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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?yàn)樗梢栽谛枰臅r(shí)候伸出，不需要的時(shí)候收起到機(jī)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(shí)的升力系數(shù)明顯增加。
同時(shí)它也大大的增加了阻力，而且把機(jī)翼壓力中心向后移動(dòng)，導(dǎo)致機(jī)頭下俯運(yùn)動(dòng)。
分裂襟翼從機(jī)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(jī)翼后產(chǎn)生了紊亂的氣流模式，所以產(chǎn)生的阻力更多。當(dāng)完全伸出時(shí)，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(jī)上最流行的襟翼是開縫襟翼。這種設(shè)計(jì)的變體既用于小型飛機(jī)也用于大型飛機(jī)。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(jī)，鉸鏈位于襟翼的下表面
下面，當(dāng)襟翼放下時(shí)，它在機(jī)翼的襟翼槽和襟翼前緣之間形成一個(gè)導(dǎo)氣槽。
當(dāng)開縫襟翼放下時(shí)，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(jī)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(huì)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(gè)襟翼設(shè)計(jì)不僅改變了機(jī)翼的曲面彎度，它也增加了機(jī)
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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(dòng)。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(dòng)縫翼，和前緣襟翼。
如圖4-14
固定裂縫把氣流引導(dǎo)到機(jī)翼的上表面，延遲了大迎角時(shí)的氣流分離。裂縫不增加機(jī)翼的彎度，
但是讓機(jī)翼獲得更高的最大升力系數(shù)，因?yàn)樵跈C(jī)翼到達(dá)一個(gè)更大的迎角之前失速被延遲了。
可動(dòng)縫翼由前緣拱形片組成，它在導(dǎo)軌上移動(dòng)。在小迎角時(shí)，每一縫翼都被機(jī)翼前緣形成的
高壓保持在平齊的靠著機(jī)翼前緣。當(dāng)迎角增加時(shí)，高壓區(qū)域沿著機(jī)翼下表面向后移動(dòng)，使得
縫翼向前移動(dòng)。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(huì)讓
機(jī)翼下方的空氣流過機(jī)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(jī)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(jī)頭下俯運(yùn)動(dòng)(前面說過襟翼的應(yīng)
用會(huì)導(dǎo)致升力中心后移，導(dǎo)致機(jī)頭下俯)。相比后緣襟翼來說，前緣襟翼的一點(diǎn)增量會(huì)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(jī)上，稱為擾流板的高阻力裝置被安裝在機(jī)翼上，以擾亂平滑的氣流，降低升力和
增加阻力。一些飛機(jī)上擾流板用于側(cè)滾控制，一個(gè)好處是消除了逆偏轉(zhuǎn)。例如要右轉(zhuǎn)彎，右
側(cè)機(jī)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(jī)翼就下降，
飛機(jī)就向右傾斜和偏航。兩側(cè)機(jī)翼同時(shí)使用擾流板使飛機(jī)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(jī)可以運(yùn)行在很大范圍的姿態(tài)，空速和功率設(shè)定，但是被設(shè)計(jì)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(gè)或多個(gè)主飛行控制面后緣的小鉸鏈裝置組成。通過空
氣動(dòng)力學(xué)地幫助飛行控制面運(yùn)動(dòng)和定位到它們所安裝的位置，設(shè)計(jì)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(jī)上最常安裝的是一個(gè)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(gè)小的豎直安裝的控制輪來手工操控的。然而，一些飛機(jī)上也能看到一個(gè)配平曲柄。座艙
控制包括一個(gè)配平位置指示儀。把配平控制放置在完全機(jī)頭下俯(nose-down)位置會(huì)移動(dòng)
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(jī)的尾部向上移動(dòng)，進(jìn)而引起一次機(jī)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(jī)頭抬起(nose-up)位置，配平片會(huì)移動(dòng)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(jī)的尾部下降運(yùn)動(dòng)和機(jī)頭上仰的俯仰變化。
盡管配平片和升降舵的運(yùn)動(dòng)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(gè)恒定的向后壓力，就說明需要一個(gè)機(jī)頭上仰的配平。正常的配平程
序是持續(xù)配平，直到飛機(jī)平衡且飛機(jī)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(jī)來減輕那個(gè)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(shí)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(jī)上控制力可能過高，為了降低它們，制造商會(huì)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(dāng)主控制面朝任何方向運(yùn)動(dòng)，調(diào)整片自動(dòng)的朝相反方向移動(dòng)。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(dòng)
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