高升力（highlift 缩写为 hil）主要用于飞机起飞与着陆，主要通过高升力系统来产生，从而避免过长的飞机起飞和滑跑距离。现代飞机采用高升力系统解决上述矛盾，通常是在机翼前缘配置缝翼、在机翼后缘配置襟翼。

早期飞机的速度和重量普遍较小，在起飞、着陆阶段飞机在跑道上滑跑较短距离即可满足升空或地面停稳要求。由于现代高速飞机的机翼翼型主要是为了适合飞机在巡航阶段飞行（高速飞行），而在飞机起飞与着陆阶段（低速飞行），需要想办法增加此时的升力（因为此时速度比巡航速度低，导致此时的升力也比巡航升力小）。一种方法是通过增大飞机机翼迎角来增加升力，但是对于现代超音速和亚音速飞机来说，迎角对升力的贡献也有限，假使机翼最大迎角，产生的升力仍然不足，而且迎角过大还会使飞机容易失速影响飞行安全。假如没有其它有效手段，那么必须通过增加起飞速度或着陆速度，以获得所需的飞机升力维持飞机安全飞行。这样势必增加飞机的滑跑距离，同时带来了不安全因素。而且，对于载重量大的运输类飞机，在其起飞和着陆阶段（低速飞行），更需要足够的升力来保证飞机安全起飞和着陆。现代运输类飞机解决以上问题的方法是在机翼上加装增升装置，在飞机低速飞行阶段可以通过放下增升装置改变机翼的翼形以增加机翼的升力。

现代飞机常用的增升装置包括：1）前缘缝翼：通过在机翼前缘增加可活动缝翼改变机翼弯度，从而增加机翼升力系数；2）后缘襟翼：通过在机翼后缘增加可活动襟翼改变机翼面积，提高机翼升力。用于驱动以上增升装置的控制系统就是高升力控制系统。

民用飞机高升力控制系统一般由前缘缝翼、后缘襟翼及其驱动控制系统组成。高升力控制系统主要是控制缝翼和襟翼往下展开到不同的卡位，来改变机翼弯度和面积，以增加飞机起飞时的升力和降落时的升力及阻力，从而减少飞机起飞和降落的滑跑距离。国外大型民用飞机 A320、A340、B777 等其高升力控制系统基本上都是采用前缘缝翼和后缘襟翼的形式。

高升力系统是集机械传动、液压、检测和控制等技术于一体的综合性系统，在系统集成、关键部件等方面有独特的技术特点。

（1）高升力系统是功能独立的飞机分系统，是从驾驶杆到翼面的完整位置闭环控制系统，由襟缝翼电子控制单元进行信号处理和功能控制，通过总线与飞机航电系统和主飞控系统等其他系统交联。在先进大型飞机上，高升力系统与主飞控系统、自动驾驶系统等 3 部分组成了完整的飞机飞行控制系统。

（2）高升力系统是影响飞机安全的关键系统。航空安全报告系统（Aviation Safety Reporting System，ASRS）统计显示，从 1996 年 1 月到 2002 年 8 月发生的 335 个事故中，有 33 个是由于高升力系统故障造成，约占总事故的 10%。另据统计，在民用客机平均单次飞行中，起飞和着陆时间（约 10min），仅占总飞行时间的 6%，而 68.3%的飞行故障（事故）却发生于此阶段，由此可以看出，高升力系统对飞机安全性具有重要影响。

（3）高升力系统对飞机的经济性、维护性有重要影响。现代大型飞机的高升力系统普遍采用集中驱动构架，其机械传动线路通常长达数十米，总计要连接上百个传动装置。高升力系统影响飞机的油耗和起降性能，同时由于飞机高升力系统结构复杂，体积较大、零件数量多、维修难度高、维护成本和费用都较大，大型飞机高升力系统的性能往往决定着飞机的整体市场竞争能力。

高升力系统由翼面作动子系统、机械传动子系统、动力驱动子系统、控制和监控子系统、故障保护子系统和传感器子系统等组成。高升力系统的技术发展主要体现在控制与监控、作动能量传输方式上。在控制与监控方面，高升力控制系统从人工操纵发展到电传操纵系统，进而发展成容错式双余度数字电传操纵系统；而在作动能量传输方面，则从襟 / 缝翼各段翼面独立驱动发展到集中共轴驱动，再到内、外襟翼差动，并正在发展多翼面独立驱动方式。

作动能量传输技术主要体现在翼面作动技术和动力驱动技术两个主要方面。翼面作动技术是解决机械能量的传输问题，而动力驱动技术是解决机械能量的转换和产生。

现代大型飞机的高升力系统翼面作动技术广泛采用集中式驱动架构，由安装在飞机中央的动力驱动装置（Power Drive Unit，PDU）提供动力，通过机械传动线系将动力传递到每个作动位置的齿轮旋转作动器或滚珠螺旋作动器上，作动器驱动襟/ 缝翼运动机构，控制襟翼和缝翼的收放，如图1所示。这种集中式驱动架构虽然有效保证了襟 / 缝翼运动的同步性，然而当机械传动系统出现卡阻或断裂故障时，襟/ 缝翼将被制动在当前位置，不能进行收放。高升力系统翼面作动技术的发展方向是自适应机翼，采用分布式独立驱动构型，这种系统可以根据飞行状态使机翼沿展向具有期望的翼型弯度。分布式独立驱动的高升力系统省去了集中驱动需要的大量传动轴、万向节和传动齿轮箱等，简化了系统结构，减少了零件数量，提高了机械传动效率，减轻了系统重量，方便了安装，提高了系统维护性。

现代大型飞机高升力系统的动力驱动功能由 PDU实现，高升力系统的缝翼 PDU 和襟翼 PDU 分别采用两套动力进行驱动，动力类型通常为两套液压马达（液 -液式）、两套电机（电 - 电式）或一套液压马达和一套电机（液 - 电式）3 种方式。两套动力可以主 - 主方式（即两个动力源都为主）或主 - 备方式（即 1 个动力源为主，另 1 个为辅）工作，两套动力的综合通常采用速度综合或力矩综合。液压式动力源具有输出功率大、体积小、重量轻、技术成熟等优点，缺点是采用节流调速原理，量损失较大。为了克服节流调速的缺点，现代先进飞机的 PDU 采用了变排量控制技术，从而大大减少了对液压系统的流量需求。两套电机驱动的主 - 主式 PDU符合多电飞机的发展趋势，是 PDU 今后的发展方向，其主要缺点是大功率驱动器件的工作可靠性不高，重量也较大，目前这种方案已成为支线客机的主流选择。

现代飞机的高升力系统普遍采用数字电传操纵技术，实现了系统功能的综合，并具有完善的余度管理功能。同机械操纵和简单电传操纵相比，采用数字电传操纵的高升力系统实现了襟 / 缝翼的综合管理，增强了边界保护功能，提高了系统的安全性和维护性。高升力系统的控制和监控功能主要由襟缝翼电子控制单元（Flap Slat Electronic Control Unit，FSECU）实现，FSECU 通常采用 2×2 构架，襟翼系统 PDU 和缝翼系统PDU 的两套动力分别由两台独立可互换的 FSECU 进行控制与监控，每个 FSECU 包括 1 个襟翼通道和 1 个缝翼通道。每个 FSECU 的襟翼通道和缝翼通道分别由两条支路构成，两条支路的微处理器硬件是非相似的。两条支路独立并且执行相同的功能，两条支路交换数据并比较计算结果后，经硬件逻辑电路处理后输出。