在增升方面，有一些基本的步骤可以帮助您到达目标。

1.肯定您的目标是甚么，和如何衡量进展。

2.列出实现这些目标所需的具体步骤，并制定一个实行计划来完成它们。第三，设定一些小目标和里程碑，以便您可以延续跟踪进度并保持动力。每天花点时间反思并评估自己的表现，以即可以根据需要调剂策略。

如何根据襟翼和副翼来判断飞机的运动状态

机翼的作用就是产生足够的升力使飞机能飞上天空。如果机翼是一个整体的话，那么在机翼面积、翼型、展弦比确定的情况下，它的最大升力也就是确定不变的了。如果飞机的全部重量是50吨，机翼必须产生490千牛以上的升力才能飞起来。我们知道，机翼面积越大，升力越大；速度越大，升力也越大。换句话说就是：在升力一定的情况下，机翼面积越大，起飞速度可以越小；起飞速度越大，机翼面积可以越小。因此，为了把这50吨的飞机弄上天，我们可以采取这样两个办法：一是选用面积较小的机翼，通过加大起飞速度使升力超过490千牛；二是使起飞速度保持在较低的值上，通过采用大面积机翼以产生490千牛以上的升力。

这两个办法行不行呢？第一个办法机翼面积较小，飞机的结构重量就较轻，这是优点，但起飞速度大是很不利的，一方面要求机场跑道很长，这很不合算，对舰载飞机更是不利；另一方面，高滑跑速度对安全的威胁极大。第二个方法起飞速度低，有利于缩短滑跑距离，但当飞机起飞后速度增加，大面积机翼便成了累赘，不但重量大使载重量大大减少，而且会使阻力剧增，飞机的耗油量因此显著增加。这种低速时升力小、高速时阻力大的问题称为飞机的高低速矛盾。怎样解决这一难题呢？这就要靠襟翼来实现。

襟翼的一个主要作用是协调这个矛盾，既不需要很大、很重的机翼，也能在较低的起飞着陆速度下产生足够的升力，使载重、速度、阻力和油耗达到综合性的最佳化。用整体一块的方式设计机翼不能同时满足大载重量、低起飞和着陆速度、低阻力和低耗油率的要求。由于襟翼具体作用是大大提高飞机起飞和着陆等低速阶段的升力，因而统称增升装置。

襟翼为什么能增加升力呢？在速度一定的情况下，提高升力的办法主要有4种：一是改变机翼剖面形状，增加翼型弯度；二是增加机翼面积；三是尽可能保持层流流动；四是在环绕机翼的气流中，增加一股喷气气流。襟翼就是通过改变翼型弯度、增加机翼面积、保持层流流动而增加升力的。

2、飞机襟翼样式众多

襟翼概念出现得很早。第一次世界大战前，由于飞机速度提高，要求飞机在低速时也能产生足够的升力，于是有人开始了最简单的后缘襟翼的试验探索。

为什么飞机要装襟翼？

简单襟翼就是机翼后缘的一部分。它可以弯曲，这样就会改变机翼弯度，提高升力。不久，又出现了开裂式襟翼。当它放下时，一方面可使翼型变弯，一方面会在机翼后缘形成低压，两方面的效果都是增加了升力。通常，开裂式襟翼可使升力系数提高75％～85％。同时，开裂式襟翼还能增加阻力，对飞机安全、缓慢地着陆有利。

20世纪20年代，英国著名设计师汉德莱·佩奇和德国空气动力学家拉赫曼发明了开缝襟翼。它是一条或几条附着在机翼后缘的可动翼片，平时与机翼合为一体，飞机起飞或着陆时放下。襟翼片能够增加机翼的面积，改变机翼弯度，同时还会形成一条或几条缝隙。增加面积可以提高升力，形成缝隙可使下表面的气流经缝隙流向上表面，使上表面的气流速度提高，可较大范围保持层流，也可使升力增加，并能减少失速现象的发生。开缝襟翼是襟翼中十分重要的一种。它也可以装在飞机前缘上，通常都是一条。目前大型飞机特别是客机都安装了双缝或三缝襟翼，可提高升力系数85％～95％，效果十分显著。

还有两种襟翼也很常见，一种是富勒襟翼，一种是克鲁格襟翼。

富勒襟翼是在机翼后缘安装的活动翼面，平时紧贴在机翼下表面上。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退，同时下偏。使用富勒襟翼可以增加翼剖面的弯度，同时能大大增加机翼面积，增升效果非常明显，升力系数可提高85％～95％，个别大面积富勒襟翼的升力系数可提高110％～140％。这种襟翼结构较复杂，多在大、中型飞机上采用，可大大改善起降性能。

克鲁格襟翼位于机翼前缘。它的外形相当于机翼前缘的一部分。使用时利用液压作动筒将克鲁格襟翼向前下方伸出，既改变了翼型，也增加了翼面积，增升效果也比较好。

3、飞机襟翼在发展中

襟翼的发展并没有完结。上面介绍的襟翼装置发展比较成熟，还有一类襟翼概念提出的也很早，但直到现在仍不完善，这就是喷气襟翼。它的设计方案很多，基本思想都是通过从发动机或高压气瓶引出气体，吸向机翼或襟翼表面，达到增加升力、推迟分离、降低阻力、改善失速特性的目的。由于喷气襟翼十分复杂，目前只有个别飞机，如“鹞”式垂直起降飞机和F－4、米格－21轻型战斗机使用了喷气襟翼。其试验工作仍在进行之中。

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。