增升装置作用是什么

Ⅰ 飞机结构中的翼梁，翼肋，纵墙，桁条和蒙皮各起什么作用

1、翼梁作用是承受全部或大部分的弯矩和剪力。翼梁由缘条、腹板和支柱等组成，剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。

2、翼肋形成并维持剖面之形状；并将纵向骨架与蒙皮连成一体；把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷给翼梁，起到保形、传递翼梁和桁条的剪流作用。

3、纵墙作用是承受剪力，承受弯矩，与梁的区别在于缘条很弱且不与机身相连，也即纵墙与机身铰接。纵樯通常布置在机翼的前缘或后缘，与机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。

4、桁条作用是支撑蒙皮，提高蒙皮的承载能力，将气动力传给翼肋。

5、蒙皮通常用硬铝板材制成，用铆钉或粘接剂固定于纵横向骨架上，形成光滑的表面。空气动力直接作用在蒙皮上，起到承受和传递气动载荷的作用。

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飞机结构中机翼的作用

机翼是飞机最主要的部件之一，其主要功用是产生升力。同时机翼内部可以用来装置油箱和设备等；在机翼上还安装有改善起降性能的增升装置和用于飞机侧向操纵的副翼；很多飞机的起落架和动力装置也固定在机翼上。

目前大型飞机的扰流片大多是安装在机翼上表面襟翼之前的可偏转小片。起落架是供飞机在起降滑跑、地面滑行、停放和移动时支持飞机重量、承受相应载荷、吸收和消耗着陆时的撞击能量的装置。

Ⅱ 飞机增升装置

主要就是襟翼了，当然有各种类型，一般专业的书里才有详细介绍，如果只是了解的话，可以看一些航空知识或者国际航空之类的杂志。

Ⅲ 什么是飞机的增升装置

飞机的升力主要随飞行速度和迎角的变化而变化。如果以小速度飞行，则要求较大的升力系内数和迎角，机翼容才能产生足够的升力来维持飞机飞行。用增加迎角的方法来增大升力系数从而减小迎角，是有限的。因为飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置，即增升装置。目前使用比较广泛的增升装置有前缘缝翼，前缘襟翼，后缘襟翼等。
前缘缝翼位于机翼前缘，打开时使下翼面的高压气流流过缝隙贴近上翼面流动，能延缓大迎角状态下机翼上表面的气流分离，提高了最大升力系数和临界迎角。但是在迎角较小时，打开前缘缝翼反而会使上下翼面压强差减小，从而降低升力系数。
前缘襟翼可以减小大迎角状态下机翼前缘与相对气流之间的夹角，延缓气流分离，又能增大机翼弯度，使最大升力系数和临界迎角增大。
后缘襟翼位于机翼后缘，有分裂襟翼、简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼，后退开缝襟翼几种。放下后缘襟翼，即增大升力系数，同时也增大了阻力系数。

Ⅳ 副翼是增升装置吗

副翼不是增升装置，常用的增升装置主要有前缘缝翼和后缘襟翼。

副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。翼展长而翼弦短。

副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。

副翼反效

偏转飞机副翼能产生滚转力矩，使飞机滚转。由于机翼的弹性，副翼产生的力矩作用在机翼上也会使机翼向与副翼偏转的相反方向变形扭转，改变机翼的攻角，从而在气动力的作用下产生一个与副翼产生的滚转力矩方向相反的力矩。

当飞行速度达到某一值时，操纵副翼产生的滚转力矩与机翼上气动力引起的弹性变形产生的力矩相互抵消，就会使副翼失效（即副翼效应为零），飞机无法操纵。这时的飞行速度称为反效速度。量规的设计尤为重要。

当飞行速度继续提高，超过反效速度，操作副翼产生的滚转力矩将小于在气动力作用下因机翼变形而产生的反方向力矩。此时副翼效应为负而起相反的作用。——这种情况就被称作“副翼反效” 。

Ⅳ 气动增升装置的原理是什么分析富勒襟翼的增升原理。

气动增升装置的原理：用增加机翼弯度，面积和延迟气流偏离的方法来增加升力。
富勒襟回翼的增升原理：富答勒襟翼是一种后腿式开缝襟翼。使用时襟翼沿滑轨后退，同时下偏，这样既增加了机翼弯度，又增加了机翼面积，并且机翼下边的气流通过缝隙吹走机翼上边后缘的涡流，增升效果明显

Ⅵ 增升装置用于飞机的巡航飞行有影响吗

飞机飞行有很多抄速度限制，规袭定了什么速度能做什么不能做什么。

对于襟翼，飞机上有最大襟翼速度，超过这个速度，襟翼就会受损。而且在巡航阶段，飞机的速度很大，通过襟翼来增升的代价就是阻力也大大增大，所以巡航过程中打开增升装置，既不安全，也不经济。

Ⅶ 垂直/短距起降战斗机引射增升系统的工作原理和装置是怎样的

空军之翼上《像鸟儿一样腾飞》介绍有，转载西西河的：

“比升力风扇上更“优美”的是所谓引射增升（ejector）。引射是贝努力原理的一个应用，如果对文丘里管（背对背的喇叭口）吹入高速气流，在文丘里管的喉部会产生低压，这个低压会拉动文丘里管外上游的空气，和吹入气流混合，一起喷出文丘里管，最后文丘里管出口的气流流量大于吹入的气流。工业上常用这个原理，将大型容器内的气体抽吸出来。理论和实验证明，拉动气流和吹入气流之比可以达到1.5-2：1，如果在机身或机翼上安装引射装置，就可以用较少的喷气发动机引出高压气流，产生较大的直接升力，这就是引射增升的基本道理。和直接采用旋翼/螺旋桨/风扇的方案相比，引射增升容易和机体气动外形实现保形，减小正常飞行时的气动阻力；引射装置的布置比较灵活；引射的排气和周围的冷空气混合，温度、速度大大降低，对跑道或甲板的烧蚀较小，发动机吸入废气的影响也小一些。”

“XFV-12的前后左右的引射增升装置控制俯仰和横滚，引射增升装置下方下洗气流中的控制面控制偏航。考虑到实际气动损失和不完全混合，实验室规模的XFV-12引射系统可以达到55%的增升率，也就是说，1份吹气可以拉动0.55份环境空气，但实际试飞时，主翼的引射装置只达到可怜的19%的增升率，鸭翼只达到几乎可以忽略不计的6%，远远没有达到设计要求。在计划大大超时超支后，海军的战略也转为“向大甲板航母一边倒”，XFV-12就此下马了。”

学过高中物理就知道伯努利方程：p+ρgz+(1/2)*ρv^2=C，根据这个方程，流速高处压力低，流速低处压力高。美国人的想法就是利用这个原理，在XFV-12垂直起降时闭合F-401发动机的喷口，然后从主燃烧室引导出多股热燃气流，每股燃气流流出鸭翼或主翼上的喷口时，按引射增升原理造成机翼下部气流高速流动。这样，向下方喷射的气流加上形成的的上下机翼表面压力差就能使整架飞机产生足够的垂直升力。不过这仅仅是理论上而已，在实际试飞时增升率太低造成实验失败，我个人的理解是实际情况远远复杂过实验风洞的模拟状况，气流极为紊乱，无法集中方向流动，普通飞机在向前飞行时能顺利产生正升力是因为飞机和空气间的相对速度保证了飞机对于气流的控制性，而XFV-12在原地起飞时却无法达到这种效果，甚至远逊于直接采用向下喷气的鹞式飞机（估计也有地面效应的因素在内，引射增升不能有效地控制燃气流和燃气流带来的引射气流）较为经典的例子还有俄罗斯的An-72/74运输机，直接在机翼前方放置发动机，利用喷气强制产生引射增升效应，不过那也是在有发动机喷口限制燃气流和飞机有足够相对速度的情况下的。

总而言之，XFV-12是理论实验和实际运用严重脱节的典型体现，如果要获得成功，估计得加上驱动风扇来调节引射气流，并调整增升机翼的设计，不过这样一来相比鹞式就没有什么优势了。科学就是这样，引射增升看起来很美好，可惜有太多不可控因素，因而实际效率远低于人们的预期。

Ⅷ 飞机的增升装置是什么

后缘襟翼可以增加机翼的弯曲程度，或者增加机翼面积，或者开缝使机翼下表内面气流流到上表面，容机翼的迎角可以增加的更大。
前缘襟翼主要是增加机翼的弯曲程度。
前缘缝翼也是使机翼下表面气流流到上表面。
增升装置一般是以上一种或几种装置的组合，作用是减速增升。缝翼一般只在低速时有增升效果，在高速时反而会减小升力。

好听的假话 对不住啦

Ⅸ 大型飞机机翼上的增升装置通常有哪三种

大型飞机机翼上的增升装置有前缘襟翼、前缘缝翼和后缘襟翼。