增升裝置機構設計

1. ARJ21飛機的具體研製過程 研發機構 和生產機構

新型渦扇支線飛機ARJ21是中國首架擁有自主知識產權的渦扇支線飛機，適應以中國西部高溫高原機場起降和復雜航路越障為目標的營運要求。ARJ21飛機擁有支線客機中最寬敞的客艙，為乘客提供更多的行李空間和舒適的乘坐環境。ARJ21飛機從開始設計就對全壽命成本（LCC）進行嚴格控制,最大限度降低維護成本，提高飛機的使用經濟性。ARJ21飛機與150座級干線飛機具有相近的飛行性能和相媲美的舒適性，同時在駕駛艙人機界面、維護人機界面和相應操作程序方面盡量保持共通性，從而可降低航空公司飛行員換裝培訓成本，提高飛機調配使用的靈活性。ARJ21飛機還將向系列化方向發展，擁有ARJ21基本型、加長型、貨機和公務機四種機型。
ARJ21飛機採用每排五座雙圓剖面機身、下單翼、尾吊兩台以CF34-10A先進渦扇發動機為動力的短涵道分離流（SDSF）動力裝置、高平尾、前三點式可收放起落架布局。駕駛艙採用兩人制，航電系統採用先進匯流排技術、LCD平板顯示並綜合化，常規機械系統採用國際成熟的先進技術。採用較大後掠角的超臨界機翼和一體化設計的翼梢小翼以獲得較高的巡航升阻比，從而降低巡航阻力、改善使用經濟性。次要結構採用復合材料以降低結構重量。
ARJ21項目採用廣泛合作的方式，飛機機體各部分分別在國內四家飛機製造廠生產，發動機、航電、電源等系統全部通過競標在全球范圍內采購，其中也有許多系統零部件、產品在中國生產製造。預計第一架ARJ21飛機將在2009年第三季度正式投入運營。
翔鳳支線飛機，最早被稱為ARJ21，是「Advanced Regional Jet」的簡寫，即「21世紀新一代支線飛機」。是由中航商用飛機有限公司研製的支線飛機。除飛機引擎由通用電氣公司提供外，翔鳳是中國第一次完全自主設計並製造的支線飛機。預計於2008年進行第一次試飛，在次年取得適航證後，將交付客戶投入商業運營。ARJ21有四種容量不同的機型，客機型大約能設置70～100個座位。計劃於2002年開始，預計2009年初將投入大規模生產。2007年12月20日宣布，中文名字最終確定為「翔鳳」。
翔鳳支線飛機（ARJ21）是一種九十座級、以渦扇發動機為動力，滿座航程為二千海里的中短程支線飛機。2003年12月，該飛機分別在成都、沈陽、西安和上海四家飛機主機廠同時開工進行零件製造，並採用「異地設計、異地製造」的全新運作機制和管理模式，開始了中國首架擁有自主知識產權民用飛機的研發製造歷程。
據介紹，與國外同類支線飛機相比，翔鳳的設計以格爾木機場和九黃機場（九寨黃龍機場）作為設計臨界條件，並用西部五十七條航線來檢驗飛機的航線適應性。其標准遠高於國外飛機所選用的美國丹佛機場條件，能保證飛機在國內絕大多數機場滿載起降。
據有關人士透露，按照計劃，翔鳳飛機總裝將於2007年3月開始，在2007年底前完成總裝並噴漆，2008年3月實現首飛。到目前為止，山東航空、上海航空、廈門航空等公司已先後與中國一航簽下了七十一架ARJ21飛機的先期訂單。2009年，中國旅客可望乘上中國人自己造的飛機。
翔鳳是70～90座級的中、短航程渦扇支線飛機，採用每排五座雙圓切面機身、下單翼、高平尾、前三點式可收放起落架、尾吊兩台發動機布局。所選裝的發動機具有低油耗、低雜訊、可靠性高、維修方便的特點。駕駛艙採用兩人制，航電系統採用匯流排技術、LCD平板顯示並高度綜合化，機械繫統採用國際成熟的先進技術。
翔鳳飛機採用了多專業綜合優化設計的、較大後掠角的超臨界機翼和與機翼一體化設計的翼梢小翼，使飛機在設計巡航重量范圍內的巡航性能得以提高；高效的增升裝置使ARJ21飛機具備優異的低速性能；同時，超臨界機翼的應用，使機翼的相對厚度增大，從而減輕機翼結構重量和加大機翼油箱容量。採用此項技術，在提高飛行品質的同時，也降低了油耗，加大了航程能力和商載能力。
2002年1月，ARJ21飛機項目啟動。
2003年6月30日，ARJ21飛機完成預發展階段的總體方案設計。
2006年4月，ARJ21飛機由詳細設計階段轉入全面試制階段。
2006年6月，一航沈飛ARJ21飛機數控零件開工生產。
2006年8月12日，中國一航新支線飛機項目指揮部在北京成立。
2006年9月9日，一航西飛在西安順利交付首架ARJ21飛機的第一個大部件——前機身段。這是新支線項目研製轉入全面試制階段後實現的第一個標志性節點目標。
2006年11月4日，ARJ21飛機航電系統綜合試驗啟動成功。
2006年11月16日，一航西飛提前3周交付首架ARJ21飛機的中後機身上部組件。
2006年11月23日，首架ARJ21飛機發動機吊掛在一航沈飛提前交付，打破了飛機吊掛只能從國外購買的歷史；
2006年12月20日，首架ARJ21飛機機頭在一航成飛順利交付；
2006年12月27日，首架ARJ21中後機身下部在一航西飛提前交付；
2007年3月7日，一航西飛順利交付首架ARJ21機翼和中機身部件，它是新支線飛機製造最為復雜的大部件，標志整個ARJ21飛機研製取得重大突破性進展，為整機總裝的全面展開提供了有力的保障；
2007年3月13日，一航沈飛順利交付首架 ARJ21的最後一個大部件——飛機尾段。至此，ARJ21飛機機頭部件、前機身段、機翼、中機身、中後機身，尾段等大部件均已到位，ARJ21新支線飛機全面總裝蓄勢待發。
2007年3月30日，首架ARJ21飛機總裝在上海開始總裝，同時全面啟動系統綜合試驗。項目進入全面總裝、試驗、試飛、取證階段。
2007年9月底，首架ARJ21靜力試驗機完成總裝。
2007年12月21日，首架ARJ21飛機總裝下線。
原定2008年3月，首架ARJ21飛機將進行首飛，後由於關鍵設備延期交付，首飛也將順延。
2009年第三季度，ARJ21飛機適航取證並交付用戶。
ARJ21全球製造商列表：
發動機/短艙 GE
系統 供應商
航電系統 Rockwell Collins
電源系統 Hamilton Sundstrand
APU Hamilton Sundstrand
高升力系統 Hamilton Sundstrand
液壓系統 Parker Hannifin Corporation
燃油系統 Parker Hannifin Corporation
空氣管理系統 Liebherr Aerospace SAS, Toulouse
起落架系統 Liebherr Aerospace GmbH, Lindenberg
發動機振動監測儀 Vibro-Meter SA
發動機介面控制裝置 Vibro-Meter SA
系統 供應商
主飛行控制系統 Honeywell-Parker
駕駛艙控制系統 SAGEM SA
防火系統 Kidde Aerospace
照明系統 Goodrich Hella Aerospace
內裝飾系統 FACC
控制板組件 EATON
水/廢水系統 Envirovac Inc.
應急撤離系統 Air Cruisers
氧氣系統 B/E Aerospace Inc.
駕駛員座椅 Zodiac Sicma Aero Seat
風檔玻璃和通風窗 Saint-Gon-Sully
風檔溫控和雨刷系統 Rosemount Aerospace INC
風門作動器 MPC Procts Corporation
機體 供應商
機翼 西安飛機公司
機頭 成都飛機公司
前機身 西飛飛機公司
中機身 西安飛機公司
後機身 沈陽飛機公司
垂尾和方向舵 沈陽飛機公司
掛架 沈陽飛機公司
平尾和升降舵 上海飛機公司
雷達罩 濟南特種結構研究所
總裝 上海飛機公司
ARJ－21協作廠商列表：
動力裝置 供應商
發動機 美國通用電氣發動機集團
航電系統 美國洛克韋爾柯林斯公司
電源系統 美國漢米爾頓標准公司
輔助動力 美國漢米爾頓標准公司
高升力系統 美國漢米爾頓標准公司
液壓系統 美國派克漢尼芬公司
燃油系統 美國派克漢尼芬公司
空氣管理系統 德國利勃海爾空間公司
發動機振動監測儀 瑞士振動測量儀公司
發動機介面控制裝置 瑞士振動測量儀公司
主飛行控制系統 美國霍尼威爾公司
駕駛艙控制系統 法國薩吉姆公司
機翼 西安飛機公司
機頭 成都飛機公司
前機身 西飛飛機公司
中機身 西安飛機公司
後機身 沈陽飛機公司
垂尾和方向舵 沈陽飛機公司
掛架 沈陽飛機公司
平尾和升降舵 上海飛機公司
雷達罩 濟南特種結構研究所
總裝 上海飛機公司

2. 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。

3. 空客320採用的尾翼形式，機身構造，增升裝置

摘要 您好 親 機翼： 翼型：D57S翼型 上反角：5°6' 1/4舷線後掠角：25° 前緣後掠角：28° 尾翼： 平尾： 翼型：反彎度翼型 上反角：6°， 後掠角：28° 全動平尾偏度：+4°～-13.5° 垂尾： 後掠角：35° 起落架： 前輪尺寸：32×11.5-15 主輪尺寸：49×19-20 門： 客艙門：高1.83米，寬0.81米 貨艙門：高1.249米，寬1.82米 噪音（以200型為例）： 起飛噪音：88.0分貝 側向噪音：94.4分貝 進場噪音：96.2分貝

4. 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。

(4)增升裝置機構設計擴展閱讀：

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。

5. 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。

6. 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

7. 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。

8. 氣動增升裝置的原理是什麼分析富勒襟翼的增升原理。

氣動增升裝置的原理：用增加機翼彎度，面積和延遲氣流偏離的方法來增加升力。
富勒襟回翼的增升原理：富答勒襟翼是一種後腿式開縫襟翼。使用時襟翼沿滑軌後退，同時下偏，這樣既增加了機翼彎度，又增加了機翼面積，並且機翼下邊的氣流通過縫隙吹走機翼上邊後緣的渦流，增升效果明顯

9. 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。

10. 中國從烏克蘭獲得哪一架蘇33原型機

殲-15是中國參考從烏克蘭獲得蘇-33戰斗機原型機T-10K-3號機以國產殲-11戰斗機為基礎進而研製和發展的重型雙發艦載戰斗機，該機研製由中國航空工業集團公司沈陽飛機工業集團承擔。殲-15在戰斗機世代劃分上屬於第四代戰斗機改進型，即第四代半戰斗機。擁有可折疊機翼的殲-15在外形上與俄制蘇-33非常相似，但殲-15融合了殲-11B的技術。在殲-11的基礎上新增鴨翼、配裝2台大功率發動機，實現了機翼折疊，全新設計了增升裝置、起落裝置和攔阻鉤等系統，使得飛機在保持優良的作戰使用性能條件下， 實現了著艦要求的飛行特性。
蘇33（蘇霍伊蘇-33）是蘇聯蘇霍伊設計局（現俄羅斯航空製造集團聯合體）在蘇-27的基礎上為蘇聯/俄羅斯海軍研製的雙發重型艦載戰斗機。蘇-33在戰斗機世代劃分上屬於第四代戰斗機改進型，即第四代半戰斗機。蘇-33繼承了蘇-27家族優異的氣動布局，實現了機翼折疊，新設計了增升裝置、起落裝置和著艦鉤等系統，使得飛機在保持優良的作戰使用性能條件下，實現了著艦要求的飛行特性。
兩者在外觀上，也就是空氣動力學外型上沒有改變，但採用了不同的發動機、航電設備、武器配備。