[科普中国]-前缘分离涡

S形前缘翼的前缘分离涡

有些超音速飞机采用S形前缘翼。这种飞机在起飞和降落时要用到很大的迎角以获得足够大的升力系数，这时上翼面的气流肯定有分离。分离在普通的低速机翼上产生很坏的效果：升力下降，阻力大增，而且分离点是随迎角变化的；但在小展弦比的S形前缘翼上，分离却不一定是坏的。这种机翼迎角稍大一点反正分离时不可避免的，那么就干脆人为地规定它分离，把分离点固定下来。其方法是把前缘做成曲线的。有粘性的气流，绕过一个曲线边缘时要分离，分离点可随曲线形状控制移动。

S形前缘翼在稍大的迎角下工作，左右两边前缘就是卷起这样的两条涡来的，见右图1。这种涡的特点是稳定，其强度变化也是逐渐的连续的而不是突然的。迎角超过某值之后，不管迎角大小，不管飞行速度是亚音速的还是超音速的，上翼面的分离总是从前缘开始的。涡的强度随迎角而增大或减小，一个迎角只有一种流动情况。这种前缘涡的存在对升力是很有好处的。在涡的作用之下，上翼面的流速（合速）比没有涡时增大了很多，因而负压的强度增大了许多。1

控制前缘分离涡的涡襟翼技术人们研究的90年代先进战斗机应具有良好的超音速巡航性能和亚、跨音速的高机动能力。为此，往往选择具有大后掠前缘、小展弦比的细长翼为基本的平面形状以减小超音速巡航的波阻。由于细长翼在中等或大迎角下以亚、跨音速飞行时，其绕流的基本特点是在翼面上方形成一对稳定的前缘分离涡（即前缘涡）。尽管在机翼上得到了附加的涡升力，但由于前缘吸力的丧失使阻力大为增加，直接影响了机翼的亚、跨音速机动能力。

为了解决这一矛盾，通过机翼的弯扭设计，使得在设计状态下机翼前缘不发生分离，如图2（a）所示。但是这种方法的明显缺点是一旦偏离设计状态前缘仍然会发生分离而使前缘吸力损失掉，另一方面，即使在设计状态下，对于具有大后掠前缘的细长翼，由于前缘处上洗速度很大，从而使气流附体所需要的前缘弯度必须很大，结果在邻近前缘的肩部往往仍要产生绕流分离现象，如图2（b）所示。70年代末Rao等人提出了涡襟翼（Vortex flap）概念。不再要求机翼前缘处满足附流条件，而是将前缘分离涡适当控制在带有一定偏角的前缘襟翼上如图2（c）所示。

在形式上涡襟翼和通常的前缘襟翼十分相似。然而它们在气动功能上却是十分不同的。前缘襟翼通常调整它的偏角与当地流向一致以保证前缘处的附着流动，它是属于气动布局中的可变弯扭设计概念。涡襟翼则是在适当偏度下控制稳定的前缘分离涡完全保持在整个襟翼上，结果在襟翼上旋涡诱导的吸力通过它的偏角可得到较大的推力分量。在一定的迎角下，可适当调整襟翼偏角，以使襟翼上方旋涡诱导流动的再附线位于襟翼铰链线上，如图2（c）和图3所示。这样不仅整个襟翼置于旋涡的下方，而且保证整个机翼的上表面处于附流状态。图3分别描绘了基本翼和带有涡襟翼的旋涡流动图画。2