增升装置的安装不仅提高了飞机的升力系数,而且增大了飞机的的临界角。使飞机在速度较小的情况下也能够产生足够大的升力,降低了飞机在起飞和降落时候的离地速度和着陆速度,从而缩短了飞机在起飞和着陆时候的滑跑距离,提高了飞机的飞行效率,改善飞机的动力性能。随着人们环保意识的增强,襟翼产生的噪声成为人们关注的问题。严格的环境限制和噪音法规导致了飞机在空中交通效率低下。由于需要严格控制噪音污染,所以,机场的工作时间被大大限制。因此,在航空领域方面减少襟翼的噪声显得非常重要。通过对传统襟翼的研究和改进,制造出无缝变形机翼前缘。经过实验证实:无缝变形机翼前缘不仅能够起到降低噪音的效果,而且也能够提高飞机的升力系数。本文首先根据无缝变形机翼前缘的形状以及考虑机翼的实际受力情况,选择出合适的驱动机构(连杆驱动机构),通过Workbench有限元软件确定出连杆的驱动点数目以及最终的连杆驱动构型。对机翼前缘进行力学分析得出:五个驱动点的连杆机构能够使机翼前缘达到目标变形。蒙皮产生的最大应力为150.8MPa,明显小于材料的屈服强度250MPa。符合使用要求。其次,对工况一(机翼前缘未变形)、工况二(机翼前缘在1时刻变形)和工况三(机翼前缘达到目标变形)进行了流体分析。分析结果表明:工况一的最大升力系数为0.9,失速角度为10度。工况二的最大升力系数为0.96,失速角度为10度。工况三的最大升力系数至少为1.125,失速角度不小于12度。因此,目标变形的机翼前缘在提升飞机升力和增大临界角的方面均具有明显的优势。最后,研究了驱动机构的弹性变形对机翼前缘无缝变形的影响。使驱动机构在满足刚度的情况下,进行结构优化得到合适的几何尺寸。最终得到的驱动机构能够使机翼前缘的最大变形为70.39mm,与目标变形相差2.19mm,误差为3%。