翼型高低速性能優化及其對增升裝置設計影響

㈠ X-31A驗證機的設計特點

X-31A的設計方案是在美國的HiMAT高機動遙控研究機項目和德國航宇公司TKF-90項目的研究成果基礎上提出的，方案設計從1986年底開始，1987年8月完成，共製造了兩架飛機（稱為1號機和2號機）。其中氣動外形及結構設計由美國羅克韋爾國際公司負責，飛行控制系統及進氣道的設計則由德國航宇公司（戴姆勒-賓士航宇公司）負責。
◎X-31A的氣動布局設計：
X-31A採用鴨式布局，主翼為雙三角形下單翼。我們知道，三角翼的通常具有小展弦比和大後掠角，具有跨音速氣動特性良好，隨著飛行馬赫數變化氣動中心的移動小，此外有較好的強度、剛度和重量特性，已被超音速飛機廣泛採用；但是，對於X-31A而言，三角翼相對於平直機翼和普通後掠翼最大優勢是失速迎角大，在大迎角飛行時能仍能保持較大的升力，因此三角翼的選擇對X-31A的超音速飛行和大迎角機動是非常適合的。當然三角翼也有其固有的一些缺點，比如三角翼「升力系數—迎角」曲線斜率低，即在一定迎角范圍內，其升力系數隨迎角的增大增加得比較緩慢，因此對飛機的亞音速飛行性能和著陸、起飛性能都帶來不利影響。此外，在迎角較大時將產生強烈的下洗氣流，這將對平尾在大迎角下配平性能得發揮產生不利影響，這是X-31A採用鴨式布局的原因之一。其主翼內外側後掠角不同，內段1/4弦線後掠角為48°6ˊ，外段機翼1/4弦線後掠角為36°36ˊ，可兼顧高低速飛行性能，比一般的三角翼具有更好的大迎角飛行性能。 此外，X-31A機翼還採用了氣動扭轉和幾何扭轉，以防止大後掠角時翼尖失速，而主翼採用下單翼布置則是考慮到主翼與鴨式布局前翼的相互影響。
X-31A的鴨翼為全動式，偏轉角范圍是-55度（前緣向下）到+20度。當X-31A做大強度的機動動作如上仰、小半徑盤旋時，鴨翼和主翼上都會產生強大的渦流，兩股渦流能在主翼上相互耦合和增強，產生比常規布局更強的升力。除了提高升力外，鴨翼還用於改善跨音速過程中安定性急劇下降的問題，同時也可減少飛機的配平阻力(有利於超音速空戰)，此外，鴨翼還可在降落時偏轉一個很大的負角，起到減速板的作用。鴨式布局的難點是鴨翼位置的選擇以及大迎角俯仰力矩上仰的問題。因鴨翼產生的升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角時上仰嚴重，對於無尾飛機而言，如何保證在大迎角具有足夠的低頭力矩成為難題，X-31A由於推力矢量技術的應用，使該問題得以解決。
X-31A機翼的平均上反角為0度，翼型採用羅克韋爾國際公司的跨音速翼型，相對厚度為5.5%。機翼上反角具有橫向靜穩定的作用，而飛機的穩定性與機動性是相互對立的，穩定性好則意味著機動性差，這便是X-31A取0度上反角的理由；翼型相對厚度的選擇主要考慮阻力的影響，亞音速狀態下對阻力影響不大，但在跨音速時波阻增加大約與相對厚度的平方成正比，因此應盡量選擇相對厚度較小的翼型，但不能太小，否則影響結構高度及機翼的可用容量，所以超音速戰斗機機翼相對厚度一般在4%～6%之間。可見X-31A的翼型可保證它在低速大迎角機動和超音速飛行時都具有較低的阻力。
X-31A機翼前緣布置有兩段前緣襟翼，後緣有兩段襟副翼（用於增升和進行滾轉控制）。前緣襟翼當X-31A大迎角機動動作時可將其向下偏轉，這樣大大減小了機翼前端的局部迎角。可對前方來流進行導流，保證機翼前緣氣流不分離，防止過早發生失速。此外，飛行員可通過飛行控制計算機操縱直接按鈕，同向偏轉襟副翼，如果產生附加的俯仰力矩，水平前翼就會在飛行控制計算機的指令下自動作相應的偏轉，產生等值、反向的俯仰力矩以保持迎角不變(即自動進行俯仰軸力矩配平)，在整個控制過程中，駕駛桿和桿位移都不發生變化，由於這種運動方式飛機無需改變迎角便可上升或下降，所以適用於俯仰姿態的修正。在飛機橫向平移過程中，飛行控制計算機還會指令襟副翼偏轉，產生適當的偏轉力矩和滾轉力矩，以保持飛機的機頭方向和水平姿態不變。
◎X-31A的動力裝置與推力矢量設計：
推力矢量技術是指通過偏轉發動機噴流的方向獲得額外操縱力矩的技術。普通飛機通常在小迎角下飛行和作戰，在這種狀態下飛機的機翼和尾翼都能夠產生足夠的升力，因此其操縱面的效率足以保證飛機機動的需要；當飛機迎角增大時，由於氣流分離等因素的影響，飛機升力面將不能產生足夠的升力以保持對飛機姿態的控制，此時即使飛機發動機工作正常，也無法使飛機在空中保持平衡。然而當飛機採用
（俯仰）推力矢量技術之後，由於發動機噴管了上下偏轉，這樣產生的推力可不通過飛機的重心，從而形成可控制飛機俯仰姿態的俯仰力矩，此時推力就發揮了和飛機升降舵相同的作用（它們的本質區別在於前者是一種直接力控制手段）。由於推力的產生只與發動機有關系，所以只要發動機能在超過失速迎角的條件下工作，推力就能夠為飛機提供配平力矩（但若要在此狀態下保持穩定飛行，則要求機翼此時仍能產生足夠升力）。
採用推力矢量技術後，飛機由這種直接力控制方式提供的控制力矩不受飛機本身姿態的影響，可以保證飛機在操縱舵面幾近失效的低速、大迎角條件下利用推力矢量提供的額外操縱力矩來控制飛機機動，第四代戰斗機基本的4S要求中包括「超機動性」（其它3S為隱身、超音速巡航和短距起降），因此推力矢量技術是第四代戰斗機的重要技術特徵之一。
目前，推力矢量技術已經發展出現許多不同的形式，主要包括折流瓣式偏折噴口、二元推力矢量噴管和元維推力矢量噴管這三種，其中二元推力矢量噴管無法提供偏航控制力矩，而三元推力矢量噴管可向任意方向推進，提供飛機任意方向的推力矢量，但其噴口設計復雜，目前仍是許多國家的研究重點。
X-31A採用的是折流瓣式偏折噴口，3塊碳-碳導流葉片繞發動機圓周對稱配置，每枚導流葉片的受高溫區都包敷著碳化硅面層，且均由單獨的致動裝置驅動。1號葉片正好處於垂直尾翼的下面，由於它靠近抗螺旋傘，故僅限於向外偏轉7度。2號和3號導流葉片位於機身的下半部中間位置，把它們打開到60度的最大外側位置時可充當減速板使用。通過偏轉導流葉片來提供俯仰和偏航所需的控制力。最大偏轉角度為35度，但由於它不像二維和三維推力矢量噴管那樣「包覆」住噴流，所以在大多數情況下最大隻能將氣流方向改變而15度，而在某些低能量狀態以及發動機尾噴口面積較小的情況下氣流改變還達不到15度。導流葉片的液壓驅動器理論上可使葉片達到80度/秒的最大偏轉角速度，但是X-31A飛控軟體將每枚葉片的偏轉角速度上限設置在60度/秒，這是因為大迎角飛行時飛機各個液壓操縱面均要產生動作，能分配給導流葉片做偏轉的液壓動力並不足以達到80度/秒的偏轉角速度。X-31A的導流葉片與尾噴流的偏轉角速度之比大致為1.5比1，因此其推力矢量的偏轉角速度最大可達40度/秒。
X-31A導流葉片偏轉角度大小是與可用推力成反比（這是顯然的,因為低能量情況下要產生等量的控制力矩，導流葉片就必須偏轉更大的角度以使尾噴流方向改變得更多）。在X-31A得飛控系統中，推力由發動機尾噴口面積，油門桿角度(PLA)與發動機增壓比來進行估算，這種估算的准確性對推力矢量控制系統的輸出—即燃氣舵的偏轉量是至關重要的，因為如果推力估算過大將使導流葉片的偏轉不到位，達不到機動動作的要求，甚至可能使飛機陷入危險；反之就將導致偏轉過量，產生不希望的動作。當不需要推力矢量時，飛行控制系統由發動機尾噴口面積與發動機增壓比計算出尾噴口羽狀氣流邊界的大小，並據此將導流葉片調整到尾噴流邊界處，以確保在必要時燃氣舵的偏轉能夠及時得產生所需的矢量推力。
X-31A的這種推力矢量控制方式的缺點是相當明顯的，首先它的導流葉片在同時偏轉26度以上可能發生相互碰撞，因而必須在控制軟體中做適當的設置，這和尾噴口羽狀氣流邊界的計算一樣，導致該機推力矢量的控制律和與飛行控制系統的結合相當復雜（控制律和與飛行控制系統的結合是推力矢量控制能夠實用的最關鍵因素之一），如果採用二元或者三元推力矢量噴口的話這些問題就可以到得到很好的解決；其次是導流葉片本身的使用能力問題，試驗發先若在F404-GE-400發動機穩定運轉30秒後將燃氣舵內偏5度，僅僅10秒後導流葉片就必須外轉10度（即轉到尾噴口外側5度）冷卻15秒才能再次使用；最後是折流瓣式偏折噴口的固有缺點—推力損失問題，X-31A在導流葉片的偏轉角度超過10度時推力開始明顯損失，偏轉至25度時推力將損失700千克左右（1600磅）。盡管推力矢量控制方式有種種缺點，但它並不妨礙X-31A做出許多匪夷所思的超大迎角機動動作，並在與現役高機動戰斗機進行模擬空戰時取得極高的獲勝率。
X-31A裝單發美國通用電氣公司雙轉子加力F404-GE-400渦扇發動機，加力推力71.17千牛（7 255千克） ，設計推重比為1.3。進氣道位於腹部，在大迎角飛行時由於前機身促使氣流轉向，降低了進氣道的局部迎角，改善了發動機在大迎角下的工作條件；X-31A的腹部進氣道是不可調的，一方面可以減輕重量以提高推重比，另一方面盡管固定式進氣道在跨音速時由於總壓恢復下降而導致發動機可用推力下降，但這對於超機動飛行影響不大，因為在較大迎角機動時飛機一般在負的單位剩餘功率下飛行，阻力比飛機的可用推力本來就要大得多，而且它是是一種瞬時狀態，因此發動機推力的下降無甚影響。
◎X-31A飛行控制系統與控制律：
如前所述，推力矢量技術運用的最大難點之一是控制律，X-31A不僅充分證實了推力矢量控制在提高戰斗機機動性和戰鬥力的作用，同時也在控制律設計方面取得了成功，因此可為第四代戰斗機的推力矢量設計和現役戰斗機的推力矢量改進提供寶貴財富。
X-31A飛機是一架帶有鴨式布局的縱向不穩定三角翼飛機。主氣動力控制面在縱軸上是對稱的後緣襟翼與鴨翼，橫航向軸是差動後緣襟翼與方向舵。此外，推力矢量系統可在低速和過失速飛行期間用於補充氣動力操縱效能的不足。
X-31A飛行控制系統是一種全許可權數字電傳操縱系統。它由三台飛行控制計算機（每台有兩個CPU）組成，並受一台稱為在線斷路器的飛行控制計算機支持。它與其它三台控制計算機一樣，但只有一個CPU，一旦發現第二個故障時，它能夠選擇健全的通道，給出四餘度系統可靠性。
俯仰操縱桿位置在飛行控制率中標定為-1.0（最大推桿）到+1.5（最大拉桿）。這個位置直接對應於迎角或過載指令。在低動壓飛行狀態時，飛行控制率處於迎角指令模態。在此模態中-1.0的指令對應-10度的迎角，+1.0對應+30度的迎角，而+1.5則對應於+70度迎角。若過失速被禁止，迎角指令則被限制為+30度。在+1.0時駕駛桿人感系統的力卡銷給飛行員提供他是否已拉到過失速區的信息，此外，如果過失速一種或者多種先決條件不再給予滿足，或者一旦出現故障，迎角指令自動降低到30度。在大動壓情況下，-1.0對應大約-2.4G，而+1.0指令則是7.2G，拉過卡銷並不改變7.2G的最大指令（這是飛機的最大載荷極限）。在這兩種指令系統之間的轉換發生在30度的迎角產生最大7.2G的過載的飛行狀態。這大約是380磅/平方英尺。只有飛機處於在迎角指令模態時，過失速飛行才是可能的。
在飛行控制率中滾轉桿位置定標是從—1（左側最大位置）到+1（右側最大位置）。根據飛行狀態不同計算最大風軸滾轉角速度，在小迎角和高動壓時高達240度/秒。最大滾轉速率按飛行狀態定標，這種定標應使有效控制效能盡可能多地用於穩態滾轉，留出足夠的控制效能用於穩定和防止失控過渡。
駕駛員可以接通和斷開推力矢量系統，一旦出現故障，推力矢量被自動地斷開，飛行控制軟體使氣動控制面得到附加指令，產生的總力矩與矢量推力產生的相同。只要能得到足夠的氣動力控制效能，有無推力矢量工作時的力矩沒有差別。在過失速時一旦推力失量出現故障，便得不到足夠的偏航力矩，在這種情況下應使側滑盡可能的低。此外，滾轉性能也隨著推力矢量斷開而降低。出於安全的原因，起飛和著陸時推力矢量自動禁止。
◎ 頭盔顯示器：
X-31在高達70度的大迎角下進行可控飛行給飛行員帶來了一些潛在的問題。第一個問題是，由於大迎角偏移有時能使飛行員迷失方向，所以第二個問題就是姿態意識。第二個問題就是武器使用，平視顯示器不能顯示當今復雜武器系統的完整武器包線，因此飛行員在決定使用何種戰術武器時不得不憑經驗行事。頭盔顯示器就是用來緩解這樣一些問題的。

㈡ 殲七和殲八那個更厲害

殲八的性能不如殲七
無論是機動性、航程、載彈量、爬升率都比殲七遜色

唯一優勢是最大巡航高度。。

㈢ 飛機翅膀是用什麼材料做的

機翼材料為鋁合金，機翼由表面的蒙皮和內骨架組成，機翼結構的基本作用是構成機翼的流線外形，同時將外載荷傳給機身。

機翼結構在外載荷作用下應具有足夠的強度、剛度和壽命。足夠的剛度既指蒙皮在氣動載荷作用下保持翼型形狀的能力，也包含機翼抵抗扭轉和彎曲變形的能力。

機翼上常用的活動翼面有各種前後緣增升裝置、副翼、擾流片、減速板、升降副翼等。機翼內部經常用來放置燃油。在機翼厚度允許的情況下，飛機主起落架也經常是全部或部分地收在機翼內。

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機翼的作用是產生升力，以支持飛機在空中飛行，它還起一定的穩定和操縱作用。機翼的平面形狀多種多樣，常用的有矩形翼、梯形翼、後掠翼、三角翼、雙三角翼、箭形翼、邊條翼等。

現代飛機都是單翼機，但歷史上也曾流行過雙翼機(兩副機翼上下重疊)、三翼機和多翼機。 根據單翼機的機翼與機身的連接方式，可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼(即機翼在機身的上方，由一組撐桿將機翼和機身連接在一起)。

㈣ 襟翼有什麼作用

一架飛機在高空正常飛行的時候，機翼看起來好像是一個整體。其實不然，機翼前緣、後緣都裝有長短、寬度不同的翼片，有的可向下偏轉，有的可向前伸出，有的可向後滑退，可謂五花八門。由於這些翼片是機翼的附屬物，並且可以偏折，正像我們穿的衣服下襟隨風擺動一樣，因此科學家給這些翼片起了一個十分形象的名稱 ———襟翼。平時飛機停在機場上或在高空飛行時，襟翼都收攏在機翼前緣或後緣上，一旦飛機進入起飛或著陸階段，它們的原形就顯露了出來。

飛機為什麼要裝襟翼呢？請看下文。

1、襟翼的奧秘在於提高升力

機翼的作用就是產生足夠的升力使飛機能飛上天空。如果機翼是一個整體的話，那麼在機翼面積、翼型、展弦比確定的情況下，它的最大升力也就是確定不變的了。如果飛機的全部重量是50噸，機翼必須產生490千牛以上的升力才能飛起來。我們知道，機翼面積越大，升力越大；速度越大，升力也越大。換句話說就是：在升力一定的情況下，機翼面積越大，起飛速度可以越小；起飛速度越大，機翼面積可以越小。因此，為了把這50噸的飛機弄上天，我們可以採取這樣兩個辦法：一是選用面積較小的機翼，通過加大起飛速度使升力超過490千牛；二是使起飛速度保持在較低的值上，通過採用大面積機翼以產生490千牛以上的升力。

這兩個辦法行不行呢？第一個辦法機翼面積較小，飛機的結構重量就較輕，這是優點，但起飛速度大是很不利的，一方面要求機場跑道很長，這很不合算，對艦載飛機更是不利；另一方面，高滑跑速度對安全的威脅極大。第二個方法起飛速度低，有利於縮短滑跑距離，但當飛機起飛後速度增加，大面積機翼便成了累贅，不但重量大使載重量大大減少，而且會使阻力劇增，飛機的耗油量因此顯著增加。這種低速時升力小、高速時阻力大的問題稱為飛機的高低速矛盾。怎樣解決這一難題呢？這就要靠襟翼來實現。

襟翼的一個主要作用是協調這個矛盾，既不需要很大、很重的機翼，也能在較低的起飛著陸速度下產生足夠的升力，使載重、速度、阻力和油耗達到綜合性的最佳化。用整體一塊的方式設計機翼不能同時滿足大載重量、低起飛和著陸速度、低阻力和低耗油率的要求。由於襟翼具體作用是大大提高飛機起飛和著陸等低速階段的升力，因而統稱增升裝置。

襟翼為什麼能增加升力呢？在速度一定的情況下，提高升力的辦法主要有4種：一是改變機翼剖面形狀，增加翼型彎度；二是增加機翼面積；三是盡可能保持層流流動；四是在環繞機翼的氣流中，增加一股噴氣氣流。襟翼就是通過改變翼型彎度、增加機翼面積、保持層流流動而增加升力的。

2、飛機襟翼樣式眾多

襟翼概念出現得很早。第一次世界大戰前，由於飛機速度提高，要求飛機在低速時也能產生足夠的升力，於是有人開始了最簡單的後緣襟翼的試驗探索。

為什麼飛機要裝襟翼？

簡單襟翼就是機翼後緣的一部分。它可以彎曲，這樣就會改變機翼彎度，提高升力。不久，又出現了開裂式襟翼。當它放下時，一方面可使翼型變彎，一方面會在機翼後緣形成低壓，兩方面的效果都是增加了升力。通常，開裂式襟翼可使升力系數提高75％～85％。同時，開裂式襟翼還能增加阻力，對飛機安全、緩慢地著陸有利。

20世紀20年代，英國著名設計師漢德萊·佩奇和德國空氣動力學家拉赫曼發明了開縫襟翼。它是一條或幾條附著在機翼後緣的可動翼片，平時與機翼合為一體，飛機起飛或著陸時放下。襟翼片能夠增加機翼的面積，改變機翼彎度，同時還會形成一條或幾條縫隙。增加面積可以提高升力，形成縫隙可使下表面的氣流經縫隙流向上表面，使上表面的氣流速度提高，可較大范圍保持層流，也可使升力增加，並能減少失速現象的發生。開縫襟翼是襟翼中十分重要的一種。它也可以裝在飛機前緣上，通常都是一條。目前大型飛機特別是客機都安裝了雙縫或三縫襟翼，可提高升力系數85％～95％，效果十分顯著。

還有兩種襟翼也很常見，一種是富勒襟翼，一種是克魯格襟翼。

富勒襟翼是在機翼後緣安裝的活動翼面，平時緊貼在機翼下表面上。使用時，襟翼沿下翼面安裝的滑軌後退，同時下偏。使用富勒襟翼可以增加翼剖面的彎度，同時能大大增加機翼面積，增升效果非常明顯，升力系數可提高85％～95％，個別大面積富勒襟翼的升力系數可提高110％～140％。這種襟翼結構較復雜，多在大、中型飛機上採用，可大大改善起降性能。

克魯格襟翼位於機翼前緣。它的外形相當於機翼前緣的一部分。使用時利用液壓作動筒將克魯格襟翼向前下方伸出，既改變了翼型，也增加了翼面積，增升效果也比較好。

3、飛機襟翼在發展中

襟翼的發展並沒有完結。上面介紹的襟翼裝置發展比較成熟，還有一類襟翼概念提出的也很早，但直到現在仍不完善，這就是噴氣襟翼。它的設計方案很多，基本思想都是通過從發動機或高壓氣瓶引出氣體，吸向機翼或襟翼表面，達到增加升力、推遲分離、降低阻力、改善失速特性的目的。由於噴氣襟翼十分復雜，目前只有個別飛機，如「鷂」式垂直起降飛機和F－4、米格－21輕型戰斗機使用了噴氣襟翼。其試驗工作仍在進行之中。

㈤ 飛機起飛的原理是什麼

在真實且可產生升力的機翼中，氣流總是在後緣處交匯，否則在機翼後緣將會產生一個氣流速度為無窮大的點。這一條件被稱為庫塔條件，只有滿足該條件，機翼才可能產生升力。在理想氣體中或機翼剛開始運動的時候，這一條件並不滿足，粘性邊界層沒有形成。

通常翼型（機翼橫截面）都是上方距離比下方長，剛開始在沒有環流的情況下上下表面氣流流速相同，導致下方氣流到達後緣點時上方氣流還沒到後緣，後駐點位於翼型上方某點，下方氣流就必定要繞過尖後緣與上方氣流匯合。

由於流體黏性（即康達效應），下方氣流繞過後緣時會形成一個低壓旋渦，導致後緣存在很大的逆壓梯度。隨即，這個旋渦就會被來流沖跑，這個渦就叫做起動渦。根據海姆霍茲旋渦守恆定律，對於理想不可壓縮流體在有勢力的作用下翼型周圍也會存在一個與起動渦強度相等方向相反的渦，叫做環流，或是繞翼環量。

環流是從機翼上表面前緣流向下表面前緣的，所以環流加上來流就導致後駐點最終後移到機翼後緣，從而滿足庫塔條件。由滿足庫塔條件所產生的繞翼環量導致了機翼上表面氣流向後加速，由伯努利定理可推導出壓力差並計算出升力。

這一環量最終產生的升力大小亦可由庫塔-茹可夫斯基方程計算：L（升力）=ρVΓ（氣體密度×流速×環量值）這一方程同樣可以計算馬格努斯效應的氣動力。根據伯努利定理——「流體速度越快，其靜壓值越小（靜壓就是流體流動時垂直於流體運動方向所產生的壓力）。」

因此上表面的空氣施加給機翼的壓力F1小於下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，這就產生了升力。升力的原理就是因為繞翼環量（附著渦）的存在導致機翼上下表面流速不同壓力不同。

(5)翼型高低速性能優化及其對增升裝置設計影響擴展閱讀：

飛機的動力裝置的核心是航空發動機，主要功能是用來產生拉力或推力克服與空氣相對運動時產生的阻力使飛機前進。次要功能則是為飛機上的用電設備提供電力，為空調設備等用氣設備提供氣源等。飛機的動力裝置除發動機外，還包括一系列保證發動機正常工作的系統，如引擎燃油系統、引擎控制系統等。

現代飛機的動力裝置一般為渦輪引擎（噴射引擎）和往復式引擎兩種。應用較廣泛的配置方式有四種：航空活塞式發動機加螺旋槳推進器；渦輪噴射引擎；渦輪螺旋槳引擎；渦輪扇引擎。隨著航空技術的發展，火箭發動機、沖壓引擎、原子能航空發動機、脈沖爆震發動機等，也有可能會逐漸被採用。

㈥ 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。

㈦ 飛機有幾個機翼

飛機一般有兩個機翼。
飛機上用來產生升力的主要部件。一般分為左右兩個翼面，對稱地布置在機身兩邊。機翼的一些部位（主要是前緣和後緣）可以活動。駕駛員操縱這些部分可以改變機翼的形狀，控制機翼升力或阻力的分布，以達到增加升力或改變飛機姿態的目的。機翼上常用的活動翼面（圖1 ）有各種前後緣增升裝置、副翼、擾流片、減速板、升降副翼等。機翼內部經常用來放置燃油。在機翼厚度允許的情況下，飛機主起落架也經常是全部或部分地收在機翼內。此外，許多飛機的發動機或是直接固定在機翼上，或是吊掛在機翼下面。
機翼的作用是產生升力，以支持飛機在空中飛行。它還起一定的穩定和操縱作用。機翼的平面形狀多種多樣，常用的有矩形翼、梯形翼、後掠翼、三角翼、雙三角翼、箭形翼、邊條翼等。現代飛機一般都是單翼機，但歷史上也曾流行過雙翼機(兩副機翼上下重疊)、三翼機和多翼機。 根據單翼機的機翼與機身的連接方式，可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼(即機翼在機身的上方，由一組撐桿將機翼和機身連接在一起)。

㈧ 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。

(8)翼型高低速性能優化及其對增升裝置設計影響擴展閱讀：

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。

㈨ 我想問客機各個機翼的作用

客機機翼
安裝在機身上。其最主要作用是產生升力，同時也可以在機翼內布置彈葯倉和油箱，在飛行中可以收藏起落架。
機翼的構造
由於飛機是在空中飛行，並且速度十分高，這就要求飛機上的每一個部件都要有很好的強度和剛度，才能夠承受巨大的氣動載荷，保證飛機的飛行安全。機翼的基本受力構件包括縱向骨架、橫向骨架、蒙皮和接頭。其中接頭的作用是將機翼上的載荷傳遞到機身上，而有些飛機整個就是一個大的飛翼（如美國的B－2隱形轟炸機），則根本就沒有接頭。以下是典型的梁式機翼的結構。
一、縱向骨架 機翼的縱向骨架由翼梁、縱檣和桁條等組成，所謂縱向是指沿翼展方向，它們都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的縱向構件，它承受全部或大部分彎矩和剪力。翼梁一般由凸緣、腹板和支柱構成（如圖所示）。凸緣通常由鍛造鋁合金或高強度合金鋼製成，腹板用硬鋁合金板材製成，與上下凸緣用螺釘或鉚釘相連接。凸緣和腹板組成工字型梁，承受由外載荷轉化而成的彎矩和剪力。
* 縱檣與翼梁十分相像，二者的區別在於縱檣的凸緣很弱並且不與機身相連，其長度有時僅為翼展的一部分。縱檣通常布置在機翼的前後緣部分，與上下蒙皮相連，形成封閉盒段，承受扭矩。靠後緣的縱檣還可以懸掛襟翼和副翼。
* 桁條是用鋁合金擠壓或板材彎制而成，鉚接在蒙皮內表面，支持蒙皮以提高其承載能力，並共同將氣動力分布載荷傳給翼肋。
二、橫向骨架 機翼的橫向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加強翼肋，橫向是指垂直於翼展的方向，它們的安裝方向一般都垂直於機翼前緣。
* 普通翼肋的作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體，把由蒙皮和桁條傳來的空氣動力載荷傳遞給翼梁，並保持翼剖面的形狀。
* 加強翼肋就是承受有集中載荷的翼肋。
三、蒙皮 蒙皮是包圍在機翼骨架外的維形構件，用粘接劑或鉚釘固定於骨架上，形成機翼的氣動力外形。蒙皮除了形成和維持機翼的氣動外形之外，還能夠承受局部氣動力。早期低速飛機的蒙皮是布質的，而如今飛機的蒙皮多是用硬鋁板材製成的金屬蒙皮。