2 飞机的低速空气动力

第二章飞机的低速空气动力

飞机是重于空气的飞行器,升空靠得是空气动力,空气动力最重要的升力和阻力,本章将研究空气低速流动（M＜0.4)时的运动规律,作用于飞机上的升力和阻力的产生原理以及变化规律。本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理一、空气流动的描述空气动力是空气相对于飞机运动时产生的，要学习和研究飞机的升力和阻力，首先要研究空气流动的基本规律。

1）理想流体：忽略流体粘性作用的流体；

2）不可压流体：忽略流体密度的变化认为其密度为常量的流体；（ρ不变）

3）绝热流体；不考虑热传导性的流体；低速（M<0.4)。（一）、流体模型化高速要考虑——“热障”。飞机在同温层进行超音速飞行，由于空气动力加热：M=2机头温度可达100°CM=2.5机头温度可达200°C带来的问题：一是座舱温度升高，人受不了；二是一些设备无法正常工作；三是飞机主要受力结构件的材料—铝合金的强度和刚度降低，达不到设计要求，无法正常飞行（M＞2.5铝合金材料的强度极限下降约40﹪,这是铝合金材料的工作极限）。解决办法：一是用空调系统保持适宜的温度；二是把飞行M数控制在低于2.5（仍然可使用铝合金材料），如果飞行M数＞2.5要使用耐高温材料如钛合金、复合材料等。4）连续介质假设假设空气是由空气微团组成的没有间隙的连续体空气相对于物体的流动，叫相对气流。

相对气流与飞行速度，大小相等、方向相反。相对气流飞行方向（二）、相对气流相对气流运动方向*相对气流方向始终与飞机运动方向相反!（三）、迎角（攻角）迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。相对气流相对气流方向与翼弦平行时，为零迎角；相对气流方向指向机翼下表面时，为正迎角；相对气流方向指向机翼上表面时，为负迎角；相对气流方向就是飞机速度的反方向相对气流方向是判断迎角大小的依据平飞中，可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞行状态中，则不可以采用这种判断方式。5度迎角水平飞行、上升、下降时的迎角上升平飞下降相对气流方向是判断迎角大小的依据飞机在正常飞行时都是正迎角迎角探测装置（四）、流线和流线谱空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的速度与曲线在该点的切线重合。ν1ν2ν3ν4ν5A1A2A3A4A5*流线不能相交定常流动：流体状态参数不随t变化P.T.V.ρ=f(x,y,z)非定常流动：流体状态参数既随t又随空间位置变P.T.V.ρ=f(x,y,z,t)定常流：轨线与流线重合。流管：由许多流线所围成的管状曲面。

流谱：由流线及涡流组成的反映流动全貌的图形。流线和流线谱的实例几种典型物体的流线谱流线谱的特点

3、凸出处，流管细，越凸出越细；挡风处，流管粗，越挡风越粗；背风处，产生涡流区，越背风越大。1、流线谱的形状与流动速度无关。

2、物体的流谱取决于物体的形状和物体在气流中的相对位置（α）。驻点(V=0的点）。一维定常流的连续方程单位时间内流过截面1的流体质量为单位时间内流过截面2的流体质量为（五）、连续性定理（质量守恒）

[Kg/s]

在一维定常流动中，单位时间通过同一流管任一截面的流体质量相等即ρ•ν•A=

C(常量)物理意义:根据质量守恒定律可得：低速流动时（M＜0·4）认为ρ不变；

[m3/s]νA=C(常量）Aν;Aν*此规律只适用低速结论：空气流过同一流管时，流速大小与截面积成反比。

在一维定常流动中，单位时间通过同一流管任一截面的体积流量相等物理意义:（六）、伯努利定理（能量守恒）同一流管的任意截面上，流体的静压与动压之和保持不变。能量守恒定律是伯努力定理的基础。伯努利定理空气能量主要有四种：动能、压力能、热能、重力势能。低速流动，热能可忽略不计；空气密度小，重力势能可忽略不计。因此，沿流管任意截面能量守恒，即为：动能+压力能=常值。公式表述为：上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。（常量）在同一条流线或同一条流管上。适用条件：①一维定常；（沿同一流管稳定流动）②绝热；（流动的空气与外界没有能量交换）③理想；（空气没有粘性）④不可压；（空气密度不变，低速）

物理意义：伯努力方程是低速的能量方程；它表明：单位体积空气的动能和压力能相互转换，但总的能量（全压）为一常数，不变，守恒。伯努利定理—动压，单位体积空气所具有的动能。当空气在流动中受阻，流速降低时,动压才转化成静压作用于物体表面。—静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。—总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。空速管测飞行速度的原理取海平面密度取飞机所在高度密度

V表*表速相同动压相同V真=V表ρ0ρHV真（七）、连续性定理和伯努利定理的应用30

连续方程和伯努力方程给出了低速气流特性：空气沿同一流管稳定流动AAVVPP本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。二、升力总空气动力升力和阻力之和称为总空气动力。R总空气动力(L)(D)压力中心翼弦相对气流气流轴系以飞行速度（相对气流）方向为基准，通过飞机重心的三条互相垂直的坐标轴。升力、阻力和侧力是按气流轴系定义的。升力：Y阻力：X侧力：Z（一）、升力的产生原理(1)大小:压差在垂直气流方向上的合力(2)方向:与相对气流方向垂直(3)作用点:机翼压力中心YY左Y右YYY*升力有正负，沿座舱盖向上为正，向下为负。*升力的方向总是与相对气流方向垂直，并在飞机对称面内。（一）、升力的产生原理（二）、翼型的压力分布1、矢量表示法剩余压力机翼表面各点的静压小于大气压力是吸力，叫做负压（－△P）。机翼表面各点的静压大于大气压力是压力，叫做正压（＋△P）。（二）、翼型的压力分布1、矢量表示法机翼表面各点的静压小于大气压力是吸力，叫做负压（－△P）。机翼表面各点的静压大于大气压力是压力，叫做正压（＋△P）。剩余压力大气压力大气压力上表面下表面用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。1、矢量表示法为什么机翼下表面是吸力？机翼升力主要靠机翼上表面所受吸力的作用产生尤其是上翼面的前段，约占总升力的60%~80%下翼面正压所产生的升力只占总升力的20%~40%驻点和最低压力点2、坐标表示法图上Cp=1的点就是驻点，Cp最小的点就是最低压力点。压力系数1吸力压力2.2.3升力公式—飞机的升力系数，通过实验测得的无量纲参数，它综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。

—飞机的飞行动压—机翼的面积。飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。（三）、升力公式影响升力的因素海拔高度的增加和气温升高都会使空气密度减小，起飞时要达到所需要的升力，就必须加大起飞离地速度，而空气密度减小，又使发动机性能降低，飞机加速困难，这就影响了一些飞机在高温高原机场的使用。在其他条件不变的情况下，飞行高度越高，空气密度越小，飞机升力就越小，为得到所需要的升力，就必须提高飞行速度，所以只有高速飞机才适合在高空进行巡航飞行。1.空气密度飞机的升力与空气密度成正比。２．机翼面积加大机翼面积可以增大升力，同时也会增大阻力。早期飞机速度小，为了获得所需升力，往往加大机翼面积，甚至采用双翼机。随着飞机飞行速度的不断提高，所需升力不成问题，主要矛盾又转化为如何减小阻力提高速度，所以高速飞机机翼的面积逐渐减小。飞机的升力与机翼面积成正比。3.升力系数飞机的升力与升力系数成正比。升力系数是无量纲参数，在低速飞行时，它们只与机翼的形状（机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关。同一架飞机，机翼形状一般是不变的，升力系数随迎角变化。翼型不同升力大小也不同飞行中操纵升降舵、方向舵或副翼,就是通过改变尾翼或机翼的切面形状,来改变尾翼或机翼上的空气动力,实施操纵。4．飞行速度飞机的升力与速度的平方成正比。飞机在空中飞行，机翼形状和面积一般是不变的，空气密度的变化是一种自然现象，飞行员也无法控制，飞行中改变升力的主要方法是改变飞行速度和迎角。飞行员要想得到较大的升力，一般应先增大飞行速度，然后拉杆增大迎角。本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理三、阻力飞机的阻力对于飞机的飞行是有害的。因为它要消耗发动机的功率，要为它付出高昂的代价。在高速飞行的飞机上，更是如此。所以，无论是在飞机设计和制造过程中，还是在使用维护过程中，都应想方设法降低飞机的阻力。但是，在有些情况下，飞机的阻力不仅是无害的，而且还是必需的。这时，应当采取适当的措施，迅速增加飞机的阻力。阻力的分类对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性（寄生阻力）（一）、低速附面层附面层，是气流速度从物面处速度为零逐渐增加到99%主流速度的很薄的空气流动层。不受干扰的主流附面层边界物体表面1、附面层的形成无粘流动沿物面法线方向速度一致粘性流动沿物面法线方向速度不一致“附面层”空气流过物面沿物面法线方向速度逐渐增大的空气薄层即附面层空气有粘性物面不光滑附面层产生的根本原因是因为空气有粘性2、附面层的特点附面层内沿物面法向方向压力不变且等于法线主流压力。只要测出附面层边界主流的静压，便可得到物面各点的静压，它使理想流体的结论有了现实意义。附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。l层流附面层和紊流附面层附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，紊流在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩点层流附面层紊流附面层层流底层（1﹪）影响转捩点位置的因素：温度、来流速度、气流原始紊 乱程度、物体表面光滑程度层流附面层和紊流附面层的速度型哪个粘性力大?较薄，分层流动，小，摩擦阻力小；层流：dvdyh=0紊流：较厚，上下乱动，大，摩擦阻力大。dvdyh=0（二）、阻力的产生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性1、摩擦阻力由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%2、压差阻力VPP?2、压差阻力空气流过机翼产生D压前缘受阻，VP后缘有涡流区，空气旋转能量损失，PD压压差阻力产生的根本原因是附面层气流分离顺压梯度与逆压梯度顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。ABC（顺压）（逆压）逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。附面层分离在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流相互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。分离点一反压二倒流三分离分离区的特点一分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。分离区的特点二分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。P分离点P1P2P3P4P分离点=P1=P2=P3=P4在涡流区内，由于空气不停地迅速旋转，动能因为摩擦而损耗使压力降低。分离区的特点三附面层分离的内因是空气的粘性，外因是因物体表面弯曲而出现的逆压梯度。分离点与转捩点的区别层流变为紊流（转捩），顺流变为倒流（分离）。分离可以发生在层流区，也可发生在紊流区。转捩和分离的物理含义完全不同。影响压差阻力的因素压差阻力的大小与物体的迎风面积、物体的形状和物体在气流中的相对位置(迎角)有关。用刀把一个物体从当中剖开，正对着迎风吹来的气流的那块面积就称为“迎风面积”。如果这块面积是从物体的最大截面面积的地方剖开的，那么就称为“最大迎风面积”。物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。影响压差阻力的因素飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。

的关键是压差阻力涡流区迎角越大，压差阻力也越大。3、干扰阻力飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。3、干扰阻力飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。4、诱导阻力翼尖涡翼尖涡的形成正常飞行时，飞机产生正升力，下翼面的压力比上翼面高。这样形成的漩涡流称为翼尖涡。（注意旋转方向）翼尖涡的形成翼尖涡的形成由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是就形成旋涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。下洗流（DownWash）和下洗角由于两个翼尖涡的存在，会导致在翼展范围内出现一个向下的诱导速度场，称为下洗。下洗角下洗速度的存在，改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流，下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角ε。下洗速度沿翼展分布不同平面形状的机翼，沿展向下洗速度的分布是不一样的。诱导阻力的产生有限展长机翼与无限展长机翼相比，前者存在翼尖涡和下洗速度场，有了下洗，实际升力应垂直于下洗流，导致实际升力后斜。LL’D下洗角越大，实际升力后倾越厉害。以机翼产生正升力为例：机翼产生正升力诱导出下洗速度（w）下洗流升力后倾垂直相对气流分量，有效升力平行相对气流分量，诱导阻力上表面P小下表面P大翼尖涡空气绕翼尖从下表面流向上表面影响诱导阻力的因素机翼平面形状：椭圆形机翼的诱导阻力最小。展弦比越大，诱导阻力越小升力越大，诱导阻力越大平直飞行中，诱导阻力与飞行速度平方成反比翼梢小翼可以减小诱导阻力小展弦比使翼尖涡变强，诱导阻力增加。大展弦比使翼尖涡减弱，诱导阻力变小。展弦比对诱导阻力的影响机翼展弦比倒数诱导阻力系数减少的百分比升力系数不变低速飞机大多采用大展弦比机翼来减小诱导阻力展弦比对诱导阻力的影响展弦比对诱导阻力的影响在相同升力的情况下（如平飞），飞行速度越小，对应的迎角越大，翼尖涡越强，诱导阻力越大。平直飞行中，诱导阻力与飞行速度平方成反比。空速大小对诱导阻力大小的影响

翼梢小翼可以阻止气流从下翼面向上翼面的流动，从而减弱翼尖涡，减小诱导阻力。翼梢小翼能使全机的诱导阻力减小20—35%。因此，翼梢小翼作为提高飞行经济性、节省燃油的一种先进空气动力设计措施，已在飞机上广泛采用。翼梢小翼—飞机的飞行动压—机翼的面积。—飞机的阻力系数，通过实验测得的无量纲参数，它综合表达了迎角、飞机形状和表面光滑程度等因素对阻力的影响飞机的阻力与阻力系数、来流动压和机翼面积成正比。5、阻力公式阻力相关资料典型飞机阻力构成阻力名称亚音速运输机超音速战斗机单旋翼直升机摩擦阻力45%23%25%诱导阻力40%29%25%干扰阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%压差阻力？本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理四、飞机的低速空气动力性能飞机的主要空气动力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空气动力性能参数包括：最大升力系数最小阻力系数最大升阻比2.4.1升力特性升力系数的变化规律α临界(失速迎角)(失速区)当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。当α=α临界，升力系数为最大。当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。（一）、升力特性1、升力系数的变化规律α。翼型在不同迎角下的压强分布*压力中心位置的移动压力中心（CP）位置随迎角改变的变化在迎角小于临界迎角的范围内，迎角增大，压力中心前移。迎角大于临界迎角后，迎角增大压力中心后移。α临界2、升力特性参数零升迎角升力系数曲线斜率中小迎角下，线性段α。α抖：升力系数开始脱离线性的那一点所对应的迎角（气流开始分离）飞行中，用α抖来判断机翼气流分离的时机。2、升力特性参数零升迎角升力系数曲线斜率中小迎角下，线性段α。＞0且为定值＞0＝0＜0升力特性参数α。升力系数曲线斜率临界迎角和最大升力系数零升迎角升力系数曲线斜率中小迎角下，线性段2、升力特性参数（二）、阻力特性1、阻力系数的变化规律阻力系数随迎角的变化规律在中小迎角范围，阻力系数随迎角增大而缓慢增大，飞机阻力主要为摩擦阻力。在迎角较大时，阻力系数随迎角增大而较快增大，飞机阻力主要为压差阻力和诱导阻力。在接近或超过临近迎角时，阻力系数随迎角的增大而急剧增大，飞机阻力主要为压差阻力。2、阻力特性参数最小阻力系数和零升阻力系数飞机的最小阻力系数非常接近零升阻力系数，一般认为二者为同一个值。中小迎角时的阻力公式在中小迎角时，阻力系数可以表示为：

A:诱导阻力因子，大小与机翼形状有关。：有效展弦比（含机翼平面形状的影响）零升阻力系数诱导阻力系数中小迎角时的阻力公式（三）、升阻比特性1、升阻比定义:同一迎角下，升力与阻力之比。

(K)（CL）（CD）K主要随α变化，与ρ、V、S的大小无关升阻比又叫气动效率，升阻比大，说明在同一升力的情况下，阻力小，飞机的空气动力特性好。升阻比曲线升阻比曲线表达了升阻比随迎角而变化的规律，升阻比存在一个最大值，此时对应的迎角称为最小阻力迎角（亦称有利迎角）。α0Kmax有利α升阻比随迎角的变化规律从零升迎角到最小阻力迎角，升力增加较快，阻力增加缓慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角处，升阻比最大。从最小阻力迎角到临界迎角，升力增加缓慢，阻力增加较快，因此升阻比减小。超过临界迎角，压差阻力急剧增大，升阻比急剧减小。最小阻力迎角KmaxKmax

时，升力系数是不是最大？Kmax

时，阻力系数是不是最小？可以证明：即K=Kmax

时3、性质角（θ）性质角是总空气动力与升力之间的夹角。Kmaxθmin对应着性质角是总空气动力向后倾斜的角度，性质角越小，总空气动力向后倾斜的越少，升阻比越大2.4.4飞机的极曲线极曲线将飞机的升力系数、阻力系数、升阻比随迎角变化的关系综合起来用一条曲线表示出来，以便于综合衡量飞机的空气动力性能。.极曲线（四）、飞机的极曲线1、极曲线极曲线的深入理解⑴、可查出该机型的α0、αlj

、α有利确定Cx0、Cymax⑵、可看出Cy、Cx、K（通过θ）随α的变化规律⑶、配合Cy-α曲线可查出每一α下的Cy、Cxα0Cymaxαijα有利Cxo从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，较高者的迎角较大，较高者的平飞速度较小。极曲线的深入理解极曲线的深入理解螺旋桨滑流不同滑流状态的极曲线2、不同滑流状态的极曲线滑流使得升力系数和最大升力系数增大，最大升阻比增大，极曲线向右上偏移。不同滑流状态的极曲线小油门大油门（五）、地面效应（五）、地面效应飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化。这种效应称为地面效应。地面效应的产生原因上下翼面压差增加地面阻碍使下洗流减小下洗角减小，使平尾迎角减小飞机脱离地面效应区飞机处于地面效应区地面效应的效果上下翼面压差增加，从而使升力系数增加。地面阻碍使下洗流减小，使诱导阻力减小，阻力系数减小。下洗角减小，使平尾迎角减小，出现附加下俯力矩（低头力矩）。

在地面效应区在地面效应区地面效应的效果CLCD

在一定的迎角范围原因：飞机贴近地面飞行时，翼尖涡减弱，有效迎角增大,引起气流分离提前。αij

CLmaxK地面效应的产生范围飞机距地面高度在一个翼展以内，地面效应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。地面效应的产生范围诱导阻力系数减少的百分比升力系数不变本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理五、增升装置的增升原理迎角与速度的关系飞机的升力主要随飞行速度和迎角变化。在大速度飞行时，只要求较小迎角，机翼就可以产生足够的升力维持飞行。在小速度飞行时，则要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。速度迎角为什么要使用增升装置用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，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。增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。2、增加机翼面积S1、增加机翼相对弯度f3、延迟气流分离实现增升的途径：气动增升动力增升—翼上发动机、推力矢量、喷气襟翼等主要增升装置包括：后缘襟翼前缘襟翼前缘缝翼前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼2.5.2

后缘襟翼①简单襟翼②分裂襟翼③开缝襟翼④后退襟翼⑤后退开缝襟翼（一）、后缘襟翼(简称襟翼)襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角度(约为50°～60°)。但有时也用于起飞，但放下的角度较小(约为15°～20°)，以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。①简单襟翼f简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合，形成机翼后缘的一部分；用时可打开放下。由于它只有一种增升作用，所以它的增升效果不高。一般情况下，它大约只能使Cymax增大65%~75%。襟副翼②分裂襟翼延缓分离f增升效果相当好，一般可把最大升力系数Cymax增大约75～85﹪。低压区③开缝襟翼开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增升效果也较好，一般可增大Cymax值约85%～95%。f延缓分离下翼面气流经开缝流向上翼面开缝襟翼的流线谱④后退襟翼fS后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。其一是增加翼剖面的弯度；其二是增大机翼的面积。这种襟翼可沿滑轨向后滑动，因此能起到这两种作用。它的增升效果也很好，一般可增大Cymax值约85%～95%。⑤后退开缝襟翼后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。(查格、富勒襟翼）双开缝三开缝f延缓分离SB747的后退开缝襟翼增升效果最好，一般可增大Cymax值约110%～140%。零升迎角

0减小临界迎角

ij减小（教八飞机升力系数曲线）

ij

0(1)升力系数CyCymax放(后缘）襟翼对飞机空气动力特性的影响(2)阻力系数增大(3)升阻比K减小Cxi

=

Cy2/e教八飞机极线后缘涡流区扩大，Cxp

放(后缘）襟翼对飞机空气动力特性的影响(4)压力中心后移放襟翼后,临界迎角

ij减小,这样,在迎角较大的起飞着陆时,使用后缘襟翼容易造成飞机失速,所以现代大型飞机的后缘襟翼都是与前缘襟翼、前缘缝翼等增升装置一起配合使用。（二）、前缘襟翼前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。f延缓分离改善前缘绕流超音速飞机一般采用前缘削尖的薄翼，易前缘分离超音速飞机的前缘襟翼前后缘机动襟翼(空战襟翼)2.5.3

前缘襟翼高亚音速飞机的前缘较钝，一般采用克鲁格襟翼克鲁格襟翼。装在翼根下部，打开可增大机翼弯度和面积，并改善前缘绕流，延缓分离。如波音747、三叉戟。前缘缝翼（三）、前缘缝翼延缓分离大迎角