楊 可，黃 浩，徐勝金

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽621000；2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074；3.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京100084）

組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究

楊 可1，黃 浩2，徐勝金3

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽621000；2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074；3.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京100084）

對翼梢組合小翼構(gòu)型和翼梢噴流控制翼尖渦進(jìn)行了實驗研究，在此基礎(chǔ)上，提出組合小翼與翼梢噴流聯(lián)合控制翼尖渦的方法，并對翼尖渦的控制效果進(jìn)行了實驗研究。實驗在一低速直流式風(fēng)洞中進(jìn)行，基本模型為NACA0015二元截尖翼型，基于弦長和自由來流速度定義的雷諾數(shù)Re=5.3×104，噴流系數(shù)（噴流與自由來流的動量比）Cμ=0.017。研究結(jié)果表明：組合小翼構(gòu)型能有效破碎主渦，改善翼尖部位的局部流動，并使最大升力系數(shù)提高12.3%；噴流可加劇渦核擺動，控制渦核位置，對翼尖渦的初始生成有一定的抑制作用；2種組合構(gòu)型均達(dá)到了較好的翼尖渦控制效果，其中，噴流加強了組合小翼產(chǎn)生的同向渦之間的相互作用。在X／C=3時，瞬態(tài)渦量峰值的平均值相比單獨用“+0-”構(gòu)型控制時減小37%，比沒有任何控制時減小79%。組合構(gòu)型的控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用以及主渦渦核的偏移方向。

翼尖渦；流動控制；翼梢組合小翼；噴流

0 引 言

翼尖渦通常對飛行器及其飛行安全存在負(fù)面影響。翼尖渦能誘導(dǎo)下洗流動，增大飛機的誘導(dǎo)阻力；翼尖渦能量越大，距升力面的距離越近，引起的誘導(dǎo)阻力就越大。翼尖渦也會對后方飛機的飛行安全造成影響。飛機起飛、降落階段處于大迎角高升力狀態(tài)，此時的翼尖渦強度大，影響距離和持續(xù)時間長。Devenport等人［1］的研究表明，翼尖渦的渦核半徑和切向速度峰值在30倍弦長內(nèi)幾乎保持不變，這對后面起降飛機的安全及起降效率會造成嚴(yán)重影響。因此，研究加速翼尖渦能量耗散或渦量擴(kuò)散、縮短翼尖渦影響時間和距離具有重要的工程意義。此外，翼尖渦本身是具有大速度梯度的典型流動，其產(chǎn)生和演變細(xì)節(jié)可以為快速畸變理論模式的計算提供驗證數(shù)據(jù)。

翼尖渦控制的實驗研究起始于上世紀(jì)70年代，雖然方式多種多樣，但基本思路相同，即對翼尖渦形成過程或?qū)σ研纬傻臏u結(jié)構(gòu)進(jìn)行干擾，加速渦量擴(kuò)散以及渦能的耗散。L.Lee［2］和T.Lee［3］等在機翼外側(cè)靠近后緣處安裝矩形舵面對翼尖渦進(jìn)行被動控制，發(fā)現(xiàn)安裝在吸力面上的“Spoiler”舵面能使翼尖渦渦核位置上移，切向速度梯度下降，加速了翼尖渦的能量耗散。Gerontakos P和T.Lee［4-5］等進(jìn)行了主動控制的嘗試，使全展長的機翼后緣舵面進(jìn)行正弦強迫振蕩。雖然破壞了翼尖渦結(jié)構(gòu)，但舵面振蕩對自身結(jié)構(gòu)安全帶來影響。同時，產(chǎn)生新的氣動不穩(wěn)定性，使其應(yīng)用受到了很大的限制。在飛機起降階段，機翼后緣的舵面會以不同的偏轉(zhuǎn)角展開，形成一系列后緣渦，這些渦與翼尖渦混在一起形成復(fù)雜的多渦渦系。多渦渦系在發(fā)展過程中會伴隨渦核之間的相互作用和能量耗散，大大縮短尾渦的影響距離［6-8］，更多類似的研究可見綜述文章［9］。J.M.Ortega等［10］對互為反向旋轉(zhuǎn)的渦與翼尖渦沿流向互相干擾與合并過程進(jìn)行了細(xì)致的研究。單獨的翼尖渦（主流向渦）在200倍弦長范圍內(nèi)能量耗散以及渦量擴(kuò)散都非常緩慢。在加入渦量較小的互斥渦對后，主渦渦絲在20倍弦長距離開始扭曲，逐漸以“Ω環(huán)”的形式繞主渦旋轉(zhuǎn)。主渦渦核尺寸明顯增大，渦量分布趨于分散。40倍弦長以后主渦結(jié)構(gòu)基本消失。M.J.Smith等［11］利用5個翼梢組合小翼將主渦破碎，形成由小渦組成的渦系，提高了升阻比。文獻(xiàn)［12］給出了詳細(xì)的組合小翼的設(shè)計。文獻(xiàn)［13］也對截尖二維翼型及其安裝翼梢組合小翼的翼尖渦發(fā)展特性進(jìn)行了PIV測試，證實了翼梢組合小翼對翼尖渦具有良好的抑制效果。局部噴流控制是另一種比較流行的控制思路，相關(guān)研究始于上世紀(jì)80年代。噴流控制的優(yōu)勢是不改變基本翼型氣動外形。Margaris P和Gursul I［14-15］等對噴流作用下的翼尖渦的渦核位移、渦量分布、切向速度分布等重要參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)的對比分析。結(jié)果表明，當(dāng)噴口靠近壓力面時，產(chǎn)生的同向渦對有利于加速渦能的耗散。同時，減小了誘導(dǎo)阻力。翼尖形狀會明顯影響翼尖渦特性，而噴流的存在會加劇或者削弱這種影響。通過施加展向穩(wěn)態(tài)或脈沖噴流，可對極近場的翼尖渦的位移進(jìn)行控制［16-18］。

基于翼梢小翼、舵面或擾流片的控制方式可以直接改變翼尖部位的繞流形態(tài)，割裂主渦形成能量較為分散的渦系結(jié)構(gòu)。由于存在渦核之間的互相干擾與合并，多渦系結(jié)構(gòu)下的能量耗散比單一渦系要迅速，這種控制機理已經(jīng)證明是可行的。然而，這種方式很難對已有渦系的合并速度產(chǎn)生影響。舵面振蕩可以一定程度加快渦系合并，但因機構(gòu)復(fù)雜很難有更實際的應(yīng)用。翼梢噴流控制方式對渦核位移的控制能力是固定舵面控制所不具備的，然而在其它方面的能力又不如固定安裝的結(jié)構(gòu)有效?？梢?，單一使用目前文獻(xiàn)的控制方法總是存在不足。為了彌補這種不足，可以嘗試在現(xiàn)有舵面控制技術(shù)的基礎(chǔ)上尋求促使多渦渦系提前合并的方法，這樣可以加速翼尖渦能量耗散并縮短影響距離?；谶@種動機，擬對組合翼梢小翼與翼梢噴流相結(jié)合的翼尖渦聯(lián)合控制效果進(jìn)行研究。

首先在風(fēng)洞中分別對組合翼梢小翼、翼梢噴流對翼尖渦的影響進(jìn)行精細(xì)實驗研究，一方面驗證以前研究結(jié)果，另一方面尋找這2種控制思路的最佳結(jié)合點。再利用較佳的結(jié)合方式，聯(lián)合對翼尖渦進(jìn)行控制。

1 實驗情況

實驗在低速直流式風(fēng)洞中進(jìn)行，實驗段橫截面尺寸為0.5m×0.5m，長2m，穩(wěn)定風(fēng)速范圍3～40m／s，經(jīng)校測，實驗段湍流度ε≤0.5%，速度均勻區(qū)面積不小于85%。

參照文獻(xiàn)［11-12，18］確定了噴流方式和組合小翼的幾何結(jié)構(gòu)：基本翼模型為NACA0015二元截尖翼型，展長250mm，弦長150mm。翼型中心鏤空作為集氣室，如圖1所示。翼尖噴流狹縫布置于13%～67%倍弦長位置，狹縫寬度均為2mm，4種噴流方式見圖1。翼梢組合小翼為3塊形狀一致、帶有11.3°前緣后掠角的梯形鋼片，小翼翼根24mm，翼端弦長12mm，展長60mm，厚度1mm，實驗中按不同組合方式布置于13%～67%倍弦長位置（如圖2）。翼型模型豎直安裝在由支架和回轉(zhuǎn)工作臺組成的支撐系統(tǒng)上。實驗裝置布置如圖3所示。

圖1 基本翼及翼梢噴流模型Fig.1 The basic wing and wingtip blowing methods

圖2 翼梢組合小翼的外形及尺寸Fig.2 Geometry of the multi-winglets model

圖3 實驗裝置布置情況（X／C=-0.75～3）Fig.3 Experimental setup

翼尖渦流場采用La Vison粒子圖像測速（PIV）系統(tǒng)進(jìn)行測量。采用雙脈沖Nd：YAG激光器提供激光光源，最大輸出功率400mJ，激光波長532nm，光片厚度為0.5～3mm可調(diào)，流場圖像通過CCD相機進(jìn)行采集，分辨率設(shè)置為2048pixel×2048pixel，相機采用NIKKOR 50mm 1∶1.8D定焦鏡頭，并使用532nm波長的帶通濾光鏡提高圖像信噪比。

PIV實驗中，采用定迎角定雷諾數(shù)的測試方法，自由來流速度固定，V∞=6.5m／s，基于V∞和基本翼弦長C的實驗雷諾數(shù)約為Re=5.3×104。基本翼型迎角固定在α=10°。測試范圍X／C=-0.75～3，其中基本翼后緣為X坐標(biāo)零點，坐標(biāo)正向為自由流方向，在此范圍內(nèi)選擇了11個測量截面，每個測試截面測量超過200對PIV粒子圖像用于計算平均場。翼尖渦的渦量和無量綱量計算采用如下定義：

組合翼梢小翼有2種組合構(gòu)型：3個小翼從基本翼前緣到后緣分別按上反角15°、0°和-15°方式排列的簡稱為“+0-構(gòu)型”，而按照-15°、0°和15°方式排列的簡稱為“-0+構(gòu)型”。噴流實驗中，噴流系數(shù)固定為Cμ=0.017，Cμ定義為：

（1）式中Vjet為噴流速度，˙m為單位時間內(nèi)的質(zhì)量流量。該參數(shù)主要表征噴流與自由來流的動量關(guān)系，同時也包含了噴口設(shè)計的影響。

利用一個五分量外式應(yīng)變天平測量翼型升力。實驗前對天平進(jìn)行了加載校驗。天平信號經(jīng)1000倍放大，通過2套低通濾波器進(jìn)行前置和后置濾波（濾波截止頻率分別為2Hz和1Hz），天平信號由NI6221數(shù)據(jù)采集卡進(jìn)行采樣，采樣頻率為1k Hz，采樣時間10s。測力實驗中，來流速度V∞=22.5m／s，相應(yīng)的實驗雷諾數(shù)Re=1.8×105，模型迎角α=-4°～22°。定義模型在翼型對稱面的投影面積為參考面積，基本翼條參考面積S=0.0432m2，加上組合小翼后，參考面積S=0.0464m2。

天平測力實驗中，軸系轉(zhuǎn)換和氣動力系數(shù)計算公式分別為：

這樣，升力系數(shù)

2 實驗結(jié)果與分析

2.1 組合小翼對翼尖渦的影響

為了比較，圖4給出基本翼翼尖渦沿流向的發(fā)展過程（共11個截面）。翼尖渦渦量分布隨流向逐漸向上翼面移動，中部弦長附近渦量顯著增大，并在接近機翼后緣達(dá)到峰值。X／C=-0.125截面的渦量峰值高于X／C=0截面，固壁的存在增強了局部剪切流的強度。翼尖渦離開機翼后緣之后渦核尺寸縮小，渦量峰值增大，并在距離機翼后緣1倍弦長附近的區(qū)域達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，渦量增高到新的峰值。翼尖渦在向下游傳輸過程中，渦量沒有減小，反而在X／C=3.0略有增大。渦量最強點基本在翼型升力面向內(nèi)，靠近升力面。圖4所示的翼尖渦渦量集中，形狀比較圓、邊界光滑，不利于翼尖渦能量擴(kuò)散。

圖4 基本翼的翼尖渦Fig.4 Wing tip vortex of the basic wing

當(dāng)翼梢安裝組合小翼時，圖4所示的圓潤的翼尖渦發(fā)生改變。圖5給出了“+0-”組合小翼排布時翼尖渦的時均速度場和渦量場。在X／C=0，與基本翼（圖4（g））不同，渦量集中、邊界光滑呈圓形的單渦破碎成3個渦量較小的渦，遠(yuǎn)離基本翼的翼梢，最大無量綱渦量只有基本翼的1／3。在向下游發(fā)展的過程中，渦量逐漸降低，到3倍弦長距離時，最大渦量已不足原來的1／4。這與基本翼情況有顯著區(qū)別，基本翼形成的單一的翼尖渦渦量基本保持不變。翼梢小翼的出現(xiàn)不僅將原來單一的翼尖渦分割成數(shù)個渦量較小的小渦，而且在向下游輸運的過程中，這些同向轉(zhuǎn)動的小渦使渦量快速分散，形成分布面積較大但渦量較弱的渦量場，這樣在靠近翼面附近沒有渦量很集中的區(qū)域。從速度矢量圖來看，渦量最大值并未出現(xiàn)在具有明顯渦形態(tài)的中心位置。

圖5 “+0-”組合小翼構(gòu)型下的翼尖渦測試結(jié)果Fig.5 Wing tip vortex control of“+0-”configuration

圖5展示的是“+0-”構(gòu)型的組合小翼對翼尖渦影響的時均結(jié)果。可以看出，到達(dá)3倍弦長距離時翼尖渦的擴(kuò)散效果已經(jīng)相當(dāng)令人滿意，最大渦量峰值和基本翼相比降低了約86.5%。然而，通過對瞬態(tài)流場的觀察發(fā)現(xiàn)，在每一個瞬時，最大渦量值并沒有明顯減少，但每一個瞬時最大渦量值出現(xiàn)的空間位置不同，這使得平均渦量分布比較分散。表1給出了瞬態(tài)渦量峰值的平均值，做法是人工挑選在同一微小區(qū)間內(nèi)出現(xiàn)渦量峰值的粒子圖片，選擇200對，重新進(jìn)行平均。這樣做的結(jié)果可能會高估渦量的峰值，但比全場平均結(jié)果更真實。從表1中可知截面X／C=3的瞬態(tài)渦量峰值的平均值為8.52，遠(yuǎn)大于全場時均結(jié)果，但卻遠(yuǎn)小于基本翼的結(jié)果。綜合分析可見，渦核在向下游移動時存在擺動（wandering）現(xiàn)象。這個現(xiàn)象也出現(xiàn)在“-0+”的構(gòu)型中。

表1 X／C=3時瞬態(tài)無量綱渦量峰值的均值Table 1 The mean instantaneous non-dimensional vorticity peak atX／C=3

“-0+”構(gòu)型的流場時均結(jié)構(gòu)與“+0-”構(gòu)型非常接近（結(jié)果略），僅在表1中列出瞬時渦量峰值的平均結(jié)果。從瞬時平均結(jié)果來看，“-0+”組合小翼構(gòu)型在X／C=3截面對最大渦量的控制效果要好于“+0-”構(gòu)型。

因組合翼梢小翼直接改變了原有翼型的氣動外形，從而對氣動力，特別是升力會帶來影響。圖6給出了2種組合小翼構(gòu)型對升力系數(shù)的影響結(jié)果。“+ 0-”構(gòu)型對升力有明顯的貢獻(xiàn)：α≥4°，升力線斜率相比基本翼增大；α=10°時，升力系數(shù)提高了約15.1%，而最大升力系數(shù)增大了12.3%。相比之下，“-0+”構(gòu)型對升力系數(shù)的影響規(guī)律與基本翼基本相同。翼梢小翼使原有的、靠近翼面的集中主渦遠(yuǎn)離翼型，并且由單一渦變成較弱的渦系，根據(jù)比奧-薩法爾原理，翼型區(qū)域的誘導(dǎo)下洗速度減小，從而使翼型的有效迎角增大。因此，無論是按照“+0-”還是“-0+”方式布置組合小翼，均會提升升力。另一方面，可視3個翼梢小翼為一個整體，即一個帶有扭轉(zhuǎn)角的翼梢小翼，則當(dāng)迎角α＞0°時，“+0-”構(gòu)型所等效的翼梢小翼在正對來流方向形成一個附加迎角，對該附加迎角所產(chǎn)生的法向力進(jìn)行分解，可分別得到在X方向的一個附加推力以及在Z方向的一個正向附加升力?？偟膩碚f，“+0-”小翼構(gòu)型與在高速飛機上常見的單獨翼梢小翼的氣動力控制機理比較接近。相反，“-0+”構(gòu)型會產(chǎn)生一個負(fù)向的升力分量，從測力結(jié)果來看，這個負(fù)向升力分量抵消了翼尖渦近場控制帶來的升力增量，因此升力與基本翼相差無幾。

圖6 組合小翼對升力系數(shù)的影響Fig.6 Effect of multi-winglets upon lift coefficient

2.2 翼梢噴流的翼尖渦影響特性

經(jīng)過實驗，在4種噴流構(gòu)型中，“向下噴流構(gòu)型”獲得了最佳的控制效果，為節(jié)省篇幅，僅給出該構(gòu)型下的PIV流動分布特性，其它構(gòu)型的結(jié)果在表2中列出。

圖7給出了“向下噴流構(gòu)型”條件下沿流向不同截面的翼尖渦控制特性。在最初2個截面，噴流不僅未對翼尖渦流動起到干預(yù)作用，反而使原有翼尖渦區(qū)域的渦量有所增強。由于噴流位置距離上翼面較遠(yuǎn)，噴流誘導(dǎo)的反向渦對出現(xiàn)在翼型側(cè)下方，與翼尖渦一起形成3個旋轉(zhuǎn)方向不同的的渦系，在速度矢量圖上可清晰見到（圖7（a）和（b））。在X／C=-0.5，翼尖渦渦核位置與基本翼基本一致，但渦量峰值變得很小，只有基本翼的2／3左右，說明噴流對后半弦長的翼尖渦流動起到了較好的抑制作用。由噴流產(chǎn)生的誘導(dǎo)渦量在離開噴流區(qū)域之后迅速擴(kuò)散，渦量峰值在X／C=0截面與上翼面翼尖渦基本相同。由于在此后位置噴流影響消失，其渦核位置在尾部“上翻”流動的作用下逐漸靠近上翼面，并逐漸與翼尖渦發(fā)生相互作用，使渦量進(jìn)一步地分散。表2和3可見，“向下噴流構(gòu)型”是單純噴流控制方式中最理想的方式，在X／C=3，時均渦量峰值比基本翼減小約84%。如果保持噴流系數(shù)相同，只有“向下噴流構(gòu)型”的噴流方向是正對壓力面向下，削弱了上下翼面的壓力梯度，從而減弱了翼尖渦的強度，是直接影響了翼尖渦的產(chǎn)生過程，這點與組合小翼有區(qū)別。

表2 不同截面（X／C）的無量綱化時均最大切向速度Table 2 Mean non-dimensional tangential velocity peak atX／C

表3 不同截面（X／C）的無量綱化時均最大渦量Table 3 Mean non-dimensional vorticity peak atX／C

利用PIV數(shù)據(jù)計算，圖8和9分別給出了X／C=0～3截面沿模型展向和法向的翼尖渦渦核的無量綱時均切向速度（絕對值）分布。為了便于比較，將所有渦核中心平移到同一點。圖8中，橫軸正向代表從翼梢指向翼根的方向，記為“-Z*”；圖9的橫軸正向代表從翼型升力面指向壓力面的方向，記為“Y*”。圖8可見，各種噴流構(gòu)型都能使不同截面的渦核展向尺寸增大；在X／C=0截面，“向下噴流構(gòu)型”條件下的切向速度明顯小于其它幾種構(gòu)型，越靠近翼根，這種現(xiàn)象越明顯。沿展向的流動包含了翼尖渦誘導(dǎo)的翼面下洗流動，這個下洗流能增加誘導(dǎo)阻力，相對而言，“向下噴流構(gòu)型”減弱了展向流動從而降低了誘導(dǎo)阻力。這顯示了這種噴流構(gòu)型較其它構(gòu)型優(yōu)越的一個方面。在法向方向，“向下噴流構(gòu)型”使下翼面流動加速，從而引起下翼面方向的切向速度增大（如圖9（a））。

圖7 “向下噴流構(gòu)型”下的翼尖渦測試結(jié)果Fig.7 Wing tip vortex control of“downward blowing”

圖8 翼尖渦切向速度沿展向的測試結(jié)果（○：基本翼，▲：對稱面構(gòu)型，▼：側(cè)面下沿構(gòu)型，◆：向下構(gòu)型，■：側(cè)下構(gòu)型）Fig.8 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along span-wise（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

圖9 翼尖渦切向速度沿法向的測試結(jié)果（○：基本翼，▲：對稱面構(gòu)型，▼：側(cè)面下沿構(gòu)型，◆：向下構(gòu)型，■：側(cè)下構(gòu)型）Fig.9 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along normal-wise（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

2.3 組合小翼和噴流聯(lián)合控制翼尖渦

綜合2.1和2.2節(jié)，組合小翼和噴流對翼尖渦的產(chǎn)生、演化都有較大的影響，影響的強弱取決于組合方式和噴流方式。同時，這2種影響方式各有利弊。自然地分析，如果將這2種方法結(jié)合起來，是否可以綜合其優(yōu)點，使得對翼尖渦的控制效果更進(jìn)一步？為了回答這個問題，進(jìn)行了若干組合實驗。經(jīng)過初選最終確定了2種組合。其一是將單獨的組合小翼和噴流控制測試中效果最好的“+0-”組合小翼構(gòu)型與“向下噴流構(gòu)型”相結(jié)合，文中簡稱“+0-向下噴流構(gòu)型”；其二是將“+0-”組合小翼構(gòu)型與“對稱面噴流構(gòu)型”相結(jié)合的組合構(gòu)型。圖10為2種組合構(gòu)型的外形示意。

圖10 “+0-向下噴流構(gòu)型”和“+0-對稱面噴流構(gòu)型”外形示意Fig.10 “+0-downward configuration”and“+0-straight configuration”

針對“+0-向下噴流構(gòu)型”，測試選擇了在X／C=0～3范圍內(nèi)的5個截面（圖11）。其結(jié)果與單獨的“+0-”構(gòu)型的結(jié)果類似。X／C=0～0.5時，均出現(xiàn)3個小渦組成的渦系，渦系沿流向各個截面的發(fā)展、渦量分布情況對比圖5沒有明顯區(qū)別。從X／C=1截面起，渦量最大值有較慢的降低，流動形態(tài)和渦核位置均未發(fā)生改變。X／C=3截面的渦量峰值為2.36，比“+0-”構(gòu)型結(jié)果減小24.8%?？梢钥闯?，向下噴流對小渦渦系的近場干擾沒有達(dá)到預(yù)期的效果。盡管如此，由于該噴流構(gòu)型對基本翼主渦渦量良好的擴(kuò)散效果，組合控制模式下主渦渦量仍明顯小于單純組合小翼構(gòu)型的結(jié)果。從時均速度矢量結(jié)果來看，X／C=3截面仍有比較明顯的渦結(jié)構(gòu)，其形態(tài)和位置與“+0-”構(gòu)型下基本一致。

“+0-對稱面噴流構(gòu)型”的控制結(jié)果見圖12。時均渦量和速度場顯示此時的翼尖渦已經(jīng)沒有基本形狀，最大平均渦量降低很多，渦量分散均勻，已經(jīng)從根本上破壞了原有翼尖渦的形態(tài)，說明控制的平均效果很理想。實際上，“+0-對稱面噴流構(gòu)型”使渦核擺動加劇，在每一個瞬時，仍是有一定強度的渦量存在，而且，不同瞬時的渦系結(jié)構(gòu)形態(tài)變化較大，很多時候能觀察到2～3個小的渦結(jié)構(gòu)，分布位置也隨時間不同而不同。這說明“+0-對稱面噴流構(gòu)型”破壞了原有的翼尖渦，形成了渦量較小、較分散的渦系。新形成的渦系擺動劇烈，使得平均結(jié)果平滑了很多，導(dǎo)致平均值比瞬時值偏小。翼尖渦的渦量比任何一種單獨控制方法都有所減小，峰值在4～6之間。表3顯示其平均值下降至5.38，相比“+0-”構(gòu)型減小約37%，比基本外形減小約79%，由于瞬態(tài)結(jié)果可真實地反映量化的控制效果，可見“+0-向下噴流構(gòu)型”組合控制方式確實進(jìn)一步提高了控制效果。

圖11 “+0-向下噴流構(gòu)型”下的翼尖渦測試結(jié)果Fig.11 Results of“+0-downward configuration”

圖13 噴流對翼尖渦渦核位置的影響（○：基本翼，▲：對稱面構(gòu)型，▼：側(cè)面下沿構(gòu)型，◆：向下構(gòu)型，■：側(cè)下構(gòu)型）Fig.13 The influence of blowing upon vortex core（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

3 討 論

組合小翼和翼梢噴流的方法各具優(yōu)勢，但也存在一定的不足：從瞬態(tài)結(jié)果來看，組合小翼構(gòu)型在翼尖渦抑制方面更具優(yōu)勢，這主要是因為組合小翼一方面能有效破碎主渦，從而在翼尖渦的生成階段降低了能量的集中程度；另一方面，由于渦核誘導(dǎo)速度場的重疊，多渦渦系在發(fā)展過程中的相互干擾會破壞原有渦系的穩(wěn)定性，從而有效加速渦量的擴(kuò)散，其現(xiàn)象與參考文獻(xiàn)［19］中的研究一致。因此將組合小翼構(gòu)型作為聯(lián)合控制模式的基本出發(fā)點是可行的。通過對各個截面的流動結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，除小翼產(chǎn)生的同向渦系以外，基本翼位置的主渦仍然存在，且與上述渦系之間的展向距離較大。主渦相對獨立，不利于渦系間相互干擾的發(fā)生，其渦量的擴(kuò)散速度明顯小于由組合小翼產(chǎn)生的小渦，從X／C=3截面的時均結(jié)果來看，主渦形態(tài)仍相當(dāng)完整。由此可見，如果能設(shè)法縮小主渦與小渦渦系的距離，可能會進(jìn)一步增強控制效果。翼梢噴流對翼尖渦強度也有一定的抑制作用，但與組合小翼構(gòu)型相比存在差距。噴流引起的主渦渦核位移也許恰恰是組合小翼構(gòu)型的有力補充。從瞬態(tài)渦量測試結(jié)果來看，“向下噴流構(gòu)型”相比其它幾種構(gòu)型的確具有一定的優(yōu)勢，但更顯著的差別表現(xiàn)在對渦核位置的影響上，因此選取一種使渦核產(chǎn)生較大法向位移的噴流構(gòu)型可以使聯(lián)合控制結(jié)果更具代表性。當(dāng)然，僅從圖8（a）的結(jié)果分析來看，“向下噴流構(gòu)型”對誘導(dǎo)下洗流動具有改進(jìn)能力。

2種聯(lián)合控制方式的不同表現(xiàn)說明聯(lián)合控制的效果并非單獨控制方式的簡單疊加。圖13給出了單純噴流對渦核位置的影響結(jié)果，圖中粗實線代表基本翼后緣的投影位置，坐標(biāo)無量綱化處理方式與坐標(biāo)方向等設(shè)置均與前面的渦量圖一致，標(biāo)“1”的點代表X／C=0截面，其余依次為X／C=0.5、1、2和3截面?？梢钥闯?，翼尖渦位置均隨流向距離增大而逐漸向內(nèi)展向方向移動，這符合機翼尾渦渦系發(fā)展的普遍規(guī)律。噴流對渦核的法向位移有顯著影響，而展向位移普遍較小，惟有“向下噴流”例外：除X／C=0.5截面外，其它截面渦核都向外展向方向移動，而法向移動幅度較小。這就是聯(lián)合控制效果的關(guān)鍵所在：從“+0-向下噴流構(gòu)型”的時均結(jié)果來看，在X／C=3截面處，主渦渦核位置相比單獨的“+0-構(gòu)型”向外展向方向移動了約0.07倍基本翼弦長的距離，這意味著在較遠(yuǎn)場的主渦與小渦渦系距離更近，相互干擾更加劇烈，渦擴(kuò)散也就更快。

相比之下，“+0-對稱面噴流構(gòu)型”下的流動結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，除組合小翼產(chǎn)生的小渦仍然可以分辨之外，噴流在上翼面方向誘導(dǎo)的渦系也非常清晰，該渦系由數(shù)個空間位置變化較大的同向渦（渦量均為正值）組成。從X／C=3截面的瞬態(tài)結(jié)果來看，除組合小翼產(chǎn)生的小渦以外，在機翼吸力面方向存在比較明顯的渦系，這是主渦受對稱面噴流影響從而向上翼面方向移動引起的，受組合小翼和噴流的共同干擾，該部位流動結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出高度的不穩(wěn)定性，致使時均結(jié)果變得很小。由此可見，在確定組合小翼構(gòu)型的情況下，選取適當(dāng)?shù)膰娏餍问绞锹?lián)合控制方案的關(guān)鍵，最終控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用。由于組合小翼的結(jié)構(gòu)外形和噴流系數(shù)分別直接影響小渦和主渦的位置，可以預(yù)見，通過改變兩者的組合關(guān)系，可以得到聯(lián)合控制模式下的“最佳”控制參數(shù)，對于不同的來流速度和模型姿態(tài)，最優(yōu)控制參數(shù)也會發(fā)生變化，本文尚未針對這個問題開展研究，但現(xiàn)有結(jié)果能證明聯(lián)合控制思路是可行的。

4 結(jié) 論

對翼梢組合小翼構(gòu)型和翼梢噴流控制翼尖渦進(jìn)行了實驗研究，在此基礎(chǔ)上，提出組合小翼與翼梢噴流聯(lián)合控制翼尖渦的方法，并對翼尖渦的控制效果進(jìn)行了實驗研究。結(jié)論如下：

（1）組合小翼構(gòu)型能有效破碎主渦，形成由一系列小渦組成的同向渦系，該渦系在合并過程中產(chǎn)生顯著的能量擴(kuò)散，可有效減小翼尖渦影響距離?！?0 -”構(gòu)型改善了翼尖部位的局部流動，抑制了翼尖渦產(chǎn)生的下洗流動，使α＞4°以后的升力系數(shù)穩(wěn)定增大，最大升力系數(shù)增長達(dá)12.3%，并使X／C=3截面的渦量峰值減小約67%；

（2）噴流可加劇渦核擺動，控制渦核位置，對翼尖渦的早期生成有一定的抑制作用。“向下噴流構(gòu)型”優(yōu)于其它構(gòu)型的控制效果，其渦核法向位移較小，適合用于組合控制模式，但單純采用噴流方式的控制效果有限。

（3）“+0-”組合小翼和“向下噴流”的組合構(gòu)型達(dá)到了較好的翼尖渦控制效果，噴流使較遠(yuǎn)場的翼尖渦渦核位置向外展向方向移動，促進(jìn)了同向渦系內(nèi)部渦之間的相互作用。當(dāng)X／C=3，瞬態(tài)渦量峰值的平均值相比單純的“+0-”構(gòu)型減小約37%，比基本外形減小約79%。而“+0-”組合小翼和“對稱面噴流構(gòu)型”的組合控制模式雖然在時均結(jié)果中表現(xiàn)極佳，但瞬態(tài)結(jié)果并不理想，上述結(jié)果的對比表明組合構(gòu)型的控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用，主渦渦核的移動方向是關(guān)鍵因素。然而，“+0-”組合小翼和“向下噴流”的組合對翼尖渦時均渦量的擴(kuò)散效果不如“+0 -”組合小翼和“對稱面噴流”構(gòu)型顯著，可以推斷，在二者之間應(yīng)該具有更加合理的組合方式。

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楊 可（1982-），男，四川成都人，工程師。研究方向：實驗流體力學(xué)。通信地址：四川綿陽中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所（621000）。E-mail：lingyun-hit＠163.com

徐勝金（1969-），男，黑龍江樺南人，副教授。研究方向：湍流減阻、分離流與控制、實驗流體力學(xué)。通信地址：清華大學(xué)航天航空學(xué)院。E-mail：xu_shengjin＠tsinghua.edu.cn

（編輯：李金勇）

Experimental study of effects of multi-winglets and tip blowing upon wingtip vortex

Yang Ke1，Huang Hao2，Xu Shengjin3
（1.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China；3.School of Aerospace Engineering，Tsinghua University，Beijing 100084，China）

The effects of multi-winglets and wingtip blowing on the wing tip vortex are experimentally studied.On the basis of those results，a wing tip vortex control strategy which combines multi-winglets and tip blowing is proposed and justified.The experiments have been conducted at a low speed wind tunnel.The basic wing model is a rectangular NACA 0015 airfoil.Reynolds number（Re）defined by the chord length of wing and the free flow speed is 5.3×104.The blowing coefficient（Cμ）defined by the momentum ratio of blowing to free flow is 0.017.The results show that the multi-winglets divide the wing tip vortex into several co-rotating vortices which decreases the effect of the downwash flow generated by wingtip vortex，and thus improve the quality of the local flow.The lift coefficient increases forα＞4°.The maximum lift coefficient increases up to 12.3%.Blowing strengthens the“wandering”of vortex core to change the position of the tip vortex.Blowing suppresses the formation of the wingtip vortex to some extent.The joint control strategies have achieved a well control effect，meanwhile，the blowing enhances the interaction of the co-rotating vortices.The peak of mean instantaneous vorticity is decreased by 37%compared with the individual“+0-”multi-winglets configuration，and by 79% compared with the basic wing.The control effect of the joint strategy is subjected to whether the blowing could enhance the interaction of the co-rotating vortices or not.The moving direction of wingtip vortex also has a substantial influence on the control effects.

wing tip vortex；flow control；multi-winglets；blowing

O357.1；V211.7

：A

1672-9897（2014）06-0027-12doi：10.11729／syltlx20140024

2014-03-04；

：2014-05-28

國家自然基金資助項目（項目批準(zhǔn)號：10932005，11472158）

徐勝金，E-mail：xu_shengjin＠tsinghua.edu.cn

YangK，HuangH，XuSJ.Experimentalstudyofeffectsofmulti-wingletsandtipblowinguponwingtipvortex.JournalofExperiments inFluidMechanics，2014，28（6）：27-38.楊 可，黃 浩，徐勝金.組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究.實驗流體力學(xué)，2014，28（6）：27-38.