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的控制面既增加了升力又增加了誘導(dǎo)阻力。襟翼容許在高巡航速度和低著陸速度之間折衷，
因為它可以在需要的時候伸出，不需要的時候收起到機翼結(jié)構(gòu)里。有四種常見類型的襟翼：
簡單襟翼，分裂襟翼，開縫襟翼和福勒(Fowler)襟翼。如圖4-13
簡單襟翼是四種類型中最簡單的。它增加翼面彎度，導(dǎo)致一定迎角時的升力系數(shù)明顯增加。
同時它也大大的增加了阻力，而且把機翼壓力中心向后移動，導(dǎo)致機頭下俯運動。
分裂襟翼從機翼的下表面分離出來，它比簡單襟翼產(chǎn)生的升力有稍微的增加。但是，也由于
在機翼后產(chǎn)生了紊亂的氣流模式，所以產(chǎn)生的阻力更多。當完全伸出時，簡單襟翼和分裂襟
翼都產(chǎn)生高阻力，而升力增加不多。
現(xiàn)今飛機上最流行的襟翼是開縫襟翼。這種設(shè)計的變體既用于小型飛機也用于大型飛機。開
縫襟翼比簡單襟翼和分裂襟翼明顯的增加升力系數(shù)。對于小型飛機，鉸鏈位于襟翼的下表面
下面，當襟翼放下時，它在機翼的襟翼槽和襟翼前緣之間形成一個導(dǎo)氣槽。
當開縫襟翼放下時，來自下表面的高能量空氣被輸送到襟翼的上表面。來自導(dǎo)氣槽的高能量
空氣加速了上表面邊界層流，延遲了氣流分離，提供了更高的升力系數(shù)。因此，開縫襟翼產(chǎn)
生的最大升力系數(shù)(Clmax)比簡單襟翼和分裂襟翼要增加很多。然而有很多中類型的開縫襟
翼，大飛機通常有雙開縫襟翼，甚至是三開縫襟翼。這些襟翼使阻力有最大增加而不會出現(xiàn)
襟翼上的氣流分離損害產(chǎn)生的升力。
福勒襟翼是開縫襟翼的一種類型。這個襟翼設(shè)計不僅改變了機翼的曲面彎度，它也增加了機
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翼的面積。福勒襟翼不是在鉸鏈上向下旋轉(zhuǎn)，而是沿導(dǎo)軌向后滑動。在伸長的第一部分中，
它增加的阻力非常小，但是由于增加面積和彎度而增加了很多升力。隨著繼續(xù)伸長，襟翼向
下偏轉(zhuǎn)，在襟翼行程的最后一部分，它增加了阻力而額外增加的升力很少。
前緣裝置
高升力裝置也可以應(yīng)用到翼型的前緣。最常規(guī)的類型是固定裂縫 ，可動縫翼，和前緣襟翼。
如圖4-14
固定裂縫把氣流引導(dǎo)到機翼的上表面，延遲了大迎角時的氣流分離。裂縫不增加機翼的彎度，
但是讓機翼獲得更高的最大升力系數(shù)，因為在機翼到達一個更大的迎角之前失速被延遲了。
可動縫翼由前緣拱形片組成，它在導(dǎo)軌上移動。在小迎角時，每一縫翼都被機翼前緣形成的
高壓保持在平齊的靠著機翼前緣。當迎角增加時，高壓區(qū)域沿著機翼下表面向后移動，使得
縫翼向前移動。然而，某些縫翼是由飛行員控制的，可以在任何迎角下伸出。打開縫翼會讓
機翼下方的空氣流過機翼的上表面，延遲了氣流分離。
前緣襟翼類似后緣襟翼，用來既增加最大升力系數(shù)有增加機翼的曲面彎度。這種類型的前緣
裝置經(jīng)常和后緣襟翼結(jié)合使用，可以降低由于后者引起的機頭下俯運動(前面說過襟翼的應(yīng)
用會導(dǎo)致升力中心后移，導(dǎo)致機頭下俯)。相比后緣襟翼來說，前緣襟翼的一點增量會讓升
力比阻力增加多的多。隨襟翼伸出的面積越大，阻力的增加比升力增加要快的多。
擾流板
在一些飛機上，稱為擾流板的高阻力裝置被安裝在機翼上，以擾亂平滑的氣流，降低升力和
增加阻力。一些飛機上擾流板用于側(cè)滾控制，一個好處是消除了逆偏轉(zhuǎn)。例如要右轉(zhuǎn)彎，右
側(cè)機翼上的擾流板抬起，損失了一些升力，在右邊產(chǎn)生了更多的阻力。右邊的機翼就下降，
飛機就向右傾斜和偏航。兩側(cè)機翼同時使用擾流板使飛機下降而速度不增加。擾流板也用于
幫助縮短著陸后的地面滑跑距離。通過損失升力，它們把重量轉(zhuǎn)移到輪子上，改善了減速效
力。如圖4-15
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配平系統(tǒng)
盡管飛機可以運行在很大范圍的姿態(tài)，空速和功率設(shè)定，但是被設(shè)計成只在這些變量非常有
限的組合內(nèi)才能脫手飛行。因此，配平系統(tǒng)用來接替飛行員對控制面施加恒定壓力的需要。
配平系統(tǒng)通常有座艙控制和鏈接到一個或多個主飛行控制面后緣的小鉸鏈裝置組成。通過空
氣動力學(xué)地幫助飛行控制面運動和定位到它們所安裝的位置，設(shè)計的配平系統(tǒng)能夠使飛行員
工作量降到最低。普通類型的配平系統(tǒng)包括配平調(diào)整片，平衡片，反作用伺服調(diào)整片，地面
可調(diào)節(jié)調(diào)整片，和可調(diào)節(jié)穩(wěn)定器。
配平調(diào)整片
小飛機上最常安裝的是一個安裝在升降舵后緣的單體配平調(diào)整片。大多數(shù)配平調(diào)整片是通過
一個小的豎直安裝的控制輪來手工操控的。然而，一些飛機上也能看到一個配平曲柄。座艙
控制包括一個配平位置指示儀。把配平控制放置在完全機頭下俯(nose-down)位置會移動
配平片到它的完全上升位置。隨著配平片上升到氣流中，水平尾翼面上的氣流趨于迫使升降
舵的后緣向下。這就導(dǎo)致飛機的尾部向上移動，進而引起一次機頭下俯的俯仰變化。如圖
4-16
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如果你設(shè)定配平調(diào)整片到完全的機頭抬起(nose-up)位置，配平片會移動到它的完全下降位
置。這種情況下，流經(jīng)水平尾翼面下的空氣沖擊配平片，趨于迫使升降舵后緣升起，降低了
升降舵的迎角。這就導(dǎo)致飛機的尾部下降運動和機頭上仰的俯仰變化。
盡管配平片和升降舵的運動方向相反，配平片的控制對于飛行員來說還是自然的。如果你不
得不在操縱桿上施加一個恒定的向后壓力，就說明需要一個機頭上仰的配平。正常的配平程
序是持續(xù)配平，直到飛機平衡且飛機頭重狀態(tài)不明顯。正常地飛行員首先要確立需要的功率，
俯仰姿態(tài)，和配置，然后配平飛機來減輕那個飛行條件下可能存在的控制壓力。在功率，俯
仰姿態(tài)或者配置發(fā)生變化的任何時候，都必須要重新配平來消除新飛行條件下的控制壓力。
平衡調(diào)整片
在某些飛機上控制力可能過高，為了降低它們，制造商會使用平衡調(diào)整片。它們看起來象配
平調(diào)整片，被鉸鏈在和配平調(diào)整片大約相同的地方。兩者之間的本質(zhì)區(qū)別是平衡調(diào)整片和控
制面連桿耦合，因此當主控制面朝任何方向運動，調(diào)整片自動的朝相反方向移動。按這種方
式，氣流沖擊調(diào)整片，相對平衡的也有部分氣壓沖擊主控制面，這就使飛行員更容易的移動
　
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