基本介紹
- 中文名：增升機翼
- 外文名：lift-rising wing
- 結構：放置增升裝置
- 類型：前緣襟翼、後緣襟翼等
- 原理：提高升力係數
- 學科：航空航天
簡介,增升原理,簡單襟翼,分裂襟翼,開縫襟翼,後退襟翼,放襟翼後飛機空氣動力的變化,
簡介
飛機升力的大小與飛行速度和升力係數有直接的關係，在飛行速度比較小的情況下，飛行員一般是通過增大迎角來增大升力係數。但迎角過大，飛機的穩定性和操縱性顯著變差，迎角超過臨界迎角後，飛機會失速，甚至會危及飛行安全，所以通過增大迎角而增大升力要受到一定的限制。因此，需要在飛機機翼上安裝增加升力的裝置（即增升裝置）來構成增升機翼。它的作用是提高飛機的升力係數，以此來降低飛機起飛離地和著陸接地速度，縮短起飛著陸滑跑距離和改善飛機的機動性能。
襟翼是常用的一種增升裝置，通常所說的襟翼，指的是後緣襟翼。襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、後退襟翼等多種形式。
增升原理
簡單襟翼
簡單襟翼的形狀與副翼相似(圖1)。放下簡單襟翼，相當於改變了機翼的剖面形狀，增大了翼型的相對彎度。因此，各迎角下的升力係數普遍提高。
圖1 簡單襟翼
簡單襟翼結構簡單，缺點是放下襟翼後，機翼後緣渦流區擴大，使臨界迎角減小、壓差阻力增大，同時隨升力係數增大，誘導阻力係數也增大了，因而升阻比降低。
分裂襟翼
分裂襟翼是從機翼後緣下表面分裂出來的一部分翼面(圖2)，放下分裂襟翼，不僅機翼下表面氣流更加受阻，壓力增大，而且在襟翼和機翼下表面後部之間形成渦流，使機翼後緣附近壓力降低，吸引機翼上表面氣流加速流動。因此，增升效果比簡單襟翼強，其缺點與簡單襟翼類似，臨界迎角和升阻比都減小，由於其結構簡單，常用於小型飛機。
圖2 分裂襟翼
開縫襟翼
開縫襟翼是由簡單襟翼改進而來(圖3)。放下開縫襟翼，在增大翼型相對彎度的同時，襟翼前緣與機翼後緣之間形成縫隙，空氣從下表面通過縫隙流向上表面，可以吹除機翼後部的渦流，與無縫隙相比，可延遲氣流分離，因此，增升效果好於簡單襟翼。
圖3 開縫襟翼
為了進一步提高開縫襟翼的增升效果，襟翼放下之後，襟翼本身又展開成一個開縫翼，因而形成兩條縫隙，這種襟翼稱為雙縫襟翼(圖4)。放下雙縫襟翼，有更多的高速氣流通過兩道縫隙流到上翼面，增加邊界層能量，可使氣流分離推遲到更大的襟翼偏度。此外，放下雙縫襟翼，襟翼還向後滑動，增大了機翼的面積。因此，雙縫襟翼有更好的增升效果。
圖4 雙縫襟翼
後退襟翼
後退襟翼的特點是襟翼在向下偏轉增大相對彎度的同時，還能向後滑動，增大了機翼面積。因此，增升效果比上述各種襟翼的效果都強(圖5)。
圖5 單縫後退襟翼
圖6是某教練機放襟翼和未放襟翼的升力係數曲線，從圖6中可以看出，同一迎角下，放襟翼的升力係數比未放襟翼的增加很多。
圖6 某教練機升力係數曲線
放襟翼後飛機空氣動力的變化
放襟翼後，不僅同一迎角下的升力係數普遍提高，而且，阻力係數、升阻比、壓力中心、零升迎角、臨界迎角、最大升力係數等也隨之變化。
（1）零升迎角減小。如圖6所示，放下襟翼，同一迎角下的升力係數增大，致使零升迎角減小。但升力係數曲線斜率基本不變。
（2）臨界迎角減小。在大迎角下放襟翼，機翼上表面最低壓力點的壓力更小，逆壓梯度增大，邊界層氣流倒流增強，導致機翼在較小迎角下形成強烈的氣流分離，引起升力係數減小。這就是說，放襟翼後的臨界迎角比不放襟翼的小。但是，最大升力係數卻是增大的。
（3）阻力係數增大。原因有兩方面：一是放下襟翼後，升力係數增大，有效展弦比減小，而誘導阻力係數與升力係數的平方成正比，與展弦比成反比，所以誘導阻力係數增大；二是在大迎角下放下襟翼，機翼後緣渦流區擴大，導致黏性壓差阻力係數也增大。
圖7 某教練機的極曲線
（4）升阻比減小。在常用的迎角範圍內，放下襟翼後，阻力係數增大的比例大於升力係數增大的比例。圖7為某教練機放35°襟翼和未放襟翼的極曲線，從圖7中可以看出，放襟翼後，曲線右移較多，說明增加相同的升力係數時，阻力係數增加較多。因此，一般情況下，升阻比是減小的。
（5）壓力中心後移。如圖8所示，放下襟翼後，機翼下表面的正壓力和上表面的吸力都增大，但襟翼所在的機翼後部，機翼上下表面壓力差增加得更為明顯，因而機翼後的升力增加得更多一些，導致壓力中心後移。
圖8 放襟翼和未放襟翼的壓力分布
