来源头条作者:飞行大家谈
在上两篇关于诱导阻力的文章中，我们已经知道飞机的机翼形状被优化为更加适合巡航状态。这就导致飞机机翼在起飞和着陆等状态时使用效率不高。因此有必要对机翼进行改装，以使其尽可能高效地适应起飞着陆等飞行阶段。这就是为什么制造商开发了增升装置，以来提高起飞和着陆时的升力。
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1.原理
当升力不变时，若想缩短起飞和着陆距离，飞机的速度就必须更低，而此时机翼必须仍然能够提供足够的升力以平衡飞机的重力。
有升力公式可知，光洁构型下，如果想要把速度降低至最低速度以下，仍然有足够的升力，这里有两种方法：
1.增加机翼的面积S。
2.通过改变翼型的形状或者使用机械装置修改边界层，来增加升力系数。
增升装置就是使用这两个原理，其被安装在机翼的前缘或后缘。
不要忘记：机翼的形状被优化为更加适合巡航状态（光洁构型），因此任何其他附加装置的拓展，都将直接导致阻力的显著增加，并减小最大拉升比。
2.技术应用
缝翼（slat）和襟翼（flap）的种类繁多，这些装置的主要目的是增加翼型的相对弯度，在某些情况下为了修改边界层的属性也会创造一些窄缝（slot）。
a.弯度增加—前缘
由于没有增升装置，当飞机以大迎角飞行时，气流很难附着在机翼上。边界层有明显的分离，从而导致升力下降。
通过增加前缘的弯度，气流偏离的程度大大降低，气流更好地附着在机翼上(因为损失的能量更少)，因此，边界层分离发生得更晚。
b.弯度增加—后缘
后缘弯度的增加导致下洗流的增加，升力系数CL也随之增大。
c.窄缝或气流槽（slot）
窄缝(或“气流槽”)允许空气在增升装置和机翼之间通过。使来自下表面的高压空气通过窄缝流到上表面，为流经机翼的空气提供更多的动能，最终延迟了气面分离。相同的原理也被应用到机翼后缘襟翼，同样增加机翼的最大升力系数CLmax。
注：由于没有找到slot对应的专业名词翻译，我们这里暂时以“窄锋或气流槽”作为对应翻译。
3.前缘装置
前缘增升装置主要分为两种：
前缘襟翼：这部分装置（通常在下表面）一般情况下绕轴旋转，例如：克鲁格襟翼、可变动拱形襟翼
前缘缝翼：通常从机翼脱落，然后向前滑动，例如：固定或可变缝翼、可变动拱形缝翼。
通过绘制的升力系数CL与迎角α的关系图可知，当使用前缘增升装置时，最大升力系数CLmax也随迎角α增加。最大升力系数的增加，最终导致失速速度的降低。
前缘增升装置显著增加了失速攻角。这意味着，在飞行过程中，飞机会在低速时保持头朝上的姿态。在最后进近时，着陆区域的视野将受到限制（机头严重的遮挡了飞行员的视野）。
我们可以通过绘制极坐标曲线CL=f(CD)，来说明前缘增升装置对空气动力学特性的影响。
a.克鲁格襟翼
克鲁格襟翼被广泛地用于大型客机上，它增加了机翼的弯度和面积，其伸展和收缩如下图所示：
b.可变动拱形襟翼
因具有更好的空气动力学特性，该系统较克鲁格襟翼稍微先进一些，其扩展机械运动类似于克鲁格襟翼。
c.前缘缝翼
前缘缝翼也是一种增升装置，当它收回时，仅仅被用作前缘的一小块面积。当前缘缝翼扩展时，它向前向下运动，同时创造了一条“窄缝或气流槽（slot）”。
4.后缘装置
与前缘增升装置相同，后缘装置也是通过下面两种方法增加升力：
（1）增加机翼的相对弯度和厚弦比。
（2）增加机翼的面积。
后缘增升装置对升力系数的影响与前缘增升装置相比并不相同，最大升力系数CLmax增加，但是CLmax对应的迎角稍微降低，同时对应的零升迎角也降低。另外，CLmax的增加也导致失速速度的降低。
由图可知，对于给定迎角，机翼扩展增升装置时对应的升力系数CL，相比光洁构型时更大。
这里我们解释一下：当襟翼扩展时，翼型被修改，此时的有效迎角αeff比光洁构型时更大，所以CL更大。
临界迎角的降低使得飞机在扩展襟翼进近时的机头上翘程度，比在光洁配置时要少，与前缘缝翼拓展相比其更加有利，极大地提高了跑道的可见性。
a.简单襟翼（Plain flaps）
这种襟翼增加了弯曲程度而不增加机翼表面积，其运动方向为向下倾斜。这种襟翼并不能增加很大的升力。
b.分裂式襟翼（Split flap）
分裂式襟翼，也称开裂式襟翼，像一块薄板，紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下表面的压强差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75%~85%，这种襟翼一般不在起飞时使用，只在降落时才使用。
c.开缝襟翼
开缝襟翼通过在后缘襟翼之前从机翼下表面分流气流，为机翼上表面的边界层重新供能。而且，开缝襟翼增加了相对弯度。
d.富勒襟翼
到目前为止，所描述的后缘襟翼都没有增加机翼表面。但是大多数商用飞机上安装的福勒襟翼不仅增加了机翼的弯度，同时还增加了机翼的表面，并且由于有一个或多个气流槽（或“缝”），因此还为上表面的边界层重新充能。多重开缝的福勒襟翼其效率最高，但也最复杂。
e.不同类型的后缘襟翼之间的比较
通过描绘升力系数曲线CL=f(α)和极曲线CL=f(CD)，可以总结出不同类型的后缘增升装置，对机翼空气动力特性的影响。
通过上图我们可以发现襟翼偏转时，升力系数和阻力系数的变化并不是线性的：
在襟翼扩展初期，升力系数CL迅速增加。
在襟翼扩展的最后几个角度，阻力系数CD迅速增加。
f.内侧副翼/襟副翼（Flaperons）
襟副翼也称为内侧副翼。对于大型飞机，常需要把襟翼做得很长，这样就占据了副翼的空间。于是把相应位置上的襟翼舵面独立出来当做副翼使用，这样的副翼就是襟副翼或内侧副翼。有些大型飞机会将襟副翼设计成上下开裂的形式，以便在襟翼全力放下的时候保证副翼的效率。使用襟副翼的时候，副翼的展长可以比正常的副翼高约1倍。
这是因为机翼根部的抗扭刚度较大，因此内侧襟翼可以减小副翼偏转时所引起的机翼扭转变形，改善副翼的操纵性能，提高飞机横侧操纵力，更好地满足高速飞机飞行的要求。由于内侧副翼占据了襟翼的位置，所以在采用内侧副翼时应该采用别的更有效的增升装置，如开缝襟翼和前缘襟翼等。
5.增升装置管理
a.根据飞行阶段选择相应的装置
增升装置增加升力系数的目的是为了缩短起飞着陆距离。
我们已经知道增升装置的偏转不仅会造成CL的极大增加，但是也会造成阻力的极大增加，同时升阻比显著降低。
着陆阶段：阻力的增加并不是一个麻烦，阻力系数的增加反而会增加飞机的刹车效率，这就是为什么着陆期间要“充分扩展”这些装置的原因。
起飞阶段：一个高升力系数会缩短起飞距离。这里，在学习飞行性能之前，我们首先了解一个知识点：飞机的起飞爬升性能（爬升坡度和爬升率）取决于升阻比。因此，飞行员必须选择一个折衷配置，以便在起飞速度和初始爬升性能之间找到更好的平衡点。起飞后，应尽快收回增升装置，以提高爬升性能。
复飞阶段：需要将增升装置从着陆阶段的“充分扩展”，部分收回至起飞阶段的配置情况。
b.缝翼和襟翼的使用顺序
当飞机同时有襟翼和缝翼的时候，这两个增升装置的收回和扩展的顺序至关重要。
对于给定的升力系数差值，即+△CL，前缘装置产生的阻力小于后缘襟翼。对于飞机的纵轴稳定性来说，襟翼的扩展对飞机的俯仰轴将会产生巨大的影响，然而缝翼的扩展仅仅有微弱影响。
由于这些原因，缝翼总是在后缘襟翼展开之前展开。同样，在襟翼收回之前收回。
注意：如果缝翼或襟翼的不对称扩展(系统故障)，在两侧机翼上将出现一些升力和阻力不对称，这可能对滚转和偏航控制造成严重的问题。
在襟翼展开时，若超过给定速度，将会导致飞机结构（一般是襟翼）的损坏或过载。因此，一般会在快速飞行的飞机上安装一个过载装置，当飞机加速超过给定的速度时，该装置会自动收起襟翼。
