基本介紹
- 中文名：脫體渦
- 外文名：trapped vortex
- 套用：鴨式布局
- 開始時期：20世紀70年代
形成原理,研究,套用,
形成原理
脫體渦的破裂脫體渦的形式與機翼迎角和空速有密切聯繫，當機翼迎角增大，由於上下翼面壓差增大，脫體渦強度會增加，但是在迎角增大到某一程度，脫體渦會突變為非對稱，甚至破裂。
由於旋渦本身的特性，脫體渦沿展向流過主翼面上表面時，會不斷吸收機翼邊界的能量，從而使翼面上的氣動壓力很低，也就是說總壓係數具有很大的負值。這個負壓產生了向上吸的效果，實際上給機翼產生了正的升力。由於這個升力完全不同於附著渦產生的線性升力，因而把脫體渦產生的升力貢獻稱為非線性升力。脫體渦升力的利用是空氣動力學發展的一項偉大成就。一方面飛機設計從單純吸取附著渦升力變成了既利用附著渦升力，又利用脫體渦升力；另一方面它對現代高性能飛機設計具有巨大的指導意義，它解決了超音速飛機按經典設計原則所不能解決的一系列難題。在工程實踐上，脫體渦升力理論的一個直接產物是英法聯合研製的“協和”式超音速客機。儘管這架飛機一直遭到種種非議，但誰也不能否認它在技術上是成功的，具有劃時代革命意義。
研究
脫體渦在鴨式布局中的套用脫體渦屬於非定常大迎角空氣動力學研究的範疇，其研究曾使用過廣義的偶極子格線法、Euler方程法及N-S方程法。但是，目前對於35度迎角以上的脫體渦研究，特別是對於非對稱突變與破裂，基本沒有完善的理論體系，在實際工作中仍主要由風洞吹風試驗得出結論。
脫體渦在20世紀70年代開始，廣泛用於飛行器產生渦升力，其最為典型的套用即鴨式布局，其通過鴨式前翼產生的脫體渦與主翼的附體渦形成有利干擾，改善主翼的流場，增加主翼升力，延遲渦破裂，提高飛機氣動性能。
目前的飛機都只實現了非線性渦升力，對脫體渦的非對稱及破裂的研究與套用基本空白，現在研究的方向是利用脫體渦非對稱突變的特性，增加飛機航向機動性，使飛機機頭瞬間水平指向成為可能，屆時，飛機將擁有3軸超機動性。
西北工業大學以細長體為對象，首先發展以脫體渦數值模擬(DES)方法為主的、適合大攻角非定常運動下流場分析的數值模擬方法；通過數值模擬手段，研究細長體自身運動對大攻角下的非對稱渦脫落流動的作用機理；分析細長體運動對側向力、偏航、滾轉力矩的影響規律，為實現飛彈的亞音速大攻角機動飛行奠定相關的空氣動力學理論基礎。此外還深人研究了飛機前體橫截面弧形幾何形狀對脫體渦穩定性的影響特性；脫體渦平衡位置及渦強度分布隨側翼伸縮及攻角增減的變化規律；在側翼向兩側對稱伸縮過程中脫體渦的動態穩定性分析：在側翼向兩側非劉‘稱伸縮產生的非對稱脫體渦穩定性分析以及脫體渦穩定性對飛機氣動性能的影響。
套用
利用脫體渦升力(即渦升力)是飛機氣動設計的一次思想革命。從空氣動力學上的流動基本形態上講，它完全有別於經典的附著流型，利用了一個產生升力的新流型——脫體流型。以脫體流型為核心，研究渦升力的利用、旋渦的穩定與控制等內容，便形成了空氣動力學的一個新分支——渦動力學。應當說，脫體流型只是人類遲到的發現而已，自然界中大量的鳥類和昆蟲在上億年以前已經開始利用它了。
人們通過實驗發現：45度以上的大後掠角薄翼在迎角很小時，氣流就從前緣分離，並捲成一脫體旋渦。此脫體渦的渦心壓力很低，由於上下壓力差的作用，使得翼面的升力有所提高。我們知道，三角翼總升力等於位流升力和渦升力之和。
位流升力是根據位流理論計算出來的升力。圖二中虛線代表總升力，而點劃線代表位流升力(圓圈為實驗點)，兩條線的差別就是理論渦升力。可見，由於有了渦升力，三角翼的升力線斜率和最大升力係數等均大大提高。如果把大後掠角的鴨翼和主翼近距耦合配置，便會產生有利干擾，而脫體渦的效率會更高，渦升力也更大(圖三)。當鴨翼置於主翼的前上方時，前翼脫體渦因進入了主翼上表面的低壓區而有利於渦心的穩定，延遲了旋渦的破裂並提高了前翼的失速迎角。此外，前翼脫體渦不但在前翼上誘導出渦升力，而且它在掃過主翼上表面時也給主翼誘導出一個渦升力。前翼渦的存在還有助於控制在主翼上形成的前緣渦，而延遲了主翼的失速。由於主翼一方面受到前翼的下洗(內翼段)，另一方面也受到前翼的上洗(外翼段)，所以使總的下洗量減輕。由於這些有利干擾的存在，近距耦合鴨式飛機在大迎角時升力較高，而失速迎角也較大(可達30度以上，而普通後尾式飛機的失速迎角只有十幾度)。這對於擴大飛機的機動飛行範圍和改善高速飛機的起降性能都具有重要意義。
在前後翼的相互干擾中，除了前翼對主翼的下洗為不利干擾外，其它均為有利干擾，這就使得近距耦合鴨式飛機比相同翼面積的普通鴨式飛機的升力大很多。在起飛狀態下，近距耦合鴨式飛機可比無尾三角翼飛機的升力係數高出一倍。
當然，由於下洗的干擾量很大，在小迎角時有利干擾還不足以抵消不利干擾。即便是這樣，在小迎角時，近距耦合鴨式飛機的最大升阻比已相當於同級後尾式飛機了。隨著迎角的增大，有利干擾量逐漸大於不利干擾量。當迎角達到16度左右時，近距耦合鴨式飛機的有利干擾便超過了不利干擾，其全機升力係數已高於單獨前翼與單獨主翼升力係數之和，這是普通後尾式飛機所不能及的。因為對後尾式飛機來說。也存在主翼對尾翼的下洗問題，而且此不利干擾還隨迎角的增大而增大。即使讓尾翼也產生正升力，它的全機升力係數也始終低於兩個單獨翼面的升力係數之和。
