涡流发生器

随着对21世纪的飞行器提出的一系列新的要求，对21世纪的空气动力学也提出了新的挑战。

未来的军用飞机将更突出低可探测性、高机动性、超声速巡航和短距起降等要求，对民用飞机则突出经济性更好、乘坐更舒适、环保性更突出等要求，而传统的飞行器外形很难满足新的要求，必须开拓全新的气动外形和飞行方式，建立新的气动数据库。

在开拓新飞行器外形和飞行方式的同时，还必将发展出许多新颖的空气动力技术。例如通过主动流动控制技术，包括吸气、吹气、微振动、微涡流发生器、特定的表面粗糙度分布等，改善飞机的升阻特性和操稳特性，用智能材料和智能结构，让飞行器的主要气动面按飞行状态自适应地改变外形，使飞行器在不同的飞行状态都处于最佳外形，从而产生最佳的气动性能等。

本刊从这期起开启"空气动力之窗"栏目，将陆续刊登围绕21世纪空气动力学新概念和新技术的系列文章，欢迎大家投稿。

飞机在其飞行包线范围内，如果机体表面出现不利的气流分离，将带来许多不良后果，例如增加阻力、降低升力、导致提前失速和不对称失速等。此外襟翼偏转后，襟翼表面上的气流过早分离会导致失速迎角减小，最大升力系数降低；操纵面上的气流分离可能导致操纵面效能降低、操纵杆振动；平尾上的气流分离可能导致飞机危险地自动上仰。涡流发生器的主要作用就是用来有效地阻止以上各种气流的过早分离。

工作机理

涡流发生器实际上是以某一安装角垂直地安装在机体表面上的小展弦比小机翼，所以它在迎面气流中和常规机翼一样能产生翼尖涡，但是由于其展弦比小，因此翼尖涡的强度相对较强。这种高能量的翼尖涡与其下游的低能量边界层流动混合后，就把能量传递给了边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机体表面而不致分离。这就是涡流发生器的基本工作原理。

早在上世纪60 年代，一些空气动力学研究人员对涡流发生器控制平板湍流边界层的流动机理进行了研究，同时通过对涡流发生器流动的湍流结构、流向涡发展的研究，提出了涡流发生器控制边界层，特别是控制湍流边界层分离的基本原理就是在于向边界层内注入新的涡流能量。

接着空气动力学研究人员对控制翼型和机翼湍流边界层分离的涡流发生器原理做了大量的试验研究工作，包括对涡流发生器的形状、几何参数及安装位置等，并针对其高度与当地边界层厚度相同的早期涡流发生器在非设计状态（即边界层不出现分离）的情况下，产生附加的型阻和涡阻的问题，提出了亚边界层涡流发生器和微型涡流发生器的概念。

这类微型涡流发生器的高度相对当地边界层厚度都较小，甚至仅为当地边界层厚度的1/10，它可增加边界层底层的流场能量，能阻止大的逆压梯度形成并延缓边界层分离，而且在非设计状态又不产生大的附加阻力。

研究表明，该类微型涡流发生器可使升阻比提高一倍以上，从而打开了将微型涡流发生器应用在飞机增升装置上的希望之门。

对襟翼边界层的控制

在飞机设计中，机翼增升一直是关键问题。通常采用由多个翼段构成的增升装置，流动分离情况因其几何外形和飞行条件而变得很复杂，要实时、准确地预测和控制几乎是不可能的。同时，多段增升装置的机械结构复杂，使用可靠性降低、维护费用高。因此，现代飞机设计倾向于采用结构简单的增升装置，发展趋势是把后缘的二段或三段襟翼改为单襟翼。为了保持高升力系数，简单结构增升系统的每一部分都要加大负载，这将导致气流分离，特别是在襟翼表面上的过早分离。

增升装置的流场易于分离，且分离形态复杂，有时甚至在小迎角时也会出现分离，这不

仅降低增升效果，而且还会带来很大的阻力。如果用改变增升装置几何构型的办法来避免小迎角时的襟翼流动分离，则会带来最大升力的减小。

因为多段增升系统的边界层分离主要发生在襟翼上，而要在襟翼上加装大尺度的涡流发生器在结构上几乎无法实现，而微型涡流发生器的出现使多段增升系统实现边界层分离控制成为可能。

微型涡流发生器是基于对亚边界层叶片式涡流发生器的微型化改进，改进的内容包括: 1．减小涡流发生器高度，以便在不使用襟翼时，涡流发生器可方便地收入襟翼舱；

2．增大涡流发生器前缘后掠角，以减小型阻；

3．涡流发生器与来流的夹角（即安装角）从15°增大到23°，以确保产生连续通畅的嵌入式涡流；

4．对于反向旋转的涡流发生器，增大了每对之间的距离，以加大对其下游的影响区域。

这种加装在襟翼前缘附近的微型涡流发生器，在设计状态下，既能保持最大升力值又能减弱大迎角时的边界层分离，在巡航飞行时随襟翼收入襟翼舱，从而避免了附加阻力的产生。目前在国外已经广泛在襟翼上使用了微型涡流发生器，如在美国的A4"空中之鹰"战斗机的前缘襟翼和一些新型商用飞机后缘襟翼上都使用了微型涡流发生器。

美国NASA 兰利研究中心还把微型涡流发生器用于三段翼型的襟翼上，使升力系数和升阻比分别提高了10％和80％。近来，微型涡流发生器又开始向智能化方面发展。

实际的使用效果

在实际使用试验中选择了两种不同的叶片式微型涡流发生器，一个的高度为0.25厘米的三角形，另一个的高度为0.1厘米的梯形翼，并分别安排它们产生反向旋转涡和同向旋转涡。针对所研究的襟翼边界层的典型分离线大约在45%襟翼弦长处，所以将微型涡流发生器布置于襟翼弦长的19%、25%和33%处。

使用结果表明，在典型的着陆条件（迎角为8°）时，三角形或梯形的微型涡流发生器安装在襟翼弦长33%和25%处都能有效地减缓边界层分离，而在19%襟翼弦长处仅有较小的梯形涡流发生器仍保持一定效果。这可能是由于较高的三角形涡流发生器产生的大的流向旋涡已漂移出襟翼边界层边界以外，削弱了把自由流动能量带入近壁面区域的能力。

对于梯形的微型涡流发生器而言，当安装在25％襟翼弦长处时，反向旋转比同向旋转的微型涡流发生器控制效果更好；而在19％襟翼弦长处时，控制效果却是同向旋转比反向旋转的更好，其原因可能是在湍流边界层中，同向旋转的涡流持续的时间比反向的更长。

襟翼微型涡流发生器的形状和位置对多段翼型升阻特性影响综合定量研究结果表明，最佳的控制效果可使升阻比从没有涡流发生器的5.2提高到9.0以上，最大可达到11，最差的也可提高到6.0。

在所研究的所有襟翼微型涡流发生器中，没有一种对最大升力系数有不利影响，可见这些涡流发生器都有效地使流动重新附着在襟翼上，因而推迟了气流分离。

结果表明，在多段翼型和增升装置设计中主动应用涡流发生器，可以有效阻止气流分离，增加起飞、着陆构型的失速迎角，获得更高的最大升力系数，显著提高起飞构型爬升阶段的升阻比。随着研究的不断深入和新概念涡流发生器的提出，这一特殊气动力部件将会得到越来越广泛的应用