C-5A 后掠 576 7.75 25°/ 11～12
DC-9-30 后掠 92.97 8.71 24°/ 11.6
DC-10-30 后掠 367.7 7.5 35°/ 8.4～12.2
L-1011 后掠 320 6.95 35°/
Boeing707 后掠 268.6 7.06 35°/
Boeing747 后掠 511 6.96 37°30’/ 8～13.44
ИЛ-86 后掠 320 6.4 35°/
Ty-144 三角形雙 438 57°、76°
協 和 三角形 385.25 1.7 2.15～3
表6.4 直機翼后緣襟翼數據表
襟翼型式 相對弦長 偏轉角 ΔCy max 及對應Cy max 的α
開裂式 ～25% 50°～60° 0.6～0.8（α=13°～14°）
后退式 30%～40% 40°～50° 1.3～1.4（α=13°）
雙縫式 30%～40% 40°～50° 1.4～1.5（α=12°）
多縫式 35%～45% 50°～60° 1.6～1.8（α=12°）
三、機翼的增升裝置與副翼設計
（一）增升裝置
如前所述，機翼的翼型和平面形狀幾何參數，通常都是按巡航狀態的要求設計的，翼型的
相對彎度f 等參數通常是按設計升力系數的要求確定的，因此，其氣動特性不能滿足起飛著陸
狀態的要求。所以，幾乎所有機翼上都附設有增升裝置，用以改善飛機的起飛著陸性能。對于
艦載飛機，尤為重要。
從工作原理上來看，機翼增升裝置的作用主要是增加翼型的相對彎度f ，并對附面層進行
控制，延遲翼面上的氣流分離。目的都是增大機翼的值，對于后退式襟翼，還增大了機
翼的面積，使升力隨之增大。各種不同類型增升裝置及其升力增量特性參見圖6.17—6.19。
Cy max
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簡單襟翼
開裂襟翼
富勒襟翼
單縫襟翼
雙縫襟翼
多縫襟翼
圖6.17 各種后緣襟翼的示意圖 圖6.18 不同后緣襟翼的升力增量特性
圖6.19 各種前緣襟翼的形式及設計參數
由于增升裝置附設在機翼上，故其幾何參數與機翼的幾何參數有關。機翼的增升裝置主要
有以下幾種：
1．機翼的后緣襟翼
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后緣襟翼一般布置在機翼后緣的內側，其主要的幾何參數是相對弦長/ b 和偏轉角襟b 襟δ ，
在進行初步設計時，可參考表6.4 所列數據選擇后緣襟翼的參數。
襟翼的展長，通常是與外側副翼的展長協調考慮。 襟l
襟翼的增升效率，與機翼的幾何參數有關。
機翼的展弦比λ 和根梢比η 較大時，增升裝置的效率較高，而機翼的后掠角χ ，尤其是后
緣后掠角加大時，襟翼的增升效率降低。
2．機翼的前緣縫翼和前緣襟翼
機翼的前緣縫翼起控制附面層、延緩氣流分離的作用，從而使值增大，在機翼翼尖
部分布置前緣縫翼，可以延緩翼尖部分氣流的分離，保證飛機的側向穩定性和大攻角時改善副
翼的效率。
Cy max
設計適當時，前緣縫翼可以保證當α =25°～30°時，最大的ΔCy max 值達到1.0～1.2。
前緣襟翼用于翼型為薄前緣且相對厚度較小的機翼，前緣襟翼向下偏轉時，增大相對彎度，
并保證機翼前緣氣流不分離。
3.吹氣襟翼
由于機翼襟翼偏轉角度大時，容易發生氣流分離，可利用吹氣或射流來改進和提高襟翼效
率。目前吹氣襟翼主要有三種類型：
（1）流向吹氣附面層控制
此裝置是在后緣襟翼的轉軸處沿著襟翼表面(或在前緣襟翼的后緣處，沿機翼表面)高速吹
射出非常薄的射流層，從而使吹氣翼面的附面層獲得附加動量，避免了氣流分離，在襟翼大偏
角時，可顯著提高襟翼升力，同時也提高了飛機的最大升力系數。另外，也有采用吸氣來改進
附面層控制的。
圖6.20 吹氣襟翼大偏角時的附壁效應
（2）展向吹氣襟翼
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