第三章 飛行原理12

空氣動力學(xué)基礎(chǔ)（ME、AV）第一章大氣物理學(xué)第二章空氣動力學(xué)第三章飛行理論第四章飛機的穩(wěn)定性和操縱性第三章飛行理論3.1飛機重心、機體坐標(biāo)和飛機在空中運動的自由度3.2飛行時作用在飛機上的外載荷及平衡方程3.3載荷系數(shù)3.4巡航飛行、起飛和著陸3.5水平轉(zhuǎn)彎和側(cè)滑3.6等速爬升和等速下滑3.7增升原理和增升裝置3.1飛機重心、機體坐標(biāo)基本概念：飛機機體以及飛機上所裝載的所有設(shè)備、燃油、貨物、乘員等重量之合叫做飛機的重力，用符號W表示。飛機重力的作用點叫做飛機的重心。飛機重心的位置常用重心到平均氣動力弦前緣距離XW和平均空氣動力弦長bA之比的百分?jǐn)?shù)來表示

XW平均=（XW/bA）×100%飛機的平均氣動力弦MAC(MeanAerodynamicChord)

飛機機翼的平面形狀確定后，對應(yīng)一個假想或相當(dāng)?shù)木匦我?，該矩形翼產(chǎn)生的面積、氣動力及俯仰力矩都與原機翼等價，該矩形翼的弦即為平均氣動力弦MAC，其長度cA和位置lA取決于機翼的平面形狀lA飛機在空中運動的自由度確定飛機在空中運動特性的基本方法是把飛機看做一個剛體，飛機的任何一種運動都可以分解成隨重心的移動和繞重心的轉(zhuǎn)動。飛機的機體軸線有3個，它們都相交于飛機的重心，并且兩兩相互垂直沿著機身長度方向，在水平平面內(nèi)由機尾通過重心指向機頭的直線稱為飛機的縱軸OXt（滾轉(zhuǎn)軸）通過飛機的重心并垂直于縱軸和橫軸，指向飛機上方的直線稱為飛機的立軸OYt（偏航軸）從左機翼通過飛機重心到右機翼并與縱軸垂直的直線稱為飛機的橫軸OZt（俯仰軸）飛機機體坐標(biāo)系O（Xt，Yt，Zt）z橫軸y立軸MyMzMx飛機的自由度空間一個剛體的運動，可以用其重心的質(zhì)點平移運動和繞其重心的旋轉(zhuǎn)運動兩種運動的疊加來描述。有六個自由度：三個平移和三個轉(zhuǎn)動。飛機重心運動軌跡代表整架飛機的運動軌跡?？臻g一個質(zhì)點的運動有三個平移自由度;分別是沿地面坐標(biāo)系的X、Y、Z

三個軸的平移運動。機體繞重心的轉(zhuǎn)動運動有三個轉(zhuǎn)動自由度;機體繞重心轉(zhuǎn)動的自由度也有三個：分別是繞Xt軸的滾轉(zhuǎn)、繞Yt軸的偏航和繞Zt軸的俯仰。飛機隨重心轉(zhuǎn)動的自由度3.2飛行時作用在飛機上的

外載荷及其平衡方程飛機上的外載荷：重力、空氣動力和發(fā)動機推力飛機的平衡是指作用于飛機的各力之和為零，各力重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機處于平衡狀態(tài)時：——飛機速度的大小和方向都保持不變；——也不繞重心轉(zhuǎn)動。飛機的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側(cè)平衡剛體運動平衡方程飛機水平直線勻速飛行時的平衡方程飛機水平直線勻速飛行時的平衡方程外載荷：飛機重力W、氣動升力L0、氣動阻力D0

和發(fā)動機推力P是一個平衡力系，滿足六個平衡方程。由于作用在飛機上的載荷左右對稱，六個平衡方程中的∑Z=0和∑MX=0、∑MY=0方程自然滿足，所以，保持飛機水平勻速飛行，作用在飛機上的外載荷就必須滿足以下各式：俯沖拉起時受載情況如果作用在飛機上的外載荷不能滿足平衡方程，飛機就會做變速運動，速度的大小或方向會發(fā)生變化，改變原來的飛行狀態(tài)。比如：P＞D，飛機會加速飛行；L＞W(wǎng)，飛機會產(chǎn)生向上的曲線飛行；MA≠MB，飛機會抬頭或低頭，產(chǎn)生繞機體橫軸OZt的轉(zhuǎn)動角加速度等等。飛機水平轉(zhuǎn)彎，進(jìn)入俯沖，俯沖拉起等機動飛行都是在不平衡外載荷作用下進(jìn)行的變速運動。飛機俯沖拉起時的受載情況圖中表示飛機進(jìn)行俯沖拉起時的受力情況。在拉起過程中，飛機以速度V沿半徑為R的圓形軌跡做圓周運動，速度的方向在不斷地變化，它運動的向心加速度為an=V2/R。迫使飛機產(chǎn)生向心加速度的向心力等于飛機的質(zhì)量和向心加速度的乘積，即Fn=m×an=（W/g）×（V2/R）m—飛機的質(zhì)量；W—飛機的重力；g—重力加速度。載荷系數(shù)除了飛機重力外，作用在飛機上的其他外載荷沿飛機機體坐標(biāo)軸方向的分量與飛機重力之比稱為飛機在該方向的載荷系數(shù)。用n表示。飛機在y軸方向的過載系數(shù)等于飛機升力Y與飛機重量W的比值Ny=L/W飛機結(jié)構(gòu)強度主要取決于Y軸方向的過載。載荷系數(shù)的大小表示外載荷是飛機重力的幾倍，正負(fù)表示外載荷的方向。過載系數(shù)的大小和方向（正、負(fù)）飛機的重心過載取決于飛行時升力的大小和方向。升力與y軸正向一致時取正號，反之則取負(fù)號。飛行中遇到向下的強大突風(fēng)，可能使飛機升力向下，產(chǎn)生負(fù)過載。飛機從平飛減速緩慢轉(zhuǎn)入下滑,過載是小于1.0的正數(shù)。飛機從平飛突然推桿進(jìn)入俯沖,可能產(chǎn)生負(fù)過載。飛機從下滑急速拉起,可能產(chǎn)生很大的正過載。飛機等速直線水平飛行，過載系數(shù)等于1.0。3.4巡航飛行飛機巡航飛行應(yīng)滿足的平衡條件：升力等于重力、推力等于阻力。平飛所需速度：飛機在某高度上保持平飛所需的升力（等于重量）對應(yīng)的飛行速度。平飛速度影響平飛所需速度的因素：飛機重量：重量愈大所需速度愈高。

升力系數(shù)：取決于飛機的迎角，迎角減小所需速度就高。

空氣密度：取決于飛行高度和大氣溫度，飛行高度高或氣溫高所需速度就高。

機翼面積：面積大所需速度就低。平飛所需功率：推力用于克服阻力，平飛需用推力取決于平飛所需速度對應(yīng)的飛機阻力。功率等于推力與速度的乘積。式中P平飛是保持飛機以V平飛速度飛行時需要的推力,叫做平飛時的需用推力。巡航飛行最大平飛速度一般是指發(fā)動機滿油門狀態(tài)下，飛機做水平直線飛行時所能達(dá)到的最高穩(wěn)定平飛速度。相關(guān)因素：飛機平飛所需推力發(fā)動機的可用推力飛行高度的限制飛機結(jié)構(gòu)強度限制剩余功率飛機的最大平飛速度隨高度增加而減?。òl(fā)動機的可用推力減小）。.剩余推力：發(fā)動機的可用推力大于飛機平飛所需推力的部分。剩余推力是飛機平飛加速和等速爬升的必要條件。限制飛機最大平飛速度的因素：發(fā)動機可用推力和飛機結(jié)構(gòu)強度。巡航飛行最小平飛速度：飛機最小平飛速度是維持飛機水平直線穩(wěn)定飛行的最低速度。不同高度有不同的最小飛行速度，隨著高度的增加最小飛行速度增加。飛機維持水平飛行的最低穩(wěn)定速度。相關(guān)因素最大升力系數(shù)。發(fā)動機的可用推力。飛機失速速度（最小平飛速度大于失速速度）飛機平飛速度范圍定義：從最小平飛速度到最大平飛速度。表征飛機的平飛性能好壞。飛機平飛包線(p59,60)最左邊邊界線為最小平飛速度線,邊界線各點表示的速度大于相應(yīng)高度的失速速度。受到最大升力系數(shù)和發(fā)動機可用推力的限制。此邊界線左邊各點所表示的高度和速度組合不會在飛行中出現(xiàn)。最右邊的邊界線是最大平飛速度線（高空用馬赫數(shù)表示）。低于巡航高度時受飛機結(jié)構(gòu)強度限制最大平飛速度減??；高于巡航高度時，最大平飛速度受發(fā)動機可用推力限制。邊界線右邊各點的高度和速度組合不在飛行中出現(xiàn)。飛行包線定義：以飛行高度、飛行速度、載荷系數(shù)等飛行參數(shù)為坐標(biāo)，以飛行中的各種限制條件為邊界組成的一條封閉曲線。飛機在飛行中出現(xiàn)的各種飛行參數(shù)的組合只能出現(xiàn)在飛行包線所圍范圍以內(nèi)或飛行包線的邊界上。飛機的平飛包線受最大升力系數(shù)、飛機結(jié)構(gòu)強度、發(fā)動機可用推力的限制。速度--過載包線（機動包線和突風(fēng)包線）P60以飛行速度和過載系數(shù)為坐標(biāo)，以最大和最小飛行速度，最大正、負(fù)過載系數(shù)為邊界畫出的飛行包線。它表示飛機結(jié)構(gòu)在不同飛行速度下的受載情況，是選取飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計情況的依據(jù)。最大正過載表示飛機承受的氣動升力指向機體立軸的正向并達(dá)到最大；最大最負(fù)過載表示飛機承受的氣動升力指向機體立軸的反向并達(dá)到最大；最大速度表示此時飛機的載荷或升力不一定最大，但機翼表面的局部氣動載荷很大，壓力中心靠后，考驗機翼結(jié)構(gòu)局部強度的嚴(yán)重受載情況。巡航飛行巡航速度每千米耗油量最小的飛行速度，即達(dá)到最大航程的飛行速度。航程飛機在無風(fēng)和不加油的條件下，連續(xù)飛行耗盡可用燃油時飛行的水平距離航時飛機耗盡可用燃油時能持續(xù)飛行的時間。起飛起飛定義：從起飛線開始，經(jīng)過滑跑-離地-爬升到安全高度（飛機高于起飛表面10.7米—CCAR-25）為止的全過程。主要性能指標(biāo)：地面滑跑距離、離地速度和起飛距離。影響起飛性能的主要因素：起飛重量、大氣條件（密度、風(fēng)向等）、離地時的迎角、增升裝置的使用、發(fā)動機的推力及爬升階段爬升角的選擇等。起飛離地速度起飛距離從開始滑跑到飛機越過安全高度時所經(jīng)過的水平距離。三個階段：起飛滑跑加速、拉起離地和上升到安全高度飛機著陸定義：安全高度（高于著陸表面15米—CCAR-25）下滑-拉平-平飛減速-飄落觸地-滑跑停機，五個階段的全過程。主要性能指標(biāo)：接地速度、著陸滑跑距離和著陸距離。影響著陸性能的主要因素：著陸重量、大氣條件（密度、風(fēng)向等）、接地時的迎角（正常應(yīng)取允許的最大值）、增升增阻裝置和發(fā)動機的反推及剎車裝置的使用等。接地速度定義：飛機在著陸過程中，接地瞬間的速度。接地速度越小越好，因為接地速度越小飛機著陸越安全，著陸滑跑的距離也越短。V接=k（（2W）/（CL接S））?其中k是考慮到飛機要向前飄落一段才接地，接地速度有所減小而選取的一個略小于1的修正系數(shù)。飛機的接地速度要比升力平衡重力所需速度略小一些。影響因素：飛機著陸接地速度和飛機著陸重量、空氣密度以及接地時的升力系數(shù)有關(guān)。著陸安全事項如果著陸重量過大或機場溫度較高或在海拔較高的機場著陸，都會造成接地速度過大，使飛機接地時受到較大的地面撞擊力，損壞起落架和機體受力結(jié)構(gòu)；也會使著陸滑跑距離過長，導(dǎo)致飛機沖出跑道的事故發(fā)生。著陸時的重量不能超過規(guī)定的著陸重量。在不超過臨界迎角和護(hù)尾迎角的條件下，接地迎角應(yīng)取最大值，增升增阻的后緣襟翼在著陸時要放下最大的角度，以最大限度的增加升力系數(shù)減小接地速度著陸滑跑距離定義：飛機從接地點開始，經(jīng)滑跑減速直至完全停止下來所經(jīng)過的距離叫著陸滑跑距離。影響因素：接地速度的大小、滑跑減速的快慢有關(guān)。接地速度越小，滑跑減速越快，著陸滑跑距離就越短。為了使飛機在滑跑中很快將速度降下來，著陸后要打開減升增阻的擾流板，使用發(fā)動機反推裝置和剎車。水平轉(zhuǎn)彎定義：飛機在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向的曲線運動。航向改變角度大于360度，叫水平盤旋;小于360度叫水平轉(zhuǎn)彎飛機在進(jìn)行水平轉(zhuǎn)彎時，運動的軌跡由直線變?yōu)榍€。飛行速度大小雖然沒有改變，但運動速度的方向卻在不停地變化。速度方向的改變，說明飛機運動有向心加速度an，向心加速度大小可表示為：an= 式中： V——飛機飛行速度；

R——轉(zhuǎn)彎航跡的半徑。加速度方向垂直于航跡的切線，指向航跡的中心水平轉(zhuǎn)彎飛機水平轉(zhuǎn)彎時，升力在垂直方向分量與飛機的重量平衡；在水平方向的分量提供了使飛機作曲線運動的向心力。最大傾斜角的限制因素：飛機結(jié)構(gòu)強度、發(fā)動機推力、飛機臨界迎角。相關(guān)操縱：副翼，升降舵，方向舵，發(fā)動機推力。ny=L/W=1/cosγ操縱飛機水平轉(zhuǎn)彎首先操縱副翼，使飛機產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角，則飛機可以在水平方向產(chǎn)生分量，提供向心力保持飛行速度不變，操縱駕駛桿向后，則飛機抬頭，增大迎角，提高升力，與重力平衡，否則容易在轉(zhuǎn)彎時掉高度同時加大引擎推力，以平衡迎角增大帶來的阻力增大問題，保證飛行速度大小不變。水平轉(zhuǎn)彎理論轉(zhuǎn)彎理論：偏轉(zhuǎn)副翼-拉駕駛桿-推油門桿-蹬方向舵（有飛行擾流板的飛機不蹬舵）。力是產(chǎn)生加速的原因：要使飛機速度方向改變，應(yīng)在重心處施加與原來速度方向垂直的水平橫向力。通過操縱副翼使飛機產(chǎn)生傾斜角（盤旋坡度），飛機升力在水平方向上的分量使飛機速度方向改變—轉(zhuǎn)彎。保持‘水平’轉(zhuǎn)彎：飛機升力在垂直方向上的分量應(yīng)等于重量。通過拉駕駛桿操縱升降舵使飛機迎角增加而實現(xiàn)。飛機作水平盤旋時，其過載系數(shù)大于l.0，轉(zhuǎn)彎半徑愈小要求的盤旋坡度愈大，對應(yīng)的過載系數(shù)也愈大。轉(zhuǎn)彎最大坡度由使用限制過載確定。保持速度大小不變：加大發(fā)動機推力克服因迎角增加引起的阻力增量，故加大油門。防止側(cè)滑：蹬方向舵（或上偏副翼-飛行擾流板）使飛機機頭連續(xù)擺向來流方向。側(cè)滑側(cè)滑：飛機沿機體坐標(biāo)軸Zt軸方向的移動叫做側(cè)滑。側(cè)滑角飛機對稱面與相對來流之間的夾角叫做側(cè)滑角，β。氣流從轉(zhuǎn)彎飛機的內(nèi)側(cè)吹來叫內(nèi)側(cè)滑；從外側(cè)吹來叫外側(cè)滑。需要副翼、升降舵和方向舵操縱、油門桿相互配合完成。等速爬升和等速下滑等速爬升:

飛機沿斜直線等速上升。飛機爬升軌跡與水平面之間的夾角稱為爬升角。爬升角飛行速度與水平面之間的夾角。剩余推力是飛機進(jìn)行等速爬升的先決條件。爬升率定義：單位時間內(nèi)，飛機等速上升的高度。等速爬升時，飛機的速度越快，爬升角越大，爬升率就越大，飛機爬到同一高度所需要的時間越短，飛機的上升性能也就越好。飛機等速爬升時，隨著飛行高度的增加，空氣的密度逐漸減小，飛行迎角必須增加，以得到較大的升力系數(shù)，這樣，飛行的阻力就不斷增大。而隨著飛行高度的增加，發(fā)動機的可用推力卻不斷減小，從而使飛機的剩余推力迅速下降，爬升率逐漸減小。飛機升限當(dāng)爬升率等于零時，飛機上升的高度叫做理論升限。實際規(guī)定，當(dāng)爬升率小于某一規(guī)定值時，飛機所達(dá)到的高度就叫做升限（實用升限）。等速下滑飛機在零推力狀態(tài)下，沿直線等速下降的運動。平衡力系下滑角θ=actg(1/K),K為升阻比。升阻比越大，下降時的下滑角就越小，在下降高度一定時，下降的距離就越長。在零推力狀態(tài)下，下滑角和下滑距離與飛機的重量無關(guān)。3.7增升原理和增升裝置目的：在較低速度下得到較大的升力，降低飛機起飛著陸速度，改善飛機起飛著陸性能，提高飛機起飛著陸安全性。增升裝置使用原因大型飛機的起飛離地和著陸接地速度越來越高原因有兩個：大型飛機起飛著陸重量大，使飛機安全離地和平穩(wěn)著陸要求的升力大，這也就要求飛機在起飛離地或著陸觸地時保持更高的飛行速度，以達(dá)到升力的要求。高速飛機的機翼主要從有利于作高速飛行的觀點來設(shè)計的，而適用于高速飛行的機翼在低速下飛行性能并不好（比如薄翼型、后掠機翼等）。要使用低速性能不好的機翼在低速下達(dá)到一定的升力，必然會要求更高的飛行速度。增升裝置對于提高現(xiàn)代民用運輸機起飛著陸的安全性來說就更為重要。增升裝置的原理改變機翼剖面形狀，加大翼型的彎度提高升力系數(shù)，但會增加壓差阻力，減小臨界迎角值?？刂茩C翼上的附面層，推遲氣流分離提高臨界迎角值，提高升力系數(shù)。增大機翼面積一般是通過襟翼和縫翼來實現(xiàn)增升裝置后緣襟翼/前緣襟翼/前緣縫翼控制附面層的增升裝置后緣襟翼分類簡單襟翼開裂式襟翼開縫式襟翼后退式襟翼后退開縫式襟翼雙縫或三縫襟翼飛機的襟翼是機翼上可以偏轉(zhuǎn)和或滑動的翼片，平時飛機停在機場上或在高空巡航飛行時，襟翼都收攏在機翼上。襟翼夠提供附加機翼升力的的主要原因是：？襟翼的偏轉(zhuǎn)?可以增加翼型的彎度，?可以減少或延緩附面層的分離?相當(dāng)于機翼延長或延伸了機翼，

使其有效面積獲得了增加

后緣襟翼的共同特點它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡稱襟翼)。襟翼放下時既可增大升力，同時也增大了阻力。多用于飛機著陸。這時襟翼放下到最大角度(約為50°～60°)。但有時也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°～20°)，以減小阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。簡單式襟翼定義：裝置在機翼后緣可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動的小翼面.不使用時，閉合成為機翼后緣的一部分；使用時繞軸向下偏轉(zhuǎn)。主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來增大升力。當(dāng)簡單襟翼放下時，翼剖面變得更彎拱，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時阻力也隨著增大。簡單式襟翼開裂式襟翼裝置在機翼后緣下表面一塊可繞軸轉(zhuǎn)動的板件。這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后緣并形成機翼的一部分，用時放下，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具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機翼上下表面的壓強差，即增大了升力；同時還延緩了氣流分離。襟翼放下,機翼剖面變得更彎拱，增大了翼剖面彎度提高機翼上表面的流速，增大上下表面的壓強差，就是增大了升力。增升效果相當(dāng)好，一般可把最大升力系數(shù)增大約百分之75到85。開縫式襟翼開縫式襟翼是對簡單襟翼的改進(jìn)，將轉(zhuǎn)軸由襟翼前緣正中移到襟翼前緣下表面。特點：放下時，一方面能增大機翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機翼后緣之間形成一個收斂縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個縫隙，以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面層中氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達(dá)到增升目的。開縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cy,max值約85%～95%。

開縫式襟翼后退式襟翼工作時，襟翼一邊后退，一邊向下偏轉(zhuǎn)后退式襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。增加翼剖面的彎度增大機翼的面積。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值約85%～95%。后退式襟翼后退襟翼后退開縫式襟翼（福勒襟翼）位于機翼后緣的下表面，打開時向后滑動一段距離，同時又向下偏轉(zhuǎn)，并與機翼后緣形成一條收斂縫隙。后退開縫式襟翼主要靠增大機翼面積及增加翼剖面的彎度來增加機翼的升力系數(shù)?？p隙與開縫式襟翼相同，可以防止附面層內(nèi)的氣流分離。這種襟翼一般在起飛和著陸時，分別采用不同后退量和偏轉(zhuǎn)角度。在起飛狀態(tài)，采用較小的偏轉(zhuǎn)角，因而阻力增加較小，升阻比較大，有利于起飛加速，減少滑跑距離。對于高性能飛機，翼剖面厚度又不允許采用雙縫、多縫襟翼，多采用這種襟翼。目前，在大、中型噴氣飛機上使用較多。后退開縫式襟翼雙縫或三縫襟翼（福勒襟翼的擴(kuò)展）單開縫襟翼利用氣流通過收斂縫隙來延緩氣流的分離，有一定的限度。當(dāng)偏轉(zhuǎn)角增大到某一程度時，氣流仍會發(fā)生分離，而且襟翼還可能發(fā)生振動。采用雙縫襟翼可以消除這些缺點。當(dāng)開縫式襟翼(單開縫)偏轉(zhuǎn)到35°～40°時，機翼后緣出現(xiàn)氣流分離和大量旋渦。增升效果減小。采用雙縫襟翼，則有更多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙，流到上翼面后緣，便可消除這里的旋渦，使氣流仍貼著彎曲的翼面流動。襟翼的偏轉(zhuǎn)角可增大到50°~60°,增升效果得到提高。如果采用三縫襟翼或多縫襟翼，增升效果會更好。多縫襟翼多縫襟翼波音737機翼使用各種型式不同的后緣襟翼的增升效果后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時也增大阻力系數(shù)后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時，臨界迎角減小后退開縫式襟翼（富勒襟翼）的增升效果最好，但后緣襟翼在提高機翼升力系數(shù)的同時，使機翼的阻力系數(shù)也增加了。當(dāng)襟翼放下角度較小時，阻力增加的百分比比升力增加的要低，這種情況適用于要求升力增大而阻力盡量小的起飛狀態(tài)。當(dāng)襟翼放下角度較大時，與升力增加的百分比相比，阻力增加的百分比要高，這種情況適用于升力和阻力都要求較大的著陸狀態(tài)。故在起飛和著陸時都使用后緣襟翼，但使用的方法卻不同。起飛時，使用后緣襟翼放下的角度較小，約為20左右；而著陸為40

。前緣襟翼前緣襟翼是指安裝在機翼前緣上的增升裝置。克魯格前緣襟翼它是機翼前緣下表面的一塊面板。不使用時緊貼在機翼前緣下表面，形成機翼外表面。使用時作動筒向外伸出推開克魯格襟翼，使其繞前面的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，向前下方打開?？唆敻窠笠泶蜷_后，與機翼前緣之間可根據(jù)需要安排成無縫隙或有縫隙的兩種下垂式前緣襟翼下垂式前緣襟翼就是一個可操縱的機翼前緣，不使用時，保持機翼前緣原形使用時；使用時在作動筒驅(qū)動下，整個前緣向下滑動，形成低垂的機翼前緣。性能分析這兩種襟翼一般都用在高速飛機上。高速飛機機翼采用前緣尖銳，相對厚度較小的翼型。以一定迎角飛行時，前緣上表面沒有形它成光滑的流道，氣流在前緣受挫即會產(chǎn)生氣流分離，而使機翼升力系數(shù)大大降低。如果使前緣襟翼下垂或打開克魯格襟翼就可減少前緣與相對來流之間的夾角，使氣流能沿平滑流道流過上翼面，不再產(chǎn)生氣流分離。飛機使用后緣襟翼時，后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，哪怕角度不大，在機翼前緣也會產(chǎn)生氣流分離，這會大大降低后緣襟翼的增升效果，若同時使用前緣襟翼可消除機翼前緣的氣流分離，提高后緣襟翼增升效果前緣縫翼指安裝在機翼前緣的一個小翼面。工作時小翼面與機翼前緣之間形成收斂式的縫隙。下翼面高壓氣流通過縫隙加速吹向上翼面，既可增加升力又能延緩氣流的分離，從而避免大迎角下的失速。前緣縫翼的作用延緩機翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”(一般能增大10°～15°)，使得機翼在更大的攻角下才會發(fā)生失速。增大最大升