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中等迎角時(shí)產(chǎn)生附加升力比邊條相對(duì)大一些，鴨翼還可用于配平和操縱面，這是邊條所不及的。
現(xiàn)將一些國(guó)外軍用飛機(jī)機(jī)翼幾何參數(shù)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)（表6.3）附后，供參考。
表6.3 飛機(jī)機(jī)翼幾何參數(shù)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表
機(jī)翼參數(shù)
飛機(jī)
平面形狀
機(jī)翼面積
S(m2)
展弦比λ
4
χ 1 / 前緣χ 順氣流相對(duì)厚度
C (%)
МИГ-19 后掠 25.0 3.24 55°/ 8.24
МИГ-21 三角形 23.2 2.2 /57° 4.44
МИГ-23 變后掠
37.27
34.16
5.26
1.77
18 40'
74 40'
°
°
～3
МИГ-25 雙后掠 56.2 3.3 /40°、42° 4
F-100 后掠 37.2 3.74 45°/ 6
F-102 三角形 64.57 2.08 /60°6’ 5
F-104 梯形 18.25 2.45 18°6’/ 3.36
F-105 后掠 35.8 3.18 45°/ 4
F-106 三角形 64.83 2.1 /60°6’ 4
F-4 后掠 50.01 2.74 45°/ 5.1
F-5 梯形 17.3 3.82 24°/ 4.8
F-111 變后掠
48.7
58.8
7.57
1.61
°
°
16
72 30' 4
F-14 變后掠
52.5
65.2
7.32
2.15
°
°
20
68
F-15 切尖三角形56.44 2.98 /45° 3～6
F-16 后掠 29.73 3.0 /40° 4
A-7 后掠 34.83 4.0 35°/ 7
A-10 梯形 47.1 6.52 0°/ 16
SR-71 三角形 167.2 1.72 /60° 3.2～3.5
U-2 梯形 57.3 10.56 0°/ 9
Saab-37 三角形 46.3 2.54 /45°～60°
幻影-2000 三角形 41 1.97 /58°
狂 風(fēng) 變后掠
30
13.9
8.6
°
°
25
68
Ty-16 后掠 164.65 6.6 35°/ 9.85～12.9
B-47 后掠 132.5 9.48 35°/ 12
火 神 三角形 368.3 3.1 /50° 10
B-52 后掠 371.6 8.56 35°/ 12
B-1 變后掠 ～181
9.62
3.14
°
°
15
67.5
· 81 ·

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(xié) 和 三角形 385.25 1.7 2.15～3
表6.4 直機(jī)翼后緣襟翼數(shù)據(jù)表
襟翼型式 相對(duì)弦長(zhǎng) 偏轉(zhuǎn)角 ΔCy max 及對(duì)應(yīng)Cy max 的α
開(kāi)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(jī)翼的增升裝置與副翼設(shè)計(jì)
（一）增升裝置
如前所述，機(jī)翼的翼型和平面形狀幾何參數(shù)，通常都是按巡航狀態(tài)的要求設(shè)計(jì)的，翼型的
相對(duì)彎度f(wàn) 等參數(shù)通常是按設(shè)計(jì)升力系數(shù)的要求確定的，因此，其氣動(dòng)特性不能滿(mǎn)足起飛著陸
狀態(tài)的要求。所以，幾乎所有機(jī)翼上都附設(shè)有增升裝置，用以改善飛機(jī)的起飛著陸性能。對(duì)于
艦載飛機(jī)，尤為重要。
從工作原理上來(lái)看，機(jī)翼增升裝置的作用主要是增加翼型的相對(duì)彎度f(wàn) ，并對(duì)附面層進(jìn)行
控制，延遲翼面上的氣流分離。目的都是增大機(jī)翼的值，對(duì)于后退式襟翼，還增大了機(jī)
翼的面積，使升力隨之增大。各種不同類(lèi)型增升裝置及其升力增量特性參見(jiàn)圖6.17—6.19。
Cy max
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簡(jiǎn)單襟翼
開(kāi)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(shè)計(jì)參數(shù)
由于增升裝置附設(shè)在機(jī)翼上，故其幾何參數(shù)與機(jī)翼的幾何參數(shù)有關(guān)。機(jī)翼的增升裝置主要
有以下幾種：
1．機(jī)翼的后緣襟翼
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后緣襟翼一般布置在機(jī)翼后緣的內(nèi)側(cè)，其主要的幾何參數(shù)是相對(duì)弦長(zhǎng)/ b 和偏轉(zhuǎn)角襟b 襟δ ，
在進(jìn)行初步設(shè)計(jì)時(shí)，可參考表6.4 所列數(shù)據(jù)選擇后緣襟翼的參數(shù)。
襟翼的展長(zhǎng)，通常是與外側(cè)副翼的展長(zhǎng)協(xié)調(diào)考慮。 襟l
襟翼的增升效率，與機(jī)翼的幾何參數(shù)有關(guān)。
機(jī)翼的展弦比λ 和根梢比η 較大時(shí)，增升裝置的效率較高，而機(jī)翼的后掠角χ ，尤其是后
緣后掠角加大時(shí)，襟翼的增升效率降低。
2．機(jī)翼的前緣縫翼和前緣襟翼
機(jī)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(jī)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(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性和大攻角時(shí)改善副
翼的效率。
Cy max
設(shè)計(jì)適當(dāng)時(shí)，前緣縫翼可以保證當(dāng)α =25°～30°時(shí)，最大的ΔCy max 值達(dá)到1.0～1.2。
前緣襟翼用于翼型為薄前緣且相對(duì)厚度較小的機(jī)翼，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，增大相對(duì)彎度，
并保證機(jī)翼前緣氣流不分離。
3.吹氣襟翼
由于機(jī)翼襟翼偏轉(zhuǎn)角度大時(shí)，容易發(fā)生氣流分離，可利用吹氣或射流來(lái)改進(jìn)和提高襟翼效
率。目前吹氣襟翼主要有三種類(lèi)型：
（1）流向吹氣附面層控制
此裝置是在后緣襟翼的轉(zhuǎn)軸處沿著襟翼表面(或在前緣襟翼的后緣處，沿機(jī)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(dòng)量，避免了氣流分離，在襟翼大偏
角時(shí)，可顯著提高襟翼升力，同時(shí)也提高了飛機(jī)的最大升力系數(shù)。另外，也有采用吸氣來(lái)改進(jìn)
附面層控制的。
圖6.20 吹氣襟翼大偏角時(shí)的附壁效應(yīng)
（2）展向吹氣襟翼
　
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