唐鈺涵，王將升，王晉軍

(北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191)

0 前 言

隨著機(jī)翼迎角增加，機(jī)翼升力系數(shù)也隨之增加。但當(dāng)機(jī)翼迎角過大時(shí)，機(jī)翼會發(fā)生失速，出現(xiàn)升力降低、操縱性能惡化等問題。為了應(yīng)對大迎角下的失速問題，機(jī)翼上通常會安裝前緣襟翼或前緣縫翼，減小前緣與來流的相對角度、增大機(jī)翼彎度，延緩流動分離、提高失速迎角。但是，通過對鳥類飛行的觀察，發(fā)現(xiàn)鳥類在降落時(shí)翅膀迎角會顯著增大，以便提高阻力、降低飛行速度著陸，但其飛行高度并不會迅速降低，表明翅膀在大迎角下并未失速。事實(shí)上，鳥類在著陸時(shí)會抬起翅膀前緣3至4根長度較短的羽毛[1-2]，這些羽毛著生在鳥類的第一指骨上，被稱為小翼羽（alula）[3-4]。表明小翼羽在鳥類抑制失速、增加升力的過程中扮演重要角色。

為將小翼羽在抑制失速和增加升力方面的優(yōu)異特性應(yīng)用于現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)，Ito等[5]和Linehan等[6]先后研究了小翼羽對機(jī)翼氣動特性的影響，發(fā)現(xiàn)小翼羽在機(jī)翼失速之后能顯著發(fā)揮增升作用，但小翼羽在機(jī)翼失速之前卻會產(chǎn)生降低升力、增加阻力的不利影響。Carruthers等[1-2]通過觀察鳥類展開小翼羽的行為發(fā)現(xiàn)，鳥類在不同飛行狀態(tài)下通常會控制小翼羽使其與翅膀之間呈現(xiàn)不同的姿態(tài)，因此小翼羽的姿態(tài)參數(shù)可能是影響其增升效果的關(guān)鍵參數(shù)。抬起小翼羽是小翼羽展開行為中的重要環(huán)節(jié)，此時(shí)小翼羽的展向與翅膀平面之間呈一定角度，該角度定義為小翼羽偏轉(zhuǎn)角。此外，鳥類抬起小翼羽后會將其前伸超過翅膀前緣，此時(shí)小翼羽與翅膀之間存在掠角?，F(xiàn)有研究已針對小翼羽偏轉(zhuǎn)角對機(jī)翼氣動特性的影響開展了大量研究，發(fā)現(xiàn)適當(dāng)增大小翼羽偏轉(zhuǎn)角會顯著提高小翼羽的增升效果[5,7-9]。然而，關(guān)于小翼羽掠角對機(jī)翼增升效果的影響卻鮮有報(bào)道。Sander[10]曾采用數(shù)值模擬方法研究小翼羽掠角對增升效果的影響，發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角為0°且掠角為0°的小翼羽不僅不會增加機(jī)翼升力，反而會降低機(jī)翼升力；固定偏轉(zhuǎn)角為0°，逐漸增加前掠角，小翼羽對機(jī)翼的增升效果逐漸增強(qiáng)。

學(xué)術(shù)界針對小翼羽影響氣動特性的機(jī)制開展了一系列研究。Sander[10]數(shù)值研究發(fā)現(xiàn)小翼羽的翼尖和前緣分別產(chǎn)生翼尖渦和前緣渦，小翼羽翼尖渦通過摻混作用將流向動量注入機(jī)翼前緣產(chǎn)生的剪切層進(jìn)而抑制機(jī)翼表面的流動分離，小翼羽前緣渦則與機(jī)翼前緣產(chǎn)生的剪切層相互作用形成低壓區(qū)進(jìn)而提高機(jī)翼升力。Linehan等[6,9,11-12]通過大量實(shí)驗(yàn)測量發(fā)現(xiàn)掠角為0°且偏轉(zhuǎn)角大于0°的小翼羽能在機(jī)翼背風(fēng)面誘導(dǎo)產(chǎn)生機(jī)翼前緣渦，并且小翼羽能產(chǎn)生從小翼羽翼根指向機(jī)翼翼梢的射流，射流促進(jìn)機(jī)翼前緣渦與機(jī)翼翼尖渦融合，從而維持前緣渦穩(wěn)定，最終使前緣渦持續(xù)發(fā)揮增升作用。需要指出，一些針對前緣渦的研究表明，機(jī)翼背風(fēng)面的展向射流能平衡渦通量，進(jìn)而維持前緣渦穩(wěn)定[13-16]。

綜上，小翼羽掠角是影響其增升效果的重要姿態(tài)參數(shù)，需針對性開展研究工作，以服務(wù)微小型飛行器的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)和發(fā)展大迎角下的飛行器流動控制技術(shù)。因此，本文針對該問題，首次通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)研究了小翼羽在偏轉(zhuǎn)角25°、掠角-40°～40°條件下對矩形機(jī)翼氣動力特性的影響。在此基礎(chǔ)上，采用平面粒子圖像測速和體視粒子圖像測速針對典型工況開展了流場測速實(shí)驗(yàn)，討論小翼羽的增升機(jī)制。最終，依據(jù)研究結(jié)果提出了新的微小型飛行器滾轉(zhuǎn)控制方案。

1 實(shí)驗(yàn)條件

1.1 風(fēng)洞設(shè)備與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所D1風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞為三元開口實(shí)驗(yàn)段回流式低速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段長1.45 m，截面呈橢圓形，噴口處尺寸為1.02 m ×0.76 m，收集處尺寸為1.07 m × 0.82 m。風(fēng)洞由直流電機(jī)驅(qū)動，可無極調(diào)速，最大風(fēng)速約為40 m/s。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ陀删匦螜C(jī)翼和小翼羽兩部分組成（圖1（a））。參考現(xiàn)有研究[6,9]以及自然界中班頭鵂鹠翅膀的長度（150～160 mm），矩形機(jī)翼展長b= 150 mm，弦長c= 100 mm，厚度h= 3 mm，機(jī)翼前緣為直徑dw=3 mm的半圓，機(jī)翼后緣處設(shè)計(jì)有錐形頭轉(zhuǎn)接件和錐套，用于安裝測力天平。為便于小翼羽安裝，機(jī)翼背風(fēng)面靠近前緣處設(shè)計(jì)有1.5 mm深的扇形凹槽，凹槽中設(shè)置了10個(gè)用于固定小翼羽的Φ2 mm通孔。小翼羽的展長、弦長和厚度分別為22.5 mm、7.5 mm和1.0 mm，其翼根固定在機(jī)翼展向中間位置的前緣附近。小翼羽展向與機(jī)翼展向之間在俯視圖上的夾角定義為小翼羽掠角θ（圖1（b）），本文通過機(jī)翼凹槽中的定位孔實(shí)現(xiàn)θ在-40°～40°范圍內(nèi)間隔10°變化，θ為正值時(shí)定義為前掠、負(fù)值時(shí)定義為后掠。需要指出，當(dāng)固定小翼羽的某個(gè)掠角后，采用膠帶封住凹槽的剩余部分，降低凹槽對機(jī)翼背風(fēng)面流動的影響。小翼羽與機(jī)翼背風(fēng)面之間的夾角（偏轉(zhuǎn)角）同樣是一個(gè)重要的姿態(tài)參數(shù)，Linehan等[6]采用類似的矩形平板機(jī)翼研究小翼羽的增升效果和增升機(jī)制，發(fā)現(xiàn)當(dāng)小翼羽偏轉(zhuǎn)角為25°時(shí)增升效果最好?；诖?，本文在小翼羽偏轉(zhuǎn)角為25°下對掠角的變化進(jìn)行研究。坐標(biāo)系原點(diǎn)O固定在機(jī)翼展向中間位置的前緣，x、y、z分別對應(yīng)弦向、展向、垂向坐標(biāo)系。測力實(shí)驗(yàn)過程中，來流速度為18 m/s，基于機(jī)翼弦長的雷諾數(shù)Re= 1.2×105，機(jī)翼迎角α在0°～55°范圍內(nèi)間隔1°變化。將無小翼羽的機(jī)翼定義為干凈機(jī)翼，選取典型工況開展粒子圖像測速實(shí)驗(yàn)：（1）α= 29°下的干凈機(jī)翼和裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼；（2）α= 32°下的干凈機(jī)翼和裝有θ=0°、30°、40°小翼羽的機(jī)翼。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图靶∫碛鹇咏鞘疽鈭DFig. 1 Sketch of experimental model and alula’s sweep angle

1.2 風(fēng)洞測力與粒子圖像測速

采用六分量桿式應(yīng)變天平測量實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩恿ο禂?shù)，單次測力采樣時(shí)間10 s，采樣點(diǎn)數(shù)為20000。天平受力導(dǎo)致的應(yīng)變片形變電信號通過低通濾波信號放大器放大后經(jīng)A/D模數(shù)轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)采集板轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，采用自研Labview軟件對輸入計(jì)算機(jī)的數(shù)字信號進(jìn)行采集和存儲。

采用二維粒子圖像測速（two-dimensional particle image velocimetry，2D-PIV）和體視粒子圖像測速（stereo particle image velocimetry，SPIV）分別測量機(jī)翼背風(fēng)面的近壁流場（圖2（a））和垂直于機(jī)翼背風(fēng)面典型截面附近的三維流場（圖2（b）），所有測量均采用平均直徑約為2 μm的甘油液滴作為示蹤粒子。對于2D-PIV測量，通過Vlite-380雙脈沖Nd: YAG激光器產(chǎn)生厚度約為1 mm的片光源照亮機(jī)翼背風(fēng)面上方0.8 mm處平面內(nèi)的示蹤粒子，采用分辨率為2456 pixel ×2058 pixel的CCD相機(jī)從機(jī)翼上方記錄粒子圖像，測量視野固定為150 mm × 100 mm，采樣頻率固定為5 Hz。對于SPIV測量，通過上述激光器產(chǎn)生厚度約為3 mm的體光源照亮測量區(qū)域的示蹤粒子，體光源厚度中心平面垂直于機(jī)翼背風(fēng)面并且與機(jī)翼前緣距離固定為30 mm，采用兩臺分辨率為2456 pixel × 2058 pixel的CCD相機(jī)（搭配Nikon PC-E移軸鏡頭）按照圖2（b）所示設(shè)置記錄粒子圖像，測量視野約為150 mm × 70 mm，采樣頻率固定為3 Hz。實(shí)驗(yàn)中采集的粒子圖像通過多通道迭代光流算法[17-18]（multi-pass iterative Lucas-Kanade algorithm, MILK）計(jì)算得到二維速度場，查詢窗口大小為32 pixel × 32 pixel，重疊率為75%，采用Soloff方法[19]由兩個(gè)相機(jī)的二維速度場重構(gòu)得到SPIV的3個(gè)速度分量。

圖2 PIV測量示意圖Fig. 2 Setup of PIV measurement

2 結(jié)果與討論

2.1 小翼羽前掠角對機(jī)翼氣動特性的影響

圖3（a）給出了干凈機(jī)翼和裝有不同前掠角小翼羽的機(jī)翼在測量迎角范圍內(nèi)的升力系數(shù)CL曲線，發(fā)現(xiàn)裝有小翼羽的機(jī)翼在失速之后升力系數(shù)波動較緩，并且在迎角25°之后大于干凈機(jī)翼，表明雖然裝有小翼羽的機(jī)翼在失速時(shí)的升力系數(shù)和迎角均低于干凈機(jī)翼，但是小翼羽能明顯改善機(jī)翼的失速特性。從圖3（b）放大圖可以看出，小翼羽對機(jī)翼的增升效果整體上隨前掠角增大先增大后減小，當(dāng)前掠角為30°時(shí)增升效果最好，此時(shí)小翼羽發(fā)揮增升作用的機(jī)翼迎角范圍最大、在迎角25°之后的升力系數(shù)最大。需要指出，機(jī)翼在迎角從0°向90°變化的過程中其氣動外形逐漸由流線型變?yōu)殁g體，在背風(fēng)面弦向中點(diǎn)附近的壓力和迎風(fēng)面積逐漸增大的共同作用下[20]，圖3（a）中所有測量工況在迎角45°附近都存在升力系數(shù)的峰值，與Linehan等[6]針對小翼羽影響下的機(jī)翼升力系數(shù)測量結(jié)果類似。

圖3 小翼羽前掠角對機(jī)翼升力系數(shù)的影響Fig. 3 The effect of alula’s forward-swept angle on wing lift coefficient

圖4進(jìn)一步給出小翼羽不同前掠角影響下的機(jī)翼升力系數(shù)增量ΔCL和增升幅度，其中升力系數(shù)增量定義為裝有小翼羽機(jī)翼的升力系數(shù)減去干凈機(jī)翼的升力系數(shù)，增升幅度定義為升力系數(shù)增量與干凈機(jī)翼升力系數(shù)的比值。圖4表明，具有不同前掠角的小翼羽均在機(jī)翼迎角29°附近時(shí)有最大的升力系數(shù)增量和增升幅度；當(dāng)機(jī)翼迎角小于29°時(shí)，小翼羽前掠角對升力系數(shù)增量和增升幅度無明顯影響；當(dāng)機(jī)翼迎角大于29°時(shí)，小翼羽進(jìn)行適當(dāng)前掠能顯著提高升力系數(shù)增量和增升幅度，并增大升力系數(shù)增量和增升幅度歸零時(shí)的機(jī)翼迎角，進(jìn)而擴(kuò)大小翼羽發(fā)揮增升作用的機(jī)翼迎角范圍。

圖4 小翼羽前掠角對機(jī)翼升力系數(shù)增量與增升幅度的影響Fig. 4 The effect of alula’s forward-swept angle on increase in lift coefficient and percentage of increase in lift coefficient

干凈機(jī)翼和裝有不同前掠角小翼羽的機(jī)翼在測量迎角范圍內(nèi)的阻力系數(shù)曲線如圖5所示?？梢娦∫碛鹪谠錾耐瑫r(shí)也會引起機(jī)翼阻力系數(shù)增加，具體表現(xiàn)為裝有小翼羽的機(jī)翼相比于干凈機(jī)翼在25°迎角后阻力系數(shù)明顯增加。圖6進(jìn)一步給出了干凈機(jī)翼和裝有不同前掠角小翼羽的機(jī)翼的升阻比，發(fā)現(xiàn)具有不同前掠角的小翼羽均會導(dǎo)致機(jī)翼的升阻比降低，但前掠角固定為10°時(shí)小翼羽對升阻比的降低幅度最小。

圖5 小翼羽前掠角對機(jī)翼阻力系數(shù)的影響Fig. 5 Effect of alula’s forward-swept angle on wing drag coefficient

圖6 小翼羽前掠角對機(jī)翼升阻比的影響Fig. 6 Effect of alula’s forward-swept angle on wing lift-drag ratio

綜上所述，小翼羽能夠在機(jī)翼失速后的特定迎角范圍內(nèi)顯著提高機(jī)翼的升力系數(shù)，但也同時(shí)會導(dǎo)致機(jī)翼的阻力系數(shù)增加和升阻比降低。對小翼羽進(jìn)行適當(dāng)前掠能提高升力系數(shù)增量和增升幅度，并擴(kuò)大小翼羽發(fā)揮增升作用的機(jī)翼迎角范圍，在本實(shí)驗(yàn)研究范圍內(nèi)，該最優(yōu)前掠角為30°；此外，對小翼羽進(jìn)行適當(dāng)前掠同樣會降低小翼羽對機(jī)翼升阻比的負(fù)面影響，在本實(shí)驗(yàn)研究范圍內(nèi)，該最優(yōu)前掠角為10°。

2.2 小翼羽后掠角對機(jī)翼氣動特性的影響

在認(rèn)識小翼羽前掠角對機(jī)翼氣動特性影響的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步討論小翼羽后掠角對機(jī)翼氣動特性的影響。圖7給出了干凈機(jī)翼和裝有不同后掠角小翼羽的機(jī)翼升力系數(shù)隨迎角變化曲線，發(fā)現(xiàn)裝有后掠小翼羽的機(jī)翼在失速時(shí)的升力系數(shù)和迎角均低于干凈機(jī)翼，該特性也與裝有前掠小翼羽的機(jī)翼特性類似（圖3）。然而，與前掠小翼羽相比，后掠小翼羽會使機(jī)翼失速后的升力系數(shù)增量和發(fā)揮增升作用的機(jī)翼迎角范圍均降低，并且該效應(yīng)隨小翼羽后掠角的增大逐漸增強(qiáng)，當(dāng)后掠角達(dá)到40°時(shí)，裝有小翼羽的機(jī)翼和干凈機(jī)翼的升力系數(shù)曲線已無明顯差異。

圖7 小翼羽后掠角對機(jī)翼升力系數(shù)的影響Fig. 7 Effect of alula’s backward-swept angle on wing lift coefficient

圖8為干凈機(jī)翼和裝有不同后掠角小翼羽的機(jī)翼在測量迎角范圍內(nèi)的阻力系數(shù)曲線，發(fā)現(xiàn)后掠小翼羽整體上仍會提高機(jī)翼的阻力系數(shù)。然而，當(dāng)后掠角達(dá)到40°時(shí)，小翼羽影響下的機(jī)翼的阻力系數(shù)會明顯降低，并且與干凈機(jī)翼的阻力系數(shù)基本一致。

圖8 小翼羽后掠角對機(jī)翼阻力系數(shù)的影響Fig. 8 Effect of alula’s backward-swept angle on wing drag coefficient

綜上所述，小翼羽后掠會降低小翼羽對機(jī)翼的增升效果，但也會降低小翼羽對機(jī)翼阻力系數(shù)的負(fù)面影響，這一系列效應(yīng)隨小翼羽后掠角增加會逐漸增強(qiáng)。當(dāng)后掠角達(dá)到40°時(shí)，裝有小翼羽的機(jī)翼和干凈機(jī)翼在升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線方面已無明顯差異。需要指出，前掠小翼羽雖然能改善機(jī)翼的失速特性，但是其在機(jī)翼失速之前反而會導(dǎo)致機(jī)翼氣動特性惡化，而后掠40°的小翼羽在機(jī)翼失速之前則不會導(dǎo)致機(jī)翼氣動特性惡化。因此，在機(jī)翼失速之前采用小翼羽后掠、在機(jī)翼失速之后采用小翼羽前掠可實(shí)現(xiàn)較好地改善機(jī)翼氣動特性的效果。Linehan等[12]曾提出通過改變小翼羽在機(jī)翼上的展向位置構(gòu)建飛行器兩側(cè)機(jī)翼的升力差，最終實(shí)現(xiàn)對飛行器大迎角下的滾轉(zhuǎn)控制。結(jié)合2.1小節(jié)和本小節(jié)結(jié)果可知，當(dāng)飛行器兩側(cè)機(jī)翼上均安裝小翼羽時(shí)，通過控制兩側(cè)機(jī)翼上小翼羽的前掠角和后掠角亦可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，實(shí)現(xiàn)對飛行器大迎角下的滾轉(zhuǎn)控制。

2.3 增升機(jī)理研究

根據(jù)上述測力結(jié)果可知，裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼在29°迎角附近有最大的升力系數(shù)增量和增升幅度，因此針對迎角29°下的干凈機(jī)翼和裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼繞流開展粒子圖像測速實(shí)驗(yàn)，研究小翼羽的增升機(jī)制；當(dāng)機(jī)翼迎角增大到32°時(shí)，裝有前掠小翼羽的機(jī)翼和裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼的升力系數(shù)增量與增升幅度差異最大，并且此迎角下小翼羽的增升效果隨前掠角增大變化不單調(diào)，因此針對迎角32°下的干凈機(jī)翼和裝有θ= 0°、30°、40°小翼羽的機(jī)翼繞流開展粒子圖像測速實(shí)驗(yàn)，討論小翼羽前掠角影響增升效果的流動機(jī)理。

圖9展示了2D-PIV測量得到的迎角29°下干凈機(jī)翼和裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)?。干凈機(jī)翼前緣附近存在流動分離（分離線近似位于圖9（a）中紅色虛線所示位置），機(jī)翼背風(fēng)面的大部分區(qū)域均受大分離影響，最終導(dǎo)致機(jī)翼升力系數(shù)的降低。當(dāng)機(jī)翼前緣裝有θ= 0°小翼羽時(shí)，機(jī)翼背風(fēng)面的A、B區(qū)域產(chǎn)生明顯的高速區(qū)，顯著降低了背風(fēng)面大分離的影響區(qū)域（圖9（b）），進(jìn)而提高機(jī)翼升力系數(shù)。

圖9 機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)洌é?= 29°，白底黑框?yàn)樾∫碛鹪跈C(jī)翼平面的投影區(qū)域）Fig. 9 The velocity contours and streamlines over the suction side of the wing(α = 29°, the alula is marked with a black box)

為進(jìn)一步解釋機(jī)翼背風(fēng)面高速區(qū)的形成機(jī)制，圖10給出了圖9中兩個(gè)典型工況的SPIV測量結(jié)果，圖中的渦量Ω*均采用機(jī)翼弦長和自由來流速度進(jìn)行無量綱處理。圖10（a）中干凈機(jī)翼背風(fēng)面流動由大分離主導(dǎo)，分離區(qū)內(nèi)的展向流動導(dǎo)致前緣分離剪切層內(nèi)的流向渦量相對翼展中心平面對稱分布。當(dāng)機(jī)翼前緣裝有θ= 0°小翼羽時(shí)，機(jī)翼背風(fēng)面右上方出現(xiàn)了一個(gè)強(qiáng)流向渦（圖10（b））。結(jié)合圖9（b）中的流線拓?fù)淇芍?，流向渦主要由機(jī)翼前緣渦發(fā)展而來，其下洗作用可將高速來流注入機(jī)翼背風(fēng)面近壁區(qū)，進(jìn)而在再附線兩側(cè)分別形成高速區(qū)A和B，最終降低背風(fēng)面流動分離的影響區(qū)域、提高機(jī)翼升力。此外，圖10（b）中的流向渦緊貼機(jī)翼背風(fēng)面，旋渦結(jié)構(gòu)形成的低壓區(qū)也會提高機(jī)翼升力。因此，小翼羽通過誘導(dǎo)產(chǎn)生機(jī)翼前緣渦的方式來抑制機(jī)翼背風(fēng)面的流動分離并提供渦升力，最終提高機(jī)翼升力系數(shù)。

圖10 機(jī)翼背風(fēng)面特定截面流向渦量云圖與流線（α = 29°，黑色虛線框?yàn)樾∫碛鹪谂臄z平面的投影區(qū)域）Fig. 10 The streamwise vorticity and streamlines in cross sections over the suction side of the wing (α = 29°, the alula is marked with a dashed black box)

隨著機(jī)翼迎角增大（α= 32°），θ= 0°小翼羽的增升效果減弱（圖4）。為揭示其背后流動機(jī)理，圖11給出了該迎角下干凈機(jī)翼和裝有θ= 0°小翼羽的機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)?。與α= 29°工況類似，干凈機(jī)翼背風(fēng)面存在大尺度流動分離（圖11（a））。安裝θ=0°小翼羽后，雖然機(jī)翼前緣渦演化形成的流向渦仍能通過下洗作用在機(jī)翼背風(fēng)面產(chǎn)生高速流動（圖11（b）），但該高速流動與圖9（b）高速流動相比強(qiáng)度明顯降低，表明此時(shí)流向渦對機(jī)翼背風(fēng)面流動分離的抑制作用減弱，導(dǎo)致小翼羽的增升效果減弱。結(jié)合SPIV測量結(jié)果（圖12（b））可知，當(dāng)機(jī)翼迎角從29°增大至32°后，機(jī)翼背風(fēng)面的流向渦不僅強(qiáng)度降低，并且與翼面之間的距離增大，導(dǎo)致流向渦的渦升力減弱，進(jìn)一步降低小翼羽的增升效果。

圖11 機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)洌é?= 32°，白底黑框?yàn)樾∫碛鹪跈C(jī)翼平面的投影區(qū)域）Fig. 11 The velocity contours and streamlines over the suction side of the wing (α = 32°, the alula is marked with a black box)

圖12 機(jī)翼背風(fēng)面特定截面流向渦量云圖與流線（α = 32°，黑色虛線框?yàn)樾∫碛鹪谂臄z平面的投影區(qū)域）Fig. 12 The streamwise vorticity and streamlines in cross section over the suction side of the wing (α = 32°, the alula is marked with a dashed black box)

圖4測力結(jié)果表明小翼羽前掠角影響小翼羽的增升效果，并且在迎角32°下前掠小翼羽和θ= 0°小翼羽實(shí)現(xiàn)的升力系數(shù)增量與增升幅度差異最大，為研究小翼羽前掠角提升增升效果的流動機(jī)理，圖13給出了迎角32°下裝有θ= 30°小翼羽和θ= 40°小翼羽的機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)?。對比圖11（b）和圖13（a）可知，當(dāng)θ從0°增大到30°后，小翼羽在機(jī)翼背風(fēng)面引起的高速流動顯著增強(qiáng)。隨著前掠角繼續(xù)增大，小翼羽引起的機(jī)翼背風(fēng)面高速流動強(qiáng)度降低（圖13（b））。進(jìn)一步對比圖12（b）和圖14（a）中的SPIV測量結(jié)果可知，當(dāng)θ從0°增大到30°后，機(jī)翼背風(fēng)面的流向渦強(qiáng)度顯著增強(qiáng)，并且逐漸靠近翼面，最終導(dǎo)致流向渦引起的渦升力逐漸增強(qiáng)。隨著前掠角繼續(xù)增大（圖14（b）），機(jī)翼背風(fēng)面的流向渦強(qiáng)度降低，并且再次遠(yuǎn)離翼面，導(dǎo)致流向渦引起的渦升力降低。因此，適當(dāng)前掠的小翼羽能增強(qiáng)機(jī)翼背風(fēng)面的流向渦，一方面增強(qiáng)近壁高速流動的強(qiáng)度、抑制流動分離，另一方面增強(qiáng)機(jī)翼背風(fēng)面的渦升力，最終增大機(jī)翼的升力系數(shù)、提升小翼羽的增升效果。

圖13 機(jī)翼背風(fēng)面速度云圖和流線拓?fù)洌é?= 32°，白底黑框?yàn)樾∫碛鹪跈C(jī)翼平面的投影區(qū)域）Fig. 13 The velocity contours and streamlines over the suction side of the wing (α = 32°, the alula is marked with a black box)

圖14 機(jī)翼背風(fēng)面特定截面流向渦量云圖與流線（α = 32°，黑色虛線框?yàn)樾∫碛鹪谂臄z平面的投影區(qū)域）Fig. 14 The streamwise vorticity and streamlines in cross sections over the suction side of the wing (α = 32°, the alula is marked with a dashed black box)

綜上所述，小翼羽產(chǎn)生的前緣渦在提高機(jī)翼升力方面扮演重要角色。由于小翼羽安裝在機(jī)翼前緣，在大迎角下機(jī)翼前緣對小翼羽存在一定遮擋，可能會影響小翼羽前緣渦的產(chǎn)生與發(fā)展，限制小翼羽發(fā)揮效果。此時(shí)，對小翼羽進(jìn)行適當(dāng)前掠，可降低機(jī)翼前緣對小翼羽的遮擋，增強(qiáng)小翼羽前緣渦，提高機(jī)翼升力。當(dāng)小翼羽后掠時(shí)，機(jī)翼前緣對后掠小翼羽的遮擋更強(qiáng)，對小翼羽發(fā)揮增升效果的抑制作用也更強(qiáng)。

3 結(jié)論

本文結(jié)合風(fēng)洞測力和粒子圖像測速實(shí)驗(yàn)研究了小翼羽掠角對機(jī)翼增升效果的影響，并揭示了小翼羽增升的流動機(jī)理，主要結(jié)論如下：

1） 0°掠角的小翼羽能提高機(jī)翼失速后的升力系數(shù)，改善機(jī)翼失速特性。這是由于小翼羽可誘導(dǎo)產(chǎn)生機(jī)翼前緣渦，抑制機(jī)翼背風(fēng)面的流動分離并提供渦升力，從而提高機(jī)翼失速后的升力系數(shù)。

2） 小翼羽適當(dāng)前掠，可以增強(qiáng)機(jī)翼前緣渦并降低前緣渦與機(jī)翼背風(fēng)面之間的距離，提升小翼羽對機(jī)翼背風(fēng)面流動分離的抑制效果和前緣渦提供的渦升力，因此適當(dāng)前掠的小翼羽對機(jī)翼的增升效果更好。

3） 在機(jī)翼失速前通過將小翼羽后掠降低小翼羽對機(jī)翼氣動特性的負(fù)面影響，在機(jī)翼失速之后可將小翼羽前掠以增強(qiáng)小翼羽對機(jī)翼氣動特性的改善效果。此外，當(dāng)飛行器兩側(cè)機(jī)翼上均安裝小翼羽時(shí)，通過改變兩側(cè)小翼羽掠角構(gòu)建兩側(cè)機(jī)翼之間的升力差，可實(shí)現(xiàn)對飛行器大迎角下的滾轉(zhuǎn)控制。該結(jié)論可為小翼羽的應(yīng)用提供參考。

需要指出，在應(yīng)用本文結(jié)論對飛行器進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)和控制時(shí)，需要針對特定飛行器機(jī)翼尺寸、翼型等進(jìn)行進(jìn)一步的參數(shù)優(yōu)化。