飛機增升裝置設計指南

A. 陳迎春的介紹

1961年2月生，博士、教授、博士生導師，1983年本科畢業於西北工業大學，1988年碩士、2007年博士畢業於北京航空航天大學。現任中國商用飛機有限責任公司科技委常委、C919大型客機常務副總設計師，研究員，博士生導師，973項目首席科學家，享受國務院特殊津貼，中國力學學會、中國空氣動力學會理事，中國航空學會總體專業委員會副主任、空氣動力學專業委員會副主任、學術工作委員會委員，上海市力學學會常務理事、流體專委會主任。長期從事飛機總體氣動設計工作，主要參加和主持了「飛豹」、 MPC-75、AE100、小鷹-500、ARJ21、C919等型號飛機的研製和有關國際合作，主持多項國家和部級預研課題，主持973項目研究。在民用飛機研製過程中，創立我國民機增升裝置、構型管理、系統綜合與集成、經濟性設計等設計研究專業領域，支持和推動力學、飛機空氣動力學、飛行力學、計算流體力學、實驗流體力學等學科專業的發展。主編出版了《民用飛機總體設計》、《大型客機計算流體力學應用與發展》、《大型客機設計製造與使用經濟性研究》、《航空發展的歷程與真相》、《雅克-42M和雅克-242飛機草圖設計》、《現代飛機的空氣動力設計》、《商用飛機專業術語》等專著和航空工業標准《飛機增升裝置設計指南》。近年來獲得國防科學技術一等獎1項、二等獎1項、三等獎3項；部級科技進步二等獎1項、三等獎2項；榮立部級一等功1次、二等功5次、三等功2次。

B. 飛機的增升裝置是什麼

後緣襟翼可以增加機翼的彎曲程度，或者增加機翼面積，或者開縫使機翼下表內面氣流流到上表面，容機翼的迎角可以增加的更大。
前緣襟翼主要是增加機翼的彎曲程度。
前緣縫翼也是使機翼下表面氣流流到上表面。
增升裝置一般是以上一種或幾種裝置的組合，作用是減速增升。縫翼一般只在低速時有增升效果，在高速時反而會減小升力。

好聽的假話 對不住啦

C. 什麼是飛機的增升裝置

飛機的升力主要隨飛行速度和迎角的變化而變化。如果以小速度飛行，則要求較大的升力系內數和迎角，機翼容才能產生足夠的升力來維持飛機飛行。用增加迎角的方法來增大升力系數從而減小迎角，是有限的。因為飛機的迎角最多隻能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時仍能產生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數的裝置，即增升裝置。目前使用比較廣泛的增升裝置有前緣縫翼，前緣襟翼，後緣襟翼等。
前緣縫翼位於機翼前緣，打開時使下翼面的高壓氣流流過縫隙貼近上翼面流動，能延緩大迎角狀態下機翼上表面的氣流分離，提高了最大升力系數和臨界迎角。但是在迎角較小時，打開前緣縫翼反而會使上下翼面壓強差減小，從而降低升力系數。
前緣襟翼可以減小大迎角狀態下機翼前緣與相對氣流之間的夾角，延緩氣流分離，又能增大機翼彎度，使最大升力系數和臨界迎角增大。
後緣襟翼位於機翼後緣，有分裂襟翼、簡單襟翼、開縫襟翼、後退襟翼，後退開縫襟翼幾種。放下後緣襟翼，即增大升力系數，同時也增大了阻力系數。

D. 飛機起飛爬升的四個階段是什麼

起飛過程常分為地面滑跑、離地、加速平飛和爬升至安全高度4個階段。

起飛滑跑距離──自起飛線至飛機離地點的距離；離地速度──主輪離開地面瞬間飛機的水平速度；起飛距離──自起飛線至安全高度所經過的水平距離。

隨著飛機向高速化、重型化方向發展，離地速度顯著增加，跑道長度和起飛距離相應加長。大氣溫度、壓強、跑道狀況以及駕駛技術都影響飛機的起飛性能。

逆風起飛、增大發動機推力、減小機翼載荷、採用增升裝置等，可以縮短滑跑距離和改善起飛性能。重型飛機有時採用起飛加速器縮短起飛滑跑距離。艦載飛機利用彈射器實現短距起飛。此外，還可直接由動力裝置或由動力裝置帶動旋翼、螺旋槳、風扇來產生推力升力，以支持飛機重量，實現垂直起飛。

(4)飛機增升裝置設計指南擴展閱讀：

飛機在某一高度上，以最大油門狀態，按不同爬升角爬升，所能獲得的爬升率的最大值稱為該高度上的「最大爬升率」。以最大爬升串飛行時對應的飛行速度稱為「快升速度」，以此速度爬升，所需爬升時間最短。

飛機的爬升性能與飛行高度有關，高度越低，飛機的最大爬升率越大，高度增加後，發動機推力一般將減小，飛機的最大爬升率也相應減小。達到升限時，爬升率等於0。

以F-16戰斗機為例，該機在海平面的最大爬升率高達305米/秒，高度1000米時，降至283米/秒，高度為10000米時，則降至100米/秒，當高度達到17000米時，其最大爬升率只有12米/秒。

E. 飛機增升裝置的基本原理是什麼

增升裝置的原理： 增升裝置的目的是增大最大升力系數。

機翼增升裝置可以通過改善氣迴流狀況和增加升力答，在飛機起飛、著陸或低速機動飛行時增加機翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。用增大迎角的方法來增大升力系數，從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多隻能增大到臨界迎角。

飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化，在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產生足夠升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機翼才能產生足夠的升力來維持飛行。

因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產生足夠的升力，有必要在機翼上裝設增大升力系數的裝置。增升裝置用於增大飛機的最大升力系數，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。常用的增升裝置主要有前緣縫翼和前後緣襟翼、吹氣襟翼等等。

(5)飛機增升裝置設計指南擴展閱讀：

增升裝置主要是通過三個方面實現增升：

1、增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強差。

2、延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數。

3、增大機翼面積。

F. 增升裝置用於飛機的巡航飛行有影響嗎

飛機飛行有很多抄速度限制，規襲定了什麼速度能做什麼不能做什麼。

對於襟翼，飛機上有最大襟翼速度，超過這個速度，襟翼就會受損。而且在巡航階段，飛機的速度很大，通過襟翼來增升的代價就是阻力也大大增大，所以巡航過程中打開增升裝置，既不安全，也不經濟。

G. 垂直/短距起降戰斗機引射增升系統的工作原理和裝置是怎樣的

空軍之翼上《像鳥兒一樣騰飛》介紹有，轉載西西河的：

「比升力風扇上更「優美」的是所謂引射增升（ejector）。引射是貝努力原理的一個應用，如果對文丘里管（背對背的喇叭口）吹入高速氣流，在文丘里管的喉部會產生低壓，這個低壓會拉動文丘里管外上游的空氣，和吹入氣流混合，一起噴出文丘里管，最後文丘里管出口的氣流流量大於吹入的氣流。工業上常用這個原理，將大型容器內的氣體抽吸出來。理論和實驗證明，拉動氣流和吹入氣流之比可以達到1.5-2：1，如果在機身或機翼上安裝引射裝置，就可以用較少的噴氣發動機引出高壓氣流，產生較大的直接升力，這就是引射增升的基本道理。和直接採用旋翼/螺旋槳/風扇的方案相比，引射增升容易和機體氣動外形實現保形，減小正常飛行時的氣動阻力；引射裝置的布置比較靈活；引射的排氣和周圍的冷空氣混合，溫度、速度大大降低，對跑道或甲板的燒蝕較小，發動機吸入廢氣的影響也小一些。」

「XFV-12的前後左右的引射增升裝置控制俯仰和橫滾，引射增升裝置下方下洗氣流中的控制面控制偏航。考慮到實際氣動損失和不完全混合，實驗室規模的XFV-12引射系統可以達到55%的增升率，也就是說，1份吹氣可以拉動0.55份環境空氣，但實際試飛時，主翼的引射裝置只達到可憐的19%的增升率，鴨翼只達到幾乎可以忽略不計的6%，遠遠沒有達到設計要求。在計劃大大超時超支後，海軍的戰略也轉為「向大甲板航母一邊倒」，XFV-12就此下馬了。」

學過高中物理就知道伯努利方程：p+ρgz+(1/2)*ρv^2=C，根據這個方程，流速高處壓力低，流速低處壓力高。美國人的想法就是利用這個原理，在XFV-12垂直起降時閉合F-401發動機的噴口，然後從主燃燒室引導出多股熱燃氣流，每股燃氣流流出鴨翼或主翼上的噴口時，按引射增升原理造成機翼下部氣流高速流動。這樣，向下方噴射的氣流加上形成的的上下機翼表面壓力差就能使整架飛機產生足夠的垂直升力。不過這僅僅是理論上而已，在實際試飛時增升率太低造成實驗失敗，我個人的理解是實際情況遠遠復雜過實驗風洞的模擬狀況，氣流極為紊亂，無法集中方向流動，普通飛機在向前飛行時能順利產生正升力是因為飛機和空氣間的相對速度保證了飛機對於氣流的控制性，而XFV-12在原地起飛時卻無法達到這種效果，甚至遠遜於直接採用向下噴氣的鷂式飛機（估計也有地面效應的因素在內，引射增升不能有效地控制燃氣流和燃氣流帶來的引射氣流）較為經典的例子還有俄羅斯的An-72/74運輸機，直接在機翼前方放置發動機，利用噴氣強制產生引射增升效應，不過那也是在有發動機噴口限制燃氣流和飛機有足夠相對速度的情況下的。

總而言之，XFV-12是理論實驗和實際運用嚴重脫節的典型體現，如果要獲得成功，估計得加上驅動風扇來調節引射氣流，並調整增升機翼的設計，不過這樣一來相比鷂式就沒有什麼優勢了。科學就是這樣，引射增升看起來很美好，可惜有太多不可控因素，因而實際效率遠低於人們的預期。

H. 大型飛機機翼上的增升裝置通常有哪三種

大型飛機機翼上的增升裝置有前緣襟翼、前緣縫翼和後緣襟翼。

I. 副翼是增升裝置嗎

副翼不是增升裝置，常用的增升裝置主要有前緣縫翼和後緣襟翼。

副翼是指安裝在機翼翼梢後緣外側的一小塊可動的翼面。為飛機的主操作舵面，飛行員操縱左右副翼差動偏轉所產生的滾轉力矩可以使飛機做橫滾機動。翼展長而翼弦短。

副翼的翼展一般約占整個機翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個機翼弦長的1/5到1/4左右。

副翼反效

偏轉飛機副翼能產生滾轉力矩，使飛機滾轉。由於機翼的彈性，副翼產生的力矩作用在機翼上也會使機翼向與副翼偏轉的相反方向變形扭轉，改變機翼的攻角，從而在氣動力的作用下產生一個與副翼產生的滾轉力矩方向相反的力矩。

當飛行速度達到某一值時，操縱副翼產生的滾轉力矩與機翼上氣動力引起的彈性變形產生的力矩相互抵消，就會使副翼失效（即副翼效應為零），飛機無法操縱。這時的飛行速度稱為反效速度。量規的設計尤為重要。

當飛行速度繼續提高，超過反效速度，操作副翼產生的滾轉力矩將小於在氣動力作用下因機翼變形而產生的反方向力矩。此時副翼效應為負而起相反的作用。——這種情況就被稱作「副翼反效」 。

J. 如何提高飛機的升阻比

升力與阻力之間不是一個簡單的線性關系，因此樓主的問題沒有意義！
對於低速飛行器，阻力特專性屬沒有特別要求，為了有良好的可操縱性，飛機要盡可能提高升力系數，因此常常設計成大展弦比，平直機翼或小後掠角機翼甚至雙層機翼，這種飛機有良婦的低速特性，哈此可不用安裝前緣襟翼等增升設備以減輕構件質量！

對於高速飛行器來說空氣阻力特性較明顯，過大的氣動力不僅消耗飛機發動機的推力，而且容易使機體應力疲勞發生解體事故，常採用大後掠角，低展弦比，厚度較薄的機翼，蜂腰機體構型，細長機身，全動式水平尾翼，這樣的設計在高速飛行時的升力特性能夠滿足滯空的要求，但低速時就會不足，因此還會有襟翼，縫翼等增升裝置，有的還設計成可變後掠角用以適應不同飛行速度時的升力要求，或雙三角翼設計！