飛行器翼型設(shè)計

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1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-----傾情為你奉上 1、翼型的定義與研究發(fā)展 在飛機的各種飛行狀態(tài)下，機翼是飛機承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飛機保持安定性和操縱性的氣動部件。一般飛機都有對稱面，如果平行于對稱面在機翼展向任意位置切一刀，切下來的機翼剖面稱作為翼剖面或翼型。翼型是機翼和尾翼成形重要組成部分，其直接影響到飛機的氣動性能和飛行品質(zhì)。 通常飛機設(shè)計要求，機翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小、并有小的 零升俯仰力矩。因此，對于不同的飛行速度，機翼的翼型形狀是不同的。 對于低亞聲速飛機，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形； 對于高亞聲速飛機，為了提高

2、阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹； 對于超聲速飛機，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。 3、 NACA翼型編號 NACA四位數(shù)翼族： 其中第一位數(shù)代表f，是弦長的百分數(shù)；第二位數(shù)代表p，是弦長的十分數(shù)；最后兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分數(shù)。例如NACA 0012是一個無彎度、厚12%的對稱翼型。有現(xiàn)成實驗數(shù)據(jù)的NACA四位數(shù)翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 五位數(shù)翼族的厚度分布與四位數(shù)翼型相同。不同的是中弧線。具體的數(shù)碼意義如下：第一位數(shù)表示彎度，但不是一個直接

3、的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計升力系數(shù)來表達的，這個數(shù)乘以3/2就等于設(shè)計升力系數(shù)的十倍。第二、第三兩位數(shù)是2p，以弦長的百分數(shù)來表示。最后兩位數(shù)仍是百分厚度。 例如NACA 23012這種翼型，它的設(shè)計升力系數(shù)是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧線最高點的弦向位置在15%弦長處，厚度仍為12%。 一般情況下的五位數(shù)編號意義如下 有現(xiàn)成實驗數(shù)據(jù)的五位數(shù)翼族都是230-系列的，設(shè)計升力系數(shù)都是0.30，中弧線最高點的弦向位置p都在15%弦長處，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五種。其它改型的五位數(shù)翼型在此就不介紹了。 1、低速翼型繞流圖

4、畫 低速圓頭翼型在小迎角時，其繞流圖畫如下圖示。總體流動特點是 （1）整個繞翼型的流動是無分離的附著流動，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很薄； （2）前駐點位于下翼面距前緣點不遠處，流經(jīng)駐點的流線分成兩部分，一部分從駐點起繞過前緣點經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動平滑地匯合后下向流去。 （3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點速度從前駐點的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點處壓力最大，在最大速度點處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點為逆壓梯度區(qū)）。而在下翼面流體質(zhì)點速度從駐點開始一直加速到

5、后緣，但不是均加速的。 NACA2412在迎角a7.40時的壓強分布曲線 （4）隨著迎角的增大，駐點逐漸后移，最大速度點越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。 （5）氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點不一定是后駐點。 當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的失速。這個臨界迎角也稱為失速迎角。 歸納起來，翼型升力系數(shù)曲線具有的形狀為 3、翼型失速 隨

6、著迎角增大，翼型升力系數(shù)將出現(xiàn)最大，然后減小。這是氣流繞過翼型時發(fā)生分離的結(jié)果。翼型的失速特性是指在最大升力系數(shù)附近的氣動性能。翼型分離現(xiàn)象與翼型背風(fēng)面上的流動情況和壓力分布密切相關(guān)。 在一定迎角下，當(dāng)?shù)退贇饬骼@過翼型時，從上翼面的壓力分布和速度變化可知：氣流在上翼面的流動是，過前駐點開始快速加速減壓到最大速度點（順壓梯度區(qū)），然后開始減速增壓到翼型后緣點處（逆壓梯度區(qū)）。 小迎角翼型附著繞流 隨著迎角的增加，前駐點向后移動，氣流繞前緣近區(qū)的吸力峰在增大，造成峰值點后的氣流頂著逆壓梯度向后流動越困難，氣流的減速越嚴重。這不僅促使邊界層增厚，變成湍流，而且迎角大到一定

7、程度以后，逆壓梯度達到一定數(shù)值后，氣流就無力頂著逆壓減速了，而發(fā)生分離。這時氣流分成分離區(qū)內(nèi)部的流動和分離區(qū)外部的主流兩部分。 在分離邊界（稱為自由邊界）上，二者的靜壓必處處相等。分離后的主流就不再減速不再增壓了。分離區(qū)內(nèi)的氣流，由于主流在自由邊界上通過粘性的作用不斷地帶走質(zhì)量，中心部分便不斷有氣流從后面來填補，而形成中心部分的倒流。 大迎角翼型分離繞流 不同迎角下翼型的繞流實驗結(jié)果 根據(jù)大量實驗，大Re數(shù)下翼型分離可根據(jù)其厚度不同分為： （1）后緣分離（湍流分離），升力曲線如左圖(a)； （2）前緣分離（前緣短泡分離），如(b)； （3）薄翼分離（前緣長氣泡

8、分離）， 如(c)。 （1）后緣分離（湍流分離） 這種分離對應(yīng)的翼型厚度大于12%-15%，翼型頭部的負壓不是特別大，分離從翼型上翼面后緣近區(qū)開始，隨著迎角的增加，分離點逐漸向前緣發(fā)展，起初升力線斜率偏離直線，當(dāng)迎角達到一定數(shù)值時，分離點發(fā)展到上翼面某一位置時（大約翼面的一半），升力系數(shù)達到最大，以后升力系數(shù)下降。后緣分離的發(fā)展是比較緩慢的，流譜的變化是連續(xù)的，失速區(qū)的升力曲線也變化緩慢，失速特性好。 NACA4412——后緣分離（湍流分離） （2）前緣分離（前緣短泡分離） 對于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前緣半徑較小，氣流繞前緣時負壓很大，從而產(chǎn)生很大

9、的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近發(fā)生流動分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，然后在附到翼面上，形成分離氣泡。起初這種短氣泡很短，只有弦長的0.5 ~ 1%，當(dāng)迎角達到失速角時，短氣泡突然打開，氣流不能再附，導(dǎo)致上翼面突然完全分離，使升力和力矩突然變化。 （3）薄翼分離（前緣長氣泡分離） 對于薄的翼型（厚度4%-6%），前緣半徑更小，氣流繞前緣時負壓更大，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近引起流動分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，流動一段較長距離后再附到翼面上，形成長分離氣泡。起初這種氣泡不長，只有弦長的2%-3%；隨著迎角增加，再

10、附點不斷向下游移動；當(dāng)達到失速迎角時，氣泡不再附著，上翼面完全分離之后，升力達到最大值；迎角繼續(xù)增加，升力逐漸下降。 （4）除上述三種分離外，還可能存在混合分離形式，氣流繞翼型是同時在前緣和后緣發(fā)生分離。 按產(chǎn)生阻力的原因分類，低速飛行時飛機上的阻力有：摩擦阻力，壓差阻力，誘導(dǎo)阻力和干擾阻力等。 摩擦阻力 空氣也具有粘性。當(dāng)氣流流過飛機表面時，由于粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦,阻滯了氣流的流動，由此而產(chǎn)生的阻力就叫做“摩擦阻力"。 當(dāng)氣流流殺機表面與機體相接觸的那后空氣,做團粘附在機體表面上。于是這匡氣流的流動速度降低為零。緊靠這層空氣的外面←層空

11、氣雖然沒有直接受機體表面的影響,但由于其相鄰的空氣層的速度為零,由于粘性,該層空氣的流動速度也被減小到很小。這樣層層影響,各層空氣的流動速度逐漸加大,機體表面的阻滯作用逐漸刷、,一直到速度與外界自由流速相等;這樣一種流速有變化的空氣稱之為“附面層"。附面層內(nèi),每相鄰兩薄層空氣之間由于存在速度差便產(chǎn)生摩擦力。這種摩擦力的總和就是飛機的摩擦阻力。 在機翼上形成的附面層一般都是很薄的，厚度大的只有幾厘米，螺旋槳上的附面層更薄，只有幾毫米?？墒蔷扌惋w船和海輪船舷上的附面層，其厚度可以達幾十厘米，甚至半米，卻是相當(dāng)厚了。 附面層中氣流的流動情況也是不同的。一般機翼大約在最大厚度以前，附面層

12、的氣流各層不相混雜而成層地流動。這部分叫“層流附面層,'。在這以后,氣流的活動轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章,并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運動。這部分就叫做“紊流附面層"。雖然紊流附面層內(nèi)空氣,傲團的運動是紊亂的,但是整個附面層仍然附著在機翼表面。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c叫“轉(zhuǎn)缺點"?在紊流盹面層之后,附面層脫離了翼面幣形成大量宏觀的旋渦。這就是“尾跡"。附面層開始分離的一點叫“分離點". 附面層內(nèi)的摩擦阻力同流動情況有很大關(guān)系。實踐證明,層流附面層的摩擦阻力小,而紊流附面層的摩擦阻力大。因此,盡可能在機翼和飛視其他部件表面保持層流流動是有利的。層流翼型「聲擦阻力要低得多。 為了降低飛機的摩擦匪時使飛機表面盡量光

13、滑。 壓差阻力 “壓差阻力,,它成的壓強差。如果把→塊平板垂直地豎立在氣流中;強大大增大,后面壓強減小。前后形成了巨大的壓強差i了巨大的咀力。五差阻力。如果把平板平行于氣流方向置于氣流中則產(chǎn)生的壓差阻力就微乎其微。 由此可見,壓差阻力同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大關(guān)系。所 謂迎風(fēng)面積,就是物體上垂直于氣流方向的最大截面面積。從經(jīng)驗得知物體的迎風(fēng)面面積越大,壓差阻力也就越大。 物體的形狀對壓差阻力也有很大影響。由風(fēng)洞實驗可知，如果一個短圓柱體的軸向阻力為單位1的話,那末同樣的短圓柱體頭部加上因錐,頭部裝一表面均勻彎曲的凸頭,以及頭部裝凸頭同時尾部再裝一逐漸變尖的凸

14、頭,形成所謂“流線體"時。它們的阻力分別是短圓柱體的25,1/5和1/25?？梢娢矬w的形狀對壓差阻力影響之大。 流線體所以能大幅度降低壓差阻力,實際上是流線體的頭部占據(jù)了物體前面的氣流滯止所形成的高壓區(qū)同時流線體的尾部又填滿了物體后面氣流分離后充滿旋渦的低壓區(qū),使氣流能平滑地流過物體表面來降低物體前后的壓力差。因此,為了降低壓差阻力,飛機的迎風(fēng)面積要盡可能小同時所有飛機部件都要加以整流形成流線體形狀。 誘導(dǎo)阻力 機翼上也有摩擦阻力和壓差阻力。對機翼而言,這二者合稱“翼型阻力"。但機翼上除翼型阻力外還有“誘導(dǎo)阻力"(又叫“感應(yīng)阻力,,)。這是機翼所獨有的一種阻力。(當(dāng)然,尾

15、翼上也有)。因為這種阻力是伴隨著機翼上升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的。也許可以說它是為 了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。 當(dāng)飛機飛行時,下翼面壓強大、上翼面壓強小。由于翼展的長度是有限的,所以上下翼面的壓強差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖,向上翼面流動。當(dāng)流繞過翼尖時,在翼尖處不斷形成旋渦。這種旋渦,從飛機的正前方看去,右邊(飛機的左機翼)是逆時針方向的,左邊(飛機的右機翼)是順時針方向的。隨著飛機向前方飛行,旋渦就從翼尖向后方流去并產(chǎn)生了向下的下洗速度。下就速度在兩個翼尖處最大,向中心逐漸減小。在飛機對稱面內(nèi)減到最小。 這種下洗現(xiàn)象，常被候鳥一雁群所利用。當(dāng)雁群隨著氣候的變化而遷徙時，

16、常常排成人字形成或斜一字形。領(lǐng)隊的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外側(cè)。這樣就使后雁處于前雁翼尖所形成的旋渦中。由于翼尖旋渦中的氣流在翼尖外側(cè)是向上流動的,形成上升氣流。后雁在上升氣流中飛仨較省力,對長途不著陸飛行是很有利的。 在機翼中任取某一剖面來研究。由于下洗,流過該剖面的氣流除了原來的相對速度v之外又產(chǎn)生了垂直向下的下洗速度。。由v和“合成的合速度u是氣流流經(jīng)該翼剖面的真正相對速度。u與v的夾角E稱為下洗角。升力Y是定義為總空氣動力在垂直于相對速度v的方向上的分力,可是氣流流過機翼以后,由于下洗速度仙的作用,使v的方向改變,向下轉(zhuǎn)折一個下洗角E,而成為u和方向。因此,升力Y也

17、隨之偏轉(zhuǎn)一個角度E,而與u垂直成為Yl。然而飛機的飛行方向仍然是原來v的方向,因此Y1就產(chǎn)生一個與飛機前進方向相反的水平分力Q1。這是阻止飛機前進的阻力,這種阻力是由升力的誘導(dǎo)而產(chǎn)生的,因此叫做“誘導(dǎo)阻力"。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉(zhuǎn)而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之內(nèi)。誘導(dǎo)阻力同機翼的平面形狀、翼剖面形狀和展弦比有關(guān),所以為了減小機翼的誘導(dǎo)阻力,應(yīng)該選取隨圓形的機翼平面形狀,并盡可能力日大機翼的展長即增加展弦比使翼尖處下洗嚴重區(qū)在機翼展樂中所占的比重下降。 干擾阻力 飛機上除了摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力以外,還有一種“干擾阻力"值得我們注意。 實踐表明,飛機的各個部件如

18、機翼、r機身、尾翼等,單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和并不等于,而往往是小于組成一架飛機時的阻力。 所謂“干擾阻力"就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。 現(xiàn)在我們以機翼和機身為例,看看這種額外阻力是怎樣產(chǎn)生的。 如圖所示,氣流流過機翼和機身的連接處,由于機翼和機身二者形狀的關(guān)系,在這里形成了一個截面由大到小,再由小到大的氣流通道。在A處截面比較大,到C點翼面最高點,氣流通道收縮到最小,隨后到B處又逐漸擴大。根據(jù)流體的流動特性,C處的速度大而壓強小,B處的速度小而壓強大,所以在CB一段通道中氣流有從高壓區(qū)B回流到低壓區(qū)C的趨勢。 這就形成了一股逆流。但

19、飛機前進時不斷有氣流沿通道向后流，遇到了后面這股逆流就形成了氣流的阻塞現(xiàn)象，使氣流開始分離并產(chǎn)生很多的旋渦。這些旋渦表明氣流的動能有了消耗，因而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是氣流相互干擾而產(chǎn)生的，所以叫做“干擾阻力”。 不但在機翼和機身之間可能產(chǎn)生干擾阻力，而且在機身和尾翼連接處，機翼和發(fā)動機短艙連接處，也都可能產(chǎn)生。 從干擾阻力產(chǎn)生的原因來看，它顯然和飛機不同部件之間的相對位置有關(guān)。如果在設(shè)計飛機時，仔細考慮它們的相對位置，使得連接處壓強的增加不大也不急劇，干擾阻力就可以減小。 另外還可采取不同部件連接處加裝流線型的“整流片”的辦法，使連接處圓滑過度，盡可能減少旋渦

20、的產(chǎn)生，也可減少“干擾阻力”。 以上我們把飛機低速飛行時所產(chǎn)生的四種阻力——摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，都簡單介紹了一下。這是從產(chǎn)生阻力的原因的觀點來談的。至于高速飛行時，飛機上還會產(chǎn)生波阻，關(guān)于波阻，我們在激波一節(jié)中再討論。 如果從產(chǎn)生阻力的飛機部件的觀點來談，則飛機總阻力中包括機翼阻力、機身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、發(fā)動機短艙阻力……以及暴露在氣流中的各種零件的阻力。除機翼阻力之外的所有飛機部件和零件所產(chǎn)生的阻力的總和叫做“廢阻力”（廢阻力中包括干擾阻力）。實驗表明，廢阻力在飛機總阻力中占很大比例，一般約為總阻力的百分之六十到七十，必須予以充分的重視。

21、 但是，在某些情況下，飛機阻力不但無害，而且是完全必需的。這時，應(yīng)當(dāng)采取措施迅速增加阻力。例如,當(dāng)殲擊機同敵機在空中格斗時,為了提高機動性,有時突然打開阻力板(又叫減速板),來迅速增大阻力,降低速度,繞到敵機后方有利位置進行攻擊。另外某些高速飛機在著陸時、為了增大阻力、降低著陸速度,縮短滑跑距離,打開阻力傘就可達到目的。 阻力同升力一樣,也是總空氣動力的一部分,所以同樣可以得出“阻力公式": 式中Cx為阻力系數(shù),也由風(fēng)洞實驗求得。參考面積S視為該公式使用的部件不同而不同,對于機翼仍然是機翼平面面積,而對于機身則取為機身的最大橫截面積。如果用該公式來計算全機阻力。那末在選定的參考面

22、積下由風(fēng)洞實驗測得阻力系數(shù)Cx,使用該阻力系數(shù)和相應(yīng)的參考面積來計算阻力。 阻力系數(shù)也與飛機的攻角有關(guān),白開、阻力曲線中可以看出在某一攻角下阻力達到最小值，該攻角稱為最小阻力攻角。而其他攻角的阻力都要比該攻角的阻力大。 與鳥的飛行不同，飛機在空中能夠飛行是依靠與空氣的相對運動，而產(chǎn)生作用在飛機上的力和力矩來實現(xiàn)的。如對于水平等速直線飛行而言，從飛機受力條件，有 L＝G L^V￥ （升力與重力平衡） F＝D D//V￥ （推力與阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒） 飛機產(chǎn)生升力必須具備的條件：

23、 （1）有空氣（飛機在空中飛行是靠作用于飛機上的空氣動力）。此外，噴氣發(fā)動機的氧氣也是取源于空氣。 （2）必須存在一定的飛行速度（飛機和空氣之間要有一定的相對運動，產(chǎn)生空氣動力）。 （3）要有適當(dāng)?shù)臍鈩油庑巍⑹芰Υ笮『惋w行姿態(tài)。 （4）必須存在保持和改變飛行狀態(tài)的能力。 1、飛機的氣動布局 不同類型的飛機、不同的速度、不同的飛行任務(wù)，飛機的氣動布局是不同的。 何為飛機的氣動布局？ 廣義而言：指飛機主要部件的尺寸、形狀、數(shù)量、及其相互位置。 飛機的主要部件有：推進系統(tǒng)、機翼、機身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。 按機翼和機身連接的相互位置分為： 按機翼弦平

24、面有無上反角分為： 按立尾的數(shù)量分為： 按機翼與平尾的相對縱向位置分為： 2、機翼的形狀 機翼的外形五花八門、多種多樣，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不論采用什么樣的形狀，設(shè)計者都必須使飛機具有良好的氣動外形，并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕。所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。 美國戰(zhàn)術(shù)運輸機C-130 上單翼、平直機翼、4發(fā)翼下吊布置、正常式布局 F-22猛禽—當(dāng)今世界最先進的第四代戰(zhàn)斗機 中單翼、雙發(fā)、梯形翼、雙立尾正常式 噴火戰(zhàn)斗機—英國第二次世界大戰(zhàn)名機 下單翼、橢圓形機翼、正常式布局 B-52遠程

25、戰(zhàn)略轟炸機（同溫層堡壘） 上單翼、4發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局 協(xié)和號超聲速客機（Ma=2.04） 雙發(fā)三角形機翼布局 S37前掠翼戰(zhàn)斗機（三翼面布局） A380客機遠程寬身運輸機 下單翼、四發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局 一般而言： 運輸機----多數(shù)采用上單翼（便于裝貨） 高亞音速客機---下單翼布局、后掠翼、正常式布局 （升阻比大，運行經(jīng)濟，座艙噪聲低，視野寬） （在機身下半部放置貨物） 戰(zhàn)斗機----多數(shù)采用中或下單翼，三角翼、大后掠翼正?；蝤喪讲季? （速度快、阻力小、機動靈活、失速迎角大） 簡單襟翼 簡單襟翼的形狀與副翼相似，其構(gòu)造比較簡

26、單。簡單襟翼在不偏轉(zhuǎn)時形成機翼后緣的一部分，當(dāng)放下(即向下偏轉(zhuǎn))時，相當(dāng)于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)50～60度時，大約能使升力系數(shù)增大65%～75%。 分裂襟翼 分裂襟翼（也稱為開裂襟翼）象一塊薄板，緊貼于機翼后緣下表面并形成機翼的一部分。使用時放下(即向下旋轉(zhuǎn))，在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的氣流有吸引作用，使氣流流速增大，從而增大了機翼上下表面的壓強差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機翼的升力系數(shù)提高75%～85%。 開縫襟翼 它是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進而成的。除了起簡單襟翼的

27、作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用，因為在開縫襟翼與機翼之間有一道縫隙，下面的高壓氣流通過這道縫隙以高速流向上面，延緩氣流分離，從而達到增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數(shù)增大85%～95%。 后退襟翼 后退襟翼在下放前是機翼后緣的一部分，當(dāng)其下放時，一邊向下偏轉(zhuǎn)一邊向后移動，既加大了機翼翼型的彎度，又增大了機翼面積，從而使升力增大。此外它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升 效果比前三種的增升效果都好，一般可使翼型的升力系數(shù)增加110%～140%。 除了上面提到的四種后緣襟翼以外，還有后退開縫襟翼和后退多縫襟翼，它們的增升效果更好，但同時構(gòu)造也更加復(fù)雜。 后退式開縫襟翼

28、 與后退襟翼相似 雙縫或三縫式襟翼 效果較之之前的幾種襟翼更好但構(gòu)造復(fù)雜。大多用于大型運輸機、民航客機。 前緣襟翼 位于機翼前緣的襟翼叫前緣襟翼。這種襟翼廣泛用于超音速飛機上。因為超音速飛機一般采用前緣尖削,相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行,機翼上表面前緣就開始產(chǎn)生氣流分離,最大升力系數(shù)大大降低。大迎角飛行時,放下前緣襟翼,一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度,使氣流能夠平順地沿上翼面流過。另一方面也增大了翼切面的彎度。這樣,氣流分離就能延緩,而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高。屬于前緣襟翼的還有一種叫克魯格襟翼,裝在前緣下部向前下方翻轉(zhuǎn),既增大機翼面積,又增大了翼切面的彎度,所以具有很好的增升效果,構(gòu)造也很簡單。這是最新研制的一種增升裝置。波音噴氣客機都使用了此種襟翼。 專心---專注---專業(yè)