組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究

楊 可，黃 浩，徐勝金

（1.中國空氣動力研究與發展中心，四川綿陽621000；2.中國航天空氣動力技術研究院，北京100074；3.清華大學航天航空學院，北京100084）

組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究

楊 可1，黃 浩2，徐勝金3

（1.中國空氣動力研究與發展中心，四川綿陽621000；2.中國航天空氣動力技術研究院，北京100074；3.清華大學航天航空學院，北京100084）

對翼梢組合小翼構型和翼梢噴流控制翼尖渦進行了實驗研究，在此基礎上，提出組合小翼與翼梢噴流聯合控制翼尖渦的方法，并對翼尖渦的控制效果進行了實驗研究。實驗在一低速直流式風洞中進行，基本模型為NACA0015二元截尖翼型，基于弦長和自由來流速度定義的雷諾數Re=5.3×104，噴流系數（噴流與自由來流的動量比）Cμ=0.017。研究結果表明：組合小翼構型能有效破碎主渦，改善翼尖部位的局部流動，并使最大升力系數提高12.3%；噴流可加劇渦核擺動，控制渦核位置，對翼尖渦的初始生成有一定的抑制作用；2種組合構型均達到了較好的翼尖渦控制效果，其中，噴流加強了組合小翼產生的同向渦之間的相互作用。在X／C=3時，瞬態渦量峰值的平均值相比單獨用“+0-”構型控制時減小37%，比沒有任何控制時減小79%。組合構型的控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用以及主渦渦核的偏移方向。

翼尖渦；流動控制；翼梢組合小翼；噴流

0 引 言

翼尖渦通常對飛行器及其飛行安全存在負面影響。翼尖渦能誘導下洗流動，增大飛機的誘導阻力；翼尖渦能量越大，距升力面的距離越近，引起的誘導阻力就越大。翼尖渦也會對后方飛機的飛行安全造成影響。飛機起飛、降落階段處于大迎角高升力狀態，此時的翼尖渦強度大，影響距離和持續時間長。Devenport等人［1］的研究表明，翼尖渦的渦核半徑和切向速度峰值在30倍弦長內幾乎保持不變，這對后面起降飛機的安全及起降效率會造成嚴重影響。因此，研究加速翼尖渦能量耗散或渦量擴散、縮短翼尖渦影響時間和距離具有重要的工程意義。此外，翼尖渦本身是具有大速度梯度的典型流動，其產生和演變細節可以為快速畸變理論模式的計算提供驗證數據。

翼尖渦控制的實驗研究起始于上世紀70年代，雖然方式多種多樣，但基本思路相同，即對翼尖渦形成過程或對已形成的渦結構進行干擾，加速渦量擴散以及渦能的耗散。L.Lee［2］和T.Lee［3］等在機翼外側靠近后緣處安裝矩形舵面對翼尖渦進行被動控制，發現安裝在吸力面上的“Spoiler”舵面能使翼尖渦渦核位置上移，切向速度梯度下降，加速了翼尖渦的能量耗散。Gerontakos P和T.Lee［4-5］等進行了主動控制的嘗試，使全展長的機翼后緣舵面進行正弦強迫振蕩。雖然破壞了翼尖渦結構，但舵面振蕩對自身結構安全帶來影響。同時，產生新的氣動不穩定性，使其應用受到了很大的限制。在飛機起降階段，機翼后緣的舵面會以不同的偏轉角展開，形成一系列后緣渦，這些渦與翼尖渦混在一起形成復雜的多渦渦系。多渦渦系在發展過程中會伴隨渦核之間的相互作用和能量耗散，大大縮短尾渦的影響距離［6-8］，更多類似的研究可見綜述文章［9］。J.M.Ortega等［10］對互為反向旋轉的渦與翼尖渦沿流向互相干擾與合并過程進行了細致的研究。單獨的翼尖渦（主流向渦）在200倍弦長范圍內能量耗散以及渦量擴散都非常緩慢。在加入渦量較小的互斥渦對后，主渦渦絲在20倍弦長距離開始扭曲，逐漸以“Ω環”的形式繞主渦旋轉。主渦渦核尺寸明顯增大，渦量分布趨于分散。40倍弦長以后主渦結構基本消失。M.J.Smith等［11］利用5個翼梢組合小翼將主渦破碎，形成由小渦組成的渦系，提高了升阻比。文獻［12］給出了詳細的組合小翼的設計。文獻［13］也對截尖二維翼型及其安裝翼梢組合小翼的翼尖渦發展特性進行了PIV測試，證實了翼梢組合小翼對翼尖渦具有良好的抑制效果。局部噴流控制是另一種比較流行的控制思路，相關研究始于上世紀80年代。噴流控制的優勢是不改變基本翼型氣動外形。Margaris P和Gursul I［14-15］等對噴流作用下的翼尖渦的渦核位移、渦量分布、切向速度分布等重要參數進行了詳細的對比分析。結果表明，當噴口靠近壓力面時，產生的同向渦對有利于加速渦能的耗散。同時，減小了誘導阻力。翼尖形狀會明顯影響翼尖渦特性，而噴流的存在會加劇或者削弱這種影響。通過施加展向穩態或脈沖噴流，可對極近場的翼尖渦的位移進行控制［16-18］。

基于翼梢小翼、舵面或擾流片的控制方式可以直接改變翼尖部位的繞流形態，割裂主渦形成能量較為分散的渦系結構。由于存在渦核之間的互相干擾與合并，多渦系結構下的能量耗散比單一渦系要迅速，這種控制機理已經證明是可行的。然而，這種方式很難對已有渦系的合并速度產生影響。舵面振蕩可以一定程度加快渦系合并，但因機構復雜很難有更實際的應用。翼梢噴流控制方式對渦核位移的控制能力是固定舵面控制所不具備的，然而在其它方面的能力又不如固定安裝的結構有效。可見，單一使用目前文獻的控制方法總是存在不足。為了彌補這種不足，可以嘗試在現有舵面控制技術的基礎上尋求促使多渦渦系提前合并的方法，這樣可以加速翼尖渦能量耗散并縮短影響距離。基于這種動機，擬對組合翼梢小翼與翼梢噴流相結合的翼尖渦聯合控制效果進行研究。

首先在風洞中分別對組合翼梢小翼、翼梢噴流對翼尖渦的影響進行精細實驗研究，一方面驗證以前研究結果，另一方面尋找這2種控制思路的最佳結合點。再利用較佳的結合方式，聯合對翼尖渦進行控制。

1 實驗情況

實驗在低速直流式風洞中進行，實驗段橫截面尺寸為0.5m×0.5m，長2m，穩定風速范圍3～40m／s，經校測，實驗段湍流度ε≤0.5%，速度均勻區面積不小于85%。

參照文獻［11-12，18］確定了噴流方式和組合小翼的幾何結構：基本翼模型為NACA0015二元截尖翼型，展長250mm，弦長150mm。翼型中心鏤空作為集氣室，如圖1所示。翼尖噴流狹縫布置于13%～67%倍弦長位置，狹縫寬度均為2mm，4種噴流方式見圖1。翼梢組合小翼為3塊形狀一致、帶有11.3°前緣后掠角的梯形鋼片，小翼翼根24mm，翼端弦長12mm，展長60mm，厚度1mm，實驗中按不同組合方式布置于13%～67%倍弦長位置（如圖2）。翼型模型豎直安裝在由支架和回轉工作臺組成的支撐系統上。實驗裝置布置如圖3所示。

圖1 基本翼及翼梢噴流模型Fig.1 The basic wing and wingtip blowing methods

圖2 翼梢組合小翼的外形及尺寸Fig.2 Geometry of the multi-winglets model

圖3 實驗裝置布置情況（X／C=-0.75～3）Fig.3 Experimental setup

翼尖渦流場采用La Vison粒子圖像測速（PIV）系統進行測量。采用雙脈沖Nd：YAG激光器提供激光光源，最大輸出功率400mJ，激光波長532nm，光片厚度為0.5～3mm可調，流場圖像通過CCD相機進行采集，分辨率設置為2048pixel×2048pixel，相機采用NIKKOR 50mm 1∶1.8D定焦鏡頭，并使用532nm波長的帶通濾光鏡提高圖像信噪比。

PIV實驗中，采用定迎角定雷諾數的測試方法，自由來流速度固定，V∞=6.5m／s，基于V∞和基本翼弦長C的實驗雷諾數約為Re=5.3×104。基本翼型迎角固定在α=10°。測試范圍X／C=-0.75～3，其中基本翼后緣為X坐標零點，坐標正向為自由流方向，在此范圍內選擇了11個測量截面，每個測試截面測量超過200對PIV粒子圖像用于計算平均場。翼尖渦的渦量和無量綱量計算采用如下定義：

組合翼梢小翼有2種組合構型：3個小翼從基本翼前緣到后緣分別按上反角15°、0°和-15°方式排列的簡稱為“+0-構型”，而按照-15°、0°和15°方式排列的簡稱為“-0+構型”。噴流實驗中，噴流系數固定為Cμ=0.017，Cμ定義為：

（1）式中Vjet為噴流速度，˙m為單位時間內的質量流量。該參數主要表征噴流與自由來流的動量關系，同時也包含了噴口設計的影響。

利用一個五分量外式應變天平測量翼型升力。實驗前對天平進行了加載校驗。天平信號經1000倍放大，通過2套低通濾波器進行前置和后置濾波（濾波截止頻率分別為2Hz和1Hz），天平信號由NI6221數據采集卡進行采樣，采樣頻率為1k Hz，采樣時間10s。測力實驗中，來流速度V∞=22.5m／s，相應的實驗雷諾數Re=1.8×105，模型迎角α=-4°～22°。定義模型在翼型對稱面的投影面積為參考面積，基本翼條參考面積S=0.0432m2，加上組合小翼后，參考面積S=0.0464m2。

天平測力實驗中，軸系轉換和氣動力系數計算公式分別為：

這樣，升力系數

2 實驗結果與分析

2.1 組合小翼對翼尖渦的影響

為了比較，圖4給出基本翼翼尖渦沿流向的發展過程（共11個截面）。翼尖渦渦量分布隨流向逐漸向上翼面移動，中部弦長附近渦量顯著增大，并在接近機翼后緣達到峰值。X／C=-0.125截面的渦量峰值高于X／C=0截面，固壁的存在增強了局部剪切流的強度。翼尖渦離開機翼后緣之后渦核尺寸縮小，渦量峰值增大，并在距離機翼后緣1倍弦長附近的區域達到穩定狀態，渦量增高到新的峰值。翼尖渦在向下游傳輸過程中，渦量沒有減小，反而在X／C=3.0略有增大。渦量最強點基本在翼型升力面向內，靠近升力面。圖4所示的翼尖渦渦量集中，形狀比較圓、邊界光滑，不利于翼尖渦能量擴散。

圖4 基本翼的翼尖渦Fig.4 Wing tip vortex of the basic wing

當翼梢安裝組合小翼時，圖4所示的圓潤的翼尖渦發生改變。圖5給出了“+0-”組合小翼排布時翼尖渦的時均速度場和渦量場。在X／C=0，與基本翼（圖4（g））不同，渦量集中、邊界光滑呈圓形的單渦破碎成3個渦量較小的渦，遠離基本翼的翼梢，最大無量綱渦量只有基本翼的1／3。在向下游發展的過程中，渦量逐漸降低，到3倍弦長距離時，最大渦量已不足原來的1／4。這與基本翼情況有顯著區別，基本翼形成的單一的翼尖渦渦量基本保持不變。翼梢小翼的出現不僅將原來單一的翼尖渦分割成數個渦量較小的小渦，而且在向下游輸運的過程中，這些同向轉動的小渦使渦量快速分散，形成分布面積較大但渦量較弱的渦量場，這樣在靠近翼面附近沒有渦量很集中的區域。從速度矢量圖來看，渦量最大值并未出現在具有明顯渦形態的中心位置。

圖5 “+0-”組合小翼構型下的翼尖渦測試結果Fig.5 Wing tip vortex control of“+0-”configuration

圖5展示的是“+0-”構型的組合小翼對翼尖渦影響的時均結果。可以看出，到達3倍弦長距離時翼尖渦的擴散效果已經相當令人滿意，最大渦量峰值和基本翼相比降低了約86.5%。然而，通過對瞬態流場的觀察發現，在每一個瞬時，最大渦量值并沒有明顯減少，但每一個瞬時最大渦量值出現的空間位置不同，這使得平均渦量分布比較分散。表1給出了瞬態渦量峰值的平均值，做法是人工挑選在同一微小區間內出現渦量峰值的粒子圖片，選擇200對，重新進行平均。這樣做的結果可能會高估渦量的峰值，但比全場平均結果更真實。從表1中可知截面X／C=3的瞬態渦量峰值的平均值為8.52，遠大于全場時均結果，但卻遠小于基本翼的結果。綜合分析可見，渦核在向下游移動時存在擺動（wandering）現象。這個現象也出現在“-0+”的構型中。

表1 X／C=3時瞬態無量綱渦量峰值的均值Table 1 The mean instantaneous non-dimensional vorticity peak atX／C=3

“-0+”構型的流場時均結構與“+0-”構型非常接近（結果略），僅在表1中列出瞬時渦量峰值的平均結果。從瞬時平均結果來看，“-0+”組合小翼構型在X／C=3截面對最大渦量的控制效果要好于“+0-”構型。

因組合翼梢小翼直接改變了原有翼型的氣動外形，從而對氣動力，特別是升力會帶來影響。圖6給出了2種組合小翼構型對升力系數的影響結果。“+ 0-”構型對升力有明顯的貢獻：α≥4°，升力線斜率相比基本翼增大；α=10°時，升力系數提高了約15.1%，而最大升力系數增大了12.3%。相比之下，“-0+”構型對升力系數的影響規律與基本翼基本相同。翼梢小翼使原有的、靠近翼面的集中主渦遠離翼型，并且由單一渦變成較弱的渦系，根據比奧-薩法爾原理，翼型區域的誘導下洗速度減小，從而使翼型的有效迎角增大。因此，無論是按照“+0-”還是“-0+”方式布置組合小翼，均會提升升力。另一方面，可視3個翼梢小翼為一個整體，即一個帶有扭轉角的翼梢小翼，則當迎角α＞0°時，“+0-”構型所等效的翼梢小翼在正對來流方向形成一個附加迎角，對該附加迎角所產生的法向力進行分解，可分別得到在X方向的一個附加推力以及在Z方向的一個正向附加升力。總的來說，“+0-”小翼構型與在高速飛機上常見的單獨翼梢小翼的氣動力控制機理比較接近。相反，“-0+”構型會產生一個負向的升力分量，從測力結果來看，這個負向升力分量抵消了翼尖渦近場控制帶來的升力增量，因此升力與基本翼相差無幾。

圖6 組合小翼對升力系數的影響Fig.6 Effect of multi-winglets upon lift coefficient

2.2 翼梢噴流的翼尖渦影響特性

經過實驗，在4種噴流構型中，“向下噴流構型”獲得了最佳的控制效果，為節省篇幅，僅給出該構型下的PIV流動分布特性，其它構型的結果在表2中列出。

圖7給出了“向下噴流構型”條件下沿流向不同截面的翼尖渦控制特性。在最初2個截面，噴流不僅未對翼尖渦流動起到干預作用，反而使原有翼尖渦區域的渦量有所增強。由于噴流位置距離上翼面較遠，噴流誘導的反向渦對出現在翼型側下方，與翼尖渦一起形成3個旋轉方向不同的的渦系，在速度矢量圖上可清晰見到（圖7（a）和（b））。在X／C=-0.5，翼尖渦渦核位置與基本翼基本一致，但渦量峰值變得很小，只有基本翼的2／3左右，說明噴流對后半弦長的翼尖渦流動起到了較好的抑制作用。由噴流產生的誘導渦量在離開噴流區域之后迅速擴散，渦量峰值在X／C=0截面與上翼面翼尖渦基本相同。由于在此后位置噴流影響消失，其渦核位置在尾部“上翻”流動的作用下逐漸靠近上翼面，并逐漸與翼尖渦發生相互作用，使渦量進一步地分散。表2和3可見，“向下噴流構型”是單純噴流控制方式中最理想的方式，在X／C=3，時均渦量峰值比基本翼減小約84%。如果保持噴流系數相同，只有“向下噴流構型”的噴流方向是正對壓力面向下，削弱了上下翼面的壓力梯度，從而減弱了翼尖渦的強度，是直接影響了翼尖渦的產生過程，這點與組合小翼有區別。

表2 不同截面（X／C）的無量綱化時均最大切向速度Table 2 Mean non-dimensional tangential velocity peak atX／C

表3 不同截面（X／C）的無量綱化時均最大渦量Table 3 Mean non-dimensional vorticity peak atX／C

利用PIV數據計算，圖8和9分別給出了X／C=0～3截面沿模型展向和法向的翼尖渦渦核的無量綱時均切向速度（絕對值）分布。為了便于比較，將所有渦核中心平移到同一點。圖8中，橫軸正向代表從翼梢指向翼根的方向，記為“-Z*”；圖9的橫軸正向代表從翼型升力面指向壓力面的方向，記為“Y*”。圖8可見，各種噴流構型都能使不同截面的渦核展向尺寸增大；在X／C=0截面，“向下噴流構型”條件下的切向速度明顯小于其它幾種構型，越靠近翼根，這種現象越明顯。沿展向的流動包含了翼尖渦誘導的翼面下洗流動，這個下洗流能增加誘導阻力，相對而言，“向下噴流構型”減弱了展向流動從而降低了誘導阻力。這顯示了這種噴流構型較其它構型優越的一個方面。在法向方向，“向下噴流構型”使下翼面流動加速，從而引起下翼面方向的切向速度增大（如圖9（a））。

圖7 “向下噴流構型”下的翼尖渦測試結果Fig.7 Wing tip vortex control of“downward blowing”

圖8 翼尖渦切向速度沿展向的測試結果（○：基本翼，▲：對稱面構型，▼：側面下沿構型，◆：向下構型，■：側下構型）Fig.8 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along span-wise（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

圖9 翼尖渦切向速度沿法向的測試結果（○：基本翼，▲：對稱面構型，▼：側面下沿構型，◆：向下構型，■：側下構型）Fig.9 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along normal-wise（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

2.3 組合小翼和噴流聯合控制翼尖渦

綜合2.1和2.2節，組合小翼和噴流對翼尖渦的產生、演化都有較大的影響，影響的強弱取決于組合方式和噴流方式。同時，這2種影響方式各有利弊。自然地分析，如果將這2種方法結合起來，是否可以綜合其優點，使得對翼尖渦的控制效果更進一步？為了回答這個問題，進行了若干組合實驗。經過初選最終確定了2種組合。其一是將單獨的組合小翼和噴流控制測試中效果最好的“+0-”組合小翼構型與“向下噴流構型”相結合，文中簡稱“+0-向下噴流構型”；其二是將“+0-”組合小翼構型與“對稱面噴流構型”相結合的組合構型。圖10為2種組合構型的外形示意。

圖10 “+0-向下噴流構型”和“+0-對稱面噴流構型”外形示意Fig.10 “+0-downward configuration”and“+0-straight configuration”

針對“+0-向下噴流構型”，測試選擇了在X／C=0～3范圍內的5個截面（圖11）。其結果與單獨的“+0-”構型的結果類似。X／C=0～0.5時，均出現3個小渦組成的渦系，渦系沿流向各個截面的發展、渦量分布情況對比圖5沒有明顯區別。從X／C=1截面起，渦量最大值有較慢的降低，流動形態和渦核位置均未發生改變。X／C=3截面的渦量峰值為2.36，比“+0-”構型結果減小24.8%。可以看出，向下噴流對小渦渦系的近場干擾沒有達到預期的效果。盡管如此，由于該噴流構型對基本翼主渦渦量良好的擴散效果，組合控制模式下主渦渦量仍明顯小于單純組合小翼構型的結果。從時均速度矢量結果來看，X／C=3截面仍有比較明顯的渦結構，其形態和位置與“+0-”構型下基本一致。

“+0-對稱面噴流構型”的控制結果見圖12。時均渦量和速度場顯示此時的翼尖渦已經沒有基本形狀，最大平均渦量降低很多，渦量分散均勻，已經從根本上破壞了原有翼尖渦的形態，說明控制的平均效果很理想。實際上，“+0-對稱面噴流構型”使渦核擺動加劇，在每一個瞬時，仍是有一定強度的渦量存在，而且，不同瞬時的渦系結構形態變化較大，很多時候能觀察到2～3個小的渦結構，分布位置也隨時間不同而不同。這說明“+0-對稱面噴流構型”破壞了原有的翼尖渦，形成了渦量較小、較分散的渦系。新形成的渦系擺動劇烈，使得平均結果平滑了很多，導致平均值比瞬時值偏小。翼尖渦的渦量比任何一種單獨控制方法都有所減小，峰值在4～6之間。表3顯示其平均值下降至5.38，相比“+0-”構型減小約37%，比基本外形減小約79%，由于瞬態結果可真實地反映量化的控制效果，可見“+0-向下噴流構型”組合控制方式確實進一步提高了控制效果。

圖11 “+0-向下噴流構型”下的翼尖渦測試結果Fig.11 Results of“+0-downward configuration”

圖13 噴流對翼尖渦渦核位置的影響（○：基本翼，▲：對稱面構型，▼：側面下沿構型，◆：向下構型，■：側下構型）Fig.13 The influence of blowing upon vortex core（○：basic wing，▲：straight configuration，▼：offset-down configuration，◆：downward configuration，■：slant-down configuration）

3 討 論

組合小翼和翼梢噴流的方法各具優勢，但也存在一定的不足：從瞬態結果來看，組合小翼構型在翼尖渦抑制方面更具優勢，這主要是因為組合小翼一方面能有效破碎主渦，從而在翼尖渦的生成階段降低了能量的集中程度；另一方面，由于渦核誘導速度場的重疊，多渦渦系在發展過程中的相互干擾會破壞原有渦系的穩定性，從而有效加速渦量的擴散，其現象與參考文獻［19］中的研究一致。因此將組合小翼構型作為聯合控制模式的基本出發點是可行的。通過對各個截面的流動結構進行分析發現，除小翼產生的同向渦系以外，基本翼位置的主渦仍然存在，且與上述渦系之間的展向距離較大。主渦相對獨立，不利于渦系間相互干擾的發生，其渦量的擴散速度明顯小于由組合小翼產生的小渦，從X／C=3截面的時均結果來看，主渦形態仍相當完整。由此可見，如果能設法縮小主渦與小渦渦系的距離，可能會進一步增強控制效果。翼梢噴流對翼尖渦強度也有一定的抑制作用，但與組合小翼構型相比存在差距。噴流引起的主渦渦核位移也許恰恰是組合小翼構型的有力補充。從瞬態渦量測試結果來看，“向下噴流構型”相比其它幾種構型的確具有一定的優勢，但更顯著的差別表現在對渦核位置的影響上，因此選取一種使渦核產生較大法向位移的噴流構型可以使聯合控制結果更具代表性。當然，僅從圖8（a）的結果分析來看，“向下噴流構型”對誘導下洗流動具有改進能力。

2種聯合控制方式的不同表現說明聯合控制的效果并非單獨控制方式的簡單疊加。圖13給出了單純噴流對渦核位置的影響結果，圖中粗實線代表基本翼后緣的投影位置，坐標無量綱化處理方式與坐標方向等設置均與前面的渦量圖一致，標“1”的點代表X／C=0截面，其余依次為X／C=0.5、1、2和3截面。可以看出，翼尖渦位置均隨流向距離增大而逐漸向內展向方向移動，這符合機翼尾渦渦系發展的普遍規律。噴流對渦核的法向位移有顯著影響，而展向位移普遍較小，惟有“向下噴流”例外：除X／C=0.5截面外，其它截面渦核都向外展向方向移動，而法向移動幅度較小。這就是聯合控制效果的關鍵所在：從“+0-向下噴流構型”的時均結果來看，在X／C=3截面處，主渦渦核位置相比單獨的“+0-構型”向外展向方向移動了約0.07倍基本翼弦長的距離，這意味著在較遠場的主渦與小渦渦系距離更近，相互干擾更加劇烈，渦擴散也就更快。

相比之下，“+0-對稱面噴流構型”下的流動結構非常復雜，除組合小翼產生的小渦仍然可以分辨之外，噴流在上翼面方向誘導的渦系也非常清晰，該渦系由數個空間位置變化較大的同向渦（渦量均為正值）組成。從X／C=3截面的瞬態結果來看，除組合小翼產生的小渦以外，在機翼吸力面方向存在比較明顯的渦系，這是主渦受對稱面噴流影響從而向上翼面方向移動引起的，受組合小翼和噴流的共同干擾，該部位流動結構表現出高度的不穩定性，致使時均結果變得很小。由此可見，在確定組合小翼構型的情況下，選取適當的噴流形式是聯合控制方案的關鍵，最終控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用。由于組合小翼的結構外形和噴流系數分別直接影響小渦和主渦的位置，可以預見，通過改變兩者的組合關系，可以得到聯合控制模式下的“最佳”控制參數，對于不同的來流速度和模型姿態，最優控制參數也會發生變化，本文尚未針對這個問題開展研究，但現有結果能證明聯合控制思路是可行的。

4 結 論

對翼梢組合小翼構型和翼梢噴流控制翼尖渦進行了實驗研究，在此基礎上，提出組合小翼與翼梢噴流聯合控制翼尖渦的方法，并對翼尖渦的控制效果進行了實驗研究。結論如下：

（1）組合小翼構型能有效破碎主渦，形成由一系列小渦組成的同向渦系，該渦系在合并過程中產生顯著的能量擴散，可有效減小翼尖渦影響距離。“+0 -”構型改善了翼尖部位的局部流動，抑制了翼尖渦產生的下洗流動，使α＞4°以后的升力系數穩定增大，最大升力系數增長達12.3%，并使X／C=3截面的渦量峰值減小約67%；

（2）噴流可加劇渦核擺動，控制渦核位置，對翼尖渦的早期生成有一定的抑制作用。“向下噴流構型”優于其它構型的控制效果，其渦核法向位移較小，適合用于組合控制模式，但單純采用噴流方式的控制效果有限。

（3）“+0-”組合小翼和“向下噴流”的組合構型達到了較好的翼尖渦控制效果，噴流使較遠場的翼尖渦渦核位置向外展向方向移動，促進了同向渦系內部渦之間的相互作用。當X／C=3，瞬態渦量峰值的平均值相比單純的“+0-”構型減小約37%，比基本外形減小約79%。而“+0-”組合小翼和“對稱面噴流構型”的組合控制模式雖然在時均結果中表現極佳，但瞬態結果并不理想，上述結果的對比表明組合構型的控制效果取決于噴流控制能否促使翼尖渦主渦與小渦渦系盡早、盡快地相互作用，主渦渦核的移動方向是關鍵因素。然而，“+0-”組合小翼和“向下噴流”的組合對翼尖渦時均渦量的擴散效果不如“+0 -”組合小翼和“對稱面噴流”構型顯著，可以推斷，在二者之間應該具有更加合理的組合方式。

［1］Devenport W J，Rife M C，Liapi SI，et al.The structure and development of a wing-tip vortex［J］.Journal of Fluid Mechanics，1996，312：67-106.

［2］Lee L，Lee T.Oscillating-wing tip vortex with passive shortspan trailing-edge flaps［J］.Journal of Aircraft，2006，43：727-731.

［3］Lee T，Pereira J.Impact of short-span strip on oscillating-wing tip vortex［J］.Experiments in Fluids，2007，43：617-626.

［4］Gerontakos P，Lee T.Active trailing-edge flap control of oscillating-wing tip vortex［J］.AIAA Journal，2006，44：2746-2754.

［5］Lee T，Pereira J.Tip vortex control via a tab deflecting at higher harmonic frequencies［J］.AIAA Journal，2008，46：1342-1350.

［6］Eric Coustols，Stumpf.“Minimised wake”：A collaborative research programme on aircraft wake vortices［R］.AIAA 2003-0938.

［7］Alexander Allen.Transport aircraft wake influenced by a large winglet and winglet flaps［J］.Journal of Aircraft.2008，45：686-699.

［8］Christian Breitsamter.Transport aircraft wake influenced by oscillating winglet flaps［J］.Journal of Aircraft.2009，46：175-188.

［9］Philippe R Spalart.Airplane trailing vortices［J］.Annual Review of Fluid Mechanics，1998，30：107-138.

［10］Ortega J M，Bristol R L.Experimental study of the instability of unequal-strength counter-rotating vortex pairs［J］.Journal of Fluid Mechanics，2003，474：35-84.

［11］Smith M J，Komerath N.Performance analysis of a wing with multiple winglets［J］.AIAA 2001-2407.

［12］Jiang Yongquan.Design of aircraft winglet［M］.The publising company of aviation industry，2009：186-194.

［13］Yang Ke，Xu ShengJin.Wing tip vortex structure behind an airfoil with flaps at the tip［J］.Science China Physics，Mechanics＆Astronomy，2011，54：743-747.

［14］Margaris P，Gursul I.Effect of steady blowing on wing tip flowfield［R］.AIAA 2004-2619.

［15］Margaris P，Gursul I.Vortex topology of wing tip blowing［J］.Aerospace Science and Technology，2010，14：143-160.

［16］Heyes A L，Smith D A R.Spatial perturbation of a wing-tip vortex using pulsed span-wise jets［J］.Experiments in Fluids，2004，37：120-127.

［17］Holloway A G L.Development of a trailing vortex formed with spanwise tip jets［J］.Journal of Aircraft，2007，44：845-857.

［18］Margaris P，Marles D.Experiments on jet／vortex interaction［J］.Experiments in Fluids，2008，44：261-278.

［19］William J Devenport.Flow structure produced by the interaction and merger of a pair of co-rotating wing-tip vortices［J］.Journal of Fluid Mechanics，1999，394：357-377.

楊 可（1982-），男，四川成都人，工程師。研究方向：實驗流體力學。通信地址：四川綿陽中國空氣動力研究與發展中心高速所（621000）。E-mail：lingyun-hit＠163.com

徐勝金（1969-），男，黑龍江樺南人，副教授。研究方向：湍流減阻、分離流與控制、實驗流體力學。通信地址：清華大學航天航空學院。E-mail：xu_shengjin＠tsinghua.edu.cn

（編輯：李金勇）

Experimental study of effects of multi-winglets and tip blowing upon wingtip vortex

Yang Ke1，Huang Hao2，Xu Shengjin3
（1.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China；3.School of Aerospace Engineering，Tsinghua University，Beijing 100084，China）

The effects of multi-winglets and wingtip blowing on the wing tip vortex are experimentally studied.On the basis of those results，a wing tip vortex control strategy which combines multi-winglets and tip blowing is proposed and justified.The experiments have been conducted at a low speed wind tunnel.The basic wing model is a rectangular NACA 0015 airfoil.Reynolds number（Re）defined by the chord length of wing and the free flow speed is 5.3×104.The blowing coefficient（Cμ）defined by the momentum ratio of blowing to free flow is 0.017.The results show that the multi-winglets divide the wing tip vortex into several co-rotating vortices which decreases the effect of the downwash flow generated by wingtip vortex，and thus improve the quality of the local flow.The lift coefficient increases forα＞4°.The maximum lift coefficient increases up to 12.3%.Blowing strengthens the“wandering”of vortex core to change the position of the tip vortex.Blowing suppresses the formation of the wingtip vortex to some extent.The joint control strategies have achieved a well control effect，meanwhile，the blowing enhances the interaction of the co-rotating vortices.The peak of mean instantaneous vorticity is decreased by 37%compared with the individual“+0-”multi-winglets configuration，and by 79% compared with the basic wing.The control effect of the joint strategy is subjected to whether the blowing could enhance the interaction of the co-rotating vortices or not.The moving direction of wingtip vortex also has a substantial influence on the control effects.

wing tip vortex；flow control；multi-winglets；blowing

O357.1；V211.7

：A

1672-9897（2014）06-0027-12doi：10.11729／syltlx20140024

2014-03-04；

：2014-05-28

國家自然基金資助項目（項目批準號：10932005，11472158）

徐勝金，E-mail：xu_shengjin＠tsinghua.edu.cn

YangK，HuangH，XuSJ.Experimentalstudyofeffectsofmulti-wingletsandtipblowinguponwingtipvortex.JournalofExperiments inFluidMechanics，2014，28（6）：27-38.楊 可，黃 浩，徐勝金.組合小翼和翼梢噴流對翼尖渦的影響實驗研究.實驗流體力學，2014，28（6）：27-38.