前缘机动襟翼

现代飞机为了提高飞机的飞行性能，广泛采用主动控制技术.使用前缘和后缘机动襟翼是重要的手段之一。

70年代以来，国外开展了大量的研究工作，深入探讨了机动襟翼对飞机的气动特性和动态特性的影响.研究结果表明，使用机动襟翼可以大幅度地提高飞机的升阻比，进而改善飞机的起落性能、机动性能、续航性能等飞行性能。于是，美国F-5E飞机率先使用了机动襟翼.这一措施使得飞机的最大安全迎角和无抖振升力得到较大提高，飞机的机动能力得以较大改善。例如，在飞行高度H=4570m，定常转弯的最大角速度提高15.7%，瞬时转弯的最大角速度提高13%,盘旋一周的时间减少14.6%，最小盘旋半径减小41.6%。随后，关国F-14, F-16, F-18以及法国“幻影2000”等飞机也装备了机动襟翼，其飞行性能均得到了明显的改善。同时，机动襟翼在直接力控制、阵风减缓等主动控制技术中的作用也不断得到应用和发展。

现代军用飞机在作战中追求多用途，要使飞机获得较强的空战能力，提高飞机的机动性是至关重要的。加装机动襟翼是现代战斗机提高机动性的有效途径。飞机高亚音速飞行时，通过偏转机动襟翼，可以明显提高升阻比、爬升率和盘旋过载，并增大航程和活动半径;提高抖振边界，降低抖振强度;同时改善大迎角飞行时的力矩特性。

机动襟翼是指空中飞行时下偏的机翼前缘/或后缘襟翼，以增加升力和减小阻力，达到提高空战机动性的目的。长期以来，前、后缘襟翼已在飞机上得到广泛的应用，但主要用来改善起飞着陆性能。

现代战斗机为了照顾高速性能，机翼翼型的相对厚度都很小，翼型前缘半径也小。因此在大迎角的机动飞行中，气流很容易从机翼上分离，引起阻力增大、升力减小、产生抖振和恶化飞机的飞行品质。改善大迎角气流分离的有效方法是采用带弯度的翼型，但它增加小迎角和超音速时的阻力，而且一种弯度只对改善一定速度和迎角范围内的气流分离有效。所以近年来，对于突出空战机动性的战斗机，常常将前、后缘襟翼在空战中使用，这样能显著提高飞机大迎角的机动性。

前缘机动襟翼的作用是通过机翼前缘部分绕一铰链轴向下偏转一定角度来增加机翼的弯度，从而改善翼面压力分布。一般顺气流时偏转角为15度~25度，其下偏部分的弦长占当地机翼剖面弦长的14%~30%。考虑到要研究的机翼有翼根填角和锯齿，故在锯齿和填角间的翼段设计前缘机动襟翼，这样既不改变飞机高速性能，同时也有效降低了机翼跨音速的型阻，并在结构上比较简单。风洞实验表明，气流分离在机翼外翼段更严重，所以外翼的机动襟翼相对弦长比内翼的稍长效果更好。机翼前缘的气动载荷很大，从结构和系统设计的角度看，前缘襟翼的弦长最好稍小。

某型机前缘机动襟冀是全高度金属蜂窝夹层结构，其操纵舵面是由飞控计算机控制的。它的特点是载荷大，寿命要求长，结构重量轻，抗疲劳性能良好，大大改善了机翼的气动力特性和飞机的机动性能。但是前襟部件也集中了众多的制造难点。首先，前襟外形为复杂的双曲面，弦向高度变化大，展向型面扭转长宽比大，全金属蜂窝夹层结构细长，这样的结构在国际上也是少见的;其次，前襟上、下蒙皮为多台阶及厚薄变化大的化铣壁板，梁是3500mm长无加强筋的薄腹“[”形，旋转作动器为“工”形的混合梁，蜂窝芯上、下翼面内外表面有多个台阶，故胶接配合协调关系复杂，公差配合要求严，所以，前襟的制造难度非常大

某型机前缘机动襟翼为全尺寸上、下翼面多个台阶取无孔铝蜂窝结构。蜂窝结构不但承受气动载荷而且还要承受集中载荷。前襟翼蜂窝结构扩散集中载荷的方式和国内其他的机型设计方式不一样，国内蜂窝结构扩散集中载荷的方式是在蜂窝内设计金属嵌镶件，而前襟是利用梁耳片和高密度夹芯扩散旋转作动器的集中载荷，蜂窝内没有嵌镶件。因此蜂窝芯和梁、蒙皮的胶接质量尤其重要，而影响胶接质量的重要因素之一即是蜂窝芯与周边骨架及蒙皮的配合关系。在前襟胶接装配过程中，可能出现铝蜂窝芯零件与周边骨架零件和蒙皮的协调尺寸超出允许范围的情况。这在蜂窝芯外型的完善过程中是在所难免的。但是蜂窝芯无论高于或低于骨件零件，都有可能导致脱豁或组件外形超差。为了使零件不至于报废，在保证结构强度的前提下，结构外形作出一定让步，设计允许对蜂窝零件采取局部补偿措施。

歼-7E 型飞机为了提高飞机的盘旋机动性以改善空战格斗性能，加装了前缘机动襟翼，原来后缘的后退式襟翼也改为后缘机动襟翼。机动襟翼这种可变机翼弯度技术是实现机翼机动载荷控制的一种重要措施，作为提高大迎角升阻比的措施在战斗机设计中广泛使用，能改善战斗机大迎角时翼面的流动特性，减小平尾处的下洗气流，又能较好地解决飞机横侧向稳定性降低的问题。在减小大迎角阻力的同时还提高了抖振边界，对盘旋性能的改善尤其显著。因此安装后扩大了歼-7E 飞机的作战范围和效能。

飞机增加了前、后缘机动襟翼及其电液伺服控制系统是歼-7E 型飞机的重要改进之一，前后缘机动襟翼随飞行 M 数、迎角的变化可以实现随动。加装后有效地改善了飞机的机动性能，增强了中、低空作战能力。前缘机动襟翼自动随迎角增加而向下偏转，从而改变机翼弯度达到减小气流分离、改变压力分布、提高升阻比的目的。襟翼位于机翼的外翼前缘处，可绕四个接头形成的转轴进行转动，向下偏转角度为 25 度。机动襟翼收上后靠襟翼上蒙皮和机翼蒙皮端面处的不锈钢密封片来密封，收上后通过襟翼上蒙皮和机翼上蒙皮端面的相互接触挤压来保持不动。后缘机动襟翼位于机翼后缘的内侧，用三个接头与机翼连接并绕固定轴转动。起飞着陆时襟翼向下偏转 25 度，机动飞行时向下偏转 0~10 度，由大气数据计算机配合收放动作筒进行控制。

歼-10的项目验证研究从20世纪80年代开始，当时由成都飞机公司和第811飞机设计所基于流产的歼-9型战斗机进行设计。原歼-9项目是为设计一种速度达到2.5马赫带鸭翼的三角翼空防型战斗机，其作战目标是原苏联的米格-29和苏 -27。最初的计划要求，后来发生了重大变化，于是1988年重新将这款新型战斗机的设计定位在一种采用新技术的中型多用途战斗机上，以替换中国空军庞大的歼-6、歼-7和强-5机队，并有效应对当时同类型的西方战斗机。

在对“幼狮”战斗机的近耦合鸭式布局进行改进之后，歼-10放弃了“幼狮”的水平尾翼，而采用大三角翼加鸭翼布局(翼展比后者长一米多，翼面积增加 15～18%)。但同时，歼-10保留了“幼狮”(还有瑞典的“鹰狮”)采用的活动翼面技术：外翼前缘为机动襟翼，固定内翼在全动鸭翼的配合下产生绝佳的气动性能。常规飞机的水平尾翼位置被三角翼后缘的四块活动副翼所占据。翼尖部分没有设置用于轻型空空导弹的挂架，这一点与“幼狮”和“鹰狮”不同。