中国标准飞机增升装置设计指南

Ⅰ 垂直/短距起降战斗机引射增升系统的工作原理和装置是怎样的

空军之翼上《像鸟儿一样腾飞》介绍有，转载西西河的：

“比升力风扇上更“优美”的是所谓引射增升（ejector）。引射是贝努力原理的一个应用，如果对文丘里管（背对背的喇叭口）吹入高速气流，在文丘里管的喉部会产生低压，这个低压会拉动文丘里管外上游的空气，和吹入气流混合，一起喷出文丘里管，最后文丘里管出口的气流流量大于吹入的气流。工业上常用这个原理，将大型容器内的气体抽吸出来。理论和实验证明，拉动气流和吹入气流之比可以达到1.5-2：1，如果在机身或机翼上安装引射装置，就可以用较少的喷气发动机引出高压气流，产生较大的直接升力，这就是引射增升的基本道理。和直接采用旋翼/螺旋桨/风扇的方案相比，引射增升容易和机体气动外形实现保形，减小正常飞行时的气动阻力；引射装置的布置比较灵活；引射的排气和周围的冷空气混合，温度、速度大大降低，对跑道或甲板的烧蚀较小，发动机吸入废气的影响也小一些。”

“XFV-12的前后左右的引射增升装置控制俯仰和横滚，引射增升装置下方下洗气流中的控制面控制偏航。考虑到实际气动损失和不完全混合，实验室规模的XFV-12引射系统可以达到55%的增升率，也就是说，1份吹气可以拉动0.55份环境空气，但实际试飞时，主翼的引射装置只达到可怜的19%的增升率，鸭翼只达到几乎可以忽略不计的6%，远远没有达到设计要求。在计划大大超时超支后，海军的战略也转为“向大甲板航母一边倒”，XFV-12就此下马了。”

学过高中物理就知道伯努利方程：p+ρgz+(1/2)*ρv^2=C，根据这个方程，流速高处压力低，流速低处压力高。美国人的想法就是利用这个原理，在XFV-12垂直起降时闭合F-401发动机的喷口，然后从主燃烧室引导出多股热燃气流，每股燃气流流出鸭翼或主翼上的喷口时，按引射增升原理造成机翼下部气流高速流动。这样，向下方喷射的气流加上形成的的上下机翼表面压力差就能使整架飞机产生足够的垂直升力。不过这仅仅是理论上而已，在实际试飞时增升率太低造成实验失败，我个人的理解是实际情况远远复杂过实验风洞的模拟状况，气流极为紊乱，无法集中方向流动，普通飞机在向前飞行时能顺利产生正升力是因为飞机和空气间的相对速度保证了飞机对于气流的控制性，而XFV-12在原地起飞时却无法达到这种效果，甚至远逊于直接采用向下喷气的鹞式飞机（估计也有地面效应的因素在内，引射增升不能有效地控制燃气流和燃气流带来的引射气流）较为经典的例子还有俄罗斯的An-72/74运输机，直接在机翼前方放置发动机，利用喷气强制产生引射增升效应，不过那也是在有发动机喷口限制燃气流和飞机有足够相对速度的情况下的。

总而言之，XFV-12是理论实验和实际运用严重脱节的典型体现，如果要获得成功，估计得加上驱动风扇来调节引射气流，并调整增升机翼的设计，不过这样一来相比鹞式就没有什么优势了。科学就是这样，引射增升看起来很美好，可惜有太多不可控因素，因而实际效率远低于人们的预期。

Ⅱ 如何提高飞机的升阻比

升力与阻力之间不是一个简单的线性关系，因此楼主的问题没有意义！
对于低速飞行器，阻力特专性属没有特别要求，为了有良好的可操纵性，飞机要尽可能提高升力系数，因此常常设计成大展弦比，平直机翼或小后掠角机翼甚至双层机翼，这种飞机有良妇的低速特性，哈此可不用安装前缘襟翼等增升设备以减轻构件质量！

对于高速飞行器来说空气阻力特性较明显，过大的气动力不仅消耗飞机发动机的推力，而且容易使机体应力疲劳发生解体事故，常采用大后掠角，低展弦比，厚度较薄的机翼，蜂腰机体构型，细长机身，全动式水平尾翼，这样的设计在高速飞行时的升力特性能够满足滞空的要求，但低速时就会不足，因此还会有襟翼，缝翼等增升装置，有的还设计成可变后掠角用以适应不同飞行速度时的升力要求，或双三角翼设计！

Ⅲ 为何yf-23既可以用内侧襟翼增升，有可用外侧副翼抬头

能起亲翼和副翼双重作用的操纵面。有些高速飞机为了缩短起飞、着陆距离，采用全翼展襟翼，而在靠近翼尖处的一块襟翼可作副翼实现横向操纵，即当其左右同时下偏时为襟翼，而当其左右反向偏转进为副翼

副翼
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。翼展长而翼弦短。副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。
飞行员向左压驾驶盘，左边副翼上偏，右边副翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘右副翼上偏，左副翼下偏，飞机向右滚转。
襟翼
襟翼是安装在机翼后缘内侧的翼面，襟翼可以绕轴向后下方偏转，主要是靠增大机翼的弯度来获得升力增加的一种增升装置。
当飞机在起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，可以加速飞机的起飞，缩短飞机在地面的滑跑距离；当飞机在降落时，襟翼伸出的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时增大，以利于降低着陆速度，缩短滑跑距离。
在现代飞机设计中，当襟翼的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼。前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。
前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。

靠近机身的是襟翼，远离机身的是副翼。 襟翼是一块平板，平时是机翼的一部分，在飞机起飞或者着陆的时候，它向下弯曲一个角度，增大升力，使飞机迅速起飞或着陆。操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。

Ⅳ 飞机增升装置的基本原理是什么

飞机的增升装置主要有前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼，增升原理主要内是三条：增大机翼弯度、容增加机翼面积、增加机翼上表面附面层能量，延缓上表面气流分离。缝翼和襟翼开缝的主要作用就是延缓机翼表面的气流分离，襟翼的作用主要是增加机翼弯度和面积。

Ⅳ 什么是飞机的增升装置

飞机的升力主要随飞行速度和迎角的变化而变化。如果以小速度飞行，则要求较大的升力系内数和迎角，机翼容才能产生足够的升力来维持飞机飞行。用增加迎角的方法来增大升力系数从而减小迎角，是有限的。因为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，即增升装置。目前使用比较广泛的增升装置有前缘缝翼，前缘襟翼，后缘襟翼等。
前缘缝翼位于机翼前缘，打开时使下翼面的高压气流流过缝隙贴近上翼面流动，能延缓大迎角状态下机翼上表面的气流分离，提高了最大升力系数和临界迎角。但是在迎角较小时，打开前缘缝翼反而会使上下翼面压强差减小，从而降低升力系数。
前缘襟翼可以减小大迎角状态下机翼前缘与相对气流之间的夹角，延缓气流分离，又能增大机翼弯度，使最大升力系数和临界迎角增大。
后缘襟翼位于机翼后缘，有分裂襟翼、简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼，后退开缝襟翼几种。放下后缘襟翼，即增大升力系数，同时也增大了阻力系数。

Ⅵ 飞机的增升装置是什么

后缘襟翼可以增加机翼的弯曲程度，或者增加机翼面积，或者开缝使机翼下表内面气流流到上表面，容机翼的迎角可以增加的更大。
前缘襟翼主要是增加机翼的弯曲程度。
前缘缝翼也是使机翼下表面气流流到上表面。
增升装置一般是以上一种或几种装置的组合，作用是减速增升。缝翼一般只在低速时有增升效果，在高速时反而会减小升力。

好听的假话 对不住啦

Ⅶ 飞机增升装置的基本原理是什么

增升装置的原理： 增升装置的目的是增大最大升力系数。

机翼增升装置可以通过改善气回流状况和增加升力答，在飞机起飞、着陆或低速机动飞行时增加机翼剖面之弯曲度及迎角，从而增加升力。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。

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。

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。常用的增升装置主要有前缘缝翼和前后缘襟翼、吹气襟翼等等。

(7)中国标准飞机增升装置设计指南扩展阅读：

增升装置主要是通过三个方面实现增升：

1、增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。

2、延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。

3、增大机翼面积。

Ⅷ 气动增升装置的原理是什么分析富勒襟翼的增升原理。

气动增升装置的原理：用增加机翼弯度，面积和延迟气流偏离的方法来增加升力。
富勒襟回翼的增升原理：富答勒襟翼是一种后腿式开缝襟翼。使用时襟翼沿滑轨后退，同时下偏，这样既增加了机翼弯度，又增加了机翼面积，并且机翼下边的气流通过缝隙吹走机翼上边后缘的涡流，增升效果明显

Ⅸ 飞机增升装置

主要就是襟翼了，当然有各种类型，一般专业的书里才有详细介绍，如果只是了解的话，可以看一些航空知识或者国际航空之类的杂志。

Ⅹ ARJ21飞机的具体研制过程 研发机构 和生产机构

新型涡扇支线飞机ARJ21是中国首架拥有自主知识产权的涡扇支线飞机，适应以中国西部高温高原机场起降和复杂航路越障为目标的营运要求。ARJ21飞机拥有支线客机中最宽敞的客舱，为乘客提供更多的行李空间和舒适的乘坐环境。ARJ21飞机从开始设计就对全寿命成本（LCC）进行严格控制,最大限度降低维护成本，提高飞机的使用经济性。ARJ21飞机与150座级干线飞机具有相近的飞行性能和相媲美的舒适性，同时在驾驶舱人机界面、维护人机界面和相应操作程序方面尽量保持共通性，从而可降低航空公司飞行员换装培训成本，提高飞机调配使用的灵活性。ARJ21飞机还将向系列化方向发展，拥有ARJ21基本型、加长型、货机和公务机四种机型。
ARJ21飞机采用每排五座双圆剖面机身、下单翼、尾吊两台以CF34-10A先进涡扇发动机为动力的短涵道分离流（SDSF）动力装置、高平尾、前三点式可收放起落架布局。驾驶舱采用两人制，航电系统采用先进总线技术、LCD平板显示并综合化，常规机械系统采用国际成熟的先进技术。采用较大后掠角的超临界机翼和一体化设计的翼梢小翼以获得较高的巡航升阻比，从而降低巡航阻力、改善使用经济性。次要结构采用复合材料以降低结构重量。
ARJ21项目采用广泛合作的方式，飞机机体各部分分别在国内四家飞机制造厂生产，发动机、航电、电源等系统全部通过竞标在全球范围内采购，其中也有许多系统零部件、产品在中国生产制造。预计第一架ARJ21飞机将在2009年第三季度正式投入运营。
翔凤支线飞机，最早被称为ARJ21，是“Advanced Regional Jet”的简写，即“21世纪新一代支线飞机”。是由中航商用飞机有限公司研制的支线飞机。除飞机引擎由通用电气公司提供外，翔凤是中国第一次完全自主设计并制造的支线飞机。预计于2008年进行第一次试飞，在次年取得适航证后，将交付客户投入商业运营。ARJ21有四种容量不同的机型，客机型大约能设置70～100个座位。计划于2002年开始，预计2009年初将投入大规模生产。2007年12月20日宣布，中文名字最终确定为“翔凤”。
翔凤支线飞机（ARJ21）是一种九十座级、以涡扇发动机为动力，满座航程为二千海里的中短程支线飞机。2003年12月，该飞机分别在成都、沈阳、西安和上海四家飞机主机厂同时开工进行零件制造，并采用“异地设计、异地制造”的全新运作机制和管理模式，开始了中国首架拥有自主知识产权民用飞机的研发制造历程。
据介绍，与国外同类支线飞机相比，翔凤的设计以格尔木机场和九黄机场（九寨黄龙机场）作为设计临界条件，并用西部五十七条航线来检验飞机的航线适应性。其标准远高于国外飞机所选用的美国丹佛机场条件，能保证飞机在国内绝大多数机场满载起降。
据有关人士透露，按照计划，翔凤飞机总装将于2007年3月开始，在2007年底前完成总装并喷漆，2008年3月实现首飞。到目前为止，山东航空、上海航空、厦门航空等公司已先后与中国一航签下了七十一架ARJ21飞机的先期订单。2009年，中国旅客可望乘上中国人自己造的飞机。
翔凤是70～90座级的中、短航程涡扇支线飞机，采用每排五座双圆切面机身、下单翼、高平尾、前三点式可收放起落架、尾吊两台发动机布局。所选装的发动机具有低油耗、低噪声、可靠性高、维修方便的特点。驾驶舱采用两人制，航电系统采用总线技术、LCD平板显示并高度综合化，机械系统采用国际成熟的先进技术。
翔凤飞机采用了多专业综合优化设计的、较大后掠角的超临界机翼和与机翼一体化设计的翼梢小翼，使飞机在设计巡航重量范围内的巡航性能得以提高；高效的增升装置使ARJ21飞机具备优异的低速性能；同时，超临界机翼的应用，使机翼的相对厚度增大，从而减轻机翼结构重量和加大机翼油箱容量。采用此项技术，在提高飞行品质的同时，也降低了油耗，加大了航程能力和商载能力。
2002年1月，ARJ21飞机项目启动。
2003年6月30日，ARJ21飞机完成预发展阶段的总体方案设计。
2006年4月，ARJ21飞机由详细设计阶段转入全面试制阶段。
2006年6月，一航沈飞ARJ21飞机数控零件开工生产。
2006年8月12日，中国一航新支线飞机项目指挥部在北京成立。
2006年9月9日，一航西飞在西安顺利交付首架ARJ21飞机的第一个大部件——前机身段。这是新支线项目研制转入全面试制阶段后实现的第一个标志性节点目标。
2006年11月4日，ARJ21飞机航电系统综合试验启动成功。
2006年11月16日，一航西飞提前3周交付首架ARJ21飞机的中后机身上部组件。
2006年11月23日，首架ARJ21飞机发动机吊挂在一航沈飞提前交付，打破了飞机吊挂只能从国外购买的历史；
2006年12月20日，首架ARJ21飞机机头在一航成飞顺利交付；
2006年12月27日，首架ARJ21中后机身下部在一航西飞提前交付；
2007年3月7日，一航西飞顺利交付首架ARJ21机翼和中机身部件，它是新支线飞机制造最为复杂的大部件，标志整个ARJ21飞机研制取得重大突破性进展，为整机总装的全面展开提供了有力的保障；
2007年3月13日，一航沈飞顺利交付首架 ARJ21的最后一个大部件——飞机尾段。至此，ARJ21飞机机头部件、前机身段、机翼、中机身、中后机身，尾段等大部件均已到位，ARJ21新支线飞机全面总装蓄势待发。
2007年3月30日，首架ARJ21飞机总装在上海开始总装，同时全面启动系统综合试验。项目进入全面总装、试验、试飞、取证阶段。
2007年9月底，首架ARJ21静力试验机完成总装。
2007年12月21日，首架ARJ21飞机总装下线。
原定2008年3月，首架ARJ21飞机将进行首飞，后由于关键设备延期交付，首飞也将顺延。
2009年第三季度，ARJ21飞机适航取证并交付用户。
ARJ21全球制造商列表：
发动机/短舱 GE
系统 供应商
航电系统 Rockwell Collins
电源系统 Hamilton Sundstrand
APU Hamilton Sundstrand
高升力系统 Hamilton Sundstrand
液压系统 Parker Hannifin Corporation
燃油系统 Parker Hannifin Corporation
空气管理系统 Liebherr Aerospace SAS, Toulouse
起落架系统 Liebherr Aerospace GmbH, Lindenberg
发动机振动监测仪 Vibro-Meter SA
发动机接口控制装置 Vibro-Meter SA
系统 供应商
主飞行控制系统 Honeywell-Parker
驾驶舱控制系统 SAGEM SA
防火系统 Kidde Aerospace
照明系统 Goodrich Hella Aerospace
内装饰系统 FACC
控制板组件 EATON
水/废水系统 Envirovac Inc.
应急撤离系统 Air Cruisers
氧气系统 B/E Aerospace Inc.
驾驶员座椅 Zodiac Sicma Aero Seat
风档玻璃和通风窗 Saint-Gon-Sully
风档温控和雨刷系统 Rosemount Aerospace INC
风门作动器 MPC Procts Corporation
机体 供应商
机翼 西安飞机公司
机头 成都飞机公司
前机身 西飞飞机公司
中机身 西安飞机公司
后机身 沈阳飞机公司
垂尾和方向舵 沈阳飞机公司
挂架 沈阳飞机公司
平尾和升降舵 上海飞机公司
雷达罩 济南特种结构研究所
总装 上海飞机公司
ARJ－21协作厂商列表：
动力装置 供应商
发动机 美国通用电气发动机集团
航电系统 美国洛克韦尔柯林斯公司
电源系统 美国汉米尔顿标准公司
辅助动力 美国汉米尔顿标准公司
高升力系统 美国汉米尔顿标准公司
液压系统 美国派克汉尼芬公司
燃油系统 美国派克汉尼芬公司
空气管理系统 德国利勃海尔空间公司
发动机振动监测仪 瑞士振动测量仪公司
发动机接口控制装置 瑞士振动测量仪公司
主飞行控制系统 美国霍尼威尔公司
驾驶舱控制系统 法国萨吉姆公司
机翼 西安飞机公司
机头 成都飞机公司
前机身 西飞飞机公司
中机身 西安飞机公司
后机身 沈阳飞机公司
垂尾和方向舵 沈阳飞机公司
挂架 沈阳飞机公司
平尾和升降舵 上海飞机公司
雷达罩 济南特种结构研究所
总装 上海飞机公司