随着航空航天事业的飞速发展,无论军用还是民用领域,传统的固定外形飞行器已经难以满足相关要求,科学家们希望设计一种新型飞行器,能通过改变自身的外形姿态来适应各种复杂的飞行条件,并在完成飞行任务时保持良好的飞行性能,这便是变体飞行器。变体机翼,作为变体飞行器的主要变形方式,可以根据不同的飞行条件改变自身形状和结构布局,从而改善飞行器的气动特性和飞行性能。新型变弯度自适应机翼,可以通过设计柔性前后缘装置,实现机翼前后缘的无缝过渡,高效改变翼型弯度,从而达到提高空气动力特性,减小风噪声和燃油消耗等目的。本文对一种新型柔性变弯度自适应机翼前后缘装置的结构设计原理进行了探索和研究。首先,对柔性前后缘的结构设计进行了变形原理分析和变形方案设计对比,对前缘翼肋结构进行了拓扑优化方案分析比较,以及相关驱动变形方案分析设计;对后缘偏转变形的驱动、滑动以及相关传动和连接过渡等方案进行了对比分析设计。然后,对根据变形方案确定的机翼模型进行了相关飞行工况和指定状态下的流场分析和气动载荷计算。接着,在CAITA软件和ANSYS软件中分别对变弯度自适应机翼前后缘结构进行了具体的零部件设计和强度校核,以及最终的装配设计。最后,对基于液压控制的柔性前缘和基于电机同步控制的柔性后缘控制系统进行了相关的控制方案设计。