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1、空气动力学基础（ME、AV）,第一章 大气物理学第二章 空气动力学第三章 飞行理论第四章 飞机的稳定性和操纵性,第三章 飞行理论,3.1 飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自由度3.2 飞行时作用在飞机上的外载荷及平衡方程3.3 载荷系数3.4 巡航飞行、起飞和着陆3.5 水平转弯和侧滑3.6 等速爬升和等速下滑3.7 增升原理和增升装置,3.1 飞机重心、机体坐标,基本概念：飞机机体以及飞机上所装载的所有设备、燃油、货物、乘员等重量之合叫做飞机的重力，用符号W表示。飞机重力的作用点叫做飞机的重心。飞机重心的位置常用重心到平均气动力弦前缘距离XW和平均空气动力弦长bA之比的百分数来表示 XW
2、平均=（XW/bA）100%,飞机的平均气动力弦MAC(Mean Aerodynamic Chord),飞机机翼的平面形状确定后，对应一个假想或相当的矩形翼，该矩形翼产生的面积、气动力及俯仰力矩都与原机翼等价，该矩形翼的弦即为平均气动力弦MAC，其长度cA和位置lA取决于机翼的平面形状,飞机在空中运动的自由度,确定飞机在空中运动特性的基本方法是把飞机看做一个刚体，飞机的任何一种运动都可以分解成随重心的移动和绕重心的转动。飞机的机体轴线有3个，它们都相交于飞机的重心，并且两两相互垂直沿着机身长度方向，在水平平面内由机尾通过重心指向机头的直线称为飞机的纵轴OXt（滚转轴）通过飞机的重心并垂直于纵轴
3、和横轴，指向飞机上方的直线称为飞机的立轴OYt（偏航轴）从左机翼通过飞机重心到右机翼并与纵轴垂直的直线称为飞机的横轴OZt（俯仰轴）,飞机机体坐标系O（Xt，Yt，Zt）,z横轴,y立轴,My,Mz,Mx,飞机的自由度,空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其重心的旋转运动两种运动的叠加来描述。有六个自由度：三个平移和三个转动。飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点的运动有三个平移自由度;分别是沿地面坐标系的X、Y、Z 三个轴的平移运动。机体绕重心的转动运动有三个转动自由度;机体绕重心转动的自由度也有三个：分别是绕Xt轴的滚转、绕Yt轴的偏航和绕Zt轴的俯仰。,飞机随
4、重心转动的自由度,3.2 飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程,飞机上的外载荷：重力、空气动力和发动机推力飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为零，各力重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时：飞机速度的大小和方向都保持不变；也不绕重心转动。飞机的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和横侧平衡,刚体运动平衡方程,飞机水平直线匀速飞行时的平衡方程,飞机水平直线匀速飞行时的平衡方程,外载荷：飞机重力W、气动升力L0、气动阻力D0 和发动机推力P 是一个平衡力系，满足六个平衡方程。由于作用在飞机上的载荷左右对称，六个平衡方程中的Z=0和MX=0、MY=0方程自然满足，所以，保持飞机水平匀速飞行，作用在
5、飞机上的外载荷就必须满足以下各式：,俯冲拉起时受载情况,如果作用在飞机上的外载荷不能满足平衡方程，飞机就会做变速运动，速度的大小或方向会发生变化，改变原来的飞行状态。比如：PD，飞机会加速飞行；LW，飞机会产生向上的曲线飞行；MAMB，飞机会抬头或低头，产生绕机体横轴OZt 的转动角加速度等等。飞机水平转弯，进入俯冲，俯冲拉起等机动飞行都是在不平衡外载荷作用下进行的变速运动。,飞机俯冲拉起时的受载情况,图中表示飞机进行俯冲拉起时的受力情况。在拉起过程中，飞机以速度V沿半径为R的圆形轨迹做圆周运动，速度的方向在不断地变化，它运动的向心加速度为an=V2/R。迫使飞机产生向心加速度的向心力等于飞机
6、的质量和向心加速度的乘积，即Fn=man=（W/g）（V2/R）m飞机的质量；W飞机的重力；g重力加速度。,载荷系数,除了飞机重力外，作用在飞机上的其他外载荷沿飞机机体坐标轴方向的分量与飞机重力之比称为飞机在该方向的载荷系数。用n 表示。飞机在y 轴方向的过载系数等于飞机升力Y 与飞机重量W 的比值Ny=L/W飞机结构强度主要取决于Y轴方向的过载。载荷系数的大小表示外载荷是飞机重力的几倍，正负表示外载荷的方向。,过载系数的大小和方向（正、负）,飞机的重心过载取决于飞行时升力的大小和方向。升力与y 轴正向一致时取正号，反之则取负号。飞行中遇到向下的强大突风，可能使飞机升力向下，产生负过载。飞机从
7、平飞减速緩慢转入下滑,过载是小于1.0 的正数。飞机从平飞突然推杆进入俯冲,可能产生负过载。飞机从下滑急速拉起,可能产生很大的正过载。飞机等速直线水平飞行，过载系数等于1.0。,3.4 巡航飞行,飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等于重力、推力等于阻力。平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞所需的升力（等于重量）对应的飞行速度。平飞速度,影响平飞所需速度的因素：飞机重量：重量愈大所需速度愈高。升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。空气密度：取决于飞行高度和大气温度，飞行高度高或气温高所需速度就高。机翼面积：面积大所需速度就低。,平飞所需功率：推力用于克服阻力，平飞需用推力取决于平飞所
8、需速度对应的飞机阻力。功率等于推力与速度的乘积。式中P平飞是保持飞机以V平飞 速度飞行时需要的推力,叫做平飞时的需用推力。,巡航飞行,最大平飞速度一般是指发动机满油门状态下，飞机做水平直线飞行时所能达到的最高稳定平飞速度。相关因素：飞机平飞所需推力发动机的可用推力飞行高度的限制飞机结构强度限制,剩余功率,飞机的最大平飞速度随高度增加而减小（发动机的可用推力减小）。.剩余推力：发动机的可用推力大于飞机平飞所需推力的部分。剩余推力是飞机平飞加速和等速爬升的必要条件。限制飞机最大平飞速度的因素：发动机可用推力和飞机结构强度。,巡航飞行,最小平飞速度：飞机最小平飞速度是维持飞机水平直线稳定飞行的最低速
9、度。不同高度有不同的最小飞行速度，随着高度的增加最小飞行速度增加。飞机维持水平飞行的最低稳定速度。相关因素最大升力系数。发动机的可用推力。飞机失速速度（最小平飞速度大于失速速度）,飞机平飞速度范围,定义：从最小平飞速度到最大平飞速度。表征飞机的平飞性能好坏。飞机平飞包线(p59,60)最左边边界线为最小平飞速度线,边界线各点表示的速度大于相应高度的失速速度。受到最大升力系数和发动机可用推力的限制。此边界线左边各点所表示的高度和速度组合不会在飞行中出现。最右边的边界线是最大平飞速度线（高空用马赫数表示）。低于巡航高度时受飞机结构强度限制最大平飞速度减小；高于巡航高度时，最大平飞速度受发动机可用推
10、力限制。边界线右边各点的高度和速度组合不在飞行中出现。,飞行包线,定义：以飞行高度、飞行速度、载荷系数等飞行参数为坐标，以飞行中的各种限制条件为边界组成的一条封闭曲线。飞机在飞行中出现的各种飞行参数的组合只能出现在飞行包线所围范围以内或飞行包线的边界上。飞机的平飞包线受最大升力系数、飞机结构强度、发动机可用推力的限制。,速度-过载包线（机动包线和突风包线）P60,以飞行速度和过载系数为坐标，以最大和最小飞行速度，最大正、负过载系数为边界画出的飞行包线。它表示飞机结构在不同飞行速度下的受载情况，是选取飞机结构强度设计情况的依据。最大正过载表示飞机承受的气动升力指向机体立轴的正向并达到最大；最大最
11、负过载表示飞机承受的气动升力指向机体立轴的反向并达到最大；最大速度表示此时飞机的载荷或升力不一定最大，但机翼表面的局部气动载荷很大，压力中心靠后，考验机翼结构局部强度的严重受载情况。,巡航飞行,巡航速度每千米耗油量最小的飞行速度，即达到最大航程的飞行速度。航程飞机在无风和不加油的条件下，连续飞行耗尽可用燃油时飞行的水平距离航时飞机耗尽可用燃油时能持续飞行的时间。,起飞,起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑-离地-爬升到安全高度（飞机高于起飞表面10.7米CCAR-25）为止的全过程。主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和起飞距离。影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气条件（密度、风向等）、离地时的
12、迎角、增升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬升角的选择等。,起飞,离地速度起飞距离从开始滑跑到飞机越过安全高度时所经过的水平距离。三个阶段：起飞滑跑加速、拉起离地和上升到安全高度,飞机着陆,定义：安全高度（高于着陸表面15米CCAR-25）下滑-拉平-平飞减速-飘落触地-滑跑停机，五个阶段的全过程。主要性能指标：接地速度、着陸滑跑距离和着陸距离。影响着陆性能的主要因素：着陸重量、大气条件（密度、风向等）、接地时的迎角（正常应取允许的最大值）、增升增阻装置和发动机的反推及刹车装置的使用等。,接地速度,定义：飞机在着陆过程中，接地瞬间的速度。接地速度越小越好，因为接地速度越小飞机着陆越安全，着陆
13、滑跑的距离也越短。V接=k（2W）/（CL接S）其中k是考虑到飞机要向前飘落一段才接地，接地速度有所减小而选取的一个略小于1的修正系数。飞机的接地速度要比升力平衡重力所需速度略小一些。影响因素：飞机着陆接地速度和飞机着陆重量、空气密度以及接地时的升力系数有关。,着陆安全事项,如果着陆重量过大或机场温度较高或在海拔较高的机场着陆，都会造成接地速度过大，使飞机接地时受到较大的地面撞击力，损坏起落架和机体受力结构；也会使着陆滑跑距离过长，导致飞机冲出跑道的事故发生。着陆时的重量不能超过规定的着陆重量。在不超过临界迎角和护尾迎角的条件下，接地迎角应取最大值，增升增阻的后缘襟翼在着陆时要放下最大的角度，
14、以最大限度的增加升力系数减小接地速度,着陆滑跑距离,定义：飞机从接地点开始，经滑跑减速直至完全停止下来所经过的距离叫着陆滑跑距离。影响因素：接地速度的大小、滑跑减速的快慢有关。接地速度越小，滑跑减速越快，着陆滑跑距离就越短。为了使飞机在滑跑中很快将速度降下来，着陆后要打开减升增阻的扰流板，使用发动机反推装置和刹车。,水平转弯,定义：飞机在水平面内连续改变飞行方向的曲线运动。航向改变角度大于360度，叫水平盘旋;小于360度叫水平转弯,飞机在进行水平转弯时，运动的轨迹由直线变为曲线。飞行速度大小虽然没有改变，但运动速度的方向却在不停地变化。速度方向的改变，说明飞机运动有向心加速度an，向心加速度
15、大小可表示为：an=式中：V 飞机飞行速度；R 转弯航迹的半径。加速度方向垂直于航迹的切线，指向航迹的中心,水平转弯,飞机水平转弯时，升力在垂直方向分量与飞机的重量平衡；在水平方向的分量提供了使飞机作曲线运动的向心力。最大倾斜角的限制因素：飞机结构强度、发动机推力、飞机临界迎角。相关操纵：副翼，升降舵，方向舵，发动机推力。,ny=L/W=1/cos,操纵飞机水平转弯,首先操纵副翼，使飞机产生滚转角，则飞机可以在水平方向产生分量，提供向心力保持飞行速度不变，操纵驾驶杆向后，则飞机抬头，增大迎角，提高升力，与重力平衡，否则容易在转弯时掉高度同时加大引擎推力，以平衡迎角增大带来的阻力增大问题，保证飞
16、行速度大小不变。,水平转弯理论,转弯理论：偏转副翼-拉驾驶杆-推油门杆-蹬方向舵（有飞行扰流板的飞机不蹬舵）。力是产生加速的原因：要使飞机速度方向改变，应在重心处施加与原来速度方向垂直的水平横向力。通过操纵副翼使飞机产生倾斜角（盘旋坡度），飞机升力在水平方向上的分量使飞机速度方向改变转弯。保持水平转弯：飞机升力在垂直方向上的分量应等于重量。通过拉驾驶杆操纵升降舵使飞机迎角增加而实现。飞机作水平盘旋时，其过载系数大于l.0，转弯半径愈小要求的盘旋坡度愈大，对应的过载系数也愈大。转弯最大坡度由使用限制过载确定。保持速度大小不变：加大发动机推力克服因迎角增加引起的阻力增量，故加大油门。防止侧滑：蹬方
17、向舵（或上偏副翼-飞行扰流板）使飞机机头连续摆向来流方向。,侧滑,侧滑：飞机沿机体坐标轴Zt轴方向的移动叫做侧滑。侧滑角飞机对称面与相对来流之间的夹角叫做侧滑角，。气流从转弯飞机的内侧吹来叫内侧滑；从外侧吹来叫外侧滑。需要副翼、升降舵和方向舵操纵、油门杆相互配合完成。,等速爬升和等速下滑,等速爬升:飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与水平面之间的夹角称为爬升角。爬升角飞行速度与水平面之间的夹角。剩余推力是飞机进行 等速爬升的先决条件。,爬升率,定义：单位时间内，飞机等速上升的高度。等速爬升时，飞机的速度越快，爬升角越大，爬升率就越大，飞机爬到同一高度所需要的时间越短，飞机的上升性能也就越好。飞
18、机等速爬升时，随着飞行高度的增加，空气的密度逐渐减小，飞行迎角必须增加，以得到较大的升力系数，这样，飞行的阻力就不断增大。而随着飞行高度的增加，发动机的可用推力却不断减小，从而使飞机的剩余推力迅速下降，爬升率逐渐减小。,飞机升限,当爬升率等于零时，飞机上升的高度叫做理论升限。实际规定，当爬升率小于某一规定值时，飞机所达到的高度就叫做升限（实用升限）。,等速下滑,飞机在零推力状态下，沿直线等速下降的运动。平衡力系下滑角=actg(1/K),K为升阻比。升阻比越大，下降时的下滑角就越小，在下降高度一定时，下降的距离就越长。在零推力状态下，下滑角和下滑距 离与飞机的重量 无关。,3.7 增升原理和增
19、升装置,目的：在较低速度下得到较大的升力，降低飞机起飞着陆速度，改善飞机起飞着陆性能，提高飞机起飞着陆安全性。,增升装置使用原因,大型飞机的起飞离地和着陆接地速度越来越高原因有两个：大型飞机起飞着陆重量大，使飞机安全离地和平稳着陆要求的升力大，这也就要求飞机在起飞离地或着陆触地时保持更高的飞行速度，以达到升力的要求。高速飞机的机翼主要从有利于作高速飞行的观点来设计的，而适用于高速飞行的机翼在低速下飞行性能并不好（比如薄翼型、后掠机翼等）。要使用低速性能不好的机翼在低速下达到一定的升力，必然会要求更高的飞行速度。增升装置对于提高现代民用运输机起飞着陆的安全性来说就更为重要。,增升装置的原理,改变
20、机翼剖面形状，加大翼型的弯度提高升力系数，但会增加压差阻力，减小临界迎角值。控制机翼上的附面层，推迟气流分离提高临界迎角值，提高升力系数。增大机翼面积,一般是通过襟翼和缝翼来实现,增升装置,后缘襟翼/前缘襟翼/前缘缝翼 控制附面层的增升装置后缘襟翼分类简单襟翼开裂式襟翼开缝式襟翼后退式襟翼后退开缝式襟翼双缝或三缝襟翼,飞机的襟翼是机翼上可以偏转和或滑动的翼片，平时飞机停在机场上或在高空巡航飞行时，襟翼都收拢在机翼上。,襟翼够提供附加机翼升力的的主要原因是：,？,襟翼的偏转,可以增加翼型的弯度，,可以减少或延缓附面层的分离,相当于机翼延长或延伸了机翼，使其有效面积获得了增加,后缘襟翼的共同特点,
21、它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧，所以又称为后缘襟翼(简称襟翼)。襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角度(约为5060)。但有时也用于起飞，但放下的角度较小(约为1520)，以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。,简单式襟翼,定义：装置在机翼后缘可绕转轴转动的小翼面.不使用时，闭合成为机翼后缘的一部分；使用时绕轴向下偏转。主要靠增大翼剖面的弯拱程度(弯度)来增大升力。当简单襟翼放下时，翼剖面变得更弯拱，增大了上翼面气流的流速，从而增大了升力，但同时阻力也随着增大。,简单式襟翼,开裂式襟翼,装置在机翼后缘下表面一块可绕轴转动的板件。这种襟翼
22、本身象块薄板，紧贴于机翼后缘并形成机翼的一部分，用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下表面的压强差，即增大了升力；同时还延缓了气流分离。襟翼放下,机翼剖面变得更弯拱，增大了翼剖面弯度 提高机翼上表面的流速，增大上下表面的压强差，就是增大了升力。增升 效果相当好，一般可把 最大升力系数增大约 百分之75到85。,开缝式襟翼,开缝式襟翼是对简单襟翼的改进，将转轴由襟翼前缘正中移到襟翼前缘下表面。特点：放下时，一方面能增大机翼翼剖面的弯度；另一方面它的前缘与机翼后缘之间形成一个收敛缝隙。下翼面的高压气流通过这个缝隙，以较高的速度流向
23、上翼面，使上翼面附面层中气流速度增大，因而延缓了气流分离，达到增升目的。开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增升效果也较好，一般可增大Cy,max值约85%95%。,开缝式襟翼,后退式襟翼,工作时，襟翼一边后退，一边向下偏转后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。增加翼剖面的弯度增大机翼的面积。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值约85%95%。,后退式襟翼,后退襟翼,后退开缝式襟翼（福勒襟翼）,位于机翼后缘的下表面，打开时向后滑动一段距离，同时又向下偏转，并与机翼后缘形成一条收敛缝隙。后退开缝式襟翼主要靠增大机翼面积及增加翼剖面的弯度来增加机翼的升力系数。缝隙与开缝式襟翼相
24、同，可以防止附面层内的气流分离。这种襟翼一般在起飞和着陆时，分别采用不同后退量和偏转角度。在起飞状态，采用较小的偏转角，因而阻力增加较小，升阻比较大，有利于起飞加速，减少滑跑距离。对于高性能飞机，翼剖面厚度又不允许采用双缝、多缝襟翼，多采用这种襟翼。目前，在大、中型喷气飞机上使用较多。,后退开缝式襟翼,双缝或三缝襟翼（福勒襟翼的扩展）,单开缝襟翼利用气流通过收敛缝隙来延缓气流的分离，有一定的限度。当偏转角增大到某一程度时，气流仍会发生分离，而且襟翼还可能发生振动。采用双缝襟翼可以消除这些缺点。当开缝式襟翼(单开缝)偏转到3540时，机翼后缘出现气流分离和大量旋涡。增升效果减小。采用双缝襟翼，则
25、有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙，流到上翼面后缘，便可消除这里的旋涡，使气流仍贴着弯曲的翼面流动。襟翼的偏转角可增大到5060,增升效果得到提高。如果采用三缝襟翼或 多缝襟翼，增升效果 会更好。,多缝襟翼,多缝襟翼,波音737机翼使用,各种型式不同的后缘襟翼的增升效果,后缘襟翼在提高升力系数的同时也增大阻力系数后缘襟翼在提高升力系数的同时，临界迎角减小,后退开缝式襟翼（富勒襟翼）的增升效果最好，但后缘襟翼在提高机翼升力系数的同时，使机翼的阻力系数也增加了。当襟翼放下角度较小时，阻力增加的百分比比升力增加的要低，这种情况适用于要求升力增大而阻力尽量小的起飞状态。当襟翼放下角度较大时，与升力增
26、加的百分比相比，阻力增加的百分比要高，这种情况适用于升力和阻力都要求较大的着陆状态。故在起飞和着陆时都使用后缘襟翼，但使用的方法却不同。起飞时，使用后缘襟翼放下的角度较小，约为20左右；而着陆为40。,前缘襟翼,前缘襟翼是指安装在机翼前缘上的增升装置。,克鲁格前缘襟翼,它是机翼前缘下表面的一块面板。不使用时紧贴在机翼前缘下表面，形成机翼外表面。使用时作动筒向外伸出推开克鲁格襟翼，使其绕前面的转轴转动，向前下方打开。克鲁格襟翼打开后，与机翼前缘之间可根据需要安排成无缝隙或有缝隙的两种,下垂式前缘襟翼,下垂式前缘襟翼就是一个可操纵的机翼前缘，不使用时，保持机翼前缘原形使用时；使用时在作动筒驱动下，
27、整个前缘向下滑动，形成低垂的机翼前缘。,性能分析,这两种襟翼一般都用在高速飞机上。高速飞机机翼采用前缘尖锐，相对厚度较小的翼型。以一定迎角飞行时，前缘上表面没有形它成光滑的流道，气流在前缘受挫即会产生气流分离，而使机翼升力系数大大降低。如果使前缘襟翼下垂或打开克鲁格襟翼就可减少前缘与相对来流之间的夹角，使气流能沿平滑流道流过上翼面，不再产生气流分离。飞机使用后缘襟翼时，后缘襟翼向下偏转，哪怕角度不大，在机翼前缘也会产生气流分离，这会大大降低后缘襟翼的增升效果，若同时使用前缘襟翼可消除机翼前缘的气流分离，提高后缘襟翼增升效果,前缘缝翼,指安装在机翼前缘的一个小翼面。工作时小翼面与机翼前缘之间形成
28、收敛式的缝隙。下翼面高压气流通过缝隙加速吹向上翼面，既可增加升力又能延缓气流的分离，从而避免大迎角下的失速。,前缘缝翼的作用,延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”(一般能增大1015)，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。增大最大升力系数(一般能增大50%左右）。,前缘缝翼,前缘缝翼,cr,cr,前缘缝翼的分类,固定式前缘缝翼定义：用一些肋板将小翼面固定在机翼前缘上，无论是否使用前缘缝翼，小翼面都与机翼前缘之间形成固定的缝隙。这种前缘缝翼，速度增大时，阻力增大，应用不多.可动式前缘缝翼自动式&可操纵式通常与后缘襟翼自动配合动作，防止在大迎角下使用后缘襟翼造成飞机失速。,自动式：依靠作用
29、在前缘上的气动载荷使小翼面伸出或收回。小迎角时前缘气动压力将小翼面压在机翼上处于闭合状态；大迎角时压差变大前缘的气动吸力吸引小翼面，使它沿滑动机构伸出，形成缝隙。用在低空低速飞机上。可操纵式的前缘缝翼是由驾驶员或自动驾驶系统操纵，使小翼面伸出或收回。,可操纵的前缘缝翼通常是与后缘襟翼自动配合动作，防止在大迎角下使用后缘襟翼造成飞机失速。动作顺序:放出时，先打开前缘缝翼到一定角度，再打开后缘襟翼；收回时，先收回后缘襟翼再收回前缘缝翼。,前缘缝翼：布满全翼展、布置在翼尖，副翼的前面。布置在翼尖的缝翼主要是：大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，提高副翼的操纵效率，从而使飞机的横向稳定性和操纵性得到改善。
30、,控制附面层的增升装置,附面层吹除装置将高压空气从机翼上表面吹出，并以高速吹入附面层，加速附面层中气流的流动速度，推迟附面层的分离。吹除装置可以安装在靠近机翼前缘，高压空气从前缘附近吹出，使机翼上表面的附面层气流加速。也可以安装在机翼的后缘，襟翼的前面。高压空气从机翼后缘吹出，沿襟翼的上表面流过，推迟襟翼附面层分离，起到增升的作用。,附面层吸取装置,利用吸气泵，通过机翼上表面的缝隙吸取附面层，减小附面层的厚度，加快气流的流动，推迟附面层分离。从而起到增升的作用。,涡流发生器和翼刀,涡流发生器可以将外界气流的能量不断输入附面层，加速附面层内气流的流动速度，推迟气流分离。低速飞机上使用可以提高临界迎角值，增大升力系数。高速飞机上使用可以推迟激波分离。翼刀主要是用在后掠机翼上，在大迎角飞行时，阻止气流沿展向流动，减小机翼翼梢部位附面层的厚度，改善后掠机翼的失速特性。,
