三角翼小翼构型对翼尖涡流结构与升阻特性的影响机理研究

《Journal of Mechanics》：Tip-vortex structures and lift-drag characteristics for delta winglet configurations

本研究针对飞机翼尖涡诱导阻力大及尾流安全隐患问题，系统开展了不同三角翼小翼构型对翼尖涡流场控制效果的实验研究。通过风洞测力与涡流场测量，揭示了攻角（α=0–20°）和下游截面（x/c=1.04–2.2）对涡核数量、形态、涡量及环量的影响规律，发现对称三角翼小翼构型Ⅱ在α=0–16°时诱导阻力最小，升阻效率最优，为飞行器气动设计提供了重要参考。

　　

每当飞机掠过天空，其翼尖处会卷起两股旋转方向相反的涡流，这就是翼尖涡。它们不仅会对后续飞行的小型飞机产生严重的安全威胁，还会产生诱导阻力，降低飞机的气动效率，增加能耗。因此，如何有效控制翼尖涡，削弱其强度，降低诱导阻力，成为航空领域持续关注的热点问题。在过去几十年里，研究人员提出了多种翼尖改型方案，从早期的垂直端板，到经典的Whitcomb型翼梢小翼，再到融合翼尖、螺旋翼尖等，目标都是为了化解翼尖涡带来的挑战。其中，三角翼形状因其在高雷诺数(Re)下良好的低压缩性阻力特性和在低雷诺数下优异的大攻角特性，被尝试用于控制翼尖涡的强度、结构和轨迹。

尽管针对单个三角翼或反向三角翼的气动和涡流特性已有不少研究，但对于将三角翼与反向三角翼组合在翼尖的复杂构型，其涡流场和气动特性的详细研究尚属空白。为此，发表在《Journal of Mechanics》上的这项研究，基于传统的带24°上反角的翼尖端板构型，创新性地设计了四种不同形状的三角翼小翼变体构型，旨在深入探索它们对翼尖涡流的抑制效果。

为了开展这项研究，研究人员主要依托了一套精密的实验系统。他们在一座小型开口直流式风洞中进行了实验，实验雷诺数(Re)固定为154,032。研究模型包括传统的翼尖端板构型以及四种三角翼小翼构型（I-IV）。气动力的测量通过安装在试验段外的测力天平完成。更为关键的是，他们采用了一套高精度压力探针系统来测量翼尖涡流的平均速度场。该系统的核心是一个直径2.7毫米的压力探针，它可以在一个可移动的坐标框架内精确定位，扫描位于模型尾缘下游（x/c = 1.04 至 2.2）的多个测量截面。每个测量截面布设了191×86个采样网格点，通过测量这些点的速度分量，可以计算出表征涡流强度的关键参数——流向涡量(ζ)和环量(Γ)。诱导阻力系数(C_Di)则通过基于涡量场数据的Maskell模型进行估算。

3.1 对称三角翼小翼构型的翼尖涡流特性

研究人员首先分析了对称三角翼小翼构型（I和II）和传统端板构型的涡流场。研究发现，攻角(α)的变化对翼尖涡核的数量、形状、面积、位置、涡量水平和环量都有着显著影响。例如，在α=0°时，传统端板构型的涡量分布仅包含一个非对称的翼尖涡核。而三角翼小翼构型I则出现了两个沿翼展方向分布的独立涡核。随着攻角从0°增大到8°，所有构型的正负涡量区域面积不断扩大，涡量等值线变得更加紧密（扩散减弱），涡量水平（|Γ₁| 和 |Γ₂|）随之升高。当α=12°时，传统端板构型的负涡量区域快速扩张，甚至新生成了一个翼尖涡核。

此外，沿着下游方向（x/c增大），所有构型的涡量等值线都变得越来越稀疏，涡核中心会出现分裂、形成或消失的现象，正负涡量区域的涡量水平均因持续的耗散而逐渐下降。研究还发现，对于任何一种翼尖构型，其正涡量区域环量|Γ₁|随攻角的变化趋势，总是与负涡量区域环量|Γ₂|的变化趋势一致，这是由于正负涡量区域之间在0-20°攻角范围内存在持续的相互作用。

在阻力特性方面，传统端板构型的总阻力系数(C_D)和寄生阻力系数(C_Dp)在α=0–20°范围内的上升速率始终高于三角翼小翼构型I和II。尤为重要的是，诱导阻力系数(C_Di)的变化趋势与|Γ₁|和|Γ₂|的变化趋势密切相关。三角翼小翼构型II在α=0–16°时表现出最佳的诱导阻力性能，其C_D上升速率最低。在α=0–20°范围内，诱导阻力占总阻力的最大比例，在端板构型、三角翼小翼构型I和II中分别为39.41%, 41.04% 和 37.70%。

进一步的升阻特性对比表明，由于在α=4°, 8°, 12° 和 16°时具有更优的阻力性能，三角翼小翼构型II展现了更高的升阻比(L/D)。

3.2 非对称三角翼小翼构型的翼尖涡流特性

对于非对称三角翼小翼构型（III和IV），研究揭示了类似的规律：攻角变化显著影响其涡核特性，下游距离增加导致涡量耗散。在α=8°时，构型IV的涡量等值线分布比构型II和III更为稀疏（扩散更严重），导致其|Γ₁|和|Γ₂|相对较低。到了α=16°，构型III和IV的部分涡核中心因涡量耗散而消失。特别的是，在α=20°时，构型IV的正负涡量区域出现不同程度的收缩，导致其|Γ₁|和|Γ₂|同时下降。

在阻力方面，非对称构型III的寄生阻力系数(C_Dp)随攻角上升的速率高于构型II和IV，但仍低于传统端板构型。诱导阻力占总阻力的最大比例在构型II、III和IV中分别为37.70%, 38.02% 和 39.42%。综合比较所有四种三角翼小翼构型的升阻特性，构型II因其更低的阻力，总体上表现出相对更优的升阻性能。

研究结论与意义

本研究通过系统的风洞实验，深入揭示了不同三角翼小翼构型对翼尖涡流结构和飞行器升阻特性的控制机理。主要结论可归纳为：首先，攻角(α)和下游截面位置(x/c)是影响翼尖涡流演化的关键参数，它们通过改变正负涡量区域的相互作用，决定了涡核的形态和强度。其次，在五种翼尖构型中，传统端板构型的阻力增长最快，而三角翼小翼构型，特别是对称构型II，在大部分攻角范围内展现出更优的阻力特性，尤其是诱导阻力性能。最后，升阻效率的综合评价表明，三角翼小翼构型II因其卓越的减阻效果，具有最佳的整体气动性能。

这项研究的意义在于，它不仅详细刻画了复杂三角翼小翼构型下的涡流场细节，填补了该领域的研究空白，而且通过严格的实验对比，明确指出了具有最佳气动性能的构型，为未来飞行器翼尖设计提供了直接、可靠的理论依据和实验数据支持。这种对翼尖涡流的有效控制，对于提升飞行器燃油经济性、增加航程以及增强飞行安全性（特别是起降阶段的尾流安全）都具有重要的潜在应用价值。