具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

请参阅图1至图6，本发明提供一种技术方案：包括前升力扇1、后升力扇2、降落伞3、防撞气囊4、封闭板5和液压杆6，前升力扇1和后升力扇2设置在歼击机的机翼的根部，在单后斜式机翼歼击机上，前升力扇1和后升力扇2则直接设置在机翼的根部，在双后斜式机翼歼击机上，前升力扇1设置在前机翼的根部，后升力扇2设置在后机翼的根部，如图1和4所示，降落伞3设置在歼击机的上方，歼击机的头部、中部和尾部的上方均设置有降落伞3，防撞气囊4设置在歼击机的下方，歼击机的头部、中部和尾部均设置有防撞气囊4，且根据歼击机的形状，中部可设置一个或两个防撞气囊4，如图2、3、5和6所示，且歼击机中部的防撞气囊4开启后，中部留有空隙，以便前升力扇1和后升力扇2向下吹的风不被阻挡，封闭板5转动连接在歼击机的机翼上，封闭板5的形状为半圆形，两个封闭板5组成一个圆形，可遮挡前升力扇1和后升力扇2，且前升力扇1和后升力扇2的上方和下方均设置有封闭板5，液压杆6的输出端与封闭板5转动连接，且液压杆6的一端转动连接在歼击机的机翼上，液压杆6的伸缩可起到开合封闭板5的目的。

作为本发明的一种优选技术方案：如图1和4所示，前升力扇1和后升力扇2的数量相同，均为两个，且两个前升力扇1对称设置在歼击机两侧的机翼根部，两个后升力扇2对称设置在歼击机两侧的机翼根部，在歼击机发生事故后，前升力扇1和后升力扇2开启，可对歼击机提供上升力，从而减缓歼击机的下落速度。

作为本发明的一种优选技术方案：前升力扇1位于后升力扇2的前侧，且前升力扇1的直径小于后升力扇2的直径，前升力扇1的功率小于后升力扇2的功率，由于歼击机发动机以及弹药位置的关系，使得歼击机头轻脚重，从而功率较小的前升力扇1给歼击机的头部提供上升力，功率较大的后升力扇2可对歼击机的后部提供上升力，设计合理，避免歼击机首尾不平衡，导致倾斜的问题。

作为本发明的一种优选技术方案：前升力扇1转动连接在歼击机的机翼根部，并且连接处设置有伺服电机，伺服电机可控制前升力扇1的风向，从而在歼击机下落速度减缓到安全速度时，可通过伺服电机改变前升力扇1的风向，从而使前升力扇1对歼击机提供推进力，使歼击机可改变坠落地点，避免歼击机坠落在人口密集地，歼击机尾部的竖状机翼上设置有与前升力扇1结构相同的推力扇，在歼击机发生事故之初，推力扇对歼击机提供推力，改变歼击机的坠落地点。

作为本发明的一种优选技术方案：前升力扇1、后升力扇2和推力扇采用铝钛合金材质制造，铝钛合金材质既轻便，相对又坚固，从而避免增加太多歼击机的重量，减小前升力扇1、后升力扇2和推力扇对歼击机的影响程度，保证歼击机的灵活性。

作为本发明的一种优选技术方案：前升力扇1、后升力扇2、降落伞3、防撞气囊4分别连接在歼击机上的多个蓄电柜内，多个设备由不同的蓄电柜操控，避免单个蓄电柜损坏，导致整个系统瘫痪的问题。

综上所述，该歼击机自保方法，使用时，若歼击机在飞行任务中发生故障，导致发动机失去动力快速下坠时，液压杆6收缩，打开两个封闭板5，前升力扇1、后升力扇2和降落伞3同步打开，前升力扇1和后升力扇2给歼击机提供上升力，配合降落伞3的拉力，减缓歼击机的下坠速度，若歼击机下方为人口密集地，则歼击机尾部竖状机翼上设置的与前升力扇1结构相同的推力扇工作，推力扇两侧的封闭板5打开，伺服电机转动推力扇，改变推力扇的风向，使推力扇对歼击机提供推力，使歼击机可以滑翔，当歼击机的下坠速度减缓至安全速度后，前升力扇1连接的伺服电机启动，改变前升力扇1的风向，使得前升力扇1和推力扇共同推动歼击机移动，歼击机底部的防撞气囊4与前升力扇1、后升力扇2和降落伞3同步打开，防撞气囊4的打开，增大了歼击机的风阻，对阻止歼击机下坠速度有着很大的作用，并且歼击机接触地面时，防撞气囊4对歼击机进行缓冲，从而最大限度的保护歼击机，减小经济损失。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。