渦襟翼

渦襟翼概念是通過採用一些特殊設計的機翼前緣襟翼，改善對前緣渦流的控制，增加大後掠機翼的升阻比。改進飛機在跨聲速飛行條件下的機動-|生能和在近距格鬥中的大迎角機動性能。

“渦襟冀”是指沿細長的大後驚機冀前緣所安置的可偏轉的襟冀。氣流在襟冀的尖前緣處分離後捲成旋渦並向後發展，這時作用在襟翼面上的法向力有一個向前指的推力分量，它具有減小機冀阻力的作用，使氣動效率增加。如襟冀與主冀面的交接處能成為分離氣流的再附點，則一方面整個襟冀面處於分離旋渦誘導的低壓作用下，另一方面氣流順利地附著於主冀表面流動，不再發生分離，這時減阻效果顯著。實際上，要使整個徽冀面從前到後同時處於有利狀態是不容易做到的，因為再附線與故接線不會完全重合。

基本介紹

• 中文名：渦襟翼
• 外文名：Vortex flaps
• 定義：可偏轉的襟冀
• 作用：改善前緣渦流的控制，增加升阻比
• 出現時期：20世紀70年代
• 襟翼效率參數：渦襟翼的偏度影響與最佳偏度選擇

引言

大後掠角的細長形機冀容易在前緣出現氣流分離，使前緣吸力喪失、阻力增大、氣動效率降低。為減小前緣分離引起的不良影晌，過去人們著力於改變機翼的前緣彎度或配置前緣襟冀以抑制分離。但隨著前緣後掠角的增大(例如大於700)，這種辦法逐南失效;這時即使採用下偏角很大的前緣襟冀也不能使繞前緣的流動附體，因為襟冀肩線處折轉角過大，分離仍不可避免。這種情形下，可以設法利用和控制旋渦，隨勢利導以提高機冀的氣動特性。於是設計機冀的氣動力觀點逐漸由保持附體流動向著控制脫體渦的方向發展，到了七十年代後期形成“渦襟冀”的概念。

所謂“渦襟冀”是指沿細長的大後驚機冀前緣所安置的可偏轉的襟冀。氣流在襟冀的尖前緣處分離後捲成旋渦並向後發展，這時作用在襟翼面上的法向力有一個向前指的推力分量，它具有減小機冀阻力的作用，使氣動效率增加。如襟冀與主冀面的交接處能成為分離氣流的再附點，則一方面整個襟冀面處於分離旋渦誘導的低壓作用下，另一方面氣流順利地附著於主冀表面流動，不再發生分離，這時減阻效果顯著。實際上，要使整個徽冀面從前到後同時處於有利狀態是不容易做到的，因為再附線與故接線不會完全重合。為提高渦襟冀的減阻效果，需要最佳化渦襟冀的幾何外形或採用旋渦按制措施。國外從七十年代末期開始這方面的研究，至今已達到可實際套用的地步，國內起步較晚。散見於各類資料中的研究成果，其主冀面形狀各異，不容易比較不同渦襟冀的氣動特性。

蘭利研究中心的研究

20世紀70年代末，面對地空飛彈系統威脅的日益增加，美國空軍對大後掠翼布局超聲速巡航戰鬥機產生了濃厚的興趣。蘭利研究人員為此啟動了一項著名的“超聲速巡航綜合戰鬥機”(SCIF)計畫。

蘭利研究人員與當時的通用動力公司聯合設計的一種先進的超聲速機翼候選方案被認為是其中最為有效的研究之一，並在蘭利研究中心的超聲速和跨聲速風洞內進行了大量的試驗。

與F-16基本型戰鬥機相比，這種新型機翼試驗顯示其超聲速性能改進了30%0於是，通用動力公司向美國空軍提交了一種採用大後掠的雙三角彎曲機翼前緣的“超聲速巡航和機動原型機”(SCAMP)設計，後來，通用動力公司對SCAMP進行了最佳化設計，發展出F-16XL驗證機。

在SCAMP布局研究的後期，重點探討了將前緣渦流所產生的阻力轉變為推力的可行性設計。這項渦流研究計畫的具體目標是設計一種過載為4的跨聲速機動能力的大後掠機翼布局。

最初的風洞和計算分析認為，這樣一種機翼的最合適的外形是採用拱形的“海鷗”外形，但是蘭利研究人員憑藉著在渦流控制方面的經驗認為，通過渦流控制可以提供一種相對簡單且通用的解決方案。

在探索性試驗中發現，採用一種平面(非拱形)的機翼，結合可偏轉的全翼展前緣和後緣渦襟翼設計後，可產生與跨聲速拱形機翼同等量級的阻力改善。

這種採用渦襟翼技術的布局，其亞聲速巡航升阻比與F-16戰鬥機一樣出色，跨聲速機動的升阻比處於F-16機翼和超聲速機翼之間，而它的設計和製造要比拱形機翼簡單得多，因而非常有吸引力。蘭利中心隨後進行了更深人的研究，包括集中研製和驗證有關渦襟翼概念的設計方法，以及對採用偏轉襟翼的渦流控制概念在其他創新套用方面的探索性研究，其中蘭利研究中心發起和從事的理論性研究，為預測渦襟翼布局的各種作用力、力矩以及複雜的壓力指明了研究方向。1982年，蘭利在發展前緣渦襟翼設計方法的研究方面達到了一個全新的高度。

同時，蘭利中心研究人員和工業夥伴們從渦襟翼概念中得到的教訓，進行了各種旋渦控制技術的創新套用研究，驗證了通過減少前緣襟翼內側長度來改進渦襟翼效率，以及沿著翼展對襟翼修形可改善襟翼的效率和渦流形成等。

蘭利研究中心的一個獨立研究小組還研究了通過增加襟翼尺寸推遲旋渦的內側移動，以減小阻力;採用襟翼分段來減少襟翼面積，並可達到不分段設計同樣的升阻比，還率先探索在機翼的單獨翼段上採用渦襟翼偏轉，來進行滾轉控制等技術。

1981年，蘭利研究人員在4米低速風洞內，實施了渦襟翼用於普通箭形機翼布局對低速安定性和控制特性影響的各項研究。雖然在試驗中顯示了渦襟翼改進了橫向穩定性和升阻比，但是也引發了一個不可接受的機頭上仰力矩，研究人員通過在前緣增加了一個可偏轉的“調整片”，減小了這個俯仰力矩。

接著，研究人員在SCAMP一個18%縮比尺寸的自由飛模型上安裝了採用調整片的渦襟翼，並在全尺寸風洞內進行了自由飛試驗。結果表明，在各種飛行性能或俯仰問題沒有惡化的情況下，獲得了預期的渦襟翼的性能改善。

作為NASA的SCR技術計畫的一部分，蘭利中心領導了有關渦襟翼對於典型超聲速運輸機設計方案的氣動性能、穩定性和控制等所產生影響的幾項風洞研究，特別是改進飛機的低速氣動性能。

蘭利研究中心通過自行研製的USM3D電腦程式，在亞聲速飛機起飛和著陸條件下，對附著流前緣襟翼和渦襟翼等氣動特性進行了計算機研究，準確地預測了主渦流的重附著線，與風洞試驗的流場觀測試驗相比顯示了較好的一致性，而且在作用力、力矩和表面壓力方面與實驗數據均一致。

渦襟翼結構

渦襟翼是在對鳥類飛行的觀察下提出的，圖為機翼上安裝渦襟翼的原理示意圖。運用渦襟翼實現流動控制一般分為兩種形態:一種為渦襟翼的自適應運動，即對機翼上渦襟翼不進行任何的人為控制，在流場中，渦襟翼由於自身的重力和流場對它的作用而處於平衡，由於流場對渦襟翼的作用力相對較小，特別是在大迎角下的分離區內，因此渦襟翼一般都選用薄的輕質的材料，同時需具備較好的柔韌性;另一種方法則是人為控制渦襟翼運動，在了解氣動力特性之後，按照需要對其進行控制，這就要求渦襟翼必須具有較好的剛性且易於控制。

渦襟翼示意圖

雙三角機翼前緣渦襟翼的試驗研究

通過大後掠尖前緣機翼的前緣翼面偏轉可實現渦流控制。在下偏的前緣渦襟翼上產生前傾的渦升力矢量，它使前緣吸力恢復、阻力減小。若設計的前緣渦襟翼能使受控渦流在前緣渦襟翼轉軸上再附著，就可以得到最高的效率。採用渦襟翼技術可以彌補超聲速巡航飛機大後掠細長機翼亞聲速性能的不足，對中等後掠機翼亦是有效的‘”。國外從上世紀80年代開始對渦襟翼進行了大量的理論與實驗研究，對渦襟翼的原理、大後掠機翼渦襟翼的平面形狀、偏度、渦襟翼效率以及與後緣襟翼配合等方面做了原理性和套用性研究。由於在結構實現上的簡便易行，目前國外正在進行渦襟翼技術在強調低成本的高速無人機上的套用研究。但有關渦襟翼技術仍有許多需要深入探討的問題，很多資料強調使旋渦的再附線處於或靠近渦襟翼鉸接線作為渦襟翼設計原則，值得注意的是隨迎角變化，大後掠機翼前緣渦在翼面上的影響區及再附線位置變化較大，影響渦襟翼效率的因素較多，很難按此完成渦襟翼高效設計。

相關研究得到以下結論：

（1）雙三角翼的內外渦襟翼具有不同的平面形狀特點，它們設計的一般原則是：內渦襟翼用等弦長或者用頂點處有一定寬度的倒置錐平面形狀，外渦襟翼則用內側弦長寬而外側弦長儘量小的平面形狀；

（2）渦襟翼的偏度影響與最佳偏度選擇是提高渦襟翼效率的重要參數。內渦襟翼與外渦襟翼的最佳偏度不完全相同，且與渦襟翼的平面形狀及機翼前部上表面傾角等因素有關。機翼前緣上表面傾角為10度時，鉸接式內渦襟翼的最佳偏度為20度左右，外渦襟翼依據渦襟翼平面形狀不同在10度~ 20度之間。外渦襟翼的過偏性能比內渦襟翼更差，並且過偏性能與渦襟翼的平面形狀有很大關係，面積越大過偏越嚴重；

（3）後緣襟翼配合前緣渦襟翼工作可以較有效地提高升阻比，尤其在中等迎角時效率與前緣渦襟翼相當。它的最佳工作偏度在小迎角時是10度、中等迎角以後為20度；

（4）應該結合機翼平面形狀、機翼翼型特點來完成渦襟翼的最佳外形與最佳偏度的設計，並與後緣襟翼設計配合實現對渦的最佳控制，得到好的升阻特性。