发明创造名称：翼面可变曲率的自适应机翼及其飞行器的操控方式
外观设计名称：
决定号：198994
决定日：2019-12-06
委内编号：1F268343
优先权日：
申请（专利）号：201510912300.1
申请日：2015-12-11
复审请求人：刘文浩
无效请求人：
授权公告日：
审定公告日：
专利权人：
主审员：孙金凤
合议组组长：卓启威
参审员：刘薇
国际分类号：B64C3/44(2006.01)
外观设计分类号：
法律依据：专利法第22条第3款
决定要点
：如果权利要求请求保护的技术方案与最接近的现有技术相比，存在区别特征，但若其他现有技术给出了将上述区别特征应用于最接近的现有技术以解决相应技术问题的技术启示，则该权利要求请求保护的技术方案对本领域技术人员来说是显而易见的，不具备创造性。
全文：
本复审请求涉及申请号为201510912300.1，名称为“翼面可变曲率的自适应机翼及其飞行器的操控方式”的发明专利申请（下称“本申请”）。本申请的申请人为刘文浩，申请日为2015年12月11日，公开日为2016年02月24日。
经实质审查，国家知识产权局原审查部门于2018年08月31日发出驳回决定，驳回了本申请，其理由是：权利要求1-5不具备专利法第22条第3款规定的创造性。驳回决定所依据的文本为：2018年04月14日提交的权利要求第1-5项，申请日2015年12月11日提交的说明书第1-42段（即第1-6页）、说明书附图图1-6（即第1-2页）、说明书摘要及摘要附图。
驳回决定中引用了如下对比文件：
对比文件1：CN202147840U，公告日为：2012年02月22日；
对比文件2：WO03/082671A1，公开日为：2003年10月09日；
对比文件3：FR922899A， 公开日为：1947年06月20日；
对比文件4：CN102066196A，公开日为：2011年05月18日；
对比文件5：CN102673774A，公开日为：2012年09月19日；
驳回决定所针对的权利要求书如下：
“1. 一种翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：摒弃了传统的副翼﹑襟翼和缝翼，将传统机翼中众多复杂的襟翼﹑副翼的传动结构与小翼面去除，由飞行器的操控系统控制改变机翼剖面的几何形状，进而实现对飞机机翼升力的控制，既满足不同条件下的对机翼的空气动力性能要求，又在各状态下保持最优的气动效率，为当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定，同时，通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果，具体操作流程如下：
①飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大，在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地，爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定；该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面；
②飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态；
③巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行；
④飞机需要做横向调整时，飞行控制系统适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制；
⑤降落时，随油门减小﹑速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态，着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆。
2. 权利要求1所述的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：采用翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上支撑结构，机翼的上翼面设置有可调整曲面，可调整曲面为弧形面可产生形变改变曲率，机翼内部设置有作动装置与可调整曲面连接，作动装置可伸缩运动改变可调整曲面的曲率，作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大，机翼内部竖直安装的作动装置作动改变机翼的剖面几何形状和厚度，作动装置与机翼的操控系统连接，所述的可调整曲面包括呈一定弧度的刚性板、弹性蒙皮，刚性板至少包括两块，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部,最后方的刚性板后端与机翼后端连接，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，机翼内部的作动装置与刚性板连接；支撑结构的不同位置上设置有多个作动装置分布在可调整曲面下方，每个作动装置均与操控系统相连，作动装置包括液压作动筒，液压作动筒包括伸缩杆，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接。
3. 据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分；伸缩杆与刚性板的末端铰接；相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，前后刚性板通过滑轨锁扣结构保持活动连接，在刚性板随作动装置运动时,通过滑轨锁扣结构限制两相邻刚性板的滑动方向和距离,使两刚性板在调整时不会产生间隙。
4. 据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：滑轨锁扣结构包括限位器﹑固定端﹑滑动轴，限位器设置在前方刚性板后端，限位器设置有通过孔，滑动轴可穿过孔并与之滑动连接，固定端固定设置在后方刚性板前端，其与滑动轴连接。
5. 据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：弹性蒙皮为整体式柔性蒙皮，以保证机翼上表面的光滑，机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩”。
驳回决定认为：权利要求1与对比文件4的区别在于：当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态， 以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角、升力的恒定，同时，通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果，具体操作流程如下：1．飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数C1和面积S变大，在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地，爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定；该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v、空气密度p下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面；2．飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态；4．飞机需要做横向调整时，飞行控制系统适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制；5．降落时，随油门减小、速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态，着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆；上述区别特征是本领域的公知常识，因此，权利要求1相对于对比文件4及本领域公知常识的结合不具备创造性；权利要求2的附加技术特征部分被对比文件4、对比文件1、对比文件2或对比文件5公开，部分为本领域技术人员容易想到的，权利要求3的附加技术特征部分被对比文件2公开，部分为本领域技术人员容易想到的常规设置，权利要求4的附加技术特征被对比文件3公开，权利要求5的附加技术特征为本领域技术人员的常规设置，因此，从属权利要求2-5也不具备创造性。
申请人（下称“复审请求人”）对上述驳回决定不服，于2018年12月11日向国家知识产权局提出了复审请求，同时修改了权利要求书，其在答复第二次审查意见通知书时提交的权利要求书的基础上进行了修改，其中将权利要求1-4合并，并将技术特征“作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数C1和面积S变大”加入合并后的权利要求1中形成新的权利要求1，将权利要求7中的技术特征“通过改变机翼翼面曲率厚度的差动产生升力差”修改为“通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差”，并将技术特征“该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面”加入权利要求7中形成新的权利要求4。复审请求人认为：对比文件1、2、5公开了改变机翼厚度的装置结构，并没有公开如何同时改变上翼面面积的增加方式，对比文件3、4也仅仅是通过改变翼面曲线的方式改变曲率，本申请作动装置垂直作用于活动钢板，活动钢板构成的可调翼面在垂直作用力下产生水平顺沿合理曲线面的伸展，达到C1和S的同时改变，本申请不仅改变了机翼的厚度，影响升力系数C1，同时，还改变了上翼面S，两者是同时进行的；同时本申请上翼面结构，多钢板前后部分重叠式搭接，使得整个曲面变化更加平滑、稳定，局部的高度和曲线变化不大，整体曲率变化更加合理。对比文件1中作动装置改变翼面曲率（实际是厚度影响曲率）与对比文件3、4（翼面曲线改变曲率）并不能简单的结合。
复审请求时新修改的权利要求书如下：
“1. 一种翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上支撑结构，机翼的上翼面设置有可调整曲面，可调整曲面为弧形面可产生形变改变曲率，其特征在于：机翼内部设置有作动装置与可调整曲面连接，作动装置可伸缩运动改变可调整曲面的曲率，作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大，机翼内部竖直安装的作动装置作动改变机翼的剖面几何形状和厚度，作动装置与机翼的操控系统连接，所述的可调整曲面包括呈一定弧度的刚性板、弹性蒙皮，刚性板至少包括两块，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部,最后方的刚性板后端与机翼后端连接，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，机翼内部的作动装置与刚性板连接；支撑结构的不同位置上设置有多个作动装置分布在可调整曲面下方，每个作动装置均与操控系统相连，作动装置包括液压作动筒，液压作动筒包括伸缩杆，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接；
可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分；
伸缩杆与刚性板的末端铰接；相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，前后刚性板通过滑轨锁扣结构保持活动连接，在刚性板随作动装置运动时,通过滑轨锁扣结构限制两相邻刚性板的滑动方向和距离,使两刚性板在调整时不会产生间隙。
2. 根据权利要求1所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：滑轨锁扣结构包括限位器﹑固定端﹑滑动轴，限位器设置在前方刚性板后端，限位器设置有通过孔，滑动轴可穿过孔并与之滑动连接，固定端固定设置在后方刚性板前端，其与滑动轴连接。
3. 根据权利要求1所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：弹性蒙皮为整体式柔性蒙皮，以保证机翼上表面的光滑，机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩。
4. 一种利用上述权利要求1-3任一所述的翼面可变曲率的自适应机翼的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，其特征是：摒弃了传统的副翼﹑襟翼和缝翼，将传统机翼中众多复杂的襟翼﹑副翼的传动结构与小翼面去除，由飞行器的操控系统控制改变机翼剖面的几何形状，进而实现对飞机机翼升力的控制，既满足不同条件下的对机翼的空气动力性能要求，又在各状态下保持最优的气动效率，为当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定，同时，通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差（替换原内容：通过改变机翼翼面曲率厚度的差动产生升力差），产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果，具体操作流程如下：
①飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大，在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地，爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定；该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面；
②飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态；
③巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行；
④飞机需要做横向调整时，飞行控制系统适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制；
⑤降落时，随油门减小﹑速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态，着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆”。
经形式审查合格，国家知识产权局于2018年12月17日依法受理了该复审请求，并将其转送至原审查部门进行前置审查。
原审查部门在前置审查意见书中认为：（1）本申请是通过垂直作动装置顶压蒙皮实现翼面曲率变化，对比文件1和对比文件5都属于此种类型，两者作动装置伸缩时即引起厚度和面积的变化，特别是对比文件5还公开了一种采用伸缩材料的智能蒙皮（即公开弹性蒙皮）；而对比文件1公开内容虽然较为简略，但本领域技术人员可以预期其作动筒引起厚度变化时必然也会引起面积变化，可以说，同时引起厚度和面积变化，是 “垂直作动装置顶压蒙皮”这种实现翼面曲率变化方式的固有特点；（2）对比文件4同样是垂直作动器和柔性蒙皮3的配合实现厚度和面积的同时变化，此外，通过将两机翼产生升力差实现翻滚是本领域的通用做法。因而坚持驳回决定。
随后，国家知识产权局成立合议组对本案进行审理。
合议组于2019 年07 月18 日向复审请求人发出复审通知书，指出：权利要求1与对比文件2的区别特征为：（1）作动装置竖直安装；（2）机翼与所在飞行器的操控系统连接，作动装置与机翼的操控系统连接，可调整曲面还包括弹性蒙皮，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接；（3）相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，相邻刚性板的滑动距离是通过滑轨锁扣结构限制；以及可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分；其中区别特征（1）已被对比文件1公开，区别特征（2）是本领域的公知常识，区别特征（3）是本领域技术人员依据需要所采用的常规技术手段，因此，权利要求1不具备创造性；权利要求2的附加技术特征是本领域的常规技术手段，权利要求3的附加技术特征是本领域的公知常识或本领域技术人员容易想到的设置方式，因此，从属权利要求2-3也不具备创造性；权利要求4与对比文件2的区别特征均是本领域的常规技术手段或本领域技术人员容易想到的，且权利要求1-3任一项所述的翼面可变曲率的自适应机翼如上述审查意见所述不具备创造性，因此，权利要求4也不具备创造性。针对复审请求人的意见，合议组认为：对比文件2中的机翼上表面也为可调整曲面，可调整曲面为弧形面，且通过致动装置30、32的伸缩运动带动上前部16和上后部18移动，从而改变机翼的剖面几何形状，也就是说对比文件2中的翼型改变方式与本申请的翼型改变方式相同，也是通过上翼面的前后两部分的水平移动改变翼型，因此，对比文件2的技术方案也能达到本申请限定的C1和S的同时改变；同时对比文件2已经公开了致动上前致动器时，上前部16的后端16b在上后部18的前端18a上滑动，直到限制的程度， 使得上后部的前端保持在上前部的后端下方并且与其重叠，由此可见，对比文件2的上前部与上后部也是重叠式搭接，同样使得整个曲面变化更加平滑、稳定，局部的高度和曲线变化不大，整体曲率变化更加合理。
复审请求人于2019 年09 月02 日提交了意见陈述书，但未修改申请文件。复审请求人认为：（1）对比文件2中并未提及机翼厚度的改变，且致动器横向设置，装置44为刚性结构，作动装置42动作，机翼上下翼面厚度并不会发生明显改变；（2）对比文件2中对于相邻接的两片机翼其设置有两组作动结构，而本申请中对于相邻的两片仅通过一组作动结构与限位结构相连；且本申请仅依靠调节上翼面，整个机翼下翼面以及机翼的前后点，是固定不变的；（3）对比文件2中的限定机构为主动机构，本申请中的锁扣机构为被动机构，相对比对比文件2复杂的连接作动结构，本申请设计了最简单轻量的无动力的限位结构，仅从动于翼面刚性板间的运动，来实现对翼面刚性板间单一方向上滑动的限制；（4）对比文件2中机翼下部主翼翼梁与本申请的机翼骨架完全不同，本申请中机翼金属骨架为整体式承载结构，整个剖面与机身在剖面方向上全部刚性连接且相对静止，而对比文件2中的机翼为区段可变结构，其需要机翼翼梁自身各区段间相对转动来促使机翼弯曲；（5）对比文件2的滑动锁扣驱动结构仅适用于单一低翼载条件；当翼载变高时不得不替换或增加为为图5或图6中的以致动器146148150152为动力源的驱动方式，而本申请机翼改变结构的设计可适用于通用与各类翼载条件，且对比文件2图5、图6的主题设计思想是弯曲主机翼承载结构46，进而引起上下翼面的下放弯曲和上抬收缩，本申请的设计思想是作动单元引起机翼上翼面厚度改变进而引起整体翼面改变升力的调节；（6）对比文件1中液压顶杆直接作用于龙骨，龙骨直接作用于上翼面的前端翼与后端翼连接处，其调节范围过小，很难实现机翼气动特征的明显改变，并且容易引起机翼其他位置的形变，且对比文件1中，其机翼的调节是盲目的，没有相关系统支持其液压顶杆的具体作动量的调节。
在上述程序的基础上，合议组认为本案事实已经清楚，可以作出审查决定。
决定的理由
1、审查文本的认定
复审请求人在提出复审请求时对权利要求书进行了修改，经审查，所做修改符合专利法第33条和专利法实施细则第61条第1款的规定，因此，本复审请求审查决定所针对的文本为：2018年12月11日提交的权利要求第1-4项，申请日2015年12月11日提交的说明书第1-6页、说明书附图第1-2页、说明书摘要及摘要附图。
关于创造性
专利法第22条第3款规定：创造性，是指与现有技术相比，该发明具有突出的实质性特点和显著的进步，该实用新型具有实质性特点和进步。
2.1关于独立权利要求1的创造性
权利要求1要求保护一种翼面可变曲率的自适应机翼。经查，对比文件2（WO03/082671A1，公开日为2013年10月09日）公开了一种翼面可变曲率的自适应机翼，并具体公开了（参见对比文件2的说明书第9页第12行至第27页第33行，附图1-8）：机翼10包括下部的主翼梁（即本申请中的金属机翼骨架），设置在主翼梁上的连接装置44（即本申请中的支撑结构），机翼包括上表面12（相当于本申请中的机翼的上翼面）和下表面14，上表面12包括上前部16和上后部18（相当于本申请中的呈一定弧度的刚性板，上前部相当于本申请的前方刚性板，上后部相当于本申请的后方刚性板），上后部通过滑动接头20连接到上前部（即两者之间是活动连接），上后部的前端18a位于上前部的末端16b，上前部16的前端16a固定在翼型的前缘28处，上后部18的后端18b固定在机翼10的后缘29处（即本申请中的可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部，最后方的刚性板后端与机翼后端连接），上前部16和上后部18的内侧通过刚性固定接头40分别与上前致动器30、上后致动器32（相当于本申请中的多个作动装置）相关联，每个致动器30，32的结构和功能基本相同，上前致动器30包括移动臂38（相当于本申请中的伸缩杆），致动装置可以选择液压致动（参见对比文件2的权利要求12）（由此可见，对比文件2公开了本申请中的作动装置包括液压作动筒，液压作动筒包括伸缩杆），移动臂38的相对端通过刚性固定的接头40在特定点31处固定到上前部16（即本申请中的伸缩杆与刚性板的末端连接），使得移动臂的位移实现特定的特定位移，致动器中的任何一个的单独致动，以延伸或减小其相应的表面部分；致动上前致动器30时，上前部16的后端16b在上后部18的前端18a上滑动，直到限制的程度，使得上后部的前端保持在上前部的后端下方并且与其重叠（由此可见，对比文件2公开了上前致动器带动上前部移动时，上前部的移动方向和距离也受到限制，使两刚性板在调整时不会产生间隙）（参见对比文件2的说明书第12页第33行至第13页第19行）。
由此可见，对比文件2中的上表面也为可调整曲面，可调整曲面为弧形面，且通过致动装置30、32的伸缩运动带动上前部16和上后部18移动，从而可以改变机翼的剖面几何形状和厚度，产生形变以改变曲率，且如图2f所示，其中上前致动器30被操作，使得移动臂38在前缘28的方向上从马达壳体42延伸，并且操作上后致动器32，使得移动臂38在后缘29的方向上从马达壳体42延伸，迫使整个上表面12形成逐渐凸起的外表面（参见对比文件2的说明书第16页第2-14行，附图2f），由此可见，对比文件2中的致动装置伸长量变大同样能够带来翼型变化，因此，其也可以实现本申请限定的使得机翼升力系数C1和面积S变大；
因此，该权利要求与对比文件2的区别技术特征为：（1）作动装置竖直安装；（2）机翼与所在飞行器的操控系统连接，作动装置与机翼的操控系统连接，可调整曲面还包括弹性蒙皮，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接；（3）相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，相邻刚性板的滑动距离是通过滑轨锁扣结构限制；以及可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分；
基于上述区别特征可以确定，本申请所要解决的技术问题是：如何控制及安装作动装置以及如何使两刚性板不会分离；
对上述区别特征（1），对比文件1（CN202147840U,公告日为2012年02月22日）公开了一种弧度可调式机翼，在前端翼1和后端翼5相连接的位置，在下设置有控制装置4，居中设置有液压顶杆3，在上设置有龙骨2（由此可见，三者组合在一起相当于本申请中的作动装置），龙骨2的上端与前端翼和后端翼的上平面持平（参见对比文件1的说明书第1页，附图1-2），由此可见，上述区别技术特征（1）已在对比文件1中公开，且其在对比文件1中所起的作用与其在本申请中所起的作用相同，都是为了通过提供竖直方向的致动力来改变翼面，也就是说对比文件1给出了将作动装置竖直安装的启示；
对区别特征（2），首先，机翼与所在飞行器的操控系统连接，可调整曲面还包括弹性蒙皮，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接均是本领域的公知常识；其次，在对比文件2公开了致动装置改变机翼轮廓从而满足飞行需要的情况下，本领域技术人员自然很容易想到将致动装置与机翼的操控系统连接从而对致动装置进行控制，且对比文件2公开了移动臂38的相对端通过刚性固定的接头40在特定点31处固定到上前部16，则设置小型的转动轴使得移动臂与上前部铰接是本领域的常规技术手段；
对区别特征（3），其中对比文件2已经公开了致动上前致动器时，上前部16的后端16b在上后部18的前端18a上滑动，直到限制的程度， 使得上后部的前端保持在上前部的后端下方并且与其重叠（参见对比文件2的说明书第12页第33行至第13页第19行），由此可见，对比文件2公开了上前致动器带动上前部移动时，上前部的移动位置也具有限制，以使得上前部与上后部具有重叠，则在该启示下，本领域技术人员容易想到可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分，且对比文件2公开了上后部通过滑动接头20连接到上前部，且上前部的移动距离受到限制，则设置滑轨锁扣机构限制两刚性板的距离是本领域技术人员依据需要所采用的常规技术手段，因此，在对比文件2的基础上结合对比文件1及本领域的常规技术知识以得出该权利要求所要求保护的技术方案，对本领域技术人员来说是显而易见的，该权利要求所要求保护的技术方案不具有突出的实质性特点和显著的进步，因而不具备专利法第22条第3款规定的创造性。
2.2关于权利要求2的创造性
权利要求2是权利要求1的从属权利要求，其限定部分的附加技术特征对滑轨锁扣结构的具体结构进行了限定，如上述审查意见1所述，为了实现两刚性板在调整时不产生间隙而设置滑轨锁扣机构以限制两相邻刚性板的距离是本领域技术人员依据需要所采用的常规技术手段，而滑轨锁扣的具体结构是本领域技术人员通过常规设置可以确定的，无需付出创造性劳动，因此，在其引用的权利要求1不具备创造性的情况下，该从属权利要求不具备专利法第22条第3款规定的创造性。
2.3关于权利要求3的创造性
权利要求3是权利要求1的从属权利要求，其限定部分的附加技术特征对弹性蒙皮与机翼的连接方式进行了限定，其中，弹性蒙皮为整体式柔性蒙皮，以保证机翼上表面的光滑是本领域的公知常识，且对比文件2公开了具有伸缩结构的机翼，则为了使蒙皮适应机翼的伸缩而将机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩是本领域技术人员在面对对比文件2公开的可伸缩的机翼容易想到的蒙皮的设置方式，因此，在其引用的权利要求1不具备创造性的情况下，该从属权利要求不具备专利法第22条第3款规定的创造性。
2.4关于独立权利要求4的创造性
权利要求4要求保护一种利用上述权利要求1-3任一所述的翼面可变曲率的自适应机翼的翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式，对比文件2公开了一种翼面可变曲率的自适应机翼，同时公开了翼面可变曲率的自适应机翼的操控方式（参见对比文件2的说明书第9页第12行至第27页第33行，附图1-8），对比文件2还具体公开了：机翼可用作飞机机翼，在这种应用中，机翼能够提供从正到负的可变弧度，由此产生可变升力，该机翼可以在飞机的机翼之间提供差速升力，以便于飞机滚动（参见对比文件2的说明书第27页第12-18行）；由此可见，对比文件2已经公开了改变机翼剖面的几何形状，进而实现对飞机机翼升力的控制，既满足不同条件下的对机翼的空气动力性能要求，又在各状态下保持最优的气动效率；
由于对比文件2公开了机翼翼型可变且该机翼可以在飞机的机翼之间提供差速升力，以便于飞机滚动，相当于公开了本申请中的“通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果；飞机需要做横向调整时，适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制”；
因此，该权利要求与对比文件2的区别特征除上述审查意见1-3所述区别特征外，还包括：
（4）摒弃了传统的副翼﹑襟翼和缝翼，将传统机翼中众多复杂的襟翼﹑副翼的传动结构与小翼面去除，由飞行器的操控系统控制改变机翼剖面的几何形状；
（5）当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定，具体操作流程如下：①飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大，在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地，爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定；该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面；②飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态；③巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行；④降落时，随油门减小﹑速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态，着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆；
基于上述区别特征可以确定，本申请所要解决的技术问题是：如何满足飞机在不同飞行阶段对升力的要求；
对区别特征（4），对比文件2已经公开了通过改变机翼剖面的几何形状，实现对飞机机翼升力的控制，也就是说对比文件2与本申请改变机翼升力的方式相同，都是通过改变机翼形状改变机翼升力，因此，在改变机翼形状就能改变机翼升力的情况下，摒弃传统的副翼﹑襟翼和缝翼，将传统机翼中众多复杂的襟翼﹑副翼的传动结构与小翼面去除是本领域技术人员容易想到的；
对区别特征（5），飞行器在飞行过程中会经历不同的飞行阶段以及在不同的飞行阶段需保证具有一定的升力是本领域的公知常识，而通过改变机翼翼型从而改变升力已在对比文件2中公开，则为了满足不同飞行阶段对升力的要求，本领域技术人员基于对比文件2公开的内容容易想到根据飞行器所处的飞行阶段对机翼翼型进行调整从而改变升力，满足不同的飞行要求，例如：当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定，以及在起飞前、爬升过程中、飞机爬升到预定高度后及降落时对翼型进行相应调整，改变升力，以满足飞机所处的飞行阶段对升力的要求；同时，“巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行”也是本领域技术人员基于对比文件2公开的内容容易想到的常规控制方式，另外，“机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小，确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面”是本领域的常规技术手段；且权利要求1-3任一项所述的翼面可变曲率的自适应机翼如上述审查意见所述不具备创造性；因此，在对比文件2的基础上结合对比文件1及本领域的常规技术知识以得出该权利要求所要求保护的技术方案，对本领域技术人员来说是显而易见的，该权利要求所要求保护的技术方案不具有突出的实质性特点和显著的进步，因而不具备专利法第22条第3款规定的创造性。
3、对复审请求人相关意见的评述
对于复审请求人的意见，合议组认为：（1）如上述审查意见2.1所述，对比文件2中的上表面也为可调整曲面，且通过致动装置30、32的伸缩运动带动上前部16和上后部18移动，虽然致动装置水平设置，上前部和上后部在致动装置的带动下是水平移动，但由于上前部和上后部均为曲面，曲面水平移动的过程中必然会导致机翼厚度发生相应的改变，且根据对比文件2公开的内容：电动机壳体42包括附接装置44，附接装置44被牢固地固定到主翼梁46（参见对比文件2的说明书第10页第23-26行），也就是说，附接装置44仅是用来固定电动机，而机翼几何形状的改变依赖于机翼上前部和上后部的移动，因此，即使装置44为刚性结构，也不妨碍上前部16和上后部18在致动装置30、32的作用下移动，从而改变机翼几何形状，且复审请求人在提出复审请求时也认为对比文件1、2、5均公开了改变机翼厚度的装置结构；因此，复审请求人认为对比文件2中机翼厚度不发生改变的理由是不具有说服力的；
（2）如上所述，对比文件1中的致动器横向设置同样可以使得机翼厚度发生改变，且在对比文件2公开了通过致动装置带动上前部和上后部移动，从而改变机翼剖面几何形状的情况下，本领域技术人员可以根据机翼形状改变的需要选择致动机构的设置位置及数量，这对本领域技术人员来说是常规设置，无需付出创造性劳动，而上下翼面同时调节还是仅调节上翼面也是本领域技术人员根据对比文件2公开的内容通过常规选择可以确定的；
（3）如上述审查意见2.1所述，对比文件2公开了上前致动器带动上前部移动时，上前部的移动位置也受到限制，在对比文件2已经公开了机翼上前部与上后部的移动位置受到限制的情况下，限位机构是被动运动还是主动运动只是运动形式的不同，是本领域技术人员通过常规设置可以确定的，无需付出创造性劳动；
（4）在对比文件2公开了通过致动装置带动上前部和上后部移动，从而改变机翼剖面几何形状的情况下，机翼的结构，例如为整体式承载结构还是区段可变结构都只是机翼结构方式的不同，其并不会影响本领域技术人员从对比文件2中得到启示，即通过致动器带动机翼上前部或上后部移动从而改变机翼曲率，进而满足不同飞行阶段的需求；
（5）对比文件2中在轻载应用时通过致动器带动机翼上前部或上后部移动从而改变机翼剖面几何形状，其设计思路与本申请相同，而在中载应用时，为了使机翼承受更大载荷，将致动器设置在前翼梁、后翼梁与主翼梁之间，但同时对比文件2公开了：没有致动器连接到表面部分16、18、22、24，但表面部分的致动是通过前后翼梁124、126的上、下拐角136、138、142、144的运动实现的（参见对比文件2的说明书第21页第26行至31行），也就是说，对比文件2中中载应用时虽然致动器的设置位置发生了改变，以及致动器带动前后翼梁运动，但中载应用时机翼几何形状仍然在致动器的驱动下通过机翼前后两部分的移动发生改变，因此，对比文件2中的设计思路与本申请相同；
（6）如上所述，对比文件1给出了将作动装置竖直安装的启示，从而通过提供竖直方向的致动力来改变翼面，则在该启示下，本领域技术人员很容易想到将对比文件2中的致动装置设置为提供竖直方向的致动力，请求人所强调的对比文件1的技术方案本身的缺陷并不会影响本领域技术人员从对比文件1中获得该启示，因此，复审请求人的意见不具有说服力。
因此，复审请求人所陈述的本申请具备创造性的理由不具有说服力，合议组对其主张不予支持。
综上所述，合议组依法做出如下复审请求审查决定。
三、决定
维持国家知识产权局于2018 年08 月31 日对本申请作出的驳回决定。
如对本复审请求审查决定不服，根据专利法第41条第2款的规定，复审请求人可以自收到本决定之日起三个月内向北京知识产权法院起诉。
郑重声明：本文版权归原作者所有，转载文章仅为传播更多信息之目的，如作者信息标记有误，请第一时间联系我们修改或删除，多谢。
