[科普中国]-边条涡

用粒子图像测速法研究边条涡的性质简介

在空战中是否占有空中优势直接由战斗机的性能决定。最大飞行攻角是衡量战斗机性能的主要参数之一，因此各国的飞机设计师采用各种方法来提高战斗机的最大飞行攻角。边条机翼（边条翼）从70年代就受到广泛重视并在设计中用来改善战斗机的性能。边条机翼之所以可以增大飞机的飞行攻角，主要是因其前翼为细长三角翼，在飞行过程中前翼气流分离形成涡结构(即边条涡)。当边条涡越过后翼时，对流场产生的诱导作用有效地抑制了气流在翼面的分离，推迟了失速，增大了飞机的最大飞行攻角。如何设计边条机翼使其能利用并控制气流分离形成的边条涡成为这种设计方案的核心问题。

对边条机翼的研究有多种手段，主要分为两类。一类是以整机为研究对象，对安装有边条机翼的飞机模型进行风洞实验。一般选择几种不同设计参数的边条机翼和不带边条的普通机翼进行六分量天平测力实验，从升力曲线、阻力曲线、升阻曲线以及各种力矩曲线的对比来判断各种边条机翼的性能。另一类是对边条涡本身进行研究，主要利用染色法、烟线法以及机翼表面油流法等显示技术研究边条涡的形成、发展和破碎机制。以上两种方法虽然研究了边条翼对飞机各种参数的影响，并得到了边条涡在空间上的形态及发展规律，但对涡量场、速度场以及边条涡的能量等都无详细的量化结果，使研究边条涡的各种特性无法深入下去。

随着新的测量技术的出现，对边条涡的测量成为现实。粒子图像测速技术是一种先进的矢量场和标量场的瞬态测量技术。在安装有边条机翼的飞机模型的风洞实验中采用了这种粒子图像测速技术，显示出边条涡的涡结构；得到与机身轴线垂直距机头不同距离的截面内二维速度分布及涡量分布的详细数据；定量地研究了边条涡的强度随攻角的变化规律；分析并观察到沿流向边条涡的发展过程；确定最终边条涡的破碎机制。为了深入研究边条涡的能量特性，该报告采用了二维谱分析的方法对二维速度场作了进一步的分析，得到了波数空间上的能量分布曲线，找出了代表边条涡的结构尺度。1

边条机翼和边条涡边条机翼是一种组合机翼，分前翼和后翼。前翼为细长的三角翼，亦称边条。后翼为基本翼，是中等展弦比、中等后掠角的切尖三角翼。细长三角翼的主要特点是在以各种攻角飞行的过程中，其前缘均出现气流分离并形成前缘涡，前缘涡在空间上发展成稳定的旋涡，越过基本翼，一直到立尾附近才破碎。这种涡结构称为边条涡。为了观察和测量边条涡的各种特性，在实验中选取了4个特殊位置进行粒子图像测速，飞机模型及测量位置见图 1。第一测量位置处于边条后缘，在这个位置边条涡刚刚形成；第二测量位置为基本翼的1P2平均气动弦处，此处可以观察到经过一定的空间发展以后，稳定的边条涡涡核越过基本翼时的状态；第三、四测量位置处于立尾前、后缘，这两个位置附近边条涡出现了破碎现象，可以对边条涡的破碎机制进行分析。

边条涡沿流向由生成、发展，到最终破碎。在立尾前缘，边条涡已经出现了破碎的现象。主要体现在涡核区域的扩大，涡量分散以及涡核的中心位置不稳定。涡的破碎主要有单螺旋、双螺旋以及对称破碎几种形态。1

研究结论边条涡是气流在边条前缘分离而形成的涡。在飞机基本翼的1P2平均气动弦附近边条涡已经得到充分发展，形成十分稳定、强度很高的涡结构，阻碍了基本翼表面流动的分离，增大了飞机最大飞行攻角。随着向下游的发展，由于流动的复杂，边条涡发生破碎，到立尾前缘和立尾后缘处已经破碎为很多强度较小的涡。

通过对二维速度谱的计算及涡通量的计算可以得出边条涡的强度与攻角呈平方关系。

在立尾前缘处，根据涡量分布/重心0位置的周期性变化，可以得出边条涡的破碎为单螺旋型破碎。1

利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变简介进气道和发动机的匹配问题是装喷气发动机的飞行器设计中一个重要的研究课题。从发动机对进气道的要求来讲，希望进气道出口气流的总压恢复系数高；总压畸变系数以及旋流系数小。因此，对于畸变较大的进气道，需要采取措施加以改善。但在一些特殊情况下，如：进气道由于总体布局的限制造成对气流不利，进气道在某些偏离设计状态较多的情况下等，常规的畸变抑制措施(导流板、格栅等)就显得力不从心。该研究将用于飞机外流控制的边条涡技术首次引入内流场的控制，抑制进气道出口流场畸变，改善进发匹配。

边条涡技术是一种有力的流场控制技术，它是D.Kǜchemann提出的第2代航空流型“脱体涡流型”的一个重要应用。这类技术突破了第1代航空流型对流动附体的要求，其新颖的设计思路使得流体机械可能获得更高的性能和更大的有效工作范围。然而到目前为止，在内流管道设计中，由于流动问题的复杂性，还没有见到应用边条涡技术对大尺度的流动进行控制。该报告的研究工作将此技术用于抑制某型歼击教练机的进气道流场畸变。该机采用两侧式进气道，单台发动机，机身两侧的进气管道通过座舱后方的拐弯后汇合，逐渐转为圆形横截面的等直单管道，直至发动机进口，整个进气道呈“ Y”字形。

该型进气道由于受总体布局的限制，其原始出口流场存在着3个明显的低总压区，因此造成多个工作状况下流场畸变指数超标。在采用该报告研制的由3对边条涡片组成的流场控制器后，经各种飞行速度、飞行姿态下的大量对比实验证明：流场控制器有较强的改善流场的作用，在大多数情况下大幅度地减小了流场畸变，略微提高了进气道出口平均总压。并且，原流场畸变严重的工况，其改善的效果更为显著，各状态下的流场指标均满足了所配发动机的要求。2

研究结论经大量的对比实验证实：在采用本文研制的由3对边条涡片组成的流场控制器后，进气道流场得到了较好的改善。在亚声速、跨声速和超声速等各种飞行速度下，及带攻角、侧滑角飞行和开关放气门等各种飞行状态下流场畸变均大幅度地减小，并且在原流场畸变严重的工况下性能改善的效果更显著，进气道出口平均总压有升有降，但变化幅度不大。因此表明，以边条翼技术为基础研制的内流流场控制器是有效的进气道流场控制手段，它能达到在不降低流场总压恢复的同时有效降低畸变的理想效果。从实际应用的角度来说，该流场控制器结构简单，对原型进气道的改动很小，为流场控制提供了一种有前途的新手段。2