襟翼（flap）是飛機在起飛著陸或作大機動飛行時，用來改變機翼剖面形狀、增大彎度和弦長的增升裝置。機翼加裝襟翼可以增加機翼的面積和彎度，提高機翼的升力系數，起到增加升力的作用。
根據襟翼在機翼上的位置可分后緣襟翼和前緣襟翼兩類。后緣襟翼有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼、后退開縫襟翼、雙縫及多縫襟翼等。前緣襟翼有簡單襟翼和克魯格襟翼兩種。
飛機在起飛和降落的時候都要打開襟翼，起飛時要增加升力，但同時要避免增加太大的阻力，所以襟翼一般打開到中小位置；而降落時，升力和阻力都要求盡量大，為了使飛機迅速降低速度的同時保持平穩的下降和著陸，襟翼將打開最大位置狀態。前緣襟翼和前緣縫翼除了可以增加最大升力系數之外，還可以提高臨界迎角，減小飛機的失速速度，改善飛機的失速特性。
歷史沿革
1908年，法國飛機設計師法曼提出襟翼的概念，并制作出實物。他將機翼后緣設計成可轉動的小翼面，以此達到“掰彎”機翼的效果。別看這小小的翼面，極大提升了飛行動力。
1914年，薩拉熱窩槍聲點燃了歐洲的炸藥桶，第一次世界大戰正式爆炸。戰爭是殘酷的，但它卻是社會進步與科學技術的催化劑。航空業迅速發展，千奇百怪的襟翼設計輪番登場，但始終無法跳出彎曲機翼的思維怪圈。
1919年，德國飛行員拉赫曼在醫院養傷，忽然想到，如果可以在襟翼前緣設計出一個縫隙，流向上緣的氣流會形成更大的壓力差，開縫式的設計使升力增加了60%以上。拉赫曼獲得了它的專利，但卻無法說出其中的原理。
20世紀20年代，英國設計師漢德萊佩奇和德國空氣動力學家拉赫曼發明了開縫襟翼。
1924年，富勒襟翼誕生。這種后緣襟翼增加了機翼面積和彎度。經測試，與傳統襟翼相比，富勒襟翼的升力系數可提升110%至140%。之后，科學家又發明了前緣襟翼和克魯格襟翼，這兩種襟翼成功解決了富勒襟翼局部氣流分離的問題。
工作原理
后緣襟翼作用
后緣襟翼起到的作用包括：
前緣襟翼作用
前緣襟翼（plain leading-edge flap）與后緣襟翼配合使用可進一步提高增升效果。一般的后緣襟翼有一個缺點，就是當它向下偏轉時，雖然能夠增大上翼而氣流的流速，從而增大升力系數，但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，容易導致機翼前緣上部發生局部的氣流分離，使飛機的性能變壞。如果此時采用前緣襟翼，不但可以消除機翼前緣上部的局部氣流分離，改善后緣襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。
襟翼類型
后緣襟翼
后緣襟翼（trailing edge flap）是位于機翼后緣的襟翼，通過傳動裝置繞其轉軸作向后直線或圓弧曲線運動，以擴大機翼的面積和彎度，達到增加升力和控制阻力的目的。
按照襟翼的結構不同，可以將其分類為分裂襟翼、簡單襟翼、開縫襟翼、后退襟翼和后退開縫襟翼。
分裂襟翼
分裂襟翼的結構比較簡單，是在機翼后段下翼面一塊向下偏轉而分裂出的翼面，放下襟翼后，在機翼和襟翼之間形成的楔形區內形成壓力較低的渦流，吸引上翼面氣流加速向后流動，降低了上翼面壓力，從而增加機翼的升力系數。同時，放下分裂襟翼后，翼型的彎度變大，能夠增加上下翼面的壓力差，產生增加升力系數的效果，這種襟翼一般可把機翼的升力系數提高75% ~ 85%。
簡單襟翼
簡單襟翼（Plain flaps）是一塊在機翼后段的可以完全向下偏轉的翼面，形狀和副翼較為類似，其構造比較簡單。放下簡單襟翼，改變了機翼的剖面形狀，增加相對彎度，提高了各個迎角所對應的升力系數。簡單襟翼在不偏轉時形成機翼后緣的一部分，當放下(即向下偏轉)時，相當于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。當它在著陸偏轉50～60度時，大約能使升力系數增大65%～75%。但是放下簡單襟翼之后，機翼后緣渦流區擴大，增加壓差阻力的同時，減小臨界迎角。在增加升力的同時，機翼的誘導阻力也有所增加。阻力系數比升力系數增加更多。升阻比減小。
開縫襟翼
20世紀20年代，英國設計師漢德萊·佩奇和德國空氣動力學家拉赫曼發明了開縫襟翼（Slotted flaps）。開縫襟翼是襟翼中十分重要的一種。除了起簡單襟翼的作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用。它在簡單襟翼的基礎上進行了改進，在機翼后緣附著一條或幾條可動翼片，平時與機翼合為一體，飛機起飛或著陸時放下。放下開縫襟翼，-方面襟翼前緣和機翼后緣之間形成縫隙，下翼面高壓氣流，通過縫隙高速流向上翼面，使上翼面附面層中空氣流速加大，可較大范圍保持層流，使升力增加，提高最大升力系數，延緩了氣流的分離，減少失速現象的發生。另一方面，放下開縫襟翼，使機翼更加彎曲，甚至增加機翼面積，也有提高升力的作用。所以開縫襟翼的增升效果比較好，升力系數一般可增大85%~95%，臨界迎角減小得不多，它是中、小型飛機主要采用的類型。
后退襟翼
后退襟翼在下放前是機翼后緣的一部分。后退襟翼（Folwer flaps）的特點是襟翼在向下偏轉的同時，還能向后滑動，這樣既可以增加機翼的彎度，也能夠增加機翼面積，一般可使翼型的升力系數增加110%～140%。所以，后退襟翼也可以有比較好的增升效果。此外，它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好。
后退開縫襟翼
后退開縫襟翼是后退襟翼和開縫襟翼的結合，兼具二者的優點，增升效果更好，結構也更復雜。雙縫或三縫式襟翼效果較之前的幾種襟翼更好，但構造復雜。現代高速大、重型飛機上廣泛采用的是后退雙開縫或三開縫的形式。后退開縫襟翼有兩種形式，一種是富勒襟翼，另一種是查格襟翼。富勒襟翼是以發明者富勒的名字命名的。使用富勒襟翼時，襟翼沿下翼面安裝的滑軌后退，同時下偏。使用富勒襟翼可以增加翼剖面的彎度，同時能大大增加機翼面積，并且氣流通過縫隙吹走后緣渦流，增升效果非常明顯，富勒襟翼的升力系數可提高110% ~ 140%。這種襟翼結構較復雜，現在大型、高速飛機大都采用這種襟翼。
查格襟翼后退量不多，比富勒襟翼的后退量少得多。機翼面積增加較少，最大升力系數可增大110% ~115%。起飛時，襟翼下偏角度小，阻力系數增加少，而升力系數卻增加很多，升阻比增大，有利于縮短起飛滑跑距離。著陸時，襟翼下偏角度大，阻力系數和升力系數都提高較多，有利于縮短著陸滑跑距離。
前緣襟翼
把后緣襟翼的位置移到機翼的前緣，就變成了前緣襟翼（注：不同于縫翼）。前緣襟翼也可以看作是可偏轉的前緣。在大迎角下，它向下偏轉，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流動比較光滑,避免發生局部氣流分離，同時也可增大翼型的彎度。
前緣襟翼廣泛應用于高亞聲速飛機和超聲速飛機。對于超聲速飛機，翼型前緣尖、相對厚度較小。在大迎角狀態飛行時，機翼上表面前緣位置氣流分離較為嚴重，減小了機翼的最大升力系數。放下前緣襟翼后，前緣位置的迎角減小，氣流可以更平順地從上翼面流過，延緩氣流分離。同時，翼型彎度得以擴大，增加了機翼的最大升力系數和臨界迎角。
與前緣襟翼作用相同的還有一種克魯格( Krueger)襟翼。它一般位于機翼前緣根部，靠作動筒收放。打開時，伸向機翼下前方，既增大機翼面積，又增大翼型彎度，具有較好的增升效果，同時構造也比較簡單。
噴氣襟翼
20世紀50年代中期，噴氣推進的出現和高速軍機增大升力的需要使得鼓風成為BLC的前沿。Lockheed 公司的F-104戰斗機和Mikoyan的Mig-21在著陸時應用了襟翼表面鼓風。盡管氣動推進的一體化仍停留在實驗室階段，但它促使了超循環和噴氣襟翼等新概念的產生。噴氣襟翼是在機翼上引入發動機的噴氣流，改變空氣在機翼上的流動狀態，從而達到增加升力的目的。
噴氣襟翼與一般襟翼在原理上相似，在構造上卻完全不同，它是一種嶄新的襟翼，它的基本原理和構造是：利用從渦輪噴氣發動機引出的壓縮空氣或燃氣流，通過機翼后緣的縫隙，沿整個翼展向后下方高速噴出，形成一片噴氣的“幕”，從而起到襟翼的增升作用，這是使用在超音速飛機上的一種特殊襟翼，把噴氣和襟翼兩種作用結合起來，就成為“噴氣襟翼”。
參考資料 >
簡單的幾張圖告訴你:飛機怎么控制姿態.中國青年信息網.2023-11-29
被“掰彎”的機翼.百家號.2023-11-29
曲折的歷史:襟翼是如何出現的?.中國航空新聞網.2023-11-29