其可有着正常安全规范的控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线输入五孔电源座(246)，和跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线接线端子(263)，和跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x 北斗x伴热线接线端子(264)，其最大效果是保证气源供给与导航信号的准确无误，及冰雪、燃热天气对跑道都能100％的有一个良好的正常温控智能调整；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道正常推动主喷射气口的1-2号伺服电机输入四孔电源座(247)，和跑道内正常推动主喷气口前后角度1号伺服电机接在1－2接点接线转接端子(265)上，为控制1号伺服电机的一个闭合电路，及跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号伺服电机接在4－5接点上1-
2-3接在导流板放平接线转接端子(266)上，为控制 2号伺服电机的一个闭合电路，其作用确保各伺服电机的正常供电；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道应急推动主喷射气口的3－4号伺服电机输入四孔电源座(248)，和跑道内应急推动主喷射气口前后角度3号电机接在1-2接点的接线转接端子(267)上，为控制3号伺服电机的一个闭合电路，和跑道内应急推动主喷射气口前后角度4号伺服电机接1-2点3-4-5接导流板立起的接线转接端子(278)上，为控制4号伺服电机的一个闭合电路，其作用确保各伺服电机的正常输供电的控制；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机输入四孔电源座(249)，和跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机接线转接端子(268)，为控制跑道内正常主喷气口前后角度推动1号伺服电机信号传感器的闭合电路，跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机输入四孔电源座(256)，和跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机接线转接端子(269)，与跑道内应急主喷气口前后角度控制4号伺服电机输入四孔电源座(257)，跑道内应急主喷气口前后角度控制4号电机接线转接端子(277)，跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机输入四孔电源座(250)，和跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机接线转接端子(270)，其作用是保证输入电源和各种电子信号传感器的正常；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常前进接近或后退接近1号伺服电机传感开关输入六孔电源座(251)，和跑道内正常前进接近或后退接近 1号伺服电机传感开关接线转接端子(271)，与跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关输入六孔电源座(255)，和跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关接线转接端子(272)，及接跑道内应急前进接近或后退接近
3号伺服电机传感开关输入六孔电源座(252)，和跑道内应急前进接近或后退接近3号伺服电机传感开关接线转接端子(273)，和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关输入六孔电源座(254)，和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关接线转接端子 (274)，其作用确保各伺服电机的供电和智能信号的正常控制各喷气口角度；
所述在喷气跑道各区域阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有接空气压缩机和接集流排输入四孔电源座(253)，及接压缩机和接集流排供气电磁阀气控下接线转接端子(275)，以及接压缩机接集流排供气电磁阀气控上接线转接端子(276)，其最大效果能保证电源的正常和气源流的匹配控制；
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成(73)内框架结构的下部形腔室内，分别设有预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座(258)，跑道内应急推动主喷气口前后角度4号伺服电机接1-2点 3-4-5接导流板立起的接线转接端子(278)上，为预道导流板立的一个电控的闭合电路，及预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座(258)，跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号伺服电机接在 4－5接点上，1-2-3接在导流板放平接线转接端子(266)位置上，为预道导流板放平的一个电控的闭合电路；
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置包括有航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)、跑道第一个区域至第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀(200)－(206)、在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上、设有舰载机滑行进入喷气跑道的60-80米长(197)、陆基机场跑道上、陆基空架平台跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台跑道上、舰船船舷左或右侧或船尾端部可伸缩式气囊平台跑道上，构成海陆平台的多用起降飞机的喷气跑道。
所述采用多种供气气源，由压缩空气气体喷射形成气体层流短距离滑行或垂直起降飞机或无人机专用喷气跑道各区域上，设有航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)；在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上，分别设有七个20米长、总长140米×30米宽或
40米宽的航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道，也可构成各种环境地区的机场、水陆平台等多用起降飞机的喷气跑道；
所述当舰载机在起飞时，舰载机滑行进入喷气跑道的20米长(192)时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的40米长(193)时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的60米长(194)时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的80米长(195)时；这时起飞舰载机在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上，已构成脱离专用喷气跑道，以及喷气跑道在辅助飞机起飞时的气体悬托着将起飞飞机加速到自然飞行速度与高度，实现了起飞飞机的安全快速自然飞行，构成了喷气跑道铺助起飞飞机的快速起飞升空；
所述在舰载机着舰降落时，当舰载机滑行进入喷气跑道的20-40米长(196)时，为第一个45度角的膜级层流气体拦阻降落，着舰舰载机滑行进入喷气跑道的60-80米长(197)时，已构成舰载机拦阻的第二个45度角的膜级层流，这时着舰舰载机继续滑行进入喷气跑道的
100-120米长(198)时，已构成第三个45度角的膜级层流气体拦阻降落，着舰舰载机在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上，已构成各种机场飞机或舰载飞机在着舰降落时滑行进入喷气跑道上的140米长(199)上，实现了安全自然稳定的气体悬托式拦阻降落，构成了喷气跑道铺助降落飞机时的气体悬托或拦阻；
所述在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道(191)上，分别设有跑道第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(200)、跑道第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(201)、跑道第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(202)、跑道第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(203)、跑道第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(204)、跑道第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(205)、跑道第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(206)，构成对舰载或各机场专用喷气跑道七个区域电磁截止阀或气动调控与气压被缓解后恒压的安全分配操控；
所述飞机在起飞时，跑道各区域气压力的自动调控变化情况：当起飞飞机滑行至第一个区时，由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(200)，将第一个区域整体主气源的气压调整为2-3个工程气压；当起飞飞机滑行至第二个区时，由第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成 (201)，将第二个区域整体主气源的气压调整为3-
4个工程气压；当起飞飞机滑行至第三个区时，由第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(202)，将第三个区域整体主气源的气压调整为4-5个工程气压；当起飞飞机滑行至第四个区时，由第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成 (203)，将第四个区域整体主气源的气压调整为5-6个工程气压；当起飞飞机滑行至第五个区时，由第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(204)，将第五个区域整体主气源的气压调整为6-7个工程气压；当起飞飞机滑行至第六个区时，由第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成 (205)，将第六个区域整体主气源的气压调整为7-8个工程气压；当起飞飞机滑行至第七个区时，第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(206)，将第七个区域整体主气源的气压调整为8-10个工程气压，构成舰载机在喷气跑道上起飞时，跑道上的七个区域整体主气源被缓解后的气压，永保各区域的分配压力恒定性由人工智能调控。在喷气跑道上采用10-25个工程大气压对起飞舰载机时工况的各种控制，构成了喷气跑道上飞机在起飞时，各区域的气压是递增的；
所述飞机在着舰降落时，跑道各区域气压力的自动调控变化情况：当降落飞机滑行至第一个区域时，由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(200)，将第一个区域整体主气源的气压调整为 8-10个工程气压；当降落飞机滑行至第二个区域时，由第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(201)，将第二个区域整体主气源的气压调整为7-8个工程气压；当降落飞机滑行至第三个区域时，由第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(202)，将第三个区域整体主气源的气压调整为 6-7个工程气压；当降落飞机滑行至第四个区域时，由第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(203)，将第四个区域整体主气源的气压调整为5-6个工程气压；当降落飞机滑行至第五个区域时，由第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(204)，将第五个区域整体主气源的气压调整为4-5个工程气压；当降落飞机滑行至第六个区域时，由第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(205)，将第六个区域整体主气源的气压调整为3-4个工程气压；当降落飞机滑行至第七个域区时，由第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成(206)，将第七个区域整体主气源的气压调整为 2-3个工程气压，构成对舰载在喷气跑道上着舰时跑道上七个区域整体主气源的分配压力；在喷气跑道上采用10-25个工程大气压时的工况，构成了喷气跑道上飞机在降落时各区域的气压是递减的。
所述在喷气跑道纵方向上各区域的每个喷气口的前后，都分别设有低压彩色气体与预热氧主气体喷射口(226)，其构成对调整喷气跑道各区域高压喷射口的各喷射气体层流的射线的实际高度，与角度可视觉是否达到对起降各种飞机标准范围内。
综上，本发明所采用的技术方案是：一种带高效超短距离滑行、或垂直起降鹞机或直升飞机垂直起降的各种喷气平台装置，航母、舰船、水陆垂直起降喷气平台或喷气超短距离滑行跑道装置的“飞机起降器”装备，包括航母甲板、舰船、陆基平台机场、各省城至县、各辖区至县、各边防哨所、物流、各高山、山区、盆地、旅游区、山洞内、海岛、岛礁、水上气囊浮体、寒带-零下60度、热带-零上80度的环境内、冰雪水域上、青藏高原上，以及全智能的操纵控制系统。其特征是：所述在航母甲板飞机起降喷气平台或喷气跑道上，各水陆高山、山区海岛的大、中、小型机场飞机起降喷气平台或喷气跑道上，设有带压缩空气各种气体喷射口式的超短距离的可安全辅助滑跃式飞机喷射气体悬托式起降的喷气跑道，可安全辅助喷射气体悬托鹞式飞机或直升机垂直起降的喷气悬托起降平台，该垂直起降喷射气体悬托平台，可以作为火箭、飞船无损伤回收,也可作为公园里供游玩人员作为风(洞)动、冲气浪、悬浮娱乐、消防悬浮升降气囊式数100米高楼火灾救生床或升降气囊救生柱、气囊救生袋、升降气囊救生梯等全智能智慧救生装置。
该喷气跑道可作为校飞测试各种飞机性能与验收某种飞机各种技术参数标准的校飞
性能达标的测试跑道，该喷气跑道可完全彻底地取缔目前采用的原始风洞试验的落后技术，原始风洞试验只能将某种机型按比例缩小后的模型机，悬吊式进行小型微型化的静动态的测试各种性能与各种技术参数，其检测结果的准确率只能是60％效果，特别在测试的时间上长，能耗费用非常高工作量非常大等各种缺点。该喷气跑道在测试各种飞机的性能标准时可将1：1的机型直接进行各种静动态的自由飞行起降的各种测试，该喷气跑道内可以制造出各种对测试飞机的有力与无力的起降喷射气体，如测试飞机在喷气跑道上起降时的各种 0-360度角起降逆向风、顺向风、侧向风、偏向风、阵风、旋风、乱风、扰流风等，风力可达1-20级的超强台风。该喷气跑道还可以制造出对各种发动机的有力与无力的燃烧气体的测试，如测试飞机在喷气跑道上起降时对各种发动机的有力与无力燃烧气体的测试；发动机在正常气温25-60度各种温差时，该喷气跑道可制造出各种对发动机在正常气温缺氧在10％时、在20％时、在30％时的缺氧气体，该喷气跑道可制造出各种对发动机在正常气温增氧在10-30％时。发动机在零下低气温25-60度时，发动机在零下低气温缺氧在 10-30％时，发动机在正常气温增氧在10-30％时。发动机在雨雾各种湿度的情况下，该喷气跑道可
100％的作为国际领先的校飞，测试出对各种新旧飞机发动机与整机型的性能各种标准检测与验收各种整机型的技术参数能否达标的标准测试。总之该喷气跑道可做为对各种新旧飞机性能校飞标准与验收标准的检测中心站。
该喷气跑道校飞验收新旧机型的检测中心站，可100％的取缔了目前世界号称国际标准的各种校飞检测跑道，目前世界最先进的校飞跑道，都没设有自身可直接对校飞机型制造出各种0-360度任意角度所需的风速及风力，只能是等来自每天天气的自然风向角和风力，对校飞的检测实际效果和时间上都太长，最快需要一至两年才校飞一种机型，费用几仟万元至亿元不等，如我国生产的C919校飞测试费用达上几亿元，时间需几年才能测试完成，而该喷气跑道校飞验收一种新机型的各种技术参数所需时间最多一星期全部测试完成，费用仅是原始跑道测试费用的35％，其测试效果是原始跑道与取决于天气环境的数十倍或百倍以上。
在以上各飞机起降平台或超短距离喷气跑道的装置上，采用了涡喷、涡扇、轴流风机式、空气压缩机组等，作为多种方式的供气气源，简称为一种由压缩空气气体式供气气源。
将以上这几种供气气源的某一种气源，输入至本发明的专用喷气跑道平台或喷气跑道各储气供气系统内的，设装在喷气跑道平台或喷气跑道上的各人工智能控制的几种喷气口式的喷气跑道内，第一种为带有多个旋转套筒阀门槽形口式的气体喷射口，第二种为带有多个旋转套筒阀门圆孔形口式的气体喷射口，第三种为带有多个万向球面套式无外固定套单套筒圆孔形的气体喷射口，第四种为带有多个万向球面套式内旋转套与外固定套双套筒式圆孔形的气体喷射口，以上四种结构部件都是直立式设装在每一块阀体板主体模块分总成上的。将以上四种结构的(由人工智能控制的)跑道道面上各喷射口调至到可逆向，对起降飞机整体机身下部全面积体向上喷射出，对起飞飞机与降落飞机两种不同气体压力与起降飞机所需采用的各种喷气角度变化的气体层流可安全实现起降(针对起飞飞机喷射气体必须是干式气体层流)，干式气体层流空气内的湿度小、对起飞飞机整机身的粘性阻力小气体层流悬托力大，一般干式气体层流内空气湿度不能超过5％的湿度。
在小型喷气跑道上对拦阻1000吨以上的重型飞机降落必须是含湿度的气体层流、一般湿度气体层流空气内的湿度不能超过20％-30％湿式的所需气体层流，可达到对机翼式滑跃下降飞机在随着喷射湿式气体在整机身上形成含有湿度粘性膜阻力的气体层流，可增加
25％-35％的拦阻力，可节省25％-35％的拦阻气源，将下降飞机快速滞后式悬托着安全的在超短距离跑道上实现拦阻降落的目的。因下降飞机在下降机轮没落地以前，机身下部一直带着可悬托着整机身的强气场(负压气垫)，当下降飞机机轮一着地面时，这时强气场全部消失，失去悬托强气场负压气垫的下降飞机，将飞机下降时的惯性力矩全部转换到喷气跑道喷射出的各膜级层流夹内，将下降飞机的各种惯性力矩彻底消失。在人工智能专用喷气跑道上，当飞机起降轨迹偏航、偏心、倾斜与上下沉浮时，人工智能气体喷射口可喷射出各种可悬托拨动的气体层流在起降飞机偏心、偏航、倾斜与上下沉浮时，可100％的来时时地对其修正飞机起降时的各种轨迹。四种人工智能气体喷射口可360度角的智能变换，且各个气体喷射口所喷射出的气体层流、气体层流量、气体压力、气体流速的大小都是点点可控的，它可起到人工智能调整对飞机起降时的推动重量、高度、航速，以及跑道各喷气口与起降飞机相匹配协调互动，可时时通过机道设定的传感器时时修复与校正对起降飞机各种轨迹的实际跟踪的各种效果为100％。
该超短距离喷气跑道的道面或平台的材料，可采用一种不锈钢材料、或特殊钢材料，铸造成多个2.5 米×2.5米的小方块形自带储气输通气道机构的一种安装、拆装、维修方便、由多块小方块形制成的模板分总成可相互镶嵌组装而成的每个区域。另一种材料比铝合金强度大七倍、重量比铝合金轻3.5倍、耐80 度高温、60度低温、抗阻然、寒带能保温、热带能隔热的一种耐摩擦的高分子新材料压铸而成2.5米×2.5 米的小方块模板，在每一小方块模板内设钢骨架或疏通气管道。也可以采用内设钢、铝或不锈钢做骨架，外表面采用玻璃钢、复合材料，以及碳纤维复合材料，制造成多块2.5米×2.5米的小方块形等作为喷气跑道内外形骨架支撑体，体内自带输通气管道机构的、由多个2.5米×2.5米的小方块形制成的模板称为：跑道阀体板主体模块分总成，将多块高分子新材料压铸、铝合金材料铸造、不锈钢材料铸造、铸钢材料铸造、玻璃钢复合材料制造，以及碳纤维复合材料，选其中的某一种最佳材料制造成多个小方块形模板分总成相互镶嵌组装而成的各区域；再将各区域气路系统、电子电路系统、机械连接系统、传动系统与飞控系统相互连接后，再将各区域组合镶嵌连接成一条机翼式、滑行飞机起降式的超短距离喷气跑道装置，一种垂直起降鹞式飞机或直升飞机喷射气体悬托起降平台装置简称“飞机起降器”装备。所述，超短距离喷气跑道装置或垂直喷射气体起降平台装置与人工智能的操纵控制系统相连接。
所述超短距离喷气跑道装置是由涡喷、涡扇、轴流风机、压缩空气气体喷射来作为核心推动能源的。它是一种针对机翼式滑跃飞机在起降时，所采用的喷射气体层流可起到绝对安全控制领先作用的一种高效、超短距离喷气式飞机起降跑道。该喷气跑道是由多个小方块形模板分总成组合镶嵌而成的一条超短距离喷气跑道，并在每块小方块模板上都设有：
带有多个套筒阀门槽形口式气体喷射口，或带有多个套筒阀门圆孔形口式气体喷射口，或带有多个万向球面套式无外固定套阀门圆孔形气体喷射口，带有万向球面套式内旋转套与外固定套阀门圆孔形的气体喷射口。将以上四种气体喷射口分别设装在各超短距离起降喷气模板跑道上，喷气跑道的设计长度和宽度可根据各机场起降机型大小的需要设定，也可设装一种标准型的机场跑道可相互兼容大、中、小型飞机或无人机、鹞式机、直升机均能起降的喷气跑道平台。
超短距离喷气跑道是由2.5米×2.5米的多块小方块形制成的各块阀体板主体模块分
总成，相互镶嵌组装而成的每一个区域，可将各区域分别设成5米长、10米长、20米长、30米长、40米长、50米长、60 米长、70米长、80米长、90米长和100米长相互组装而成的各种按起降飞机机身所需标准设定跑道宽度的各区域等，再将各种起降飞机所需标准设定跑道长度的各区域组合成不同机型所需的整条跑道，而后再将各区域设为可独立人工智能调整控制的气体喷射口，当飞机起飞时将各区域的喷射口，分别调至成递增角度的第一区域30度角、第二区域40度角、第三区域50度角、第四区域60度角、第五区域70度角、第六区域80度角、第七区域90度角，各区域的气体喷射口逆向滑跃起飞的机翼式飞机，从机翼式起飞飞机的机身下部位向上喷射出各种递增不同角度的气体层流，该喷射气体层流可辅助机翼式飞机快速爬升到悬托气场中滞后式快速加速到自然起飞速度。假如在各区域所喷射出的气体层流的压力分别为：第一区域 3个气体压力，第二区域4个气体压力，第三区域5个气体压力，第四区域6个气体压力，第五区域7个气体压力，第六区域8个气体压力，第七个区域9个气体压力，该喷气跑道上飞机在起飞时各区域的喷射口角度与气体压力都是递增的。

以下结合附图和具体实施例，对本发明的带高效超短距离滑行或垂直起降飞机装置的航母、舰船、各陆基机场、水陆平台喷气跑道简称：“飞机起降器”的结构作进一步详细说明。
本发明的技术方案将多种供气气源，采用8-20-40kg/c㎡个工程气压的、由压缩空气喷射所产生的气体层流而形成的空气动力源，引入至专用喷气跑道内，可辅助起降飞机快速安全起飞和快速安全降落，并加以在技术上和整体结构上全面的设计改造。此外，在本发明的上述压缩空气气体喷射的专用喷气跑道装置上，设装了本发明的多种供气气源，由压缩空气喷射产生的气体层流对各区域喷射口气体流结构的变换，进行了在数百项的整体技术和理论上，对各喷射口内外形状结构的设计与研究，经设计改进后的压缩空气喷射气体层流的最佳效果，特将喷气跑道上设装的各喷气口分为五种方式的喷射气口结构：第一种为 
0-90-180度角可任意调整式喷射气体层流、为内外旋转轴套套筒阀门式槽形口、或内外旋转轴套套筒阀门式圆孔形口的气体喷射口组合而成的专用喷气跑道道面的喷气口结构；第二种为30-90度角的外轴套模板体为固定成死角式喷射气体层流，内轴为旋转式轴杆槽形口，或外轴套模板体为固定式喷射气体层流、内轴杆为旋转式实芯轴圆孔形口的气体喷射口组合而成的专用喷气跑道道面各区域的喷气口结构为固定式。
第三种为0-90-180-360度角可旋转式、由多个万向球面套式无外固定套单套管圆孔形的气体喷射口、组合而成的专用喷气跑道道面的单套管万向球面套式喷气口结构；第四种为0-90-180-360度角可旋转式气体喷射口、由多个万向球面套式内旋转套与外固定套圆孔形的气体喷射口，组合而成的专用喷气跑道道面的双套筒立式内旋转套筒与外固定式的万向球面套式喷气口结构；第五种喷气方式结构为在跑道面的外边前后首尾端，或跑道道面的外边左右两侧对称隐卧式可升降仰俯或隐卧式与道面水平式可0-90度角任意调整，并且可立起放平式或可伸缩式0-30米高大口径气体喷射管、内孔径喷气口为50-300毫米大小可调的多个大矩量的气体层流喷射口，气体压力流量的大小由跑道内设的气压缓解阀人工智能调整与控制。以上五种喷气口结构，可应用设装在有本发明的压缩空气喷射产生的气体层流结构装置的各种跑道上，海上可自身移动式、海上可自身固定式平台、陆基飞机场、陆基空架机场，海上气囊船平台、陆基可移动式气囊喷气跑道，其原理是完全靠压缩空气喷射产生的柔性强气场气流压力与气体流量的强气场的推力作用力矩，安全实现飞机的起降效果。
根据压缩空气喷射气体层流专用超短矩离喷气跑道的特性，结合本发明的可实现机翼式滑行，或垂直起降装置喷气跑道的特点与各种飞行器的需要，对其压缩空气喷射产生的气体层流结构喷气跑道与各种不同机型装置的需要，按各种机型采用技术标准要求，对专用喷气跑道加以整体多项技术与外形结构的设计，经过对压缩空气喷射气体层流专用喷气跑道加以整体设计后，第一种设置为0-90-180度可调式内外旋转轴套套筒阀门槽形口，或内外旋转轴套套筒阀门多个圆孔形的气体喷射口。第二种为30-90度外轴套模板体为固定式死角度的喷气口，内实芯轴为旋转式实芯轴槽形口或内旋转实芯轴圆孔形喷气口。第三种为0-180-360度角的万向球面套式无外固定套单套管式的圆孔形气体喷射口。第四种为
0-180-360度角的一种双套筒立式结构内套筒式的万向球面套式，内旋转套与外固定套式圆孔形气体喷射口。第五种喷气结构为在喷气跑道的外边前后首尾端，或跑道的外边左右两侧对称隐卧式可升降仰俯或与道面水平隐卧式可0-90度角任意调整，并且可立起放平式
0-30米高升降管、大口径的内径为50-300毫米大小可调的、大矩量人工智能控制的喷射气体流喷口(0-360度摆头式喷射角度)。
本发明的五种喷气方式均属新型结构多机种、多功能、高效率起降喷射气体层流的专用智慧交通的喷气跑道装置。该跑道的各种技术参数、基本原理和技术性能基本相同，只是在各喷射口的结构有所不同。该起降喷射气体层流专用喷气跑道，完全超越了目前现代化飞行器起降的相匹配航速等各种技术要求已达到标准的数倍以上，突破了目前世界上任何一个现代化起降技术的操纵控制和指挥系统，并且彻底地取缔了世界陆基机场和航母飞机与无人机的各种繁琐、不安全的起降控制装置。
所述带有高效超短距滑行、或垂直起降飞机装置的航母、舰船、水陆平台喷气跑道装置完全采用了人工智能高科技技术操纵控制，可高效能满足机翼式的各种依靠滑行跑道起降的飞行器，可在 60-80-100-120-140米内短距离的专用喷气跑道上，由压缩空气喷射气体层流形成的悬托气体，实现了对大型无人机和舰载机可控制性的安全快速起降；由压缩空气喷射气体层流形成的悬托气体，实现了滑跃式飞机安全可靠性的起降，以利于大大提高目前通用航空急需发展物流运输的大型无人机、航母舰载飞机、陆基机场飞机、陆基空架飞行平台、陆基可移动式气囊起降伸缩喷气跑道、海上独立式、可移动式、可分体组合式、气囊伸缩式起降平台、海上舰船连体可分体组合式气囊伸缩式起降喷气跑道平台、海上固定式或可移动式的起降喷气跑道平台，设置有至少一条航母飞机起降采用的多种方式供气气源，由压缩空气喷射气体层流的专用超短距离喷气跑道，所述航母飞机起降压缩空气喷射气体层流的专用超短距离喷气跑道装置的操纵控制系统，与航母的操纵控制、起降飞机内的操纵控制，或各机场跑道的塔台操纵控制系统相切换。
本发明的带高效超短距滑行或垂直起降飞机装置的航母、舰船、水陆平台喷气跑道，包括有：一种航母甲板喷气跑道装置；一种充放气的升降气囊跑道、逆向应急降落飞机的喷射气体层流拦阻飞机减速，并且将降落飞机惯力消除在海上的独立升降浮体气囊飞机跑道、自然滑行减速托船喷气跑道装置上；一种在各种舰船上的专用喷气跑道装置；一种海上拖船拖动式、自身独立移动式的专用喷气跑道装置；一种与各种舰船连体式的专用喷气跑道装置；一种海上或江湖固定式平台的专用喷气跑道装置；一种在海上或江湖浮体平台的专用喷气跑道装置；一种在陆基飞机场的专用喷气跑道装置；一种陆基可移动折叠骨架、伸缩充放气囊垫式的专用喷气跑道装置；一种未来城乡家庭的个人小型飞机在陆基或陆基空架飞机平台上(在未来发展人工智能无人客货与军用飞机上，具有国际通用性标准的起降或存放飞机超市)，设置至少有一条航母飞机起降压缩空气喷射气体层流的专用超短距离滑行式跑道，所述航母飞机起降压缩空气喷射气体层流滑行式的专用超短距离跑道装置，该装置的操纵控制系统与航母的操纵控制、起降飞机内的操纵控制，或各机场跑道的塔台操纵控制系统相切换。
在所述航母甲板跑道上，增设覆盖整甲板喷气跑道的多道舰载机起降的专用喷气式跑道，并且将整甲板喷气跑道分割成七个固定喷气角度分别是；0-30、40、50、60、70、80、90度角的七个不同角度，或七个0-180度角相连的各跑道区域，并沿着七个跑道区域前后、或各区域之间相互连接为一体增设的各种气体喷射口装置。在喷气跑道的外表裸露部位可观视到喷气跑道内，设有前后喷射气体层流30-90度角的、多个可变换角度的喷射气体层流或0-
90度角的、多个旋转轴套套筒阀门槽形口气体喷射口、多个旋转轴套套筒阀门多个圆孔形口的气体喷射口0-180度角(0-360度角)的多个万向头摆动角球面套式圆孔形的气体喷射口，或可立起放平式0-30米高的升降管式、口径50-300毫米大小可调整的气体喷射口，在非特殊情况下，可将立起放平或伸缩升降管式气体喷射口，可安全的实现强起飞或强拦阻下降。跑道左右两侧部位设有的气幕喷气口是修正起降飞机“偏心加偏航倾斜、上下沉浮扶正”并且可高效控制来自外侧向风对起降飞机的干扰，跑道内部设有的气幕喷气口为保护气体装置，均与航母舰载机内的操纵控制，或各机场塔台的操纵控制系统相切换。
其中，在所述航母甲板喷气跑道内，设有内外旋转轴套套筒阀门槽形口的气体喷射口与圆孔形口的气体喷射口，其在内外旋转轴套套筒的每套偶型部件，在左右转动时可改变喷射口间隙的大小，便可改变气体喷射口的气体流量大小。万向球面套式单套筒式圆孔形喷射口改变气体压力与流量的大小不能自调，而只能靠调压阀和流量阀人工智能控制调整。而万向球面套式双套筒圆孔形的气体喷射口，其旋转球面套内旋转轴套套筒时而外套固定即可控制进气、阻气与调整角度的大小并且可改变喷口间隙的大小，并可改变气体喷射口流量的大小，气体压力的大小由各区域的总气压阀人工智能调整控制，将大小压力的气体流逆向所需滑行或垂直起降飞机的前后机身整体下部、前左右或后左右机翼的各下部部位的整体，按各种大小不同机型的飞机下部部位总面积的整体受力面上，向上喷射出的托升或拦阻气体层流要大于各种所需起降飞机的自身惯性力矩，总重量比的数倍以上的托升或拦阻气体层流，才能实现在压缩空气喷射气体专用超短距离喷气跑道上，安全、相匹配的喷射气源快速安全的辅助控制飞机起降的主峰值。所述在航母甲板飞机起降专用喷气跑道上，设有压缩空气喷射气体层流装置与人工智能的操纵控制系统连接。
对压缩空气喷射气体层流式，航母甲板飞机起降的专用喷气跑道设置有至少一条，所述压缩空气喷射气体层流式、航母甲板飞机各机场飞机起降的专用喷气跑道装置，其操纵控制系统与塔台的操纵控制或起降飞机内的飞行员操纵控制相切换。
还有一种在航母甲板上，辅助飞机起降或陆基机场或各种平台，在起降喷气跑道的前首端与尾端的外边左右两侧对称隐卧式设有可升降仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且可立起或放平式0-30米高的升降管式、大口径喷射气体层流装置包括：压缩空气喷射气体层流式航母甲板的飞机喷气跑道，陆基机场压缩空气喷射气体层流式的飞机喷气跑道，对起降失控飞机柔性的强气流对其喷射气体安全的拦阻，它比原拦阻网的安全性提高了数倍以上，对所拦阻下的飞机无伤害，以及对各喷射气体层流飞机喷气跑道的操纵控制系统相连接。
其中，在所述压缩空气喷射气体层流式航母甲板飞机喷气跑道、陆基机场压缩空气喷射气体层流式飞机喷气跑道上，增设了辅助飞机起降陆基的各种平台；在起降喷气跑道外边的左右侧对称部位上，设有可升降仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且可立起或放平式0-30米高的升降管式、大口径喷射气体层流装置；喷气跑道在正常起降时飞机突然失控时可应急使用，该装置在大多数的喷气跑道上都应该设有。在航母甲板飞机的各机场飞机起降专用喷气跑道上，设有压缩空气喷射气体层流装置与人工智能的操纵控制系统相连接。
在航母甲板上、陆基机场或各种平台上，设置有至少一条起降喷气跑道，在起降喷气跑道外边的前首端与后尾端部位和喷气跑道外边的左右侧对称隐卧式，设有可升降仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且可立起或放平式0-30米高的升降管式，50-300毫米大小可调的口径喷射气体层流。在非特殊情况下，对起降飞机“偏心加偏航倾斜、上下沉浮扶正”等修正作用，可安全辅助飞机快速应急起降装置，陆基空架飞行平台，气体喷射专用飞行起降喷气跑道的飞机起降装置。所述航母甲板上辅助飞机起降或陆基或各种平台起降喷气跑道的前后两端部位上，设有对称隐卧式可升降仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且将可立起或放平式0-30米高的升降管式、大口径喷射气体层流装置的操纵控制系统与空架塔台的操纵控制或起降飞机内飞行员的操纵控制相互切换。
还有一种可随着起降飞机高低升降、前后快速滑动的舰船，在水上或陆基上充放气前后自动移动、上下升降气囊式野外喷气跑道装置，在一种非特殊情况(起落架打不开)时，可逆向向应急降落飞机喷射气体层流拦阻故障飞机减速，并且将降落飞机的惯力消除在海上气囊喷气平台或陆基喷气机场跑道上，并且可随着下降飞机同步原地自动向后快速滑动式气囊移动飞机起降原地加减速托滚轮轴式喷气平台，可向上下升降气囊式安全拦阻的喷气跑道平台装置，或自然滑行减速托船装置的喷气跑道装置，在海上可收放操纵控制。这是一种既独立，又能与航母相对接后，将拦阻降落再随着下降飞机同步自动移动气囊式减速专用飞机起降托船喷气跑道上，并且将降落在减速托船喷气跑道上的飞机再次回收到航母，再将该气囊飞机减速托船放气后，收回航母飞机应急救助装备舱。并且还可实现垂直起降飞机在原地接受跑道上大面积的柔性强喷射气体层流，对需起飞飞机受强喷射悬托气体力后、鹞式飞机可自然垂直托升到15-20米高空。当喷射气体压力减小时，可实现被拦阻后的飞机安全悬托式的垂直原点降落，以及对水上的充放气升降气囊平台逆向向应急降落飞机喷射气体层流，拦阻应急降落飞机快速减速，并将降落飞机的惯力消除在海上的各种气囊式喷气跑道平台装置上，形成与各喷射气体层流飞机的应急拦阻操纵控制系统相连接。
其中，在所述充放气升降气囊式野外可移动式喷气跑道，逆向向应急降落飞机喷射气体层流，拦阻应急飞机快速减速，并且将降落飞机的惯力消除在海上的气囊喷气跑道平台上，在托船喷气跑道装置上自然滑行减速。特别在气囊喷气跑道平台上在对降落飞机的自然滑行减速托船上，增设了可仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且可立起或放平式0-
30米高的升降管式、大口径喷射气体流喷射口，拦阻飞机下降，在充放气升降气囊逆向应急降落飞机喷射气体层流拦阻飞机减速，并且将降落飞机的惯力消除在海上的气囊式喷气跑道平台上，各种滑行减速降落飞机的喷气跑道装置与人工智能的操纵控制系统相连接。
设置有至少一条充放气升降气囊式的野外喷气跑道，逆向向应急降落飞机喷射气体层流，拦阻飞机减速，并且将降落飞机的惯力消除在海上的气囊喷气跑道平台上，在托船专用飞机起降喷气跑道装置上自然滑行、减速，其操纵控制系统与可固定式或活动式塔台的操纵控制或起降飞机内的操纵控制系统相切换。
在陆基或陆基空架飞机平台上，设置有至少一种城乡家庭的个人小型飞机或无人机。
采用多种供气气源，由压缩空气喷射气体层流形成的短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置。所述城乡家庭的个人小型飞机或无人机，在陆基或陆基空架飞机平台，采用多种供气气源，由压缩空气喷射气体层流形成的短距离滑行，或垂直升降飞机的专用喷气跑道装置与操纵控制或起降飞机内的操纵控制系统相切换。
还有一种受天气、地理面积小等环境所限制的寒带-低温在零下60度、热带-高温在零上80度的各种地区，采用由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行，或垂直起降飞机的专用跑道装置，寒带包括新疆、青海、西藏、俄罗斯，以及南北极等地区，热带包括重庆、武汉、南京、上海、珠三角、越南、南非等地区。
该喷气跑道可设装、应用在多种载体上，其最大优点就是内部结构完全一样，在设计制造各块镶块式模板时，要对各部件结构的材料进行选择，对加工各部件的精度、各部件耐气压、各部件防漏气与使用寿命都要严格把关。在舰船与海上平台选用材料为：一种必须抗阻然、重量轻、强度大、耐腐蚀的一种高分子、成熟的各种技术标准可具备喷气跑道所使用性能的一种新材料。陆基可移动折叠骨架、伸缩充放气囊垫式的喷气跑道，为了减轻整体喷气跑道的重量、保证强度，可采用碳纤维复合材料作为跑道道面。为了确保对整体喷气跑道的强度和安全寿命的需要，对整体跑道内部的各气动原件的承受气压的各种安全性系数，必须加倍地确保一流的质量与精确的尺寸所要求标准来制造。
本发明的带高效超短距滑行或垂直起降飞机装置的航母、舰船、水陆平台喷气跑道包括：一种带高效超短距滑行或垂直起降飞机装置的航母甲板喷气跑道装置；一种在航母甲板上，可辅助飞机起降在陆基机场或各种平台上。可辅助飞机起降喷气跑道外边的左右侧上，设有对称隐卧式可升降仰俯或与道面水平隐卧式0-90度角，并且可立起放平式0-30米高的升降管式、大口径喷射气体层流装置；一种充放气升降气囊平台式逆向向应急降落飞机喷射气体层流，助托拦阻飞机减速，并且将降落飞机的惯力消除在海上的升降气囊平台上的喷气跑道装置；一种在各种舰船由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种可辅助航母起降舰载机的海上随母舰拖船拖动式自身可独立移动式、由压缩空气喷射气体层流形成的短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种与各种舰船连体式、由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种在舰船后尾端设有可伸缩式，水上独立浮体气囊平台上左右船舷两侧端部位的某一侧上，或左右船舷两侧各部位上，设有可伸缩式由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种海上固定平台，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；
一种在海上或江湖内气囊式伸缩浮体平台上，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种陆基飞机场，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种陆基可移动折叠骨架、伸缩充放气囊垫式的喷气跑道装置，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种未来在城乡家庭的个人小型飞机在陆基或陆基空架飞机平台(具有国际通用性标准的起降或存放超市)上，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道装置；一种受天气、地理面积小等环境所限制的寒带-低温在零下60度，热带-高温在零上80度的各种地区，由压缩空气喷射气体层流形成的超短距离滑行或垂直起降飞机的专用跑道装置。
所述带有高效超短距滑行或垂直起降飞机装置的航母、舰船、陆基机场、水陆平台喷气跑道装置功能是这样实现的。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道的各区域装置包括：所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上，将一条喷气跑道划分成七个区域模块段,如将模块暂定为每个区域为20米长，喷气跑道的七个区域组合成共计为140米长，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上，陆基空架平台喷气跑道上，各山区、山寨喷气跑道上，水陆固定或移动式的独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧，或船尾端部位可伸缩式气囊平台的喷气跑道各部位上。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流，在超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气智慧交通跑道各区域的结构包括：喷气跑道的第一区域20米长
1，设装在各机场首端部位上或航空母舰尾端的部位上。在喷气跑道的第一区域20米长1上，分别设有多块阀体板主体模块分总成73相组合而成的七个区域，分别是喷气跑道的第一区域20米长1、第二区域20米长2、第三区域20米长3、第四区域20米长4、第五区域20米长5、第六区域20米长6和喷气跑道的第七区域20米长7，将各区域设装在舰载或各机场专用喷气式跑道的191航母甲板后尾端与前中的部位上。以上所述，构成一条各机场或航母甲板对舰载机起降专用喷气跑道整体的结构外形。
所述在喷气跑道的第一区域20米长1的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16，在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述构成喷气跑道整体的密封固定与警示结构。
所述在喷气跑道的第一区域20米长1的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的左外下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30；在跑道的第一区域20米长1的右外，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座17；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17的右外下部，设有跑道右外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机31。以上所述，构成喷气跑道在各区域前后左右整体的固定与机械联动和输气源畅通无阻、连接灵活的操纵控制机构。
所述在喷气跑道的第一区域20米长1的横向内侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯
28；在跑道的第一区域20米长1的左外侧后纵向之间，设有跑道的第二区域20米长2；在跑道的第一区域20米长1的前纵向外侧，设有跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；以及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓18。以上所述，构成喷气跑道整体的输气源畅通无阻与镶嵌框横向压条密封固定的连接机构。
所述在专用喷气跑道后左机轮道红黄绿警示灯28之间的内侧，分别设有跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米33；在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米33的右内侧，设有跑道前左机轮道红黄绿警示灯26；与跑道前右机轮道红黄绿警示灯27；在跑道前右机轮道红黄绿警示灯27的右中外侧，设有跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35；在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35的右侧，设有跑道后右机轮道红黄绿警示灯29。以上所述，构成安全操纵的警示与喷气机构的人工智能操纵控制。
所述在专用喷气跑道后右机轮道红黄绿警示灯29的右外侧，设有跑道右外第一个区域各喷口打开1-2 毫米34；在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米34右外侧，设有跑道右内中外纵向多个气幕喷气口 61；在跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61右外侧，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座17；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17上，分别设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25；跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21；专用跑道右固定机脚9；以及跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13。以上所述，构成各部件合理、协调相一致性的方便维修拆装和喷气保护主起降气源的连接与警示控制。
所述在喷气跑道的第二区域20米长2的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体各部位位置固定连接与警示的结构协调性。
所述在喷气跑道的第二区域20米长2的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道第二区域20米长2的左外侧后纵向之间，设有跑道的第三区域20米长3；在跑道的第二区域20米长2的前纵向之间，设有跑道第一区域20米长1。以上所述，构成整体对喷气跑道协调配合、控制的一致性。
所述在喷气跑道的第三区域20米长3的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；和专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体固定连接与警示的组合性。
所述在喷气跑道的第三区域20米长3的横向左中侧，设有跑道后左机轮红黄绿警示灯
28；在跑道第三区域20米长3的左外侧后纵向之间，设有跑道第四区域20米长4；在跑道第三区域20米长3的前纵向之间，设有跑道的第二区域20米长2。以上所述，构成各区域之间的结构连接合理匹配一致性。
所述在喷气跑道的第四区域20米长4的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体连接固定的组合性。
所述在喷气跑道的第四区域20米长4的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道的第四区域20米长4的左外侧后纵向之间，设有跑道第五区域20米长5；在跑道第四区域20米长4的前纵向之间，设有跑道的第三区域20米长3。以上所述，构成各区域对喷气跑道的连接与安全警示的可靠性。
所述在喷气跑道的第五区域20米长5的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体的组合固定安全警示性。
所述在喷气跑道的第五区域20米长5的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道第五区域20米长5的左外侧后纵向之间，设有跑道的第六区域20米长6；在跑道的第五区域20米长5的前纵向之间，设有跑道第四区域20米长4。以上所述，构成各区域之间对喷气跑道整体的模块式分区域化安装、拆装、维修和在调试、实用上的先进性。
所述在喷气跑道的第六区域20米长6的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体的组合、固定、安全、警示性。
所述在喷气跑道的第六区域20米长6的横向左中侧，设有跑道后左机轮红黄绿警示灯
28；在跑道第六区域20米长6的左外侧后纵向之间，设有跑道的第七区域20米长7；在跑道第六区域20米长6的前纵向之间，设有跑道第五区域20米长5。以上所述，构成各区域机构与各区域配合，各运动机构与固定机构件之间，在实际应用上的先进、合理、可靠的操控性。
所述在喷气跑道的第七区域20米长7的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体的组合、固定、安全、警示性。
所述在喷气跑道的第七区域20米长7的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道的第七区域20米长7的后纵向外侧，设有跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩
15；在跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管
10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；以及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓19。以上所述，构成对整体喷气跑道最为完整的安全警示配气系统密封与气源畅通的实用性。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台的喷气跑道装置，包括所述专用跑道左固定机脚8和跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台喷气跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。
所述采用由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域的固定结构包括：专用跑道左固定机脚8、专用跑道右固定机脚9、正常起降储存输放气桶连接管10、应急起降储存输放气桶连接管11、备用起降储存输放气桶连接管
12、跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15、跑道左外镶嵌框纵向压条座16、跑道右外镶嵌框纵向压条座17、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓 18、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓19、跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓 20，以及跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21，构成对喷气跑道整体系统的连接可靠性。
所述在专用喷气跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，与跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓20；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的下底部位上，设有专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成对喷气跑道整体的固定性。
所述在专用喷气跑道右外镶嵌框纵向压条座17上，设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17的下底部位上，设有专用跑道右固定机脚9；与跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩
14上，分别设有跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22；正常起降储存输放气桶的连接管10；
应急起降储存输放气桶的连接管11；备用起降储存输放气桶的连接管12；以及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓18。以上所述，构成对喷气跑道整体的固定布局与配气机构的布局封闭连接。
所述在专用喷气跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，分别设有正常起降储存输放气桶的连接管10；应急起降储存输放气桶的连接管11；备用起降储存输放气桶的连接管
12；跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23；以及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓19。构成对喷气跑道整体性配气机构系统与封闭连接警示的可操纵控制。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置，包括所述专用喷气跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22、跑道后右机轮道红黄绿警示灯29，分别设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上，陆基空架平台喷气跑道上，水陆固定或移动式、独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧或船尾端部位可伸缩式气囊平台喷气跑道上。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域的各种颜色控制指令灯结构包括：跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22、跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23、跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24、跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25、跑道前左机轮道红黄绿警示灯26、跑道前右机轮道红黄绿警示灯27、跑道后左机轮道红黄绿警示灯28、以及专用喷气跑道的后右机轮道红黄绿警示灯29。构成对喷气跑道整体的自动警示安全主动的可操控性。
所述在专用喷气跑道的前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14上，设有跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22；在跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，设有跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23。以上所述，构成对喷气跑道整体的安全警示控制。
所述在专用喷气跑道的左外镶嵌框纵向压条座16上，设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17上，分别设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25；跑道前左机轮道红黄绿警示灯26；跑道前右机轮道红黄绿警示灯27；跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；以及跑道的后右机轮道红黄绿警示灯29。以上所述，构成对喷气跑道整体的提前预警作业安全主动的操控性。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置，包括跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30、跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米59，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定、移动式独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧或船尾端部位可伸缩式气囊平台喷气跑道上。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在各区域阀体板主体模块分总成73上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的内下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17内下部，设有跑道右外1-7个区域套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机31。以上所述，构成对喷气跑道整体的固定封闭灵活安全的气源快速截止与快速畅通的操纵控制。
所述在喷气跑道左外第一个区域各喷口打开1-2毫米32，在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米 33，在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米34，在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35，构成整体第一个区域与下续区域的连接，对喷气跑道上的各喷气口压力、流量，以及喷气口间隙大小的调整控制与配合比例的一致性。
所述在喷气跑道左外第二个区域各喷口打开2-3毫米36，在跑道左中第二个区域各喷口打开2-3毫米37，在跑道右外第二个区域各喷口打开2-3毫米38，在跑道右中第二个区域各喷口打开2-3毫米39，构成整体第二个区域与下续区域的连接，对喷气跑道上的各喷气口压力、流量，以及喷气口间隙大小的调整控制与配合比例的一致性。
所述在喷气跑道左外第三个区域的各喷口打开3-4毫米40，在跑道的左中第三个区域各喷口打开3-4 毫米41，在跑道右外第三个区域各喷口打开3-4毫米42，在跑道右中第三个区域各喷口打开3-4毫米43，构成整体第三个区域与下续区域之间的上下协调，配合对喷气跑道上的各喷气口压力、流量、与喷气口间隙大小的调整控制与配合比例的一致性。
所述在喷气跑道左外第四个区域的各喷口打开4-5毫米44，在跑道左中第四个区域各喷口打开4-5毫米45，在跑道右外第四个区域各喷口打开4-5毫米46，在喷气跑道右中第四个区域各喷口打开4-5毫米 47，构成整体第四个区域之间的、上下相互匹配的喷气口压力流量，以及各喷气口间隙大小的调整、对起降飞机所需标准气流的可控制机构。
所述在喷气跑道的左外第五个区域的各喷口打开5-6毫米48，在跑道左中第五个区域各喷口打开5-6 毫米49，在跑道右外第五个区域各喷口打开5-6毫米50，在跑道右中第五个区域各喷口打开5-6毫米51，构成整体第五个区域对喷气跑道上，按起降飞机需要的喷射气体流量，将各区域喷射口的气流间隙大小，随着增大或减小的人工智能自控标准来操纵。
所述在喷气跑道的左外第六个区域的各喷口打开6-7毫米52，在跑道左中第六个区域各喷口打开6-7 毫米53，在跑道右外第六个区域各喷口打开6-7毫米54，在跑道右中第六个区域各喷口打开6-7毫米55，构成整体第六个区域对喷气跑道上，按起降飞机的稳定、安全、正常的操控，各喷射口气流间隙大小满足起降飞机快速起降的安全控制。
所述在喷气跑道的左外第七个区域的各喷口打开7-8毫米56，在跑道左中第七个区域各喷口打开7-8 毫米57，在跑道右外第七个区域各喷口打开7-8毫米58，在跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米59，构成整体第七个区域对喷气跑道上，各喷气口间隙打开大小的控制，都与飞机内飞行员和喷气跑道指挥塔台的操控相互切换。最终，由飞行员在飞机内整体完成操纵对起降飞机在喷气跑道上的控制。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置，包括所述跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60、跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72，分别设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上，陆基空架平台喷气跑道上，水陆固定、移动式独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。
所述采用的由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道的各区域气幕保护气体层流结构包括：跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60、跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61、跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口62、跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口63、跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口64；以上所述，构成了整条跑道不受外界风干扰的影响，并在跑道内每一区域都设有正常、应急、备用起降飞机的三个独立切换系统的智能控制各区域主喷射口的正常工作。以上所有喷射口在该跑道内都设有清洗专用液，在各喷气或喷雾口都设有自洁功能。
所述在喷气跑道每块阀体板主体模块分总成73模板下座的前后左右部位，都分别设有跑道安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫65；跑道安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫66；跑道安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓67。
构成对整条跑道在飞机起降时过载后的各种缓冲与减震，其达到对起降飞机时不会造成震动。
从喷气跑道第一个区域至第七个区域上的各喷气口作用相同；跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库68；跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库69；万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”70；内旋转轴套槽形喷气口97；制造增氧或制造缺氧喷气口71；纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72。以上所述构成整体喷气跑道各区域对起降飞机的操纵安全控制，以及增加了可以主动地应急起降飞机和备用起降飞机的各喷射口，快速地采用了内外轴套连接叉库传动与互动时，对各喷射口角速度的自控全智能标准的操纵。
所述在喷气跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库68，与跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库69，构成整体喷气跑道各区域横向采用叉库将其各内外旋转轴相接叉库式连接，同时可在任何传动时,各内外旋转轴套套筒阀门槽形口或内外旋转轴套套筒阀门多个圆孔形口的各喷射口角度，打开大小都100％的在一个轴线上,在各喷气口打开与关闭时的准确角度与密封，防止尘物、雨水或海水进入各喷气口及截流阀形腔内。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”70；内旋转轴套槽形喷气口97；制造增氧或制造缺氧喷气口71；以及纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72，构成整体喷气跑道各区域主动对故障或失控飞机可应急起降的可靠安全性操纵控制。
所述在喷气跑道的第一区域20米长1至跑道第七区域20米长7的各区域，分别设有左内中外纵向多个气幕喷气口60；跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61；跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口62；跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口63；跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口64；跑道安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫65；跑道安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫66；跑道安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓 67。以上所述，构成整体喷气跑道对起降飞机实现了防止外界各种风向的干扰，确保喷气跑道各正常、应急、备用三个独立切换系统的智能控制，以及对整体缓冲与减震使用期间的安全可靠性。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道的装置，包括所述喷气跑道阀体板主体模块分总成73、旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽113，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定，移动式独立气囊平台喷气跑道上、舰船船舷左右侧或船尾端部的可伸缩式气囊平台喷气跑道上均可设装。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域阀体板主体模块结构包括：跑道阀体板主体模块分总成
73、在阀体板主体模块分总成 73上，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74；在跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74外，分别设有跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92；跑道道面面板85；在跑道阀体板主体模块分总成73下，设有跑道阀体板主体模块下底板底座86；在跑道阀体板主体模块下底板底座86上,设有跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87；在跑道阀体板主体模块槽室安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74内，设有万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成
137；在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137上，设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136和压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139，及各阀体板模块内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140。以上所述，构成外界输入气源对整体喷气跑道内喷射气源的正常与对安全起降气源的控制。
所述在跑道阀体板主体模块分总成73上，设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板 89；在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板89下，设有气动伸缩顶动油缸75；在气动伸缩顶动油缸75上，设有气动伸缩顶动液压油缸伸缩连动杆76；伸缩连动杆与各控制旋转轴阀导向条臂连接板77；和伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫78。以上所述，构成整体喷气跑道气动与油动缸混合快速地、灵活制动的安全控制机构。
所述在跑道内外旋转轴套套筒外摆动臂固定槽柄座79上，设有外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓80；在跑道外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓80的下端，设有内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81；在内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81下，设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138。以上所述，构成整体喷气跑道的气动顶动油缸混合连接件，可根据油缸伸缩的动态更为灵活地摆动、导向自如的至各需可靠的部位制动。
所述在内外旋转轴套套筒推动齿条或连接导向条82上，设有伸缩连动杆与各控制旋转轴阀导向条臂连接板77；伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫78；内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81；以及导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138；在控制缸连接固定座83上，设有控制缸连接固定铰轴84与气动伸缩顶动油缸75。以上所述，构成整体喷气跑道各控制部件的灵活连动、摆动转轴滑合与各部件在组配精度上的安全操纵，并且实现和提高了使用寿命的稳定性。
所述在与喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，设有跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72；与跑道道面面板85。各区域分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60；与万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”
70。以上所述，构成整体喷气跑道上对起降飞机在不正常轨迹时的，时时得到修正与调整控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块下底板底座86上，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74；跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87；跑道阀体板主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔91；在跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92上,设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；以及内主供气源各输气储存放气桶接口座孔
140，构成整体喷气跑道的配气系统输气畅通与密封固定支撑性能的控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87上，设有跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92；与跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔
91；与气动伸缩顶动液压油缸伸缩操纵机构安装室88；在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板89内，设有气动伸缩顶动油缸75。以上所述，构成整体喷气跑道的气动伸缩顶动液压油缸伸缩操纵机构更稳定的控制效果。
所述在跑道阀体板主体模块分总成73上，设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板搭接口90；在跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140；压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139；以及跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔91。以上所述，构成整体喷气跑道的配气系统与气动伸缩顶动液压油缸伸缩的安装、维修、使用方便的操纵控制机构。
所述在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒96上，设有内旋转轴套槽形喷气口97；在 0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴98上，设有内旋转实芯轴或空芯轴套圆孔形喷气口99。以上所述，构成整体喷气跑道的各喷射口气流，由轴杆与轴套间隙密封标准精度的内部控制结构配合调整。
所述在30-90度固定角度的30度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒100上，在30-90度固定角度的40度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒101上、在30-90度固定角度的50度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒102上、在30—90度固定角度的60度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒103上、在30-90 度固定角度的70度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒104上、在30-90度固定角度的80度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒105上，以及在
30-90度固定角度的90度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒 106上，构成整体喷气跑道的内部喷射口旋转轴轴套间隙的密封与储气室结构另一种模式的标准可控性。
所述在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒96上，设有旋转轴密封盘根安装槽107；在旋转轴密封盘根安装槽107上，设有旋转轴密封盘根108；在旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套固定座口109 上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套或上下输气室密封瓦盖110；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔95。以上所述，构成整体喷气跑道的内部喷射口旋转轴对供气气源密封结构的精密封闭气源的可靠性。
所述在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套固定座94上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套93；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔95；在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽 113上，可分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动曲轴摆动角度轴111；与旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动直轴摆动角度轴112。以上所述，构成相连接的传动灵活、装配方便和使用安全的可靠性。
所述专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置包括：在所述喷气跑道阀体板主体模块上73上，设有万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114；和万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓141；设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、或陆基机场跑道上、陆基空架平台跑道上、水陆固定、移动式独立气囊平台跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部的可伸缩式气囊平台跑道上。
所述专用喷气跑道各区域上，设有万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成
114；在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，设有万向球面喷射头外定位固定座116；万向球面套式喷射头法兰座115；万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；以及万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137。构成万向球面喷射头的导向与驱动喷气角度的灵活变动与定位固定各点位置的支撑性，以及各喷射口旋转摆动式喷气口的灵活控制性。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面喷射头外定位固定座
116；万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓141；纵向马达或气动缸固定支架121；以及万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126。构成万向球面喷射头的导向与驱动喷气角度的灵活变动与定位固定各点位置的支撑性。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有万向球面喷射头旋转摆动球面套座固定内挡圈 117；万向球面喷射口旋转球体摆动球面套固定座118；以及万向球面喷射口旋转摆动球面体119。构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，实现对喷射气体分总成整体的固定位置的连接控制。
所述在万向球面喷射口旋转摆动球面体119上，分别设有万向球面套式喷射头法兰座
115；万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；以及万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137。构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，实现对喷射气体分总成整体气源操控系统的安全控制。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有纵向马达或气动缸固定支架
121；横向拨杆传动马达或气动伸缩缸传动推动拨杆122；以及纵向马达或气动缸控制123。
构成万向球面套式旋转摆动0-360 度可任意调整角度，实现了对喷射气体的摆动传动机构控制横向角度更为灵活的拨动与摆动性。
所述在纵向马达或气动缸控制123上，分别设有万向球面0-360度可任意调整纵向拨动齿轮或气动控制伸缩传动推杆120；与万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组
127。构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，并且在喷射气体分总成整体的摆动传动机构控制上实现了人工智能切换、操纵转向喷射角度的准确、灵活性。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有万向球面喷射头座密封垫124；
万向球面喷射头锁母125；以及万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126。构成万向球面套式旋转摆动0-360 度，实现可任意调整各角度对喷射气体分总成整体的固定支撑控制。
所述在万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126上，分别设有万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组127；万向球面喷射头导向丝杠或导向气阀控制伸缩杠128；万向球面喷射头导向锁紧丝母129；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓131；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋132；以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔133。构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，实现对喷射气体分总成整体的固定、支撑、控制，以及传动导向的摆动控制。
所述在万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136上，分别设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂拨杆支撑座135；万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔133；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋132；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓131；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130；以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134。构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常、安全起降控制，并且实现万向球面喷射头的导向活络支撑板摆动灵活的连接性。
所述在万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130的两端，分别设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138；在导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138内，设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134。以上所述构成万向球面套式旋转摆动0-360度可任意调整角度，实现了对喷射气体分总成整体的固定支撑和导向运动的灵活性控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，设有在万向球面喷射头外定位固定座
116；在万向球面喷射头外定位固定座116上，设有万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓
141。构成万向球面套式旋转摆动 0-360度可任意调整角度，实现了对其喷射气体分总成整体的维修拆装与固定支撑性的控制。
所述在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或
气动调控喷气压力缓解阀分总成137上，分别设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139；以及跑道内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140。构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常、安全起降的支撑性控制。
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209上，分别设有万向球面喷射头双套筒内旋转套防水、防尘、防冻油封或盘根208；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向下串气压力缓冲轴承211；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209外，设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座210；在万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座210外，设有万向球面喷射口旋转摆动球面体119。构成万向球面喷射头双套筒外套固定内旋转套筒旋转灵活与360度摆动及防尘、防水控制；
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，分别设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒212；与万向球面喷射头双套筒内外套筒上串气单气封或盘根
213；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒输放气内槽孔214；以及万向球面喷射头双套筒内外套筒中部串气单气封或盘根215。构成万向球面喷射头内旋转套筒旋转灵活与外固定套之间的密封性控制；
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，分别设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217；在万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217内，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒内进气输气口216；以及万向球面喷射头双套筒内外套筒下串气双气封或盘根218。构成输通气源的正常喷射与气源的正常打开与正常的关闭气源与气源的密封性的灵活有效控制；
所述在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向上串气抗压力缓冲轴承219；与万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向上串气防压力锁固法兰螺母220；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒锁紧螺牙221；及万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂固定栓224；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂223；与万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂推拉球头222。构成内旋转套与外固定套旋转灵活摆动角度准确、可靠；
所述在万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217上，设有各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座169；与跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管
157；和跑道内可360度旋转摆动连接弯头162；及跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关
151。构成输通气源的正常打开输入与关闭。
所述在喷气跑道内正常储存放气桶146，与跑道内应急储存放气桶147，以及跑道内的制冷、制热传感调控器207。其作用可保证在寒、热带环境下能确保对跑道温度的正常起降飞机。
所述在喷气跑道内输送主气源快速连接插头142、跑道内储存放气桶输气管143、跑道内正常储存放气桶单向阀144、以及多个跑道内应急储存放气桶单向阀145。控制各通用气源的正常供气和各独立气源系统的智能切换。即使遇到故障，仍然能人工智能切换控制正常起降。
所述在喷气跑道内，设有多个正常储存放气桶146；跑道内应急储存放气桶147；跑道内正常储存放气桶外视气压表148；跑道内应急储存放气桶外视气压表149；跑道内正常喷射口气体调压截止阀150；跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关151；跑道内应急喷射口气体调压截止阀152；跑道内应急气体喷射口电磁截止阀开关153；以及跑道内正常与应急储存放气桶内气源切换电磁截止阀开关154。以保证各供气气源的正常控制。
所述在喷气跑道内，设有多个正常与应急储存放气桶集流排供气单向阀155；跑道内正常与应急储存放气桶压缩机供气单向阀156；跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管157；跑道内应急气体喷射口输放气软硬偶合连接管158；跑道内正常储存放气桶互通气软硬偶合连接管159；以及跑道内应急储存放气桶互通气软硬偶合连接管160。可安全保证各主气源系统的正常供气控制。
所述在喷气跑道内，设有多个气体调压截止阀与电磁截止阀开关连接外丝161；可360度旋转摆动连接弯头162；以及跑道内正常气体喷射口万向头横向输通气管163；在跑道内应急气体喷射口万向头横向输通气管164上，分别设有各阀体板模块内的制冷、制热传感调控器207；跑道内正常气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套165；跑道内应急气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套166；以及跑道内正常与应急横向管密封塞堵167。以上所述可保证各气源系统的正常输出及跑道面正常温度的起降。
喷气跑道内正常与应急和储存放气桶电磁截止阀间歇续流二极管168、各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座169、跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉170、跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉连接锁止板171、以及跑道内正常与应急横向管与摆动拨动叉锁止板与推杠固定螺栓172。可保证各储存放气桶气压的恒定以及横向管摆动叉角度，及电磁阀续流二极管的间歇时间可控制在正负0.001-2.5秒之间，就可将各喷气口打开与关闭,角度误差可控制在0.15-0.2快速随起降飞机所需的摆动角度的范围内喷射气体流层的摆动。
喷气跑道内正常喷射口前进止动机械式电控行程开关173、跑道内正常喷射口后退止动机械式电控行程开关174、跑道内应急喷射口前进止动机械式电控行程开关175、以及跑道内应急喷射口后退止动机械式电控行程开关176。确保了跑道内人工智能角度传感信号开关失灵与故障后仍然正常可控的备用行程电控开关的自动切换控制功能。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常喷射口前进止动人工智能式电控行程开关177、跑道内正常喷射口后退止动人工智能式电控行程开关178、跑道内应急喷射口前进止动人工智能式电控行程开关179、以及跑道内应急喷射口后退止动人工智能式电控行程开关180。可确保各喷射口10-360度角所需摆动位置与停止位置的准确性角度。
喷气跑道内正常喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器181、跑道内应急喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器182、跑道内正常伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板183、跑道内应急伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板184、跑道内正常伺服电机或推动油缸185、跑道内应急伺服电机或推动油缸186、跑道内正常与应急推动轴光杠187、跑道内正常与应急推动轴光杠导向轴滑套188。其最佳效果可正常人工智能控制各喷射口所喷射出的各种所需准确角度所需定时、定压、定量的气体，对起降飞机达到 100％的安全起降。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框的形腔室，内下外部喷气跑道道面下部基础的地坑内，分别设有正常与应急和备用的三套独立人工智能，并且可相互数控切换的供气系统、供电系统、飞控系统的各种安全操控系统和安全的新模式非操控系统，在喷气跑道地坑内，分别设有跑道辅助装备压缩机储气罐供气系统189；集流排备用储气钢瓶供气系统190；在集流排备用储气钢瓶供气系统190上，设有制冷、制热传感调控器207；低压彩色气体与预热氧主气体喷射口226，其作用可保证跑道上的正常起降。该喷气跑道可作为对校飞验收各种新机型飞机的各种实测风动的动态和各种实测风动的静态，本跑道是该领域最佳的一条检测校飞装备线，可达到100％的准确地实测出；由喷气跑道内自身可制造出的多种可对外界起降飞机环境跑道道面上，可释放出各种佰分比不同比例的制造增氧、制造缺氧、制冷、制热、制霜、制雪、制冰、制雨、制造各种大小不同的扰流风、龙卷风、各种乱风等功能，可对各种新制造出厂的飞机机型性能技术标准参数在喷气跑道上的起降的校飞测试与检验。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关227；并在跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关227上，设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀228；
同时还设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关229；并在跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关229上，设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀230；跑道内外右侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管231；与跑道内外左右侧气幕万向头喷射口纵向输通气管摆动拨动叉滑套232。其最大实际效果防止跑道外右侧风对起降飞机在跑道内的正常起降时的不良干扰。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关233；并在跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关233上，设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀234；
并且还设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关235；并在跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关235上，设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀236；与跑道内外左侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管237。
其最大实际效果是防止跑道外左侧风对起降飞机在跑道内起降的不良干扰。
所述在喷气跑道每一块阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有跑道内正常接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器238，与跑道内应急接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器 239之间，三者远近距离的导航可相互切换，导航范围在全球和国内各种机场，而且各种飞行物在喷气跑道上不能任意、随意、自由起落，该跑道对各种飞行物体有智能软件对其认识区别后的自然接受功能，以及对移动飞行物体的全球导航定位功能，特别是对各种导弹或自杀无人机或有人机来攻击，该喷气跑道能将其各种不认识的各种无人机或有人飞机导弹等飞行物体快速排除吹飞，有效的保护了喷气跑道安全正常运营的最大优点。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的心脏形腔室内，分别设有跑道内外左右侧与中左右侧红黄绿指示灯线路输入六孔电源座240；与其相连接的跑道右外侧红黄绿指示灯接线转接端子241；和跑道右中侧红黄绿指示灯接线转接端子242；及跑道左中侧红黄绿指示灯接线转接端子243；以及跑道左外侧红黄绿指示灯接线转接端子244。其最大效果是可正常供给各组指示灯的电源，并在夜间起降对飞行员更安全醒目。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有喷气跑道正常与应急主喷气口和正常与应急气幕电磁阀电路输入四孔电源座245；与跑道内右外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀控制接线端子259；和跑道内右中正常与应急主喷气口各电磁阀控制接线转接端子260；及跑道内左中正常与应急主喷气口各电磁阀接线转接端子261；跑道内左外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀接线转接端子262。其最大效果是保证各电控部件与电子信号对其可有着正常安全规范的控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构下部的心脏形腔室内，分别设有跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线输入五孔电源座246；和跑道内正常与应急储气桶电磁阀 x远红外光谱x北斗x伴热线接线端子263；和跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线接线端子264。其最大效果是保证气源供给与导航信号的准确无误，及冰雪、炎热天气对跑道都能100％的有一个良好的正常温控智能调整。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道正常推动主喷射气口的1-2号伺服电机输入四孔电源座247；和跑道内正常推动主喷气口前后角度1号伺服电机接在1 －2接点接线转接端子265上；为控制1号伺服电机的一个闭合电路，及跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号伺服电机接在4－5接点上1-2-3接在导流板放平接线转接端子266上；为控制2号伺服电机的一个闭合电路，其作用确保各伺服电机的正常输供电。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道应急推动主喷射气口的3－4号伺服电机输入四孔电源座248；和跑道内应急推动主喷射气口前后角度3号电机接在1-2 接点的接线转接端子267上；为控制3号伺服电机的一个闭合电路，和跑道内应急推动主喷射气口前后角度4号伺服电机接1-2点3-4-5接导流板立起的接线转接端子278上；为控制4号伺服电机的一个闭合电路，和跑道内应急推动主喷射气口前后角度4号伺服电机接1-2点3-4-5接导流板立起的接线转接端子278 上，为控制4号伺服电机的一个闭合电路，其作用确保各伺服电机的正常输供电的控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机输入四孔电源座249；和跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机接线转接端子268；为控制跑道内正常主喷气口前后角度推动1号伺服电机信号传感器的闭合电路，跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机输入四孔电源座256；和跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机接线转接端子269；与跑道内应急主喷气口前后角度控制4号伺服电机输入四孔电源座257；跑道内应急主喷气口前后角度控制4号电机接线转接端子277；跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机输入四孔电源座250；和跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机接线转接端子270，其作用是保证输入电源和各种信号传感器的正常。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常前进接近或后退接近1号伺服电机传感开关输入六孔电源座251；和跑道内正常前进接近或后退接近1号伺服电机传感开关接线转接端子271；与跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关输入六孔电源座 255；和跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关接线转接端子272；及接跑道内应急前进接近或后退接近3号伺服电机传感开关输入六孔电源座252；和跑道内应急前进接近或后退接近3号伺服电机传感开关接线转接端子273；和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关输入六孔电源座 254；
和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关接线转接端子274，其作用确保各伺服电机的供电和智能信号的正常控制各喷气口角度。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有接空气压缩机和接集流排输入四孔电源座253；及接压缩机和接集流排供气电磁阀气控下接线转接端子275；以及接压缩机接集流排供气电磁阀气控上接线转接端子276，其最大效果能保证电源的正常和气源流的匹配控制。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座258；跑道内应急推动主喷气口前后角度4号伺服电机接1-2点3-4-5 接导流板立起的接线转接端子278上，为预道导流板立的一个电控的闭合电路；及预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座258；跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号伺服电机接在4－5接点上； 1-2-3接在导流板放平接线转接端子266位置上，为预道导流板放平的一个电控闭合的输入与输出电路。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道装置包括：所述在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，设有跑道第七区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206；在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道
191上，设有各种机场飞机或舰载飞机在着舰降落时滑行进入喷气跑道的140米长199上；陆基机场跑道，陆基空架平台跑道，水陆固定或移动式独立气囊平台跑道，以及舰船船舷左右侧或船尾端部可伸缩式气囊平台跑道上，全都可实现安全起降。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域上，设有航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191；在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，分别设有七个20米长(总长140米)×30或40米宽的航母甲板舰载或各机场专用喷气相兼容的飞机起降跑道。
各机场飞机或舰载机在起飞时，舰载机刚滑行进入喷气跑道的20米长192时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的40米长193时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的60米长194时；起飞舰载机滑行进入喷气跑道的80米长195时；起飞舰载机在航母甲板舰载或各机场喷气跑道
191上，已构成脱离专用喷气跑道的辅助飞机起飞时的气体悬托自然飞行速度和高度，起飞飞机一般在第四区域内可安全、快速、自然起飞，如起飞飞机达不到自然飞行速度时，可将喷气跑道外的左右侧上，或跑道外前后两端部位上对称隐卧式可升降仰俯或隐卧式与道面水平式0-90度角，并且可立起放平式0-30米高升降管式，大口径喷射气体层流的应急起降装置自动切换打开，即可辅助起飞飞机快速加速起飞。
各机场飞机或舰载机在着舰降落时，当舰载机刚滑行进入喷气跑道的20-40米长196
时，为第一个45 度角的膜级层流夹气体拦阻降落；当着舰舰载机滑行进入喷气跑道的60-
80米长197时，已构成舰载机拦阻的第二个45度角的膜级层流夹；这时着舰舰载机继续滑行进入喷气跑道的100-120米长198时，已构成第三个45度角的膜级层流夹气体拦阻降落；这时，飞机在着舰降落时滑行进入喷气跑道的140米长199 时，实现了安全自然稳定的气体悬托式拦阻降落。如膜级层流夹拦不住下降飞机时，可将喷气跑道外的左右侧上或跑道外前后两端部位上，对称隐卧式可升降仰俯或隐卧式与道面水平式0-90度角，并且可立起放平式0-30米高升降管式大口径喷射气体层流的应急起降装置自动切换打开，即可100％的达到辅助降落各种飞机的快速拦阻降落。
各机场飞机在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，分别设有：跑道第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200；跑道第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201；跑道第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成
202；跑道第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203；跑道第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204；跑道第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205；跑道第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206，构成对舰载专用喷气跑道七个区域电磁截止阀或气动调控与对各种大小气压的气源达到
100％的均匀恒压的人工智能的安全分配。
当舰载机或各机场飞机在喷气跑道上起飞时，跑道的第一个区域整体主气源的压力，由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200智能调控完成，将第一个区域整体主气源的气压调整为2-3 个工程气压；将第二个区域整体主气源的气压调整为3-4个工程气压；由第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201智能调控完成，将第三个区域整体主气源的气压调整为4-5个工程气压；由第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成202智能调控完成，将第四个区域整体主气源的气压调整为5-6个工程气压；由第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203智能调控完成，将第五个区域整体主气源的气压调整为6-7个工程气压；由第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204智能调控完成，将第六个区域整体主气源的气压调整为7-8个工程气压；由第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205智能调控完成，将第七个区域整体主气源的气压调整为8-10个工程气压；由第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206智能调控完成。以上所述构成舰载机在喷气跑道上起飞时的七个区域整体主气源的压力分配比例参数，并由各区域的人工智能调控。注：在喷气跑道上，采用10-25个工程大气压对降落舰载机时的工况。
当各机场飞机或舰载机在喷气跑道上降落着舰时，跑道第一个区域整体主气源的压
力，由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200智能调控完成，将第一个区域整体主气源的气压调整为 8-10个工程气压；由第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201智能调控完成，将第二个区域整体主气源的气压调整为7-8个工程气压；由第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成 202智能调控完成，将第三个区域整体主气源的气压调整为6-7个工程气压；由第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203智能调控完成，将第四个区域整体主气源的气压调整为5-6个工程气压；由第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204智能调控完成，将第五个区域整体主气源的气压调整为4-5个工程气压；由第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205智能调控完成，将第六个区域整体主气源的气压调整为3-4个工程气压；由第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206智能调控完成，将第七个区域整体主气源的气压调整为2-3个工程气压。以上所述构成对舰载机在喷气跑道上着舰时，可对七个区域整体的主气源均匀的恒压压力的分配，并由各区域的人工智能调控。注：
在喷气跑道上，采用10-25个工程大气压时的工况。
结合附图，本发明的带高效短距滑行或垂直起降飞机装置的陆基机场、航母、舰船、水陆平台喷气跑道的功能是这样实现的：
所述采用的多种供气气源，由压缩空气喷射的气体形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道在陆基机场、航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上，分别设有跑道第一区域20米长1至跑道第七区域20米长7，共七个区域总长度为140米。从第一区域至第七区域各区域喷气口的前后都分别设有低压彩色气体与预热氧主气体喷射口226，其作用是调整各区域高压喷气口对各喷射口喷出的高度和角度对彩色射线更直观的视觉。如图
1a、图2、图4、图6、图7和图8所示。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，包括陆基机场、航母甲板、舰船和水陆平台喷气跑道。所述跑道第一区域20米长1和跑道的第七区域20米长7，共七个区域，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上，陆基空架平台喷气跑道上，水陆固定或移动式的独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧或船尾端部的可伸缩式气囊平台喷气跑道的各部位上。如图2、图4、图6、图7、图8、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90 所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气气体喷射形成的气体层流超短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，各区域的结构包括：跑道第一区域20米长1，跑道第一区域20米长1，设装有多块阀体板主体模块分总成73，在跑道前首部位与中和后尾端各部位上，分别设有多块阀体板主体模块分总成73相组合而成的跑道第一区域20米长1、跑道第二区域20米长2、跑道第三区域20米长3、跑道第四区域20米长4、跑道第五区域20米长5、跑道第六区域20米长6、和跑道第七区域20米长7，由多块阀体板主体模块分总成73组合而成的各区域，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上。以上结构实现了一条机场或航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道的整体对起降飞机的控制。如图1a、图2、图3、图4、图6、图7、图
8、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
所述在喷气跑道第一区域20米长1的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道的整体的密封固定与安全警示结构。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道第一区域20米长1的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的左外下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30；在跑道第一区域20米长1的右外，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座17；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17的右外下部，设有跑道右外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机31。以上所述，构成喷气跑道在各区域前后左右整体的固定与机械联动和输气源畅通无阻连接灵活的操纵控制机构。如图2、图3、图4、图5、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道第一区域20米长1的横向内侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；
在跑道第一区域20米长1的左外侧后纵向之间，设有跑道的第二区域20米长2；在跑道的第一区域20米长1的前纵向外侧，设有跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；以及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓18。以上所述，构成喷气跑道整体的输气源畅通无阻与镶嵌框横向压条密封固定的连接机构。如图1b、图1c、图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在专用喷气跑道后左机轮道红黄绿警示灯28之间的内侧，分别设有跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米33；在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米33的右内侧，设有跑道前左机轮道红黄绿警示灯26、与跑道前右机轮道红黄绿警示灯27；在跑道前右机轮道红黄绿警示灯27的右中外侧，设有跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35；在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35的右侧，设有跑道后右机轮道红黄绿警示灯29。以上所述，构成对飞行员在跑道上起降时安全操纵的警示与喷气机构良好的人工智能操纵控制。
如图2、图3、图4、图5、图6和图7所示。
所述在专用喷气跑道后右机轮道红黄绿警示灯29的右外侧，设有跑道右外第一个区域各喷口打开1-2 毫米34；在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米34右外侧，设有跑道右内中外纵向多个气幕喷气口 61；在跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61右外侧，设有跑道右外镶嵌框纵向压条座17；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17上，可分别设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25、跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21、专用喷气跑道右固定机脚9，以及跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13。以上所述，构成各部件维修、拆装的合理性、协调性、相一致性和方便性，形成了气幕保护各喷气口、保护总气源使飞机安全的正常起降，与各部件的连接与警示控制。如图1a、图2、图3、图4、图5、图6、图
7、图8和图9所示。
所述在喷气跑道的第二区域20米长2的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述，构成喷气跑道整体各部位位置的固定连接与警示的结构协调性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第二区域20米长2的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道第二区域20米长2的左外侧后纵向之间，设有跑道第三区域20米长3；在跑道第二区域20米长2的前纵向之间，设有跑道第一区域20米长1。以上所述，构成整体对喷气跑道协调配合控制的一致匹配性。如图 2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第三区域20米长3的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成喷气跑道的整体固定连接与警示的组合性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第三区域20米长3的横向左中侧，设有跑道后左机轮红黄绿警示灯
28；在跑道第三区域20米长3的左外侧后纵向之间，设有跑道第四区域20米长4；在跑道第三区域20米长3的前纵向之间，设有跑道第二区域20米长2。以上所述,构成各区域之间的结构连接合理匹配和一致性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第四区域20米长4的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成喷气跑道整体连接固定的组合性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第四区域20米长4的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道的第四区域20米长4的左外侧后纵向之间，设有跑道第五区域20米长5；在跑道第四区域20米长4的前纵向之间，设有跑道第三区域20米长3。以上所述，构成各区域对喷气跑道的连接与安全警示的可靠性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第五区域20米长5的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成喷气跑道整体的组合固定的安全警示性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第五区域20米长5的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道第五区域20米长5的左外侧后纵向之间，设有跑道第六区域20米长6；在跑道第五区域20米长5的前纵向之间，设有跑道第四区域20米长4。以上所述,构成各区域之间对喷气跑道整体的模块式分区域化安装、拆装、维修、调试的实用性和可靠性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第六区域20米长6的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成喷气跑道整体的结构组合、固定的安全警示性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第六区域20米长6的横向左中侧，设有跑道后左机轮红黄绿警示灯
28；在跑道第六区域20米长6的左外侧后纵向之间，设有跑道第七区域20米长7；在跑道第六区域20米长6的前纵向之间，设有跑道第五区域20米长5。以上所述,构成各区域机构与各区域的配合，各运动机构与固定机构件之间，在实际应用上的先进性和人工智能的合理操控性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第七区域20米长7的左外侧，设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13，以及专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成喷气跑道整体的组合、固定的安全警示性。如图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述在喷气跑道的第七区域20米长7的横向左中侧，设有跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；在跑道的第七区域20米长7的后纵向外侧，设有跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩
15；在跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管
10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；以及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓19。以上所述,构成对整体喷气跑道最为完整的配气系统密封安全警示性与气源畅通的实用性。如图1b、图1c、图2、图3、图4、图6、图7和图8所示。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在陆基机场、航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上的装置包括：所述专用跑道左固定机脚8、跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台喷气跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。如图2、图3、图8、图80、图
81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图 90所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气气体喷射形成的气体层流短距离滑行或垂直起降飞机专用喷气跑道，各区域的固定结构包括：专用跑道左固定机脚8、专用跑道右固定机脚9、正常起降储存输放气桶连接管10、应急起降储存输放气桶连接管11、备用起降储存输放气桶连接管12、跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15、跑道左外镶嵌框纵向压条座
16、跑道右外镶嵌框纵向压条座17、跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓18、跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓19、跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓20，以及跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21。以上所述,构成对喷气跑道整体的输、储存放气等气路系统与各部件的连接固定。如图1b、图1c、图2、图3、图4和图8所示。
所述在专用喷气跑道左外镶嵌框纵向压条座16上，分别设有跑道各区域阀体板模块之间安装缓冲垫连接缝13；跑道左外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓20；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的下底部位上，设有专用跑道左固定机脚8。以上所述,构成对喷气跑道整体的镶嵌后锁紧固定性。如图2、图3 和图8所示。
所述在专用喷气跑道的右外镶嵌框纵向压条座17上，设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17的下底部位上，设有专用跑道右固定机脚9；与跑道右外镶嵌框纵向压条密封防尘外罩固定螺栓21；在跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14上，分别设有跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22；正常起降储存输放气桶连接管10；
应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12，以及跑道前镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓18。以上所述,构成对喷气跑道整体的固定布局与配气机构的布局封闭连接。如图1b、图1c、图2、图3、图4和图8所示。
所述在专用喷气跑道的后镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23；以及跑道后镶嵌框横向压条密封防尘外罩固定螺栓
19，构成对喷气跑道整体性配气机构系统与封闭连接警示的可操纵控制。如图1b、图1c、图
2、图3和图4所示。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道在航母甲板、舰船和水陆平台喷气跑道上的装置,包括跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22，与跑道后右机轮道红黄绿警示灯29，分别设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上,陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定或移动式、独立气囊平台喷气跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。如图 2、图3、图80、图81、图82、图
83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行起降或垂直起降飞机的专用喷气跑道上，各区域的红黄绿控制指令灯结构包括：跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22，跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23，跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24，跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯 25，跑道前左机轮道红黄绿警示灯26，跑道前右机轮道红黄绿警示灯27，跑道后左机轮道红黄绿警示灯 28，以及跑道后右机轮道红黄绿警示灯29。以上所述,构成对喷气跑道整体的自动警示、安全、主动的可操控性。如图2和图3所示。
所述在专用喷气跑道的前镶嵌框横向压条密封防尘外罩14上，设有跑道前首镶嵌框横向红黄绿警示灯22；在跑道后尾镶嵌框横向压条密封防尘外罩15上，设有跑道后尾镶嵌框横向红黄绿警示灯23。以上所述,构成对喷气跑道整体的安全警示控制。如图2和图3所示。
所述在专用喷气跑道的左外镶嵌框纵向压条座16上，设有跑道左外镶嵌框纵向红黄绿警示灯24；在跑道右外镶嵌框纵向压条座17上，分别设有跑道右外镶嵌框纵向红黄绿警示灯25；跑道前左机轮道红黄绿警示灯26；跑道前右机轮道红黄绿警示灯27；跑道后左机轮道红黄绿警示灯28；以及跑道后右机轮道红黄绿警示灯29。以上所述,构成对喷气跑道整体的提前预警作业安全、主动的操控性。如图2和图3所示。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上的装置,包括跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30、与跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米59，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上,陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台喷气跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。以上装置构成对各区域喷气口大小与流量的人工智能控制。如图 4、图5、图6、图7、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道。在跑道阀体板主体模块分总成73各区域上，分别设有跑道左外镶嵌框纵向压条座16；在跑道左外镶嵌框纵向压条座16的内下部，设有跑道左外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机30；在跑道右外镶嵌框纵向压条座
17内下部，设有跑道右外1-7个区域旋转套筒阀门槽形喷气口或圆孔形喷气口伺服推动电机31。以上所述,构成对喷气跑道整体的固定封闭与灵活安全的气源快速截止与快速畅通的操纵控制。如图1a、图2、图3、图4、图5、图9、图33、图40、图41、图42、图 43、图44、图45、图
46、图47、图48和图49所示。
所述在喷气跑道的左外第一个区域各喷口打开1-2毫米32，在跑道左中第一个区域各喷口打开1-2毫米33，在跑道右外第一个区域各喷口打开1-2毫米34，在跑道右中第一个区域各喷口打开1-2毫米35，构成整体第一个区域与下续区域的连接，对喷气跑道上各喷气口的压力、流量，以及喷气口间隙大小的调整控制与配合喷气比例的一致性。如图4、图5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第二个区域各喷口打开2-3毫米36，在跑道左中第二个区域各喷口打开2-3毫米37，在跑道右外第二个区域各喷口打开2-3毫米38，在跑道右中第二个区域各喷口打开2-3毫米39，构成整体第二个区域与下续区域的连接，对喷气跑道上各喷气口的压力、流量以及喷气口间隙大小的调整控制与配合喷气比例的一致性。如图4、图5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第三个区域各喷口打开3-4毫米40，在跑道左中第三个区域各喷口打开3-4毫米41，在跑道右外第三个区域各喷口打开3-4毫米42，在跑道右中第三个区域各喷口打开3-4毫米43，构成整体第三个区域与下续区域之间的上下协调配合，对喷气跑道上各喷气口的压力、流量，以及喷气口间隙大小的调整控制与配合喷气比例的一致性。如图4、图5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第四个区域各喷口打开4-5毫米44，在跑道左中第四个区域各喷口打开4-5毫米45，在跑道右外第四个区域各喷口打开4-5毫米46，在跑道右中第四个区域各喷口打开4-5毫米47，构成整体第四个区域之间的上下相互匹配的喷气口压力流量、以及各喷气口间隙大小的调整，构成对起降飞机所需要的标准气流的可控制机构。如图4、图
5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第五个区域各喷口打开5-6毫米48，在跑道左中第五个区域各喷口打开5-6毫米49，在跑道右外第五个区域各喷口打开5-6毫米50，在跑道右中第五个区域各喷口打开5-6毫米51，构成整体第五个区域对喷气跑道上，按起降飞机需要的喷射气体流量，使各区域喷射口的气流间隙大小可随着增加或减小的人工智能自控标准来操纵。如图4、图5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第六个区域各喷口打开6-7毫米52，在跑道左中第六个区域各喷口打开6-7毫米53，在跑道右外第六个区域各喷口打开6-7毫米54，在跑道右中第六个区域各喷口打开6-7毫米55，构成整体第六个区域对喷气跑道上，使起降飞机稳定、安全、正常的操控各喷射口气流间隙大小，满足起降飞机快速起降的安全控制。如图4、图5、图6和图7所示。
所述在喷气跑道的左外第七个区域各喷口打开7-8毫米56，在跑道左中第七个区域各喷口打开7-8毫米57，在跑道右外第七个区域各喷口打开7-8毫米58，在跑道右中第七个区域各喷口打开7-8毫米59，构成整体的七个区域在喷气跑道上，对各喷气口间隙打开大小的控制、与机内飞行员和跑道指挥塔台的操控系统相互切换。最终，由飞行员在飞机内整体的完成操纵喷气跑道对起降飞机的控制。如图4、图5、图6和图7所示。
所述的带高效超短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上的装置包括：跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60，与跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72，分别设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，陆基机场喷气跑道上，陆基空架平台喷气跑道上，水陆固定或移动式独立气囊平台喷气跑道上，舰船船舷左右侧或船尾端部位的可伸缩式气囊平台喷气跑道上。如图1a、图4、图5、图6、图7、图8、图
9、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
所述采用的由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域气幕保护气体层流结构包括：跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60、跑道右内中外纵向多个气幕喷气口 61、跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口62、跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口63，跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口64；以上所述，构成了整条跑道不受外界风的干扰影响，并在跑道内都设有正常、应急、备用起降飞机三个独立切换系统的智能控制各区域主喷射口的正常工作。以上所有喷射口在该跑道内都设有清洗专用液，在各喷气或喷雾口都可自洁功能。如图1a、图4、图5、图6、图7、图8和图9所示
所述在喷气跑道每块阀体板主体模块分总成73模板下座的前后左右部位，都分别安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫65；安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫66；安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓67。构成对整个跑道在起降时的各种缓冲，其达到对起降飞机时不会造成震动。如图1a、图2、图3、图8、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图 46、图47、图48和图49所示
从喷气跑道第一个区域至第七个区域上的各喷气口作用相同：跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库68；跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库69；万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”70；内旋转轴套槽形喷气口97；制造增氧或制造缺氧喷气口71；跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72。以上所述，构成整体喷气跑道各区域对起降飞机的操纵安全控制，以及增加了可以主动应急起降飞机和备用起降飞机的功能，排除了各种外界风对起降飞机的干扰，各喷射口快速切换至全智能操纵。如图1a、图9、图16、图49、图50、图75、图76、图91、图
93、图96、图98、图99、图100、图101、图102和图103所示。
所述对喷气跑道的第一个区域20米长1上至跑道第七区域20米长7上，分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60、跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61、跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口62、跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口63，以及跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口64。构成喷气跑道各区域可各自独立正常、应急、备用的三套切换操纵控制系统。如图1a、图2、图4、图5、图6、图7、图8和图9所示。
所述在喷气跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库68，与喷气跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库69，构成整体喷气跑道各区域内旋转轴套套筒阀门槽形口与内外旋转轴套套筒阀门圆孔形口各内外旋转轴套筒相接叉库式连接,同时在内外旋转轴套叉库连接与转动时，其可将各喷气口打开与关闭、密封，防止尘物、雨水或海水进入各喷气口及截流阀形腔内。如图103所示。
所述在喷气跑道的阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”70；内旋转轴套槽形喷气口97；制造增氧或制造缺氧喷气口71，以及跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72。构成整体喷气跑道各区域主动对应急起降飞机的可靠安全性操纵控制。如图1a、图2、图3、图9、图16、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图50、图75、图76、图
91、图93、图96、图98、图99、图100、图101、图102和图103所示。
所述在喷气跑道的第一区域20米长1与跑道第七区域20米长7的各区域，分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60；与跑道右内中外纵向多个气幕喷气口61；跑道前外横向四个槽形或圆形喷气口为正常起降喷气口62；跑道前中横向四个槽形或圆形喷气口为备用起降喷气口63；以及跑道前后横向四个槽形或圆形喷气口为应急起降喷气口64。以上所述，构成了整条跑道不受外界各种风向的干扰，并且在跑道内每一区域都设有正常、应急、备用起降飞机的三个独立切换系统的智能控制各区域主喷射口的正常工作。如图1a、图2、图4、图5、图6、图7、图8和图9所示。
]所述在喷气跑道每块阀体板主体模块分总成73模块下座的前后左右部位，都分别设有跑道安装各阀体板主体模块左右纵向道面水平调整缓冲垫65；跑道安装各阀体板主体模块前后横向道面水平调整缓冲垫 66；跑道安装各阀体板主体模块专用缓冲自锁固定螺栓
67。构成对整条跑道在飞机起降时过载后的各种对跑道的缓冲与减震，其达到对起降飞机时100％的不会造成共震，以及使用的可靠性。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图
42、图43、图44、图45、图46、图47、图48和图49所示。
所述在喷气跑道的阀体板主体模块分总成73上，分别设有跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套连接叉库68；与跑道内外旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套连接叉库69；万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏心加偏航倾斜、上下沉浮扶正”
70；内旋转轴套槽形喷气口97；制造增氧或制造缺氧喷气口71，以及跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴72。以上所述，构成整体喷气跑道各区域内外旋转轴套套筒阀门喷射口旋转角度的一致性，同时主动对应急起降飞机的“偏心加偏航倾斜、上下沉浮扶正”的时时修正，对重型400吨以上的飞机降落采用水雾气体喷射，实施安全拦阻着舰控制，并且对喷气跑道气源构成合理的保护、利用和再利用作用下的可靠、安全性操纵。如图1a、图2、图3、图9、图
16、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图50、图75、图76、图
91、图93、图96、图98、图99、图100、图101、图102和图103所示。
所述的带高效短距滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上的装置包括：所述喷气跑道阀体板主体模块分总成73，与旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽113，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、陆基机场喷气跑道上、陆基空架平台喷气跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台喷气跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部位可伸缩式气囊平台喷气跑道上，可构成一条由旋转轴槽形口或圆形孔两种喷射口式的结构喷气跑道。如图1a、图2、图3、图9、图16、图 17、图18、图26、图31、图32、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图 48、图49、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89、图90和图103所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气的气体喷射形成的气体层流短距离滑行或垂直起降飞机的专用喷气跑道，各区域阀体板主体模块的结构包括：跑道阀体板主体模块分总成73，在跑道阀体板主体模块分总成73下部位内框的形腔室心脏内，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74；在跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74外，分别设有跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92；跑道道面面板85；在跑道阀体板主体模块分总成73下，设有跑道阀体板主体模块下底板底座86；在跑道阀体板主体模块下底板底座86上，设有跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87；在跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74内，设有万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137；在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口，或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137上，设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；和压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139，以及内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140。以上所述，构成外界输入气源对整体喷气跑道内喷射气源的正常与安全起降飞机所需气源的供气控制。如图1a、图1b、图1c、图2、图3、图4、图5、图6、图7、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图57、图75、图76、图77、图99、图101和图102所示。
所述在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板89下，设有气动伸缩顶动油缸75；在气动伸缩顶动油缸75上，设有气动伸缩顶动液压油缸伸缩连动杆76；伸缩连动杆与各控制旋转轴阀导向条臂连接板77；以及伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫78。以上所述，构成整体喷气跑道气动与油动缸混合、快速、灵活制动的安全控制机构。如图1a、图4、图5、图14、图15和图100 所示。
所述在压缩空气内外旋转轴套筒外摆动臂固定槽柄座79上，设有外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓80；在外旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓80的下端，设有内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81；在内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81下，设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138。以上所述，构成整体喷气跑道气动顶动油缸混合连接件可根据油缸伸缩的动态更灵活摆动、导向自如地至各需可靠的部位制动。如图1a、图1、图4、图5、图14、图49、图53、图54、图91、图95、图97、图98、图99和图103所示。
所述在内外旋转轴套套筒推动齿条或连接导向条82上，设有伸缩连动杆与各控制轴阀导向条臂连接板77；伸缩连动杆与各导向条臂连接板上下固定销轴及销卡隔垫78；内旋转轴套套筒叉库外摆动臂及固定螺栓81；以及导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138；在控制缸连接固定座83上，设有控制缸连接固定铰轴84与气动伸缩顶动油缸75。以上所述，构成整体喷气跑道各控制部件的灵活连接摆动、转轴滑合实现在高精度、安全操纵和使用寿命的稳定性。如图1a、图1、图4、图5、图14、图15、图49、图53、图
54、图91、图95、图97、图98、图99、图100和图103所示。
所述在阀体板主体模块分总成73上，设有跑道道面面板85；跑道纵向喷射50-400目智能水雾喷嘴 72；在多个阀体板主体模块分总成73相连接后所形成的各区域上，分别设有跑道左内中外纵向多个气幕喷气口60；与万向球面套式180-360度角旋转摆动式喷气口修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”70。构成整体喷气跑道上修正飞机起降“偏航加偏心倾斜、上下沉浮扶正”喷气口可对飞机轨迹时时的得到修正与调整控制。如图1a、图2、图3、图4、图5、图6、图7、图8、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图
48、图49、图50、图75、图76、图101和图102所示。
所述在阀体板主体模块分总成73上，分别设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板搭接口90；跑道阀体板主体模块下底板底座86；在跑道阀体板主体模块下底板底座86上，设有跑道阀体板主体模块安装电磁截止阀或气控喷气储气室相通槽室74；跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87；跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔91；在跑道主体模块进气管安装室横向密封端盖内板 92上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管12；内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140。构成整体喷气跑道的配气系统输气畅通、密封固定和支撑性能的控制。如图1a、图1b、图1c、图2、图3、图4、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图
44、图45、图46、图47、图48和图49所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块工字支撑骨架座87上，设有跑道主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92；跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔91；与气动伸缩顶动液压油缸伸缩操纵机构安装室88。在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板89内，设有气动伸缩顶动油缸75，构成整体喷气跑道的气动伸缩快速顶动液压油缸伸缩操纵机构更稳定的控制效果。如图1a、图1b、图1c、图4、图14、图15、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47和图100所示。
所述在气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板搭接口90上，设有气动伸缩与液压油缸伸缩操纵机构安装室维修孔盖板89；在跑道阀体板主体模块进气管安装室横向密封端盖内板92上，分别设有正常起降储存输放气桶连接管10；应急起降储存输放气桶连接管11；备用起降储存输放气桶连接管 12；内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140；
压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139；以及跑道主体模块进气储气室横向密封端盖上下固定螺孔91，使整体喷气跑道的配气系统与气动伸缩顶动液压油缸伸缩成为使用方便的安装维修操纵控制机构。如图1a、图1b、图1c、图2、图3、图4、图33、图 40、图41、图
42、图43、图44、图45、图46、图47、图49、图75、图76、图77、图99、图101和图 102所示。
所述在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒96上，设有内旋转轴套槽形喷气口97；在 0-180度角喷射圆孔形口内旋转实芯轴98上，设有内旋转实芯轴或空芯轴套圆孔形喷气口99。以上所述, 构成整体喷气跑道的各喷射口气流，由轴杆与轴套间隙密封标准精度的内部控制结构配合调整。如图9、图16、图17、图18、图26、图27、图28、图29、图30、图31、图91、图93、图96、图98、图99、图100和图103所示。
所述在30-90度固定角度的30度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒100上、在30-90度固定角度的40度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒101上、在30-90度固定角度的50度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒102上、在30-90度固定角度的60度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒103上、在30-90 度固定角度的70度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒104上、在30-90度固定角度的80度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒105上，以及在
30-90度固定角度的90度死角喷射口旋转实芯轴或空芯轴套筒 106上，构成整体喷气跑道内部喷射口，旋转轴轴套间隙密封与储气室结构的标准可控性。如图19、图20、图21、图22、图23、图24和图25所示。
所述在0-180度角喷射槽形口内旋转实芯轴或空芯轴套筒96上，设有旋转轴密封盘根安装槽107；在旋转轴密封盘根安装槽107上，设有旋转轴密封盘根108；在旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套固定座口109 上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴内轴套或上下输气室密封瓦盖110；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔95。构成整体喷气跑道内部的喷射口旋转轴，对供气气源密封结构和精密封闭气源的可靠性。如图1a、图4、图
5、图9、图14、图16、图30、图31、图33、图34、图35、图36、图37、图38、图39、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图91、图93、图96、图98、图99、图100和图103所示。
所述在旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套固定座94上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴套套筒93；与旋转轴槽形口或圆形孔轴内外轴套或瓦盖固定座螺栓孔95；在旋转轴槽形口或圆形孔轴外轴头端卡槽113上，分别设有旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动曲轴摆动角度轴111；与旋转轴槽形口或圆形孔轴外传动直轴摆动角度轴112。构成相连接传动灵活、装配方便、使用安全、可靠的旋转轴套槽形口或悬转轴套圆孔形口结构的喷气跑道。
如图1a、图4、图5、图9、图10、图11、图12、图13、图14、图16、图17、图18、图26、图31、图32、图
33、图34、图35、图36、图37、图38、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图91、图93、图
96、图98、图99、图100和图103所示。
所述带高效超短距滑行或垂直起降飞机专用喷气跑道，在陆基机场、航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114；与万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓141，设装在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上、陆基机场跑道上、陆基空架平台跑道上、水陆固定或移动式独立气囊平台跑道上，以及舰船船舷左右侧或船尾端部可伸缩式气囊平台跑道上，构成一条万向球面套式喷射气体跑道。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图50、图52、图75、图76、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图
86、图87、图88、图89、图90、图101和图102所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机专用的喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114；在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，设有万向球面喷射头外定位固定座116；万向球面套式喷射头法兰座115；万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；以及万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137。构成万向球面喷射头导向与驱动喷气角度的灵活变动、和定位固定、各点位置的支撑性，以及各喷射口旋转摆动式喷气口的灵活控制性。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图 46、图47、图48、图49、图50、图51、图52、图57、图75、图76、图101和图102所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，分别设有万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓141；纵向马达或气动缸固定支架121；以及万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126。构成万向球面喷射头导向与驱动，可使喷气角度的灵活变动与定位固定各点位置的支撑性。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图
47、图48、图49、图50、图75、图76、图101和图102所示。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有万向球面喷射头旋转摆动球面套座固定内挡圈 117；万向球面喷射口旋转球体摆动球面套固定座118；以及万向球面喷射口旋转摆动球面体119。构成万向球面套式旋转摆动0-180度或360度的可智能式任意调整角度，构成喷射气体分总成整体的固定位置的连接控制。如图49、图51、图55、图56、图57、图
58、图59、图60、图75、图76、图101和图102 所示。
所述在万向球面喷射口旋转摆动球面体119上，分别设有万向球面套式喷射头法兰座
115；万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；以及万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137。构成万向球面套式旋转摆动0-180度或360度可智能式任意调整角度，实现喷射气体分总成整体气源操控系统的安全控制。如图33、图40、图41、图42、图 43、图44、图45、图46、图47、图48、图
49、图50、图51、图52、图57、图58、图75、图76、图 101和图102所示。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有纵向马达或气动缸固定支架
121；横向拨杆传动马达或气动伸缩缸传动推动拨杆122；以及纵向马达或气动缸控制123；
构成万向球面套式旋转摆动0-180 度或360度的可智能式任意调整角度，与喷射气体的摆动和传动机构，构成可控制横向角度更为灵活的拨动与摆动性。如图48、图49、图50、图51、图75、图76、图101和图102所示。
所述在纵向马达或气动缸控制123上，分别设有万向球面0-360度可任意调整纵向拨动齿轮或气动控制伸缩传动推杠120；与万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组
127。构成万向球面套式旋转摆动0-180度或360度的可智能式任意调整角度，并在喷射气体分总成整体的摆动传动机构控制上，实现人工智能切换操纵转向喷射角度的准确、灵活性。
如图48、图49和图50所示。
所述在万向球面喷射头外定位固定座116上，分别设有万向球面喷射头座密封垫124；
万向球面喷射头锁母125；以及万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126。构成万向球面套式旋转摆动0-180 度或360度的可智能式任意调整各角度，构成喷射气体分总成整体的固定支撑控制。如图49、图51、图 61、图62、图75、图76、图101和图102所示。
所述在万向球面喷射头导向丝杠或导向气动控制杠固定板126上，分别设有万向球面喷射头导向丝杠蜗轮付或导向气阀控制组127；万向球面喷射头导向丝杠或导向气阀控制伸缩杠128；万向球面喷射头导向锁紧丝母129；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓131；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋132；以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔133。构成万向球面套式旋转摆动0-180度或360度的可智能式任意调整角度，形成喷射气体分总成整体的固定、支撑控制，以及传动、导向和摆动控制。如图48、图49、图50、图65、图66、图67、图68、图69、图70、图71、图72、图73和图74所示。
所述在万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136上，分别设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂拨杆支撑座135；万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀分总成137；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销栓孔133；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂调整上臂加强筋132；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂滑摆销栓131；万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130；以及万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134。构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常安全起降控制，并且形成对万向球面喷射头导向活络支撑板摆动灵活的连接性。如图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图49、图56、图57、图63、图64、图65、图66、图69、图70、图71、图72、图73和图74所示。
所述在万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂130的两端，分别设有导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138；在导向活络支撑板摆动连接臂或旋转轴套套筒内外侧向压力旋转轴承138内，设有万向球面喷射头导向活络支撑板摆动连接臂销轴及梅花弹锁卡134。以上所述，构成万向球面套式旋转摆动0-180度或360度的可智能式任意调整角度，形成喷射气体分总成整体的固定支撑和导向运动的灵活性控制。
如图49、图53、图54、图65、图66、图69、图70、图91、图95、图97、图98、图99和图103所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73上，设有万向球面喷射头外定位固定座116；
在万向球面喷射头外定位固定座116上，设有万向球面喷射头外法兰盘座固定螺栓141。构成万向球面套式旋转摆动 0-180度或360度的可智能式任意调整角度，构成对其喷射气体分总成整体的维修拆装与固定支撑性控制。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图 49、图50、图51、图75、图76、图101图102所示。
所述在万向球面喷射头或内外旋转轴套套筒槽形口或圆孔形口各区域电磁截止阀或
气动调控喷气压力缓解阀分总成137上，分别设有万向球面喷射头导向喷气输气管单套筒式136；压缩空气气源输气口或软连接管快速接插口座139；以及跑道内主供气源各输气储存放气桶接口座孔140。构成外界输入气源对喷气跑道内喷射气源的正常安全起降的支撑性控制。如图1b、图4、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图49、图57、图
75、图76、图77、图99、图101和图102所示。
所述在喷气跑道内设有多个输送主气源快速连接插头142、多根内储存放气桶输气管
143、多个内正常储存放气桶单向阀144，以及多个内应急储存放气桶单向阀145。构成控制各通用气源和独立气源的系统切换。即使出现故障时，依然能正常起降。如图75、图76和图
77所示。
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209上，分别设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒防水、防尘、防冻油封或盘根208；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向下串气压力缓冲轴承211；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒下串气压力锁止套座209外，设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座210；在万向球面喷射头双套筒外固定套筒内旋转套筒上缓冲座
210外，设有万向球面喷射口旋转摆动球面体119；在万向球面喷射口旋转摆动球面体119 外，设有万向球面喷射头外定位固定座116。构成万向球面喷射头双套筒外套固定内旋转套筒旋转灵活与 360度摆动及防尘、防水控制；如图48、图49、图50、图51、图52、图57、图58、图
75、图76、图101 和图102所示。
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，分别设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒212；与万向球面喷射头双套筒内外套筒上串气单气封或盘根
213；和万向球面喷射头内旋转套筒输放气内槽孔214；以及万向球面喷射头双套筒内外套筒中部串气单气封或盘根215。构成万向球面喷射头内旋转套筒旋转灵活与外固定套筒之间的密封性控制；如图48、图49、图50、图52、图75、图76、图101和图102所示。
所述在万向球面套式气体喷射头单套筒或双套筒式分总成114上，分别设有万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217；又在万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217内，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225；在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒内进气输气口216；以及万向球面喷射头双套筒内外套筒筒下串气双气封或盘根218。构成输通气源的正常喷射与气源的正常打开与正常的关闭气源与气源的密封性的灵活有效控制；如图48、图49、图50、图52、图75、图76、图101和图102所示。
所述在万向球面喷射头双套筒内旋转套筒225上，设有万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向上串气抗压力缓冲轴承219；与万向球面喷射头双套筒内旋转套筒向上串气防压力锁固法兰母220；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒锁紧螺牙221；及万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂固定栓224；和万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂223；与万向球面喷射头双套筒内旋转套筒摆动臂推拉球头222。构成内旋转套筒与外固定套筒旋转灵活摆动角度准确、可靠；如图101和图102所示。
所述在万向球面喷射头双套筒外固定套筒常开式输气进气口217上，设有各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座169；跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管157；
和可360度旋转摆动连接弯头 162；及跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关151。构成输通气源的正常打开输入与关闭。如图75、图 76、图98、图99、图101和图102所示。
所述在喷气跑道内设有多个正常储存放气桶146、多个应急储存放气桶147、跑道内的制冷、制热传感调控器207、跑道内正常储存放气桶外视气压表148、跑道内应急储存放气桶外视气压表149、跑道内正常喷射口气体调压截止阀150、跑道内正常气体喷射口电磁截止阀开关151、跑道内应急喷射口气体调压截止阀152、跑道内应急气体喷射口电磁截止阀开关153，以及跑道内正常与应急储存放气桶内气源切换电磁截止阀开关154，以保证各供气气源的正常控制。如图75、图76、图77、图98、图99、图101和图 102所示。。
所述在喷气跑道内设有多组正常与应急储存放气桶集流排供气单向阀155、跑道内正常与应急储存放气桶压缩机供气单向阀156、跑道内正常气体喷射口输放气软硬偶合连接管157、跑道内应急气体喷射口输放气软硬偶合连接管158、跑道内正常储存放气桶互通气软硬偶合连接管159，以及跑道内应急储存放气桶互通气软硬偶合连接管160，构成可安全保证主气源的正常供气控制。如图75、图76、图98、图99、图101和图102所示。
所述在喷气跑道内设有多个气体调压截止阀与电磁截止阀开关连接外丝161；可360度旋转摆动连接弯头162；以及跑道内正常气体喷射口万向头横向输通气管163；在跑道内应急气体喷射口万向头横向输通气管164上，分别设有制冷、制热传感调控器207；跑道内正常气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套165；跑道内应急气体喷射口横向管摆动拨动叉滑套
166；以及跑道内正常与应急横向管密封塞堵167，构成机械连动与道面温度的正常控制。如图75、图76、图98、图99、图101和图102所示。
喷气跑道内正常与应急和储存放气桶电磁截止阀间歇续流二极管168、各阀体板模块内软硬通气管偶合快速接插座169、跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉170、跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉连接锁止板171，以及跑道内正常与应急横向管摆动拨动叉锁止板与推杠固定螺栓172，构成各供气系统按需要量由续流二极管智能式瞬间内的准确调控，并使各喷口角度保证准确、灵活的摆动控制。如图75、图 76、图98、图99、图101和图102所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框结构的下部形腔室内，分别设有内正常喷射口前进止动人工智能式电控行程开关177；内正常喷射口后退止动人工智能式电控行程开关178；内应急喷射口前进止动人工智能式电控行程开关179；内应急喷射口后退止动人工智能式电控行程开关180，构成信号电控控制。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49和图76所示。
当喷气跑道内正常喷射口前进止动人工智能式电控行程开关177、跑道内正常喷射口后退止动人工智能式电控行程开关178、跑道内应急喷射口前进止动人工智能式电控行程开关179，以及跑道内应急喷射口后退止动人工智能式电控行程开关180，某一信号失控时，喷气跑道内正常喷射口前进止动机械式电控行程开关173、跑道内正常喷射口后退止动机械式电控行程开关174、跑道内应急喷射口前进止动机械式电控行程开关175，以及跑道内应急喷射口后退止动机械式电控行程开关176，起到双保险控制的作用。如图76和图100所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部形腔室内，分别设有喷气跑道内正常喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器181；跑道内应急喷射口前进与后退人工智能式角度传感控制器182；跑道内正常伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板183；跑道内应急伺服电机推动轴光杠连接锁止过渡板 184；跑道内正常伺服电机或推动油缸185；跑道内应急伺服电机或推动油缸186；跑道内正常与应急推动轴光杠187；跑道内正常与应急推动轴光杠导向轴滑套188。其最佳效果可正常人工智能控制各喷射口所喷射出的各种所需准确角度所需定时、定压、定量的气体，对起降飞机达到100％的安全起降。如图1a、图2、图
3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图76 和图100所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框的形腔室，内下外部喷气跑道道面下部基础的地坑内，分别设有正常与应急和备用的三套独立人工智能并且可相互数控切换的供气系统、供电系统、飞控系统的各种安全操控系统和安全的非操控系统，以及跑道辅助装备压缩机储气罐供气系统189、跑到内集流排备用储气钢瓶供气系统190、在集流排备用储气钢瓶供气系统190上，设有制冷、制热传感调控器207，低压彩色气体与预热氧主气体喷射口
226。其作用可保证跑道上的正常起降，该喷气跑道可作为对校飞验收各种新型飞机的各种实测风动的动态和各种实测风动的静态，是该领域最佳的检测校飞装备线，可达到 100％的准确地实测出；由喷气跑道内自身可制造出的多种可对外界起降飞机环境跑道道道面上、可释放出各种佰分比不同比例的制造增氧、制造缺氧、制冷、制热、制霜、制雪、制冰、制雨、制造龙卷风、制造扰流风的各种乱风等功能，可对各种新制造出厂的飞机机型性能技术标准参数在喷气跑道上的起降校飞的测试与检测验收。如图1a、图2、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图75和图76所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关227；并在跑道内外右侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关227上，设有跑道内外右侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀228；同时还设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关229；并在跑道内外右侧气幕应急喷射气体电磁阀气控开关229上，设有跑道内外右侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀
230；跑道内外右侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管231；与跑道内外左右侧气幕万向头喷射口纵向输通气管摆动拨动叉滑套232。其最大实际效果防止跑道外左侧风对起降飞机在跑道内的正常起降时的干扰。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图
43、图44、图45、图46、图47、图48、图49和图77所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关233；并在跑道内外左侧气幕正常喷射气体电磁阀智能式气控开关233上，设有跑道内外左侧气幕正常喷射气体智能式调压控制阀234；
并且还设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关235；并在跑道内外左侧气幕应急喷射气体电磁阀智能式气控开关235上，设有跑道内外左侧气幕应急喷射气体智能式调压控制阀236；与跑道内外左侧正常与应急气幕万向头喷射口纵向输通气管237。
其最大实际效果是防止跑道外右侧风对起降飞机在跑道内起降时的干扰。如图1a、图2、图
3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49和图77所示。
所述在喷气跑道每一块阀体板主体模块分总成73内框下部的形腔室内，分别设有跑道内正常接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器238；与跑道内应急接收通信远红外与光谱或北斗智能传感控制器 239之间，三者远近距离的导航可相互切换，导航范围全球和国内各种机场之间通讯、飞控各种飞行物在喷气跑道上不能任意、随意、自由起落，该跑道对各种飞行物体有智能软件对其认识区别后的自然接受功能，以及对移动飞行物体的全球导航定位功能，特别是对各种导弹或自杀无人机或有人机来攻击，该喷气跑道能将其各种不认识的各种无人机或有人飞机导弹等飞行物体快速排除吹飞，有效的保护了喷气跑道安全正常运营的最大优点。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49和图77所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部心脏的形腔室内，分别设有跑道内外左右侧与中左右侧红黄绿指示灯线路输入六孔电源座240；与其相连接的跑道右外侧红黄绿指示灯接线转接端子241；和跑道右中侧红黄绿指示灯接线转接端子242；跑道左中侧红黄绿指示灯接线转接端子243；以及跑道左外侧红黄绿指示灯接线转接端子244。其最大效果是可正常供给各组指示灯的电源，并在夜间起降对飞行员更安全醒目。如图1a、图2、图
3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框下部心脏的形腔室内，分别设有跑道正常与应急主喷气口和正常与应急气幕电磁阀电路输入四孔电源座245；与跑道内右外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀控制接线端子259；和跑道内右中正常与应急主喷气口各电磁阀接线转接端子260；及跑道内左中正常与应急主喷气口各电磁阀接线转接端子261；跑道内左外侧正常与应急主喷气口和正常与应急气幕各电磁阀接线转接端子262。其最大效果是保证各电控部件与电子信号对其可有着正常安全规范的控制。如图
1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图 48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部心脏的形腔室内，分别设有跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线输入五孔电源座246；和跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x伴热线接线端子263；和跑道内正常与应急储气桶电磁阀x远红外光谱x北斗x 伴热线接线端子264。其最大效果是保证气源供给与导航信号的准确无误，及冰雪、燃热天气对跑道都能 100％的有一个良好的正常温控智能调整。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常推动主喷射气口的1-2号伺服电机输入四孔电源座247；和跑道内正常推动主喷射气口前后角度1号电机接在1 －2接点接线转接端子265上，为控制1号伺服电机的一个闭合电路；及跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号电机接在4－5接点上1-2-3接在导流板放平接线转接端子266上，为控制2号伺服电机的一个闭合电路。其作用确保各伺服电机的正常输供电。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图 42、图43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内应急推动主喷射口的3－4号伺服电机输入四孔电源座248；和跑道内应急推动主喷气口前后角度3号电机接在1-2接点的接线转接端子267上，为控制3号伺服电机的一个闭合电路；和跑道内应急推动主喷射气口前后角度 4号伺服电机接1-2点3-4-5接导流板立起的接线转接端子278上，为控制4号伺服电机的一个闭合电路。其作用确保各伺服电机的正常输供电。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图41、图48、图
49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机输入四孔电源座249；和跑道内正常主喷气口前后角度控制1号伺服电机接线转接端子268，为控制跑道内正常主喷气口前后角度1号伺服电机信号传感器的闭合电路；跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机输入四孔电源座256；和跑道内正常主喷气口前后角度控制2号伺服电机接线转接端子269；与跑道内应急主喷气口前后角度控制4号伺服电机输入四孔电源座257；跑道内应急主喷气口前后角度控制4号电机接线转接端子277；跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机输入四孔电源座250；和跑道内应急主喷气口前后角度控制3号伺服电机接线转接端子270。其作用是保证输入电源和各种信号传感器的正常。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图
43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有跑道内正常前进接近或后退接近1号伺服电机传感开关输入六孔电源座251；和跑道内正常前进接近或后退接近1号伺服电机传感开关接线转接端子271；与跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关输入六孔电源座 255；和跑道内正常前进接近或后退接近2号伺服电机传感开关接线转接端子272；及跑道内应急前进接近或后退接近3号伺服电机传感开关输入六孔电源座252；和跑道内应急前进接近或后退接近3号伺服电机传感开关接线转接端子273；和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关输入六孔电源座 254；和跑道内应急前进接近或后退接近4号伺服电机传感开关接线转接端子274。其作用确保各伺服电机的供电和智能信号正常控制各喷气口角度。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图 43、图44、图45、图46、图47、图48、图49、图78和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有接空气压缩机和接集流排输入四孔电源座253；及接压缩机和接集流排供气电磁阀气控下接线转接端子275；以及接压缩机接集流排供气电磁阀气控上接线转接端子276。其最大效果保证电源的正常和气源流的匹配控制。如图1a、图2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图
44、图45、图46、图47、图48、图49、图78 和图79所示。
所述在喷气跑道阀体板主体模块分总成73内框架结构的下部形腔室内，分别设有预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座258；跑道内应急推动主喷气口前后角度4号伺服电机接1-2点3-4-5 接导流板立起的接线转接端子278上，为预道导流板立起的一个电控的闭合电路；及预道导流板立起输入与预道导流板放平输入六孔电源座258；接跑道内正常推动主喷射气口前后角度2号伺服电机接在4－5接点上，1-2-3接在导流板放平接线转接端子266位置上，为预道导流板放平的一个电控闭合的输入与输出电路。如图1a、图
2、图3、图9、图33、图40、图41、图42、图43、图44、图45、图46、图47、图 48、图49、图78和图79所示。
所述带高效短距滑行或垂直起降飞机专用喷气跑道在航母甲板、舰船、水陆平台喷气跑道上的装置包括：跑道第一区域至第七区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成
200至206，以及航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191。当各种机场飞机或舰载飞机在着舰降落时滑行进入喷气跑道的140米长199、陆基机场跑道、陆基空架平台跑道、水陆固定或移动式的独立气囊平台跑道，以及舰船船舷左右侧或船尾端部的可伸缩式气囊平台跑道，构成安全快速的降落。如图3、图76、图80、图81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图
89和图90所示。
所述采用的多种供气气源，由压缩空气气体喷射形成的气体层流短距离滑行，或垂直起降飞机的专用喷气跑道各区域上，设有航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191。在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，分别设有七个20米长，总长140米×宽15-20、30或
40米宽的航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道，构成舰载机的安全降落条件。如图80、图
81、图82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
舰载机在起飞时，舰载机滑行进入喷气跑道的20米长192时，起飞舰载机滑行进入喷气跑道的40米长193时，起飞舰载机滑行进入喷气跑道的60米长194时，起飞舰载机滑行进入喷气跑道的80米长195 时，这时，起飞舰载机在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，已构成全部脱离专用喷气跑道的辅助飞机起飞时气体悬托的自然飞行高度，构成了起飞飞机的安全快速自然飞行速度。如图80、图81、图 82、图83、图84、图85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
舰载机在着舰降落时，当舰载机滑行进入喷气跑道的20-40米长196时，为第一个45度角的膜级层流夹气体拦阻降落；着舰舰载机滑行进入喷气跑道的60-80米长197时，已构成舰载机拦阻的第二个45 度角的膜级层流夹；这时着舰舰载机继续滑行进入喷气跑道的
100-120米长198时，已构成第三个45度角的膜级层流夹气体拦阻降落；这时着舰舰载机继续滑行进入喷气跑道的140米长199时，已构成舰载机拦阻的第四个膜级层流夹；这时着舰舰载机在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，最终，舰载机或各种飞机在专用喷气跑道上实现了自然、稳定的气体悬托式100％拦阻降落。如图80、图81、图82、图 83、图84、图
85、图86、图87、图88、图89和图90所示。
在航母甲板舰载或各机场专用喷气跑道191上，分别设有跑道第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200、跑道第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201、跑道第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成202、跑道第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203、跑道第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204、跑道第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205，以及跑道第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成 206。针对舰载专用喷气跑道七个区域电磁截止阀或气动调控与气压，可按每个区域气压大小与流量的需要进行快速、安全的均匀的对区域气源可达到100％的恒压效果与人工智能式匹配调控的供给和分配。如图 3和图76所示。
舰载机在喷气跑道上起飞时，将跑道第一个区域整体压力的主气源气压调整为2-3个工程气压；由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200，由人工智能调节完成，将第二个区域整体的主气源的气压调整为3-4个工程气压；由第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201，由人工智能调节完成，将第三个区域整体的主气源的气压调整为4-5个工程气压；由第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成
202，由人工智能调节完成，将第四个区域整体的主气源的气压调整为5-6 个工程气压；由第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203，由人工智能调节完成，将第五个区域整体的主气源的气压调整为6-7个工程气压；由第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204，由人工智能调节完成，将第六个区域整体的主气源的气压调整为
7-8个工程气压；由第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205，由人工智能调节完成，将第七个区域整体的主气源的气压调整为8-10个工程气压；由第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206，由人工智能调节完成。最终，舰载机在喷气跑道上起飞时，喷气跑道上的七个区域整体的主气源的分配压力由人工智能调控。如图3和图76所示。
舰载机在喷气跑道上着舰时，将喷气跑道的第一个区域整体的主气源的压力，由第一个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成200，由人工智能调节完成，将第一个区域整体的主气源的气压调整为 8-10个工程气压；将第二个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成201，由人工智能调节完成，将第二个区域整体的主气源的气压调整为7-
8个工程气压；将第三个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成202，由人工智能调节完成，将第三个区域整体的主气源的气压调整为6-7个工程气压；将第四个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成203，由人工智能调节完成，将第四个区域整体的主气源的气压调整为5-6个工程气压；将第五个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成204，由人工智能调节完成，将第五个区域整体的主气源的气压调整为4-5个工程气压；将第六个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成205，由人工智能调节完成，将第六个区域整体的主气源的气压调整为3-4 个工程气压；将第七个区域电磁截止阀或气动调控喷气压力缓解阀总成206，由人工智能调节完成，将第七个区域整体的主气源的气压调整为
2-3个工程气压。最终，舰载机在喷气跑道上着舰时，对喷气跑道上的七个区域整体的主气源均匀的恒压至各区域，可按每个区域气压大小与流量的需要进行快速、安全的供给和分配人工智能调控。注：在喷气跑道上采用10-25个工程大气压时的工况。如图3和图76所示。
所述在喷气跑道各区域的每个喷气口的前后，都分别设有低压彩色气体与预热氧主气体喷射口226，其最大效果是在调整、整条跑道各区域高压各喷气口的喷射射线的高度与角度，各喷气口是否在工作或故障，由喷气跑道各区域高压喷气口带动低压彩气与预热氧主气体喷气口，形成对各区域喷气口混合彩气喷射角度与高度形成醒目式的检查与更准确，判断针对每个喷射口的调试。如图1a、图2所示。