第七课 飞机的襟翼
对于同一飞机来说，其升力大小主要随飞行速度和迎角而变。飞机以大速度飞行时，即使迎角很小，机翼也能产生足够的升力，以克服重量而维持飞行。如果以小速度飞行，则必须配合大迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。但用增大迎角的方法来减小飞行速度，是有限度的。因为当迎角增大到临界迎角时，再增大迎角，升力反而降低。但是为了保证飞机能在更小的速度的情况（例如起飞和着陆）时，仍能产生足够的升力，就有必要在机翼上装设增加升力的装置。目前使用较广泛的有前缘缝翼，后缘襟翼、前缘襟翼等。其工作原理分述如下。
一、前缘缝翼
为了延缓机翼的气流分离现象，以提高临界迎角和最大升力系数，有的飞机装有前缘缝翼。
前缘缝翼位于机翼前缘，打开时与机翼之间有一缝隙。一方面空气会从压力较大的下表面通过前缘缝隙流向上表面，减小上、下表面的压力差，而具有减小升力系数的作用。另一方面，空气通过缝隙加速后，贴近上表面流动，能够增大上表面附面层中的空气动能，以延迟气流分离的产生。又具有增大升力系数的作用。那么，升力系数是提高，还是降低？这要看迎角大小而定。前曾指出，在接近临界迎角时，上表面气流分离是升力系数降低的主要原因，因而在此辽角下，利用前缘缝翼延缓气流分离，就能提高临界迎角和升力系数。在中小迎角下，机翼上表面气流分离本来就很微弱，故在这些迎角下，打开前缘缝翼不仅不能提高升力系数，反而会使机翼上、下表面的压力差减小而降低升力系数。可见，前缘缝翼增大升力的作用是有条件的。只有当迎角接近或超过临界迎角，即在机翼上表面气流分离现象严重时，前缘缝翼才起增大升力的作用。
从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种。固定式前缘缝翼，其缝隙是固定的。不能随迎角的改变而开闭。它的优点是构造简单，但在大速度时，阻力增加较多，所以目前应用不多，只有个别的低速飞机上才使用。
自动式前缘缝翼，有专门机构与机翼相连，领先空气的压力或吸力来使缝翼闭合和张开。当飞机在小迎角下飞行时，机翼前承受随空气压力，前缘缝翼被压紧贴于机翼前缘，而处于闭合状态。在大迎角下飞行，机翼前缘承受很大吸力，将前缘缝翼吸开。这种前缘缝翼能充分发挥大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度）下增加很大阻力，故常为某些飞机所采用。
目前有的飞机，只在靠近翼尖位于副翼之前设有缝翼，叫翼尖前缘缝翼。它的主要作用是在大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，从而提高副翼的效能，改善飞机的横侧面安定性和操纵性。
二、后缘襟翼
襟翼位于机翼后缘，叫后缘襟翼。它的种类很多，较常用的有：分裂襟翼，简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同时也增大阻力。所以多用于着陆。有的飞机为了缩短起飞滑跑距离，起飞也放襟翼，但放下角度很小。
（一）分裂襟翼
这种襟翼本身像一块薄板，紧贴于机翼后缘。放下襟翼，在后缘和机翼之间，形成涡流区，压力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流速增大，上下压差增大，既增大了升力，同时又延缓了气流分离。另一方面，放下襟翼，机翼剖面变得更弯曲，使上、下表面压力差增大，升力增大。由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效果相当好，一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低压力点的压力更小了，使气流更易提前分离，故临界迎角有所减小。
（二）简单襟翼
简单襟翼与副翼形状相似，放下简单襟翼，相当于改变了机切面形状，使机翼更加弯曲。这样，空气流过机翼上表面，流速加快，压力降低；而流过机翼下表面，流速减慢，压力提高。因而机翼上、下压力差增大，升力增大。可是，襟翼放下之后，机翼后缘涡流区扩大，机翼前后压力差增大，故阻力同时增大。襟翼放下角度越大，升力和阻力也增大得越多。
放下襟翼，升力和阻力虽然同时增大，但在一般情况下阻力增大的百分比要比升力增大的百分比要大些，所以升阻比是降低的。
在大迎角下放襟翼，机翼上表面最低压力点的压力，比后缘部分的压力小得更多。这更促机翼后部附面层中的空气向前倒流，迫使气流提早分离，而使涡流区扩大。因此，放下襟翼后，机翼的临界迎角要比不放时小些。
某飞机放下襟翼和未放下襟翼两种情况下的飞机极线。由曲线看出：放下襟翼后的升力系数和阻力系数普遍增大，最大升力系数增大，临界迎角减小，升阻比降低。
由于这种襟翼的增升效果不是很高，故一般多用于低速飞机，高速飞机很少单独使用。
（三）开缝襟翼
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼，一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙，下表面高压气流，通过缝隙高速流向上表面后缘，使上翼面附面层中空气流速加大，延缓了气流的分离，提高最大升力系数。另一方面，放下开缝襟翼，使机翼更加弯曲，也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好，最大升力系数一般可增大85-95%，而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。
有一种襟翼的工作原理与开缝襟翼非常相似。放下襟翼时，压缩空气从机翼转折部位喷出，吹掉后缘的涡流而增大升力。这时最大升力系数提高很多，而临界迎角降低较少。这种襟翼叫吹气襟翼。目前，某些高速喷气式飞机的薄机翼上，多采用这种襟翼。
开缝襟翼是利用气流通过缝隙来延缓气流的分离。但有一定限度，当襟翼的角度增大到一定时，机翼后缘仍会产生气流分离，使增升效果降低。若采用双缝襟翼，就可克服这个缺点。用双开缝襟翼，将有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙流向上翼面后缘，吹除涡流，促使气流仍然能贴着弯曲的翼面流动。这样，襟翼偏转到相当大的角度，还不至于发生气流分离，因而能提高增升效果。
双开缝后缘襟翼与单开缝后缘襟翼构造相似，只是有两个缝。在襟翼之前还有一小块翼面，因此放下时与机翼后缘构成两个缝。
若采用三缝和多缝襟翼，增升效果会更好，但构造复杂、故目前采用双开缝襟翼较为普遍。
（四）后退襟翼
放下后退襟翼，不仅能增大了机翼切面的弯曲度，而且还增大了机翼面积。故增升效果好。高速飞机采用较多。
（五）后退开缝襟翼
后退开缝襟翼和后退襟翼相似，也可后退。同时又和开缝襟翼相似，当襟翼处于后退位置时，它的前缘和机翼后缘形成一条缝隙。所以它兼有后退襟翼和开缝襟翼二者的优点，增升效果很好，现代高速和重型飞机广泛使用。
后退开缝襟翼有两种型式：一种叫查格襟翼。这种襟翼后退量不很多，机翼面积增加不很大。最大升力系数可增大110-115%。起飞时，襟翼下偏角度小，与翼间形成的缝隙大，这样可使阻力系数增加少，而升力系数增加却很多，有利于缩短起飞距离。着陆时，下偏角度大，而与翼间形成的缝隙小，这样阻力系数和升力系数都提高较多，有利于缩短着陆距离。另一种富勒襟翼。这种襟翼的后退量和机翼面积的增加都比查格襟翼多，而且后退到相当位置，与翼间形成的缝隙也更大，增升效果更好。其最大升力系数可增大110-140%但在下偏中，压力中心后移很多，操纵结构也更复杂，这是它的缺点。
三、前缘襟翼
位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。这种襟翼广泛用于超音速飞机上。因为超音速飞机一般采用前缘尖削，相对厚度小的薄机翼。在大迎角飞行，机翼上表面前缘就开始产生气流分离，最大升力系数大大降低。大迎角飞行时，放下前缘襟翼，一方面可减小前缘与相对气流之间的角度，使气流能够平顺地沿上翼面流过。另一方面也增大了翼切面的弯度。这样，气流分离就能延缓，而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。属于前缘襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼，装在前缘下部向前下方翻转，既增大机翼面积，又增大了翼切面的弯度，所以具有很好的增升效果，构造也很简单。这是最新研制的一种增升装置。波音喷气客机都使用了此种襟翼。
现代中型或大型客机和高速军用飞机，为提高增升效果，往往同时采用几种升装增置（叫组合式增升）。
来源：私人飞机网 编辑：张瑨瑄
