前緣機動襟翼

前緣機動襟翼位於機翼的外翼前緣，用4個接頭懸掛在機翼前長析上，4個接頭材料均為LC4。前襟繞這4個接頭形成的轉軸轉動。而前襟的操縱拉桿接頭位於前襟第3肋處，與前襟根部接頭為一體。

前緣機動襟翼的作用是通過機翼前緣部分繞一鉸鏈軸向下偏轉一定角度來增加機翼的彎度，從而改善翼面壓力分布。一般順氣流時偏轉角為15度~25度，其下偏部分的弦長占當地機翼剖面弦長的14%~30%。風洞實驗表明，氣流分離在機翼外翼段更嚴重，所以外翼的機動襟翼相對弦長比內翼的稍長效果更好。機翼前緣的氣動載荷很大，從結構和系統設計的角度看，前緣襟翼的弦長最好稍小。

基本介紹

• 中文名：前緣機動襟翼
• 外文名：Frontal maneuvering flap
• 位置：機翼的外翼前緣
• 作用：改善翼面壓力分布
• 機動襟翼：飛行中自動調整偏轉角
• 套用學科：航空科技（一級學科）

背景

現代飛機為了提高飛機的飛行性能，廣泛採用主動控制技術.使用前緣和後緣機動襟翼是重要的手段之一。

70年代以來，國外開展了大量的研究工作，深入探討了機動襟翼對飛機的氣動特性和動態特性的影響.研究結果表明，使用機動襟翼可以大幅度地提高飛機的升阻比，進而改善飛機的起落性能、機動性能、續航性能等飛行性能。於是，美國F-5E飛機率先使用了機動襟翼.這一措施使得飛機的最大安全迎角和無抖振升力得到較大提高，飛機的機動能力得以較大改善。例如，在飛行高度H=4570m，定常轉彎的最大角速度提高15.7%，瞬時轉彎的最大角速度提高13%,盤旋一周的時間減少14.6%，最小盤旋半徑減小41.6%。隨後，關國F-14, F-16, F-18以及法國“幻影2000”等飛機也裝備了機動襟翼，其飛行性能均得到了明顯的改善。同時，機動襟翼在直接力控制、陣風減緩等主動控制技術中的作用也不斷得到套用和發展。

機動襟翼

現代軍用飛機在作戰中追求多用途，要使飛機獲得較強的空戰能力，提高飛機的機動性是至關重要的。加裝機動襟翼是現代戰鬥機提高機動性的有效途徑。飛機高亞音速飛行時，通過偏轉機動襟翼，可以明顯提高升阻比、爬升率和盤旋過載，並增大航程和活動半徑;提高抖振邊界，降低抖振強度;同時改善大迎角飛行時的力矩特性。

機動襟翼是指空中飛行時下偏的機翼前緣/或後緣襟翼，以增加升力和減小阻力，達到提高空戰機動性的目的。長期以來，前、後緣襟翼已在飛機上得到廣泛的套用，但主要用來改善起飛著陸性能。

現代戰鬥機為了照顧高速性能，機翼翼型的相對厚度都很小，翼型前緣半徑也小。因此在大迎角的機動飛行中，氣流很容易從機翼上分離，引起阻力增大、升力減小、產生抖振和惡化飛機的飛行品質。改善大迎角氣流分離的有效方法是採用帶彎度的翼型，但它增加小迎角和超音速時的阻力，而且一種彎度只對改善一定速度和迎角範圍內的氣流分離有效。所以近年來，對於突出空戰機動性的戰鬥機，常常將前、後緣襟翼在空戰中使用，這樣能顯著提高飛機大迎角的機動性。

前緣機動襟翼的設計

前緣機動襟翼的作用是通過機翼前緣部分繞一鉸鏈軸向下偏轉一定角度來增加機翼的彎度，從而改善翼面壓力分布。一般順氣流時偏轉角為15度~25度，其下偏部分的弦長占當地機翼剖面弦長的14%~30%。考慮到要研究的機翼有翼根填角和鋸齒，故在鋸齒和填角間的翼段設計前緣機動襟翼，這樣既不改變飛機高速性能，同時也有效降低了機翼跨音速的型阻，並在結構上比較簡單。風洞實驗表明，氣流分離在機翼外翼段更嚴重，所以外翼的機動襟翼相對弦長比內翼的稍長效果更好。機翼前緣的氣動載荷很大，從結構和系統設計的角度看，前緣襟翼的弦長最好稍小。

全金屬蜂窩夾層結構

某型機前緣機動襟冀是全高度金屬蜂窩夾層結構，其操縱舵面是由飛控計算機控制的。它的特點是載荷大，壽命要求長，結構重量輕，抗疲勞性能良好，大大改善了機翼的氣動力特性和飛機的機動性能。但是前襟部件也集中了眾多的製造難點。首先，前襟外形為複雜的雙曲面，弦向高度變化大，展向型面扭轉長寬比大，全金屬蜂窩夾層結構細長，這樣的結構在國際上也是少見的;其次，前襟上、下蒙皮為多台階及厚薄變化大的化銑壁板，梁是3500mm長無加強筋的薄腹“[”形，旋轉作動器為“工”形的混合梁，蜂窩芯上、下翼面內外表面有多個台階，故膠接配合協調關係複雜，公差配合要求嚴，所以，前襟的製造難度非常大

某型機前緣機動襟翼為全尺寸上、下翼面多個台階取無孔鋁蜂窩結構。蜂窩結構不但承受氣動載荷而且還要承受集中載荷。前襟翼蜂窩結構擴散集中載荷的方式和國內其他的機型設計方式不一樣，國內蜂窩結構擴散集中載荷的方式是在蜂窩內設計金屬嵌鑲件，而前襟是利用梁耳片和高密度夾芯擴散旋轉作動器的集中載荷，蜂窩內沒有嵌鑲件。因此蜂窩芯和梁、蒙皮的膠接質量尤其重要，而影響膠接質量的重要因素之一即是蜂窩芯與周邊骨架及蒙皮的配合關係。在前襟膠接裝配過程中，可能出現鋁蜂窩芯零件與周邊骨架零件和蒙皮的協調尺寸超出允許範圍的情況。這在蜂窩芯外型的完善過程中是在所難免的。但是蜂窩芯無論高於或低於骨件零件，都有可能導致脫豁或組件外形超差。為了使零件不至於報廢，在保證結構強度的前提下，結構外形作出一定讓步，設計允許對蜂窩零件採取局部補償措施。

套用

殲-7E

殲-7E 型飛機為了提高飛機的盤旋機動性以改善空戰格鬥性能，加裝了前緣機動襟翼，原來後緣的後退式襟翼也改為後緣機動襟翼。機動襟翼這種可變機翼彎度技術是實現機翼機動載荷控制的一種重要措施，作為提高大迎角升阻比的措施在戰鬥機設計中廣泛使用，能改善戰鬥機大迎角時翼面的流動特性，減小平尾處的下洗氣流，又能較好地解決飛機橫側向穩定性降低的問題。在減小大迎角阻力的同時還提高了抖振邊界，對盤旋性能的改善尤其顯著。因此安裝後擴大了殲-7E 飛機的作戰範圍和效能。

飛機增加了前、後緣機動襟翼及其電液伺服控制系統是殲-7E 型飛機的重要改進之一，前後緣機動襟翼隨飛行 M 數、迎角的變化可以實現隨動。加裝後有效地改善了飛機的機動性能，增強了中、低空作戰能力。前緣機動襟翼自動隨迎角增加而向下偏轉，從而改變機翼彎度達到減小氣流分離、改變壓力分布、提高升阻比的目的。襟翼位於機翼的外翼前緣處，可繞四個接頭形成的轉軸進行轉動，向下偏轉角度為 25 度。機動襟翼收上後靠襟翼上蒙皮和機翼蒙皮端面處的不鏽鋼密封片來密封，收上後通過襟翼上蒙皮和機翼上蒙皮端面的相互接觸擠壓來保持不動。後緣機動襟翼位於機翼後緣的內側，用三個接頭與機翼連線並繞固定軸轉動。起飛著陸時襟翼向下偏轉 25 度，機動飛行時向下偏轉 0~10 度，由大氣數據計算機配合收放動作筒進行控制。

殲-10

殲-10的項目驗證研究從20世紀80年代開始，當時由成都飛機公司和第811飛機設計所基於流產的殲-9型戰鬥機進行設計。原殲-9項目是為設計一種速度達到2.5馬赫帶鴨翼的三角翼空防型戰鬥機，其作戰目標是原蘇聯的米格-29和蘇 -27。最初的計畫要求，後來發生了重大變化，於是1988年重新將這款新型戰鬥機的設計定位在一種採用新技術的中型多用途戰鬥機上，以替換中國空軍龐大的殲-6、殲-7和強-5機隊，並有效應對當時同類型的西方戰鬥機。

在對“幼獅”戰鬥機的近耦合鴨式布局進行改進之後，殲-10放棄了“幼獅”的水平尾翼，而採用大三角翼加鴨翼布局(翼展比後者長一米多，翼面積增加 15～18%)。但同時，殲-10保留了“幼獅”(還有瑞典的“鷹獅”)採用的活動翼面技術：外翼前緣為機動襟翼，固定內翼在全動鴨翼的配合下產生絕佳的氣動性能。常規飛機的水平尾翼位置被三角翼後緣的四塊活動副翼所占據。翼尖部分沒有設定用於輕型空空飛彈的掛架，這一點與“幼獅”和“鷹獅”不同。