飛行原理——增升裝置

在上兩篇關於誘導阻力的文章中，我們已經知道飛機的機翼形狀被優化為更加適合巡航狀態。這就導致飛機機翼在起飛和著陸等狀態時使用效率不高。因此有必要對機翼進行改裝，以使其儘可能高效地適應起飛著陸等飛行階段。這就是為什麼製造商開發了增升裝置，以來提高起飛和著陸時的升力。

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1.原理

當升力不變時，若想縮短起飛和著陸距離，飛機的速度就必須更低，而此時機翼必須仍然能夠提供足夠的升力以平衡飛機的重力。

有升力公式可知，光潔構型下，如果想要把速度降低至最低速度以下，仍然有足夠的升力，這裡有兩種方法：

1.增加機翼的面積S。

2.通過改變翼型的形狀或者使用機械裝置修改邊界層，來增加升力係數。

增升裝置就是使用這兩個原理，其被安裝在機翼的前緣或後緣。

不要忘記：機翼的形狀被優化為更加適合巡航狀態（光潔構型），因此任何其他附加裝置的拓展，都將直接導致阻力的顯著增加，並減小最大拉升比。

2.技術應用

縫翼（slat）和襟翼（flap）的種類繁多，這些裝置的主要目的是增加翼型的相對彎度，在某些情況下為了修改邊界層的屬性也會創造一些窄縫（slot）。

a.彎度增加—前緣

由於沒有增升裝置，當飛機以大迎角飛行時，氣流很難附著在機翼上。邊界層有明顯的分離，從而導致升力下降。

通過增加前緣的彎度，氣流偏離的程度大大降低，氣流更好地附著在機翼上(因為損失的能量更少)，因此，邊界層分離發生得更晚。

b.彎度增加—後緣

後緣彎度的增加導致下洗流的增加，升力係數CL也隨之增大。

c.窄縫或氣流槽（slot）

窄縫(或「氣流槽」)允許空氣在增升裝置和機翼之間通過。使來自下表面的高壓空氣通過窄縫流到上表面，為流經機翼的空氣提供更多的動能，最終延遲了氣面分離。相同的原理也被應用到機翼後緣襟翼，同樣增加機翼的最大升力係數CLmax。

註：由於沒有找到slot對應的專業名詞翻譯，我們這裡暫時以「窄鋒或氣流槽」作為對應翻譯。

3.前緣裝置

前緣增升裝置主要分為兩種：

前緣襟翼：這部分裝置（通常在下表面）一般情況下繞軸旋轉，例如：克魯格襟翼、可變動拱形襟翼

前緣縫翼：通常從機翼脫落，然後向前滑動，例如：固定或可變縫翼、可變動拱形縫翼。

通過繪製的升力係數CL與迎角α的關係圖可知，當使用前緣增升裝置時，最大升力係數CLmax也隨迎角α增加。最大升力係數的增加，最終導致失速速度的降低。

前緣增升裝置顯著增加了失速攻角。這意味著，在飛行過程中，飛機會在低速時保持頭朝上的姿態。在最後進近時，著陸區域的視野將受到限制（機頭嚴重的遮擋了飛行員的視野）。

我們可以通過繪製極坐標曲線CL=f(CD)，來說明前緣增升裝置對空氣動力學特性的影響。

a.克魯格襟翼

克魯格襟翼被廣泛地用於大型客機上，它增加了機翼的彎度和面積，其伸展和收縮如下圖所示：

b.可變動拱形襟翼

因具有更好的空氣動力學特性，該系統較克魯格襟翼稍微先進一些，其擴展機械運動類似於克魯格襟翼。

c.前緣縫翼

前緣縫翼也是一種增升裝置，當它收回時，僅僅被用作前緣的一小塊面積。當前緣縫翼擴展時，它向前向下運動，同時創造了一條「窄縫或氣流槽（slot）」。

4.後緣裝置

與前緣增升裝置相同，後緣裝置也是通過下面兩種方法增加升力：

（1）增加機翼的相對彎度和厚弦比。

（2）增加機翼的面積。

後緣增升裝置對升力係數的影響與前緣增升裝置相比並不相同，最大升力係數CLmax增加，但是CLmax對應的迎角稍微降低，同時對應的零升迎角也降低。另外，CLmax的增加也導致失速速度的降低。

由圖可知，對於給定迎角，機翼擴展增升裝置時對應的升力係數CL，相比光潔構型時更大。

這裡我們解釋一下：當襟翼擴展時，翼型被修改，此時的有效迎角αeff比光潔構型時更大，所以CL更大。

臨界迎角的降低使得飛機在擴展襟翼進近時的機頭上翹程度，比在光潔配置時要少，與前緣縫翼拓展相比其更加有利，極大地提高了跑道的可見性。

a.簡單襟翼（Plain flaps）

這種襟翼增加了彎曲程度而不增加機翼表面積，其運動方向為向下傾斜。這種襟翼並不能增加很大的升力。

b.分裂式襟翼（Split flap）

分裂式襟翼，也稱開裂式襟翼，像一塊薄板，緊貼於機翼後緣下表面並形成機翼的一部分。使用時放下(即向下旋轉)，在後緣與機翼之間形成一個低壓區，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，襟翼下放後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係數提高75%~85%，這種襟翼一般不在起飛時使用，只在降落時才使用。

c.開縫襟翼

開縫襟翼通過在後緣襟翼之前從機翼下表面分流氣流，為機翼上表面的邊界層重新供能。而且，開縫襟翼增加了相對彎度。

d.富勒襟翼

到目前為止，所描述的後緣襟翼都沒有增加機翼表面。但是大多數商用飛機上安裝的福勒襟翼不僅增加了機翼的彎度，同時還增加了機翼的表面，並且由於有一個或多個氣流槽（或「縫」），因此還為上表面的邊界層重新充能。多重開縫的福勒襟翼其效率最高，但也最複雜。

e.不同類型的後緣襟翼之間的比較

通過描繪升力係數曲線CL=f(α)和極曲線CL=f(CD)，可以總結出不同類型的後緣增升裝置，對機翼空氣動力特性的影響。

通過上圖我們可以發現襟翼偏轉時，升力係數和阻力係數的變化並不是線性的：

在襟翼擴展初期，升力係數CL迅速增加。

在襟翼擴展的最後幾個角度，阻力係數CD迅速增加。

f.內側副翼/襟副翼（Flaperons）

襟副翼也稱為內側副翼。對於大型飛機，常需要把襟翼做得很長，這樣就佔據了副翼的空間。於是把相應位置上的襟翼舵面獨立出來當做副翼使用，這樣的副翼就是襟副翼或內側副翼。有些大型飛機會將襟副翼設計成上下開裂的形式，以便在襟翼全力放下的時候保證副翼的效率。使用襟副翼的時候，副翼的展長可以比正常的副翼高約1倍。

這是因為機翼根部的抗扭剛度較大，因此內側襟翼可以減小副翼偏轉時所引起的機翼扭轉變形，改善副翼的操縱性能，提高飛機橫側操縱力，更好地滿足高速飛機飛行的要求。由於內側副翼佔據了襟翼的位置，所以在採用內側副翼時應該採用別的更有效的增升裝置，如開縫襟翼和前緣襟翼等。

5.增升裝置管理

a.根據飛行階段選擇相應的裝置

增升裝置增加升力係數的目的是為了縮短起飛著陸距離。

我們已經知道增升裝置的偏轉不僅會造成CL的極大增加，但是也會造成阻力的極大增加，同時升阻比顯著降低。

著陸階段：阻力的增加並不是一個麻煩，阻力係數的增加反而會增加飛機的剎車效率，這就是為什麼著陸期間要「充分擴展」這些裝置的原因。

起飛階段：一個高升力係數會縮短起飛距離。這裡，在學習飛行性能之前，我們首先了解一個知識點：飛機的起飛爬升性能（爬升坡度和爬升率）取決於升阻比。因此，飛行員必須選擇一個折衷配置，以便在起飛速度和初始爬升性能之間找到更好的平衡點。起飛後，應儘快收回增升裝置，以提高爬升性能。

復飛階段：需要將增升裝置從著陸階段的「充分擴展」，部分收回至起飛階段的配置情況。

b.縫翼和襟翼的使用順序

當飛機同時有襟翼和縫翼的時候，這兩個增升裝置的收回和擴展的順序至關重要。

對於給定的升力係數差值，即+△CL，前緣裝置產生的阻力小於後緣襟翼。對於飛機的縱軸穩定性來說，襟翼的擴展對飛機的俯仰軸將會產生巨大的影響，然而縫翼的擴展僅僅有微弱影響。

由於這些原因，縫翼總是在後緣襟翼展開之前展開。同樣，在襟翼收回之前收回。

注意：如果縫翼或襟翼的不對稱擴展(系統故障)，在兩側機翼上將出現一些升力和阻力不對稱，這可能對滾轉和偏航控制造成嚴重的問題。

在襟翼展開時，若超過給定速度，將會導致飛機結構（一般是襟翼）的損壞或過載。因此，一般會在快速飛行的飛機上安裝一個過載裝置，當飛機加速超過給定的速度時，該裝置會自動收起襟翼。