邊條渦

邊條渦（strake vortex）是由邊條翼產生的，其前翼為細長三角翼，在飛行過程中前翼氣流分離形成渦結構(即邊條渦)。邊條渦的形成使得邊條機翼可以增大飛機的飛行攻角。

基本介紹

• 中文名：邊條渦
• 外文名：strake vortex
• 對象：邊條翼
• 產生：飛行過程中前翼氣流分離形成
• 一級學科：航空科技
• 二級學科：航空原理

用粒子圖像測速法研究邊條渦的性質

簡介

在空戰中是否占有空中優勢直接由戰鬥機的性能決定。最大飛行攻角是衡量戰鬥機性能的主要參數之一，因此各國的飛機設計師採用各種方法來提高戰鬥機的最大飛行攻角。邊條機翼（邊條翼）從70年代就受到廣泛重視並在設計中用來改善戰鬥機的性能。邊條機翼之所以可以增大飛機的飛行攻角，主要是因其前翼為細長三角翼，在飛行過程中前翼氣流分離形成渦結構(即邊條渦)。當邊條渦越過後翼時，對流場產生的誘導作用有效地抑制了氣流在翼面的分離，推遲了失速，增大了飛機的最大飛行攻角。如何設計邊條機翼使其能利用並控制氣流分離形成的邊條渦成為這種設計方案的核心問題。

對邊條機翼的研究有多種手段，主要分為兩類。一類是以整機為研究對象，對安裝有邊條機翼的飛機模型進行風洞實驗。一般選擇幾種不同設計參數的邊條機翼和不帶邊條的普通機翼進行六分量天平測力實驗，從升力曲線、阻力曲線、升阻曲線以及各種力矩曲線的對比來判斷各種邊條機翼的性能。另一類是對邊條渦本身進行研究，主要利用染色法、煙線法以及機翼表面油流法等顯示技術研究邊條渦的形成、發展和破碎機制。以上兩種方法雖然研究了邊條翼對飛機各種參數的影響，並得到了邊條渦在空間上的形態及發展規律，但對渦量場、速度場以及邊條渦的能量等都無詳細的量化結果，使研究邊條渦的各種特性無法深入下去。

隨著新的測量技術的出現，對邊條渦的測量成為現實。粒子圖像測速技術是一種先進的矢量場和標量場的瞬態測量技術。在安裝有邊條機翼的飛機模型的風洞實驗中採用了這種粒子圖像測速技術，顯示出邊條渦的渦結構；得到與機身軸線垂直距機頭不同距離的截面內二維速度分布及渦量分布的詳細數據；定量地研究了邊條渦的強度隨攻角的變化規律；分析並觀察到沿流向邊條渦的發展過程；確定最終邊條渦的破碎機制。為了深入研究邊條渦的能量特性，該報告採用了二維譜分析的方法對二維速度場作了進一步的分析，得到了波數空間上的能量分布曲線，找出了代表邊條渦的結構尺度。

邊條機翼和邊條渦

邊條機翼是一種組合機翼，分前翼和後翼。前翼為細長的三角翼，亦稱邊條。後翼為基本翼，是中等展弦比、中等後掠角的切尖三角翼。細長三角翼的主要特點是在以各種攻角飛行的過程中，其前緣均出現氣流分離並形成前緣渦，前緣渦在空間上發展成穩定的旋渦，越過基本翼，一直到立尾附近才破碎。這種渦結構稱為邊條渦。為了觀察和測量邊條渦的各種特性，在實驗中選取了4個特殊位置進行粒子圖像測速，飛機模型及測量位置見圖 1。第一測量位置處於邊條後緣，在這個位置邊條渦剛剛形成；第二測量位置為基本翼的1P2平均氣動弦處，此處可以觀察到經過一定的空間發展以後，穩定的邊條渦渦核越過基本翼時的狀態；第三、四測量位置處於立尾前、後緣，這兩個位置附近邊條渦出現了破碎現象，可以對邊條渦的破碎機制進行分析。

圖1

邊條渦沿流向由生成、發展，到最終破碎。在立尾前緣，邊條渦已經出現了破碎的現象。主要體現在渦核區域的擴大，渦量分散以及渦核的中心位置不穩定。渦的破碎主要有單螺旋、雙螺旋以及對稱破碎幾種形態。

研究結論

邊條渦是氣流在邊條前緣分離而形成的渦。在飛機基本翼的1P2平均氣動弦附近邊條渦已經得到充分發展，形成十分穩定、強度很高的渦結構，阻礙了基本翼表面流動的分離，增大了飛機最大飛行攻角。隨著向下游的發展，由於流動的複雜，邊條渦發生破碎，到立尾前緣和立尾後緣處已經破碎為很多強度較小的渦。

通過對二維速度譜的計算及渦通量的計算可以得出邊條渦的強度與攻角呈平方關係。

在立尾前緣處，根據渦量分布/重心0位置的周期性變化，可以得出邊條渦的破碎為單螺旋型破碎。

利用邊條渦抑制Y形進氣道流場畸變

簡介

進氣道和發動機的匹配問題是裝噴氣發動機的飛行器設計中一個重要的研究課題。從發動機對進氣道的要求來講，希望進氣道出口氣流的總壓恢復係數高；總壓畸變係數以及旋流係數小。因此，對於畸變較大的進氣道，需要採取措施加以改善。但在一些特殊情況下，如：進氣道由於總體布局的限制造成對氣流不利，進氣道在某些偏離設計狀態較多的情況下等，常規的畸變抑制措施(導流板、格柵等)就顯得力不從心。該研究將用於飛機外流控制的邊條渦技術首次引入內流場的控制，抑制進氣道出口流場畸變，改善進發匹配。

邊條渦技術是一種有力的流場控制技術，它是D.Kǜchemann提出的第2代航空流型“脫體渦流型”的一個重要套用。這類技術突破了第1代航空流型對流動附體的要求，其新穎的設計思路使得流體機械可能獲得更高的性能和更大的有效工作範圍。然而到目前為止，在內流管道設計中，由於流動問題的複雜性，還沒有見到套用邊條渦技術對大尺度的流動進行控制。該報告的研究工作將此技術用於抑制某型殲擊教練機的進氣道流場畸變。該機採用兩側式進氣道，單台發動機，機身兩側的進氣管道通過座艙後方的拐彎後匯合，逐漸轉為圓形橫截面的等直單管道，直至發動機進口，整個進氣道呈“ Y”字形。

該型進氣道由於受總體布局的限制，其原始出口流場存在著3個明顯的低總壓區，因此造成多個工作狀況下流場畸變指數超標。在採用該報告研製的由3對邊條渦片組成的流場控制器後，經各種飛行速度、飛行姿態下的大量對比實驗證明：流場控制器有較強的改善流場的作用，在大多數情況下大幅度地減小了流場畸變，略微提高了進氣道出口平均總壓。並且，原流場畸變嚴重的工況，其改善的效果更為顯著，各狀態下的流場指標均滿足了所配發動機的要求。

研究結論

經大量的對比實驗證實：在採用本文研製的由3對邊條渦片組成的流場控制器後，進氣道流場得到了較好的改善。在亞聲速、跨聲速和超聲速等各種飛行速度下，及帶攻角、側滑角飛行和開關放氣門等各種飛行狀態下流場畸變均大幅度地減小，並且在原流場畸變嚴重的工況下性能改善的效果更顯著，進氣道出口平均總壓有升有降，但變化幅度不大。因此表明，以邊條翼技術為基礎研製的內流流場控制器是有效的進氣道流場控制手段，它能達到在不降低流場總壓恢復的同時有效降低畸變的理想效果。從實際套用的角度來說，該流場控制器結構簡單，對原型進氣道的改動很小，為流場控制提供了一種有前途的新手段。