汪兵兵

摘要：飛機(jī)飛行過(guò)程中，其升力的產(chǎn)生非常復(fù)雜。本文主要介紹了飛機(jī)的增升原理，飛機(jī)升力的產(chǎn)生影響因素以及各種因素之間的關(guān)系。并著重介紹了飛機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中常用的前緣裝置與后緣裝置的種類以及特點(diǎn)。

關(guān)鍵詞：增升裝置；前緣裝置；后緣裝置；襟翼

1、增升原理

飛機(jī)在實(shí)際飛行過(guò)程中會(huì)受到空氣阻力、飛機(jī)重力、推力、升力等各種力的作用，若使飛機(jī)能夠離地面有一定的高度，其飛機(jī)產(chǎn)生的升力必須阻力與重力之和。飛機(jī)的升力產(chǎn)生主要由機(jī)翼所產(chǎn)生，機(jī)翼實(shí)際形狀類似于流線型（圖1）。一般是上表面比較凸，下表面比較平緩，導(dǎo)致流過(guò)機(jī)翼上表面的空氣流速比流過(guò)機(jī)翼下表面的空氣流速快，根據(jù)伯努利方程（公式1-1）可知，下表面靜壓大于上表面的靜壓，由此產(chǎn)生飛機(jī)的升力。

飛機(jī)在實(shí)際飛行過(guò)程中升力的產(chǎn)生影響因素比較多，但根據(jù)實(shí)驗(yàn)與理論總結(jié)其主要因素有升力系數(shù)、飛機(jī)迎角、大氣密度、飛行速度與機(jī)翼面積，其關(guān)系表達(dá)式如1-2所示。

飛機(jī)在正常飛行時(shí)，根據(jù)公式1-2可知，影響飛機(jī)升力的主要因素有升力系數(shù)、機(jī)翼面積與動(dòng)壓。為了使飛機(jī)能夠獲得大的升力，通常改變機(jī)翼面積、升力系數(shù)、迎角等參數(shù)[1]，提高飛機(jī)的升力。

2、前緣裝置

飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，為了提升飛機(jī)的升力，一般會(huì)在飛機(jī)的前緣與后緣增加增升裝置。對(duì)于前緣部分主要有前緣襟翼、克魯格襟翼和前緣縫翼三種形式[2]：

2.1前緣襟翼

飛機(jī)在飛行過(guò)程中，當(dāng)飛機(jī)以大攻角飛行時(shí)，會(huì)在機(jī)翼的前端產(chǎn)生氣流的分離，并會(huì)在氣流的分離表面產(chǎn)生旋渦并形成很大的附面層，所以會(huì)影響飛機(jī)的飛行特性。當(dāng)前緣襟翼下放下時(shí)，氣流將會(huì)沿著前緣襟翼通過(guò)機(jī)翼上表面吹除旋渦與附面層（圖3a），從而減少能量的損失，同時(shí)增大機(jī)翼的彎曲面積，提升升力。

2.2前緣縫翼

前緣縫翼是機(jī)翼前緣上很小的一部分翼面，當(dāng)飛機(jī)的迎角增大時(shí)，會(huì)在飛機(jī)機(jī)翼前緣部分開(kāi)出一道縫，氣流從縫急速流出，順著機(jī)翼上表面吹除機(jī)翼上的旋渦與附面層（圖3b）。

2.3克魯格襟翼

安裝在飛機(jī)機(jī)翼前緣部分的克魯格襟翼在其結(jié)構(gòu)內(nèi)部具有一個(gè)液壓作動(dòng)筒（3c），當(dāng)作動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)將機(jī)翼前緣部分向前下方翻轉(zhuǎn)一定角度，使飛機(jī)的機(jī)翼面積增大，同時(shí)會(huì)使飛機(jī)的升力提高。

3、后緣裝置

飛機(jī)飛行過(guò)程中，機(jī)翼前緣可以直接感受氣流的方向，所以結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單。但是，飛機(jī)機(jī)翼后緣機(jī)構(gòu)對(duì)于飛機(jī)升力影響也非常重要。常用的后緣裝置結(jié)構(gòu)主要有以下幾種：

3.1簡(jiǎn)單襟翼

簡(jiǎn)單襟翼是通過(guò)改變飛機(jī)機(jī)翼的彎度來(lái)提升飛機(jī)的升力，結(jié)構(gòu)與飛機(jī)的副翼或擾流板的結(jié)構(gòu)類似。未放下時(shí)是機(jī)翼的一部分，當(dāng)放下時(shí)向下傾斜（圖4a），減緩機(jī)翼下方的氣流，增大機(jī)翼上端的氣流速度，從而增加了升力，其可將飛機(jī)的升力系數(shù)增加65%～75%，但是飛機(jī)所受到的阻力也同時(shí)增大。

3.2分列式襟翼

分裂式襟翼與簡(jiǎn)單襟翼的結(jié)構(gòu)具有很大的相同之處，其結(jié)構(gòu)是貼合在機(jī)翼后緣部分下端，在襟翼放下時(shí)，襟翼旋轉(zhuǎn)一定角度與機(jī)翼后端分開(kāi)（圖4b）。由于分裂式襟翼的向下偏轉(zhuǎn)，增大了機(jī)翼的彎度，提升飛機(jī)的升力，分裂式襟翼的結(jié)構(gòu)可使飛機(jī)的升力系數(shù)增大75%～85%。但是由于機(jī)翼后緣部分的分開(kāi)，使飛機(jī)機(jī)翼后緣端開(kāi)合處形成低壓區(qū)，產(chǎn)生渦流，所以會(huì)使飛機(jī)的臨升迎角有所降低。

3.3開(kāi)縫式襟翼

開(kāi)縫式襟翼的結(jié)構(gòu)與簡(jiǎn)單襟翼的結(jié)構(gòu)非常類似，它是在飛機(jī)機(jī)翼與后緣部分形成一個(gè)縫隙（圖4c）。當(dāng)氣流在機(jī)翼上表面出形成渦流或者附面層時(shí)，下部氣流通過(guò)后緣襟翼上的縫隙流到襟翼上部，將渦流與附面層吹除，延緩了氣流的分離，達(dá)到增加升力的作用，同時(shí)可將升力系數(shù)增加85%～95%。

3.4后退式襟翼

后退式襟翼也是機(jī)翼的一部分，當(dāng)襟翼工作時(shí)襟翼沿著滑軌向后滑（圖4d），增加了機(jī)翼的彎度與機(jī)翼的面積，起到增升作用，一般情況下可增大升力系數(shù)85%～95%。但同時(shí)大迎角狀態(tài)下會(huì)導(dǎo)致在飛機(jī)機(jī)翼上表面產(chǎn)生渦流。

3.5后退開(kāi)縫式襟翼

后退開(kāi)縫式襟翼是在后退襟翼基礎(chǔ)上改進(jìn)而來(lái)同時(shí)也叫做“富勒”襟翼（圖4e），在襟翼與機(jī)翼之間形成一定的縫隙，減緩氣流在機(jī)翼上表面的分離。這種襟翼工作時(shí)會(huì)增加機(jī)翼的彎度與面積，具有很大的升力，升力的產(chǎn)生也會(huì)產(chǎn)生很大的阻力。所以飛機(jī)在實(shí)際起飛與降落過(guò)程中，會(huì)采用不同的后退量與偏轉(zhuǎn)角度。當(dāng)在起飛時(shí)，采用小的偏轉(zhuǎn)量與后退量，減少阻力的產(chǎn)生。當(dāng)飛機(jī)在降落時(shí)，采用大的偏轉(zhuǎn)量與后退量，得到很大的阻力。這種結(jié)構(gòu)的襟翼常在大、中型噴氣式飛機(jī)上廣泛使用。

4、結(jié)束語(yǔ)

不同種類的飛機(jī)會(huì)采用不同結(jié)構(gòu)的前緣裝置與后緣裝置來(lái)提升飛機(jī)的升力，不同種類的前緣裝置與后緣裝置具有各自的特點(diǎn)。但并不是單一的某一種前緣裝置或者某一種后緣裝置來(lái)提升飛機(jī)的升力，通常會(huì)采用前緣裝置與后緣裝置相互配合的方式來(lái)提升飛機(jī)的升力。例如：通?？唆敻窠笠砼c后掠翼上的前緣縫翼配合使用。

參考文獻(xiàn)：

[1]李成智.飛機(jī)百年發(fā)展與空氣動(dòng)力學(xué)[J].力學(xué)與實(shí)踐，2003，12，15.

[2]謝劍，黃帥.民用飛機(jī)縫翼操縱系統(tǒng)性能設(shè)計(jì)[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程，2013，02（42）.

（作者單位：昌吉學(xué)院 航空學(xué)院）