技术领域
[0001] 本
发明涉及
飞行器设计领域，具体是一种组合弹性自适应机翼变后掠机构。
背景技术
[0002] 采用变后掠机翼的飞机因能较好的兼顾飞机低速飞行和高速飞行的
气动要求，一直是一种重要的飞机设计结构，如美国的F-14、F-111、B-1B、前苏联的米格-23等。这些飞机的变后掠翼方案多采用电控液压驱动方式完成，即根据飞行速度和高度的要求，由控制计算机发出控制指令，由液压伺服装置完成机翼后掠
角度的驱动控制。在这些飞机中，由于机翼后掠角度变化的需要，结构上设置了较为沉重而复杂的的变速传动装置，同时又需要液压机构驱动变后掠机翼运动，使得飞机增重较多。
[0003] 由于变后掠翼飞机的优点突出，因此，变后掠机翼结构研究一直飞机设计的研究热点。如西北工业大学张炜等人
申请的“一种伸缩式
变形机翼传动机构”(公开号CN101857084A)设计了由
电动机构驱动减速机构实现机翼后掠角度的变化。再如哈尔滨工业大学冷劲松等人申报的
专利(公开号CN101028866)设计了一种由记忆
合金为驱动
能量源，驱动相应机构完成机翼后掠角度的控制。这些结构不再以液压能作为变后掠机翼驱动的动
力，从结构上减小了液压系统部附件的重量，但仍需要电动机构或控制装置，即仍有部分能量部分的额外重量。
发明内容
[0004] 为克服
现有技术中存在的结构重量重的不足，本发明提出了一种组合弹性自适应机翼变后掠机构及控制方法。
[0005] 本发明包括壳体、接头、小
弹簧调整螺套、金属膜盒、弹簧座、撑套、小弹簧调整锥套、大弹簧调整锥套、小弹簧、滚动导套、活动导杆、大弹簧、
外壳体、固定导杆和压力调节
阀。其中，固定导杆位于所述壳体内的中心，并使该固定导杆一端的连接盘的外圆周表面与壳体一端端口处的内表面
螺纹连接。滚动导套套装在该固定导杆的另一端。所述活动导杆的内端套装在所述固定导杆和滚动导套上，并使该活动导杆的内表面与所述固定导杆的外表面和滚动导套的外表面之间均间隙配合；所述活动导杆外端的内表面与接头的外表面
螺纹连接。在所述接头的外端分布有机翼连接接头
轴承安装孔。
[0006] 弹簧座套装在该活动导杆的圆周表面上，并使该弹簧座内端的内表面与所述活动导杆的外表面间隙配合，使该弹簧座外端端面与套装在所述小弹簧调整螺套上的金属膜盒底座的内端面固定连接；
[0007] 所述弹簧座中部外圆周上均布的四个
凸块分别嵌入壳体另一端内表面上的四个滑槽中，便于该滑槽间隙配合。
[0008] 所述大弹簧套装在所述活动导杆和固定导杆的外圆周表面，并使该大弹簧一端的端面与所述固定导杆上的连接盘的内端面贴合，该大弹簧另一端位于所述弹簧座小直径端的外圆周表面与壳体内表面之间的圆环腔内，并使该端端面与所述弹簧座中部的外端面贴合。小弹簧套装在所述活动导杆上，并使该小弹簧的端面与所述弹簧座小直径端的内端面贴合，另一端与套装在所述固定导杆与所述接头连接一端的小弹簧调整螺套的内端面贴合。所述小弹簧调整锥套位于所述弹簧座小直径端内，并使该小弹簧调整锥套上的四个弧形插块分别装入弹簧座小直径端端面上的四个弧形插槽内。所述大弹簧调整锥套套装在所述弹簧座小直径端的外表面，并使该大弹簧调整锥套的一端固定在该弹簧座中部的外端面上。所述撑套的一端套装在所述小弹簧调整螺套内端的外表面，并固定在金属膜盒的内端面上；该撑套另一端的各弧形撑板端头的凸缘的外表面分别与所述大弹簧调整锥套的内表面
接触，所述各凸缘的内表面分别与所述小弹簧调整锥套的外表面接触。
[0009] 所述金属膜盒通过
导管与压力调节阀连通。
[0010] 所述的压力调节阀位于壳体外侧。所述的压力调节阀包括主
阀体、导阀体、主阀芯、导
阀座、导
阀针、弹簧、导气管、膜片和高压气罐。其中：所述导阀座位于导阀体一端的安装孔内，导阀针安装在所述导阀体另一端端面中心的凹槽内；所述导阀针的锥端插入所述导阀座上的中心孔内；在所述导阀针一端端板的外端面固定有加强板。膜片将所述加强板与导阀针端板之间分隔成两个空腔。所述的弹簧分为上弹簧和下弹簧，并且所述下弹簧套装在所述导阀针的外圆周表面上，一端与该导阀针大直径段的内端面贴合，另一端与所述凹槽的槽底面贴合；所述上弹簧位于所述导阀针外端，并使该上弹簧的一端与导阀盖的内端面贴合，另一端与加强板的外端面贴合。所述主阀体安装在导阀体有导阀座一端的侧表面上。主阀芯位于该主阀体内，并使该主阀芯大直径端的外圆周表面与所述主阀体的内表面间隙配合，使该主阀芯小直径端的外圆周表面与所述导阀体圆周表面的凹槽槽壁间隙配合；所述主阀芯中心的小孔的两端分别与所述主阀体上的小孔和导阀体凹槽槽底的小孔贯通。在所述主阀体小直径端的内孔中安放有弹簧。高压气罐与所述主阀体之间通过导气管连通，将高压空气引入主阀芯下腔室内，形成主要的气流通道。
[0011] 所述主阀座端盖的内表面为轴向凸出的凸台，在该凸台的中心有轴向贯通的导管安装孔，该安装孔内端孔口为与主阀芯上的圆锥段配合的圆锥形。在主阀座有端盖一端的圆周上有径向的贯通孔，用于安装导气管。所述主阀座出口端的端面为阶梯状，形成了与所述导阀体外表面配合的
定位止口。
[0012] 所述主阀芯的一端为与导阀体上的套筒配合的圆筒段，另一端为圆锥段；所述圆筒段与圆锥段之间有圆盘，该圆盘的外表面与主阀座的小直径孔的内表面间隙配合。所述圆筒段的内径略大于主阀弹簧的外径。所述圆锥段与主阀座上的安装孔内端密封配合；该圆锥段的中心有轴向贯通的通气孔。
[0013] 所述导阀针的一端为与膜片
铆接的圆盘，另一端为针杆，该针杆的前端为锥状的针头。所述针头与导阀体的中心孔间隙配合，并与导阀座上的开孔形成导阀部分，以控制主阀芯进出口压力的连通与隔断。
[0014] 所述导阀体的主体为长方体状。在该主体的一端有与导阀盖配合的圆形端板，在该圆形端板外端面的中心有凹槽，该凹槽的中心有沿该导阀体长度方向延伸的导阀针针杆的过孔。所述导阀体的另一端的几何中心有安装孔。所述导阀座安装孔与所述导阀针针杆的过孔同轴并贯通。在所述导阀体主体一侧的外表面有凸出该外表面的套筒，并且该套筒的内径与主阀芯小外径端的外圆周表面间隙配合。
[0015] 所述弹簧座大直径段一端的端口为敞口，小直径段一端的端口有端板。所述大直径端的内径与金属膜盒底座的外径相同；所述小直径端有端板，并且小直径端的内径与小弹簧调整锥套的最大外径相同。在所述弹簧座的外圆周表面均布有四个径向凸出的凸台，并且所述的凸台位于弹簧座外圆周表面中部的阶梯处；所述各凸台均与壳体圆周表面上均布的四个凹槽对应。在所述弹簧座小直径端端面的中心有与活动导杆的外圆周表面间隙配合的通孔。在所述弹簧座小直径端端面有四个弧形通槽，并且所述的四个弧形通槽环绕所述通孔均布，使小弹簧调整锥套一端的弧形板条纹端从各弧形通槽穿过该弹簧座的端板。所述弹簧座中部的外端面上均布有4个与大弹簧调整锥套的插块配合的插槽；在所述插槽的内侧有安装孔。在所述大直径段和小直径段之间的端面上均布有三个沿轴向延伸至小直径段端的梯形槽，该梯形槽内腔的形状与所述撑套上各撑杆的外形相适应，并作为各撑杆的运动的滑槽。
[0016] 所述撑套为圆筒状，一端与金属膜盒连接；另一端轮缘伸出一定厚度，分别与内侧的小弹簧调整锥套的外圆锥面和大弹簧调整锥套的内圆锥面贴合。撑套的轴承安装端为圆环形，另一端被沿轴向分隔成三块圆弧条板；所述三块圆弧条板的端面有径向凸出的凸缘，并且该凸缘的外表面和内表面分别与大弹簧调整锥套的内表面和小弹簧调整锥套的外圆锥面的同时接触。
[0017] 所述小弹簧调整锥套为薄壁圆筒状，分为连接段、锥段和变形段，其中的锥段和变形段之间通过所述连接段连接，并且所述锥段的小直径端与连接段衔接。所述锥段的锥度为10度，最大外径与撑套的内径相同。沿该锥段的轴向开有三个分隔槽，该分隔槽自该锥段的端头延伸至该锥段与所述连接段衔接处，将该锥段沿轴向分隔为三块圆弧板。所述锥段各块的内表面均为螺旋面，并且该螺旋面的
螺距等于10mm。所述变形段的外径为等径。沿该变形段的轴向开有四个宽度为10mm的变形槽，该变形槽自所述变形段的端头延伸至该变形段与连接段衔接处，将该变形段沿轴向分隔为四个弧形板条，使该弧形板条能够穿过弹簧座上的圆弧形槽，并通过圆
螺母固定。所述变形段各弧形板条的外表面均为螺纹面。
[0018] 所述大弹簧调整锥套为薄壁圆筒状，由圆环段和锥段组成。在所述圆环段的端面上分布有连接螺孔。所述锥段的锥度为10°。该锥段的外表面为螺旋面，该螺旋面上的螺距为15mm，使该螺距与所述大弹簧预压缩后的导程相同该锥段的内表面与撑套的外轮缘接触。在该锥段沿轴向加工出三条均布的变形槽。
[0019] 所述活动导杆的外圆周表面为阶梯状，一端的小外径段的圆周表面为螺纹面，另一端为径向凸出的限位凸台；该活动导杆中部为该活动杆的工作段。所述活动导杆的内径与滚动导套上固定的滚珠形成的外径和固定导杆工作段外径间隙配合；活动导杆与滚动导套的滚珠间形成
滚动摩擦。所述活动导杆小外径段的内圆周表面为与接头连接的
内螺纹面。
[0020] 所述固定导杆的小直径端的直径略小于滚动导套上滚珠形成的最小内径；所述固定导杆与滚动导套配合一端的圆周表面为螺纹面。该固定导杆另一端的大直径端为该导杆的杆身，该杆身外端的端头有径向凸出的连接盘，该连接盘的圆周表面为与壳体的内螺纹配合的螺纹面。所述杆身外端的端面有轴向延伸的连接板，该连接板上有
机身固定接头轴承安装孔，并且装配后的机身固定接头轴承安装孔的中心线与位于另一端的接头的机翼连接接头轴承安装孔的中心线相平行。
[0021] 本发明提出的利用所述组合弹性自适应机翼变后掠机构实施控制的具体过程是：
[0022] 步骤1，组合弹性自适应机翼变后掠机构与机身和机翼的连接。
[0023] 将机翼传动杆与组合弹性自适应机翼变后掠机构上的接头通过轴承1固连，将机身接头与组合弹性自适应机翼变后掠机构上的固定导杆通过两个轴承
支撑连接。
[0024] 步骤2，设置组合弹性自适应机翼变后掠机构的初始状态：
[0025] 通过小弹簧调整螺套使得小弹簧的预紧力达到飞行速度为0.4
马赫下的
气动阻力；通过弹簧座调整螺套控制大弹簧的预紧力为小弹簧完全压缩时的预紧力。所述的小弹簧完全压缩时的预紧力由设计确定。所确定的初始预紧力应满足在地面情况下，导阀全开；随着飞行高度变化，使导阀线性关小，使膜片向导阀盖侧运动到极限
位置，带动导阀针打开到最大，使导阀处于全开状态，调整的主阀芯后的气体压力为最大压力，控制的金属膜盒处于完全膨胀状态，撑套均处于向固定导杆的极限位置；将撑套顶推至固定导杆一侧的极限位置，使得大弹簧调整锥套完全收缩，大弹簧可变形圈数变为最少；同时小弹簧调整锥套完全张开，小弹簧可变形圈数变为最大。
[0026] 步骤3，飞行马赫数小于0.4时的控制：
[0027] 当飞行马赫数小于0.4时，所有在该飞行速度范围内机翼后掠角为设计的初始角度。
[0028] 步骤4，飞行马赫数大于0.4时的控制：
[0029] 当飞行马赫数大于0.4时，机翼组合弹性自适应机翼变后掠机构中的弹簧开始受到压缩而使活动导杆向固定导杆侧运动，所控制的机翼后掠角变化分为两个区段：
[0030] Ⅰ第一区段
[0031] 当飞机的飞行高度小于4000米：马赫数由0.4开始增加并小于0.6时，所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中的小弹簧受到压缩，使接头向所述自适应机翼变后掠机构的固定导杆一侧移动，从而控制机翼后掠角由10°增加至20°。
[0032] 当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：外部气压降低，所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中的小弹簧可变形圈数减小，增加小弹簧控制段的
刚度；同时大弹簧调整锥套在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧的实际变形圈数，使大弹簧控制段刚度减小。当马赫数由0.4开始增加时，小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度大于0.6时，小弹簧将被完全压缩。在此过程中，撑套运动的距离取决于飞行高度导致的气压变化，飞行高度越高，气压越小，导阀关闭的越小，控制撑套向接头方向运动的距离越长，小弹簧刚度增加的越多，对应机翼后掠角变化发生转折时的飞行速度越高，转折时的后掠角越小，为20°～16°。
[0033] 当飞机的飞行高度大于10000米：所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中压力调节阀膜片导阀体侧的压力减小，主阀芯也关小，控制主阀调整后的气体压力逐渐减小。金属膜盒沿轴向收缩，带动撑套向接头方向运动至该撑套行程的另一侧极限位置，小弹簧调整锥套完全收缩，小弹簧可变形圈数减到最小；同时大弹簧调整锥套完全张开，使得大弹簧的实际变形圈数增到最大。当马赫数由0.4开始增加时，相比于10000米以下高度，由于小弹簧刚度增大，因此，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度到0.8时，小弹簧将被完全压缩，对应后掠角度为16°。
[0034] Ⅱ第二区段
[0035] 通过撑套控制机翼后掠角变化。
[0036] 当飞机的飞行高度小于4000米：当马赫数由0.6开始增加并小于0.9时，所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，使得接头继续运动，控制后掠角继续按照大弹簧控制的斜率增加，实现飞行马赫数从0.6～0.9范围与机翼后掠角20°～60°的对应关系。
[0037] 当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：4000米时，对应后掠角由20°增加到60°时，飞行速度变化是0.6到0.9马赫；10000米时，对应后掠角由16°增加到60°时，飞行速度变化是0.8到0.9马赫；并且在飞行高度为4000米～10000米之间后掠角的起始角度在20°～16°之间线性变化，对应的飞行速度变化也在0.6～0.8马赫之间变化。
[0038] 当飞机的飞行高度大于10000米：马赫数由0.8开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增至最大、该大弹簧的刚度减小至最小，使得飞行速度达到0.8～0.9马赫数时对应后掠角16°～60°。
[0039] 本发明针对已有的变后掠机翼结构设计中需要液压等外部能量单元和控制计算机等单元，结构复杂，重量大等特点，进行了创新性设计。以飞行过程中作用在机翼上的飞行阻力为改变机翼后掠角度的驱动
能源，合理设计速度自适应变后掠翼结构，使飞行阻力控制该机构运动，进而控制后掠角度，实现飞行速度与后掠角的对应关系；同时，该机构还可根据飞行高度不同自适应的控制变后掠翼结构的不同档位，实现不同飞行高度下飞行速度与后掠角的对应关系。
[0040] 本发明根据后掠角度与飞行速度和飞行高度的变化要求，实现如
附图1所示的变化规律可取得较好的效果。其中：
[0041] 1、飞行马赫数小于0.4时，机翼后掠角保持初始角度；
[0042] 2、飞行马赫数大于0.4：
[0043] 当飞行高度小于4000米时，机翼后掠角随飞行速度的变化规律如附图1中折线51和52所示。即：飞行马赫数从0.4增加到0.6的过程中，后掠角变化如附图1中折线段51所示，从初始设计角度10°线性增加到20°；飞行马赫数从0.6继续增加至0.9的过程中，后掠角变化如附图1中折线段52所示，从20°线性增加到60°；
[0044] 当飞行高度大于10000米时，后掠角随飞行速度的变化规律如图1中折线53和54所示。即：飞行马赫数从0.4增加到0.8的过程中，后掠角变化如附图1中折线段53所示，从初始角度线性增加到16°；飞行马赫数从0.8继续增加至0.9的过程中，后掠角变化如附图1中折线段54所示，从16°线性增加到60°；
[0045] 当飞行高度在4000米到10000米之间时，后掠角度变化的转折角度为20°～16°对应的飞行速度根据飞行高度在0.6到0.8马赫间无级调整，即飞行高度不同，对应的折线转折点就不同。
[0046] 从前面的控制要求可以看出，机翼后掠角度与飞行速度之间的变化是典型的分段函数，整个变化范围内呈现两段不同的线性关系。同时，该线性关系的中间转折点位置随飞行高度变化而变化，总体上呈现出折线族的特点。
[0047] 1、飞行速度与后掠角间折线规律的实现
[0048] 基于上述特点，本发明通过组合弹性自适应机翼变后掠机构来实现后掠角与飞行速度间两段不同线性关系，如图2所示。该机构通过固定导杆侧的接头用轴承与机身固定，机翼的气动阻力
载荷通过接头、活动导杆传递到小弹簧调整螺套，压缩小弹簧变形；当小弹簧逐渐被压缩到极限后，气动阻力继续增加时，气动载荷将通过压缩的小弹簧、弹簧座施加到大弹簧上，使大弹簧压缩，接头和活动导杆继续缩回。由于大小弹簧具有不同的刚度，使得气动载荷与接头的缩回行程间实现两段不同斜率的对应关系。
[0049] 2、飞行高度变化时，飞行速度与后掠角间的规律(折线族)的实现
[0050] 在图1中，当飞行高度越高时，折线的中间转折点的位置越向上移动，即要求后掠角10°～20°对应的飞行速度越高，而后掠角16°～60°对应的飞行速度范围越小。
[0051] 本发明由压力调节阀感受飞行高度变化，在该压力调节阀中，膜片将由导阀盖和导阀体围成的空腔部分分成两部分，如果给导阀盖侧的空间保持一恒定压力，导阀体侧空间与外部大气接通。通过合理设计两侧的弹簧，使得在地面高度时，膜片两侧压力
不平衡，使膜片带动铆接在膜片上的导阀针向导阀盖侧运动，使导阀处于完全打开状态。这时，主阀上方的气体可迅速通过导阀释放，在主阀芯上下两侧的压差作用下，将使主阀也处于全开状态。来自高压气罐的高压空气通过主阀调压后将处于最大压力，该气体进入金属膜盒内部，使得金属膜盒沿轴向完全膨胀，带动撑套轴向运动到极限位置，使大弹簧调整锥套处于最小而小弹簧调整锥套的锥度处于最大，于是大弹簧可以变形的有效圈数将减到最小而小弹簧可以变形的有效圈数将为最大。当外部的飞行高度升高时，外部气压降低，导致膜片导阀体侧的压力减小，在膜片两侧压差的作用下，使导阀针逐渐向导阀体测移动，逐渐关小导阀，从而控制主阀芯上下的压力发生变化，从而使主阀芯也逐渐关小，从而控制主阀调整后的气体压力逐渐减小。使得金属膜盒沿轴向收缩，带动撑套轴向运动，迫使小弹簧调整锥套收缩，控制部分小弹簧圈与固定锥套贴合，使得小弹簧可变形圈数减小；同时大弹簧调整锥套在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧的实际变形圈数，这样将使小弹簧控制段刚度增加，而大弹簧控制段刚度减小，只要根据飞行高度控制撑套不同的轴向位置，即可保证两段控制斜率随飞行高度变化。这样就实现了后掠角10°～12°对应的飞行速度增高，而后掠角12°～60°对应的飞行速度范围变小的规律。
[0052] 由此可以看出，在该发明的实施中，驱动机翼后掠角度变化的能量来源于飞行阻力，不靠外部提供的液压能或
电能。同时，整个机翼后掠角度变化的控制过程完全是由气动阻力与组合弹性自适应机翼变后掠机构内大小弹簧压缩量变化自动平衡的，没有电
信号的传输与控制，省掉了控制计算机及相关
硬件设备。
[0053] 与现有技术相比，组合弹性自适应机翼变后掠机构至少有两点优势：一是由于减少了控制计算机、液压系统等驱动元件，使得整个变后掠机构重量轻；二是控制规律的实现完全由较长寿命的机械控制机构实现，相比于
电子设备，可靠性高。
[0054] 由此可见，本发明与目前已有技术的最大区别在于机翼的后掠角度的驱
动能源来自于飞行过程中作用在机翼上的飞行阻力，不需要外部能源来提供驱动动力。本发明与现有技术的区别还在于机翼后掠角度的控制没有采用
电信号的控制，完全由飞行阻力的变化，由设计的组合弹性自适应机翼变后掠机构自动的实现机翼后掠角度的调整。
附图说明
[0055] 图1是飞行过程中后掠角随Ma、高度状态变化规律；
[0056] 图2是本发明的主视图；
[0057] 图3是本发明机械控制机构的侧视图。
[0058] 图4是图2的左视图；
[0059] 图5是图2的右视图；
[0060] 图6是压力调节阀的结构示意图；
[0061] 图7是弹簧座、撑套、小弹簧调整锥套、大弹簧调整锥套、小弹簧.、金属膜盒的配合示意图；
[0062] 图8是接头的结构示意图，其中8a是主视图，8b是8a的A-A向视图；
[0063] 图9是小弹簧调整螺套的结构示意图，其中9a是主视图，9b是9a的左侧视图；
[0064] 图10是金属膜盒底座的结构示意图，其中10a是主视图，10b是10a的左侧视图；
[0065] 图11是是金属膜盒的结构示意图，其中11a是主视图，11b是11a的左侧视图；
[0066] 图12是是主阀座的结构示意图，其中12a是主视图，12b是12a的左侧视图，12c是12a的俯视图；
[0067] 图13是导阀盖的结构示意图；其中13a是主视图，13b是13a的左侧视图；
[0068] 图14是膜片结的结构示意图；其中14a是主视图，14b是14a的左侧视图；
[0069] 图15是导阀针的结构示意图；其中15a是主视图，15b是15a的左侧视图；
[0070] 图16是导阀体的结构示意图；其中16a是主视图，16b是14a的左侧视图，16,c是164a的上视图；
[0071] 图17是主阀芯的结构示意图；其中17a是主视图，17b是17a的俯视图；
[0072] 图18是弹簧座调整螺套的结构示意图；其中18a是主视图，18b是18a的左侧视图；
[0073] 图19是弹簧座的结构示意图；其中19a是主视图，19b是19a的左侧视图；
[0074] 图20是撑套的结构示意图；其中20a是主视图，20b是20a的左侧视图；
[0075] 图21是小弹簧调整锥套的结构示意图；其中21a是主视图，21b是21a的左侧视图；
[0076] 图22是大弹簧调整锥套的结构示意图；其中22a是主视图，22b是22a的左侧视图；
[0077] 图23是滚动导套的结构示意图；
[0078] 图24是活动导杆的结构示意图；
[0079] 图25是外壳体的结构示意图，其中25a是主视图，25b是25a的左侧视图；
[0080] 图26是固定导杆的结构示意图，其中26a是主视图，26b是26a的B-B向视图。
[0081] 图中：
[0082] 1.机翼连接接头轴承；2.接头；3.活动导杆
锁紧螺帽；4.小弹簧调整螺套锁紧螺帽；5.小弹簧调整螺套；6.金属膜盒底座；7.膜盒底座固定螺钉；8.金属膜盒固定螺钉；9.金属膜盒；10.撑套固定螺钉；11.密封毡圈；12.撑杆
复位弹簧；13.撑套密封毡圈；14.大弹簧调整锥套固定螺钉；15.主阀座；16.螺帽；17.弹簧
垫圈；18.
螺栓；19.导阀盖；20.上弹簧；21.加强板；22.
铆钉；23.膜片；24.高压气罐；25.导气管；26.下弹簧；27.导阀针；28.导阀体；29.导阀座；30.主阀弹簧；31.密封垫圈；32.主阀芯；33.弹簧座调整螺套；34.连接盘；
35.弹簧座；36.撑套；37.小弹簧调整锥套；38.大弹簧调整锥套；39.小弹簧；40.弹性垫圈；
41.圆螺母；42.滚动导套限动螺帽；43.滚动导套；44.活动导杆；45.大弹簧；46.外壳体；47.固定导杆；48.机身固定接头轴。
具体实施方式
[0084] 本实施例是一种组合弹性自适应机翼变后掠机构，由机械控制机构和压力调节阀组成。
[0085] 所述的机械控制机构包括：接头2、小弹簧调整螺套5、金属膜盒9、撑杆复位弹簧12、主阀座15、导阀盖19、上弹簧20、膜片23、下弹簧26、导阀针27、导阀体28、导阀座29、主阀芯32、弹簧座调整螺套33、弹簧座35、撑套36、小弹簧调整锥套37、大弹簧调整锥套38、小弹簧39、滚动导套43、活动导杆44、大弹簧45、外壳体46、固定导杆47。所述的壳体46为本实施例的载体。其中，固定导杆47位于所述壳体内的中心，并使该固定导杆一端的连接盘34的外圆周表面与壳体一端端口处的内表面螺纹连接。滚动导套43套装在该固定导杆的另一端，并通过滚动导套限动螺帽42定位。所述活动导杆44的内端套装在所述固定导杆47和滚动导套43上，并使该活动导杆的内表面与所述固定导杆47的外表面和滚动导套43的外表面之间均间隙配合，使活动导杆44能沿固定导杆47作轴向运动；所述活动导杆外端的内表面与接头2的外表面螺纹连接，并通过活动导杆锁紧螺帽3定位。在所述接头的外端分布有机翼连接接头轴承安装孔，在所述固定导杆的外端分布有两个机身固定接头轴承安装孔，并使装配后的机翼连接接头轴承安装孔的中心线与所述两个机身固定接头轴承安装孔的中心线相互平行。
[0086] 弹簧座35位于壳体46和活动导杆44间的圆环腔内并套装在该活动导杆的圆周表面上，使该弹簧座内端的内表面与所述活动导杆的外表面间隙配合，使该弹簧座外端端面与套装在所述小弹簧调整螺套5上的金属膜盒底座6的内端面固定连接；所述弹簧座中部外圆周上均布的四个凸块分别嵌入壳体46另一端内表面上的四个滑槽中，便于该滑槽间隙配合，使该弹簧座仅能够沿该滑槽轴向运动。所述大弹簧45套装在所述活动导杆44和固定导杆47的外圆周表面，并使该大弹簧一端的端面与所述固定导杆上的连接盘34的内端面贴合，该大弹簧另一端位于所述弹簧座小直径端的外圆周表面与壳体46内表面之间的圆环腔内，并使该端端面与所述弹簧座35中部的外端面贴合。小弹簧39位于所述弹簧座内表面与活动导杆44外表面之间的圆环腔内，套装在所述活动导杆上；所述小弹簧的端面与所述弹簧座小直径端的内端面贴合，另一端与套装在所述固定导杆47与所述接头2连接一端的小弹簧调整螺套5的内端面贴合。所述小弹簧调整锥套37位于所述弹簧座小直径端内，并使该小弹簧调整锥套上的四个弧形插块分别装入弹簧座小直径端端面上的四个弧形插槽内，在弹簧座外通过圆螺母41固紧。所述大弹簧调整锥套38套装在所述弹簧座小直径端的外表面，并使该大弹簧调整锥套的一端固定在该弹簧座中部的外端面上。所述撑套36的一端套装在所述小弹簧调整螺套5内端的外表面，并固定在金属膜盒9的内端面上；该撑套36另一端的各弧形撑板端头的凸缘的外表面分别与所述大弹簧调整锥套38的内表面接触，所述各凸缘的内表面分别与所述小弹簧调整锥套37的外表面接触。压力调节阀控制的气压变化时，金属膜盒不同程度的收缩，从而带动撑套36轴向运动，使所述小弹簧调整锥套的扩张量的和大弹簧调整锥套的扩张量变化，进而使所述的小弹簧39和大弹簧45的刚度变化。所述金属膜盒9通过金属膜盒底座6固定在所述弹簧座大直径端内表面与小弹簧调整螺套5外表面之间的环形空腔内。
[0087] 工作时，机翼的气动阻力载荷通过接头2传递到活动导杆44上，逐次压缩所述大弹簧和小弹簧变形，使接头2处于不同位置，实现不同后掠角度的控制。
[0088] 所述弹簧座调整螺套33套装在所述弹簧座37大直径端的外圆周表面上，并使该弹簧座调整螺套小直径端外圆周表面与壳体46的端头处的内表面螺纹连接。该弹簧座调整螺套的内圆周表面与所述弹簧座37的外圆周表面之间安装有密封毡圈11。
[0089] 在所述金属膜盒底座6上固连有导管，通过该导管与将压力调节阀的主阀芯32后连通金属膜盒9内腔。
[0090] 所述的压力调节阀位于壳体46连接有弹簧座调整螺套33一端外侧。所述的压力调节阀包括主阀体31、导阀体28、主阀芯32、导阀座29、导阀针27、弹簧、导阀盖19、导气管25和高压气罐24。其中：所述导阀座29位于导阀体28一端的安装孔内，导阀针27安装在所述导阀体另一端端面中心的凹槽内，并通过导阀盖19将盖凹槽封闭；所述导阀针的锥端插入所述导阀座上的中心孔内；在所述导阀针一端端板的外端面固定有加强板21。膜片23的中心部分通过铆钉22被固定在所述加强板与导阀针端板之间，使加强板与导阀针端板之间形成两个隔离的空腔；当两个腔室内气体的压力差变化时，膜片带动导阀针运动。
[0091] 所述的弹簧分为上弹簧20和下弹簧26，并且所述下弹簧26套装在所述导阀针27的外圆周表面上，一端与该导阀针大直径段的内端面贴合，另一端与所述凹槽的槽底面贴合；所述上弹簧20位于所述导阀针外端，并使该上弹簧的一端与导阀盖19的内端面贴合，另一端与加强板21的外端面贴合。
[0092] 所述主阀体31安装在导阀体28有导阀座29一端的侧表面上。主阀芯32位于该主阀体内，并使该主阀芯大直径端的外圆周表面与所述主阀体的内表面间隙配合，使该主阀芯小直径端的外圆周表面与所述导阀体圆周表面的凹槽槽壁间隙配合；所述主阀芯中心的小孔的两端分别与所述主阀体上的小孔和导阀体凹槽槽底的小孔贯通。在所述主阀体小直径端的内孔中安放有弹簧。高压气罐24与所述主阀体之间通过导气管25连通，将高压空气引入主阀体15内的主阀芯下腔室内，形成主要的气流通道。
[0093] 所述接头2的一端为活动导杆连接端，通过螺纹安装在所述活动导杆44一端的中心孔内，并通过活动导杆锁紧螺帽3固紧。所述接头2另一端为机翼传动杆连接端；所述机翼传动杆连接端为横截面呈矩形的块状，在该机翼传动杆连接端的表面有轴承安装孔，用于安装机翼连接接头轴承1。并使该轴承安装孔的中心线垂直于所述接头中心线的延长线。所述动导杆连接端与机翼传动杆连接端之间光滑过渡。
[0094] 所述小弹簧调整螺套5为内圆周表面为台阶状的中空回转体。该小弹簧调整螺套小内径段的内圆周表面与活动导杆44小外径段螺纹配合，并通过锁紧螺帽4锁紧，防止该调整螺套的松动；该小弹簧调整螺套的另一端的内径略大于小弹簧直径，以便在内部安装小弹簧；该小弹簧调整螺套中部的孔径略大于所述活动导杆44工作段的外径，并使二者之间为间隙配合。所述小弹簧调整螺套5的外表面与外部套装的撑套36内表面间隙配合，并通过密封毡圈13密封，以防止外部异物进入弹簧腔。装配时，所述小弹簧调整螺套5略大于小弹簧直径的一端装入撑套36内，套装在所述活动导杆44工作段的外圆周表面上，压紧小弹簧39。
[0095] 金属膜盒安装座6套装在所述小弹簧调整螺套5的外圆周表面，并使二者之间间隙配合；该金属膜盒安装座的内端面与所述弹簧座35的外端面贴合，并通过螺钉7将二者固连。
[0096] 所述金属膜盒9套装在所述位于小弹簧调整螺套5的外圆周表面，并使二者之间间隙配合。该金属膜盒9的外端面通过螺钉8固定在所述金属膜盒安装座6的内端面，该金属膜盒9的内端面通过螺钉10固定在所述撑套36的外端面上。所述所述金属膜盒9为可收缩的圆环形薄壁件，如同两层可轴向折叠的纸灯笼套装在一起而成。
[0097] 所述主阀座15为一端有端盖的中空回转体。所述端盖的内表面为轴向凸出的凸台，在该凸台的中心有轴向贯通的导管安装孔，该安装孔内端孔口为与主阀芯32上的圆锥段配合的圆锥形。在主阀座有端盖一端的圆周上有径向的贯通孔，用于安装导气管25。所述主阀座15出口端的端面为阶梯状，形成了与所述导阀体28外表面配合的定位止口。
[0098] 所述导阀盖19为盘状，一端端面中心有凹槽，与导阀体配合，用于安放上弹簧20。在该导阀盖的外缘均布有连接孔。
[0099] 所述膜片23为圆盘状
橡胶件，外缘为平面圆环状，以满足夹持中的密封。该膜片中间部分为波纹状，以形成较大的变形余量。
[0100] 所述导阀针26为圆柱状，一端为与膜片铆接的圆盘，另一端为针杆，该针杆的前端为锥状的针头。所述针头与导阀体的中心孔间隙配合，并与导阀座上的开孔形成导阀部分，以控制主阀芯进出口压力的连通与隔断。
[0101] 所述导阀体28的主体为长方体状，以便于与主阀座15进行配合和连接。在该主体的一端有与导阀盖配合的圆形端板，在该圆形端板外端面的中心有凹槽，该凹槽的中心有沿该导阀体长度方向延伸的导阀针针杆的过孔。所述导阀体28的另一端的几何中心有导阀座29螺纹的安装孔。所述导阀座安装孔与所述导阀针针杆的过孔同轴并贯通。在所述导阀体28主体一侧的外表面有凸出该外表面的套筒，并且该套筒的内径与主阀芯32小外径端的外圆周表面间隙配合。
[0102] 所述主阀芯32的一端为与导阀体上的套筒配合的圆筒段，另一端为圆锥段；所述圆筒段与圆锥段之间有圆盘，该圆盘的外表面与主阀座的小直径孔的内表面间隙配合。所述圆筒段的内径略大于主阀弹簧30的外径。所述圆锥段与主阀座15上的安装孔内端密封配合；该圆锥段的中心有轴向贯通的通气孔，便于控制主阀进出口产生压差，以控制主阀出口压力。
[0103] 所述弹簧座调整螺套33为中空回转体。该弹簧座调整螺套33的内径与所述弹簧座35大直径端的外径相同。该弹簧座调整螺套的外圆周表面为阶梯状，大外径一端的外表面加工成为八方形，便于旋紧；小外径一端的外圆周表面为与壳体内表面配合的螺纹面。
[0104] 所述弹簧座35为阶梯状套筒，分为大直径段和小直径段。该弹簧座大直径段一端的端口为敞口，小直径段一端的端口有端板。所述大直径端的内径与金属膜盒底座6的外径相同；所述小直径端有端板，并且小直径端的内径与小弹簧调整锥套37的最大外径相同。在所述弹簧座的外圆周表面均布有四个径向凸出的凸台，并且所述的凸台位于弹簧座外圆周表面中部的阶梯处；所述各凸台均与壳体46圆周表面上均布的四个凹槽对应，并且二者之间间隙相配合。在所述弹簧座小直径端端面的中心有与活动导杆44的外圆周表面间隙配合的通孔。在所述弹簧座小直径端端面有四个弧形通槽，并且所述的四个弧形通槽环绕所述通孔均布，使小弹簧调整锥套37一端的弧形板条纹端从各弧形通槽穿过该弹簧座的端板，并用圆螺母41固定。所述弹簧座35中部的外端面上均布有4个与大弹簧调整锥套38的插块配合的插槽；在所述插槽的内侧有大弹簧调整锥套固定螺钉14的安装孔。在所述大直径段和小直径段之间的端面上均布有三个沿轴向延伸至小直径段端的梯形槽，该梯形槽内腔的形状与所述撑套36上各撑杆的外形相适应，并作为各撑杆的运动的滑槽。该弹簧座35中部阶梯处的端面上均布有螺钉安装孔，用于安装大弹簧调整锥套38。
[0105] 弹簧座35套装在壳体46和活动导杆44间的圆环腔内，并所述的四个凸缘与该壳体的凹槽间隙配合，以防止弹簧座的转动。所述弹簧座的外侧与壳体间的圆环腔安装有大弹簧45，该弹簧座的内侧与活动导杆44间的圆环腔安装有小弹簧39。所述大弹簧的弹簧座内固定有大弹簧调整锥套38，弹簧座端板的内端面固定有小弹簧调整锥套37。所述大弹簧调整锥套38的内圆锥表面的变形量和小弹簧调整锥套37外圆锥表面的变形量均由撑套36的圆环段所处的轴向位置决定。撑套与金属膜盒6连接。
[0106] 所述撑套36为圆筒状，一端通过螺钉与金属膜盒9连接；另一端轮缘伸出一定厚度，分别与内侧的小弹簧调整锥套37的外圆锥面和大弹簧调整锥套38的内圆锥面贴合，迫使锥度变化，控制所述小大弹簧和大弹簧的实际变形圈数。为在空间上实现与弹簧座的重叠，撑套36的轴承安装端为圆环形，另一端被沿轴向分隔成三块圆弧条板；所述三块圆弧条板分别伸入弹簧座35的环形空间内，通过各圆弧条板端面径向凸出的凸缘的外表面和内表面分别与大弹簧调整锥套38的内表面和小弹簧调整锥套37的外圆锥面的同时接触。在该撑套与所述小弹簧调整螺套配合的内表面有撑套密封毡圈13的安装槽。
[0107] 所述小弹簧调整锥套37为薄壁圆筒状，分为连接段、锥段和变形段，其中的锥段和变形段之间通过所述连接段连接，并且所述锥段的小直径端与连接段衔接。所述锥段的锥度为10度，最大外径与撑套36的内径相同。沿该锥段的轴向开有三个分隔槽，该分隔槽自该锥段的端头延伸至该锥段与所述连接段衔接处，将该锥段沿轴向分隔为三块圆弧板。所述锥段各块的内表面均为螺旋面，并且该螺旋面的螺距等于10mm。所述变形段的外径为等径。为实现与弹簧座的连接，沿该变形段的轴向开有四个宽度为10mm的变形槽，该变形槽自所述变形段的端头延伸至该变形段与连接段衔接处，将该变形段沿轴向分隔为四个弧形板条，使该弧形板条能够穿过弹簧座上的圆弧形槽，并通过圆螺母固定。所述变形段各弧形板条的外表面均为螺纹面。当该变形段受压后充分能够充分变形。
[0108] 所述大弹簧调整锥套38为薄壁圆筒状，由圆环段和锥段组成。在所述圆环段的端面上分布有连接螺孔。所述锥段的锥度为10°。该锥段的外表面为螺旋面，该螺旋面上的螺距为15mm，使该螺距与所述大弹簧预压缩后的导程相同该锥段的内表面与撑套36的外轮缘接触。为保证所述锥段受压后能够充分变形，在该锥段沿轴向加工出三条均布的变形槽。
[0109] 所述小弹簧39的一端套装在弹簧座35和活动导杆44间的环形空间内，并在小弹簧外圆柱与小弹簧调整锥套37相对应，另一端套装在小弹簧调整螺套5和活动导杆44的环形空间内。使小弹簧39的一个端面与所述弹簧座35内侧端面贴合，小弹簧39的另一端与小弹簧调整螺套5的内端面贴合。
[0110] 所述大弹簧45的一端套装在弹簧座35和壳体46间的环形空间内，另一端套装在所述固定导杆47的外圆周表面上，并使该大弹簧的一个端面与所述弹簧座外端的内侧端面贴合，该侧大弹簧内圆柱表面与大弹簧调整锥套38相对应。大弹簧的另一个端面与所述固定导杆47固定在壳体46一端的内端面贴合。
[0111] 所述滚动导套43包括
保持架和滚动
钢珠。所述保持架的内径大于固定导杆47与之配合段的外径；该保持架两端端面通孔的孔径略大于所述固定导杆47与之配合段的外径相同，并使二者之间间隙配合。在所述滚动套筒的保持架上嵌装有多个滚动钢珠；该滚动钢珠的表面与固定导杆47的内表面接触，以减小活动导杆44的轴向运动中的摩擦阻力，并起到辅助支承的作用。
[0112] 所述活动导杆44为圆形形状，该活动导杆的外圆周表面为阶梯状，一端的小外径段的圆周表面为用于与小弹簧调整螺套5的内螺纹和小弹簧调整螺套锁紧螺帽4的内螺纹配合的螺纹面，另一端为径向凸出的限位凸台；该活动导杆中部为该活动杆的工作段，在所述活动杆的工作段上套装有大弹簧45、小弹簧39、弹簧座35和小弹簧调整螺套5。所述活动导杆44的内径与滚动导套43上固定的滚珠形成的外径和固定导杆47工作段外径间隙配合；活动导杆与滚动导套的滚珠间形成滚动摩擦，以减小活动导杆与固定导杆间的摩擦阻力。
所述活动导杆小外径段的内圆周表面为与接头2连接的内螺纹面。
[0113] 所述壳体46为圆管状，两端内表面均制出内螺纹，分别与固定导杆47和弹簧座调整螺套11的
外螺纹面连接。其中与弹簧座调整螺套11配合侧的内表面有四个轴向的凹槽，用于配合弹簧座35的凸缘，限制弹簧座35转动。
[0114] 所述固定导杆47的圆周表面为台阶状，其中位于该固定导杆一端的小直径端的直径略小于滚动导套上滚珠形成的最小内径；所述固定导杆与滚动导套配合一端的圆周表面为用于安装螺帽42的螺纹面。该固定导杆另一端的大直径端为该导杆的杆身，该杆身外端的端头有径向凸出的连接盘，该连接盘的圆周表面为与壳体46的内螺纹配合的螺纹面。所述杆身外端的端面有轴向延伸的连接板，该连接板上有机身固定接头轴承安装孔，并且装配后的机身固定接头轴承安装孔的中心线与位于另一端的接头的机翼连接接头轴承安装孔的中心线相平行。
[0115] 实施例2
[0116] 本实施例是基于所述组合弹性自适应机翼变后掠机构对机翼后掠角的控制方法，具体过程是：
[0117] 步骤1，组合弹性自适应机翼变后掠机构与机身和机翼的连接。
[0118] 将机翼传动杆与组合弹性自适应机翼变后掠机构上的接头2通过轴承1固连，将机身接头与组合弹性自适应机翼变后掠机构上的固定导杆47通过两个轴承支撑连接，使得机翼上气动阻力通过接头2传递到活动导杆44上，进而受到两个弹簧的支反力作用，并最终由固定导杆47通过两个轴承支撑到机身结构上。活动导杆44的位置受大小弹簧的压缩量决定，并最终控制机翼后掠角度。
[0119] 步骤2，设置组合弹性自适应机翼变后掠机构的初始状态：
[0120] 通过小弹簧调整螺套5使得小弹簧的预紧力达到飞行速度为0.4马赫下的气动阻力；通过弹簧座调整螺套11控制大弹簧的预紧力为小弹簧完全压缩时的预紧力。所述的小弹簧完全压缩时的预紧力由设计确定。合理确定所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中压力调节阀的导阀膜片23两侧上弹簧20和下弹簧26的刚度和初始预紧力；所确定的初始预紧力应满足在地面情况下，导阀全开；随着飞行高度变化，使导阀线性关小，使膜片23向导阀盖19侧运动到极限位置，带动导阀针26打开到最大，使导阀处于全开状态，调整的主阀芯后的气体压力为最大压力，控制的金属膜盒9处于完全膨胀状态，撑套36均处于向固定导杆47的极限位置，将撑套36顶推至固定导杆47一侧的极限位置，使得大弹簧调整锥套38完全收缩，大弹簧45可变形圈数变为最少；同时小弹簧调整锥套37完全张开，小弹簧39可变形圈数变为最大。这样，小弹簧39的刚度相对最小，大弹簧45的刚度相对最大。
[0121] 步骤3，飞行马赫数小于0.4时的控制：
[0122] 当飞行马赫数小于0.4时，由于气动阻力一直小于弹簧的预紧力，不能推动弹簧压缩，所有在该飞行速度范围内机翼后掠角为设计的初始角度。本实施例中，所述的初始角度为10°。
[0123] 步骤4，飞行马赫数大于0.4时的控制：
[0124] 当飞行马赫数大于0.4时，机翼组合弹性自适应机翼变后掠机构中的弹簧开始受到压缩而使活动导杆44向固定导杆47侧运动，所控制的机翼后掠角变化分为两个区段：
[0125] Ⅰ第一区段
[0126] 当飞机的飞行高度小于4000米：马赫数由0.4开始增加并小于0.6时，所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中的小弹簧受到压缩，使接头2向所述自适应机翼变后掠机构的固定导杆一侧移动，从而控制机翼后掠角由10°增加至20°。
[0127] 当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：外部气压降低，导致所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中压力调节阀膜片23导阀体侧的压力减小，在膜片两侧压差的作用下，使导阀针向导阀体侧移动，关小导阀，使主阀芯32上下的压力发生变化，使主阀芯也关小，控制主阀调整后的气体压力逐渐减小。使得金属膜盒沿轴向收缩，带动撑套36向接头2方向运动。使得小弹簧调整锥套37收缩，以控制部分小弹簧39与调整锥套37贴合，使得小弹簧39可变形圈数减小，增加小弹簧控制段的刚度。同时大弹簧调整锥套38在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧45与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧45的实际变形圈数，使大弹簧控制段刚度减小。当马赫数由0.4开始增加时，相比于4000米以下高度，由于小弹簧17刚度增大，因此，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度大于0.6时，小弹簧将被完全压缩。在此过程中，撑套36运动的距离取决于飞行高度导致的气压变化，飞行高度越高，气压越小，导阀关闭的越小，控制撑套36向接头2方向运动的距离越长，小弹簧39刚度增加的越多，对应机翼后掠角变化发生转折时的飞行速度越高，转折时的后掠角越小，约20度到16度范围。即，飞行高度越高，发生后掠角转折时的飞行速度就越高。
[0128] 当飞机的飞行高度大于10000米：外部气压降低到很小，导致所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中压力调节阀膜片23导阀体侧的压力减小，在膜片两侧压差的作用下，使导阀针向导阀体侧移动，关小导阀，使主阀芯32上下的压力发生变化，使主阀芯也关小，控制主阀调整后的气体压力逐渐减小。使得金属膜盒沿轴向收缩，带动撑套36向接头2方向运动至该撑套行程的另一侧极限位置，迫使小弹簧调整锥套37完全收缩，使得小弹簧39可变形圈数减到最小；同时大弹簧调整锥套38完全张开，使得大弹簧45的实际变形圈数增到最大。当马赫数由0.4开始增加时，相比于10000米以下高度，由于小弹簧39刚度增大，因此，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度到0.8时，小弹簧39将被完全压缩，对应后掠角度为16°。
[0129] Ⅱ第二区段
[0130] 当飞机的飞行高度小于4000米：当马赫数由0.6开始增加并小于0.9时，所述组合弹性自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，使得接头2继续运动，控制后掠角继续按照大弹簧控制的斜率增加，实现飞行马赫数从0.6～0.9范围与机翼后掠角20°～60°的对应关系。
[0131] 当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：飞机后掠角随飞行速度的变化关系随飞行高度变化而变化，如4000米时，对应后掠角由20°增加到60°时，飞行速度变化是0.6到0.9马赫；10000米时，对应后掠角由16°增加到60°时，飞行速度变化是0.8到0.9马赫；而这两个高度之间时，后掠角的起始角度在20°到16°之间线性变化，对应的飞行速度变化也在
0.6到0.8马赫之间变化。即：飞行高度越高，后掠角的起始角度越小，飞行速度的起始速度越高。该过程由压力调节器控制的撑套运动控制。由于撑套36运动的距离取决于飞行高度导致的气压变化，飞行高度越高，控制撑套36向接头2方向运动的距离越长，大弹簧39刚度减小的越多，机翼后掠角随飞行速度的变化越慢。因该段的控制大弹簧45变形圈数较4000米以下时多，因此飞行速度与后掠角的控制斜率较小。
[0132] 当飞机的飞行高度大于10000米：马赫数由0.8开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增至最大、该大弹簧的刚度减小至最小，使得飞行速度达到0.8～0.9马赫数时对应后掠角16°～60°。
