孫承宏，代 欽，2，＊

（1.上海大學，上海市應用數(shù)學和力學研究所，上海 200072；2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室，上海 200072）

帶不同形狀翼尖帆片的機翼地面效應實驗研究

孫承宏1，代 欽1，2，＊

（1.上海大學，上海市應用數(shù)學和力學研究所，上海 200072；2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室，上海 200072）

翼尖帆片將原型機翼集中的翼尖渦分散成多個小渦，加快翼尖渦的耗散，從而降低機翼誘導阻力。為進一步了解翼尖帆片對機翼在地面效應下流動特性的影響，分別對安裝有3片橢圓形和梯形帆片的NACA4412機翼開展了風洞實驗研究。測量了2種帆片機翼的氣動力和翼尖渦結(jié)構(gòu)，并通過比較流動結(jié)構(gòu)，分析了2種機翼氣動力產(chǎn)生差異的原因。機翼的升、阻力用六分量盒式風洞天平測量，翼尖渦速度分布用七孔探針掃描獲得，以機翼弦線為特征長度的雷諾數(shù)為1.5×105。當遠離地面時，梯形帆片與橢圓帆片的升、阻力差別較小，但隨著機翼逐漸接近地面，梯形帆片的增升減阻效率逐漸高于橢圓帆片。而機翼升阻力的差異，主要是由于局部氣流方向角對各帆片形成的有效迎角有所差別，使得帆片對主翼產(chǎn)生不同的增升和減阻貢獻。

梯形翼尖帆片；橢圓翼尖帆片；地面效應；增升減阻；翼尖渦結(jié)構(gòu)

0 引 言

大型鳥類（如鷹、隼）在空中飛翔時將翼尖初級飛羽（Primary feathers）分散開起到控制翼尖渦、減小誘導阻力的作用，同時鳥翼的等效面積增大，如圖1（a）所示，使升力得到提高。Newman［1］對黑禿鷹的高空翱翔和低空滑翔狀態(tài)進行了研究，發(fā)現(xiàn)由于滑翔與翱翔時鳥翼和初級飛羽姿態(tài)不同，鳥所受到的阻力也不同。在高空翱翔時，鳥翼上的羽毛充分展開，增加鳥翼面積，減小下降速度，但翼面積的增加會提高鳥翼的型阻。在低空滑翔時，初級飛羽分散開并向下彎曲，其他羽毛收縮，鳥翼面積相對翱翔時較小，氣流從初級飛羽之間穿過，此時鳥翼所受阻力較低，滑翔距離相對較遠。Tucker［2－4］對哈里斯鷹、印度獵隼和黑禿鷲的翼尖初級飛羽進行了詳細的研究。研究發(fā)現(xiàn)，不同鳥類初級飛羽的形狀及其在飛行時的姿態(tài)有所差別，但是所起到的作用是一樣的。初級飛羽不僅可以提高升力，減小阻力，還可以控制鳥類滑翔時的俯仰平衡；剪掉初級飛羽的鳥類的阻力比未剪的高出42%，該研究證實了初級飛羽減阻的重要作用。而將哈里斯鷹的初級飛羽插在機翼翼尖，而后在風洞中進行的測力實驗表明［5］，當主翼迎角從4°變化到14°時，升阻比相對于原型翼增加了107%，阻力降低了12%。受鳥翼結(jié)構(gòu)的啟發(fā)，Spillman［6－7］將多個小升力面安裝在機翼翼尖來模擬初級飛羽（見圖1（b）），稱之為翼尖帆片。隨后進行了一系列風洞實驗和飛行實驗，以考察帆片的增升減阻效能。風洞實驗結(jié)果表明，單片翼尖帆片可以降低12%的誘導阻力，3片翼尖帆片則可降低28%的誘導阻力，而帆片數(shù)達到5或6片時，平均單片帆片的減阻效率下降。因此，Spillman認為3或4片翼尖帆片的減阻效果最佳。飛行測試結(jié)果顯示單帆片可以降低9%的誘導阻力，3片帆片降低29%的誘導阻力，與風洞實驗的結(jié)果一致；而飛機的最大升阻比從12.5提高到15.8，增長幅度超過25%。

陳明巖和齊孟卜［8－9］用數(shù)值模擬和實驗的方法對翼尖帆片的安裝參數(shù)進行了優(yōu)化設計。Smith［10］對帆片的安裝角、扭轉(zhuǎn)角以及上下反角對機翼氣動特性和翼尖渦渦量分布的影響進行了研究，負安裝角和扭轉(zhuǎn)角均可以改變帆片的局部升力方向，抵消部分阻力，提高機翼升阻比；相比于相同等效面積的主翼，帆片翼能夠產(chǎn)生更多的升力；帆片上、下反角可以改變翼尖渦渦量分布，使翼尖渦遠離尾流區(qū)，減緩機翼后緣的下洗運動。Miklosovic［11］、Catalano［12－13］均對翼尖帆片的上、下反角與氣動特性的關(guān)系進行了實驗研究，并給出各自的優(yōu)化結(jié)果。經(jīng)優(yōu)化后的上、下反角的大小雖然有所差異，但各帆片間上、下反角之差均與陳明巖和齊孟卜［8－9］的優(yōu)化結(jié)果一致，前后帆片傾角之差均為15°時，主翼的氣動特性改善效果最佳，翼尖渦渦量削弱程度最明顯。Srikanth［14］對與翼尖帆片結(jié)構(gòu)類似的組合翼尖小翼的研究發(fā)現(xiàn)，組合翼尖小翼可以明顯減緩機翼上翼面的流動分離。徐勝金和楊可等［15］用PIV技術(shù)對組合小翼的翼尖渦結(jié)構(gòu)進行了實驗研究，并提出組合小翼與翼梢噴流聯(lián)合控制翼尖渦的方法［16］。研究結(jié)果表明，組合小翼上較強的渦都是由正上反角小翼產(chǎn)生的，這在削弱翼尖渦強度中起到關(guān)鍵的作用，組合小翼最大渦量降低到原型翼的13.7%［15］；組合小翼“＋0－”構(gòu)型可以提高機翼的升力，最大升力系數(shù)提高12.3%，而“－0＋”構(gòu)型的升力系數(shù)與原型機翼基本相同［16］。對組合小翼和噴流聯(lián)合控制的研究發(fā)現(xiàn)，噴流可以控制翼尖渦渦核位置，對翼尖渦的產(chǎn)生和發(fā)展有一定的抑制作用。“＋0－”組合小翼與“向下噴流”聯(lián)合對翼尖渦控制效果較好，在距機翼后緣三倍弦長的尾流截面上，瞬態(tài)渦量峰值的平均值相比單獨用“＋0－”構(gòu)型控制時減小37%，比原型翼減小79%，該方法削弱翼尖渦渦量的效果較好。

與鳥類在高空中飛翔不同，鵜鶘等水鳥在近水面可長距離滑翔，如圖1（c）所示，初級飛羽與地面效應同時起到流動控制和減少能耗的作用。有學者對近水面鳥類滑翔進行了野外的觀察研究。Withers［16］用攝影的方法記錄黑撇水鳥在近水面滑翔的姿態(tài)。研究結(jié)果表明，地面效應對減少鳥類在近水面滑翔時的阻力起到了重要的作用，可降低滑翔迎角和下降速度，減小飛行中的能量消耗。Hainsworth［17］用攝影的方法研究了褐鵜鶘在地效區(qū)內(nèi)、外編隊飛行時的飛行高度、相鄰鳥的翼尖間距和縱向位移變化規(guī)律。發(fā)現(xiàn)地面效應減小了鵜鶘滑翔角和下降速度，延長滑翔時間，減小滑翔時所受的阻力。褐鵜鶘在滑翔時高度最大變化范圍為24～45cm，減小誘導阻力范圍為41%～58%。Hainsworth認為，與自由空間可預知的流場相比，地面效應區(qū)內(nèi)尾渦和水（地）面的相互作用產(chǎn)生復雜、不可預知的流場可以改善減阻效果。Withers和Hainsworth的研究結(jié)果表明，地面效應對鳥類在近水面滑翔的氣動特性有非常重要的影響。

翼尖初級飛羽和地面效應是影響鵜鶘等水鳥在近水（地）面滑翔時流動控制效率的重要因素。雖然有眾多學者對初級飛羽和地面效應分別進行了深入的研究，但是至今尚無初級飛羽對地面效應下鳥翼氣動特性影響的研究報道，而野外觀測的數(shù)據(jù)完整性和系統(tǒng)性不足。因此，本研究在實驗室中采用不同形狀的翼尖帆片模擬鳥類的初級飛羽，測量和比較在地面效應下它們對機翼氣動力造成的差異，進而通過分析不同類型帆片對翼尖渦產(chǎn)生的影響，從流動結(jié)構(gòu)的角度探究氣動力產(chǎn)生差異的原因。

圖1 翼尖帆片和鳥類飛行中張開的初級飛羽Fig.1 Wing tip sails and the separation of primary feathers of birds

1 實驗設置

實驗在上海大學力學所小型回流式風洞中進行，開口實驗段截面為400mm×400mm，湍流度為0.1%。機翼模型采用三帆片布局，分別將梯形帆片和橢圓帆片安裝于主翼翼尖，如圖2和3所示。主翼為弦長C＝130mm、半翼展L＝195mm的NACA4412矩形機翼；在自由空間中，采用小展弦比機翼將帶來翼尖渦強度增加，誘導阻力隨之增長的問題。但文獻［21］研究了展弦比對地效翼升力影響，比較了展弦比λ＝0.5～5共7個矩形機翼的升力－迎角曲線，發(fā)現(xiàn)λ＝2～3時，隨間隙h的減小，升力系數(shù)的增長最大。參考上述文獻的結(jié)果，并考慮到地面效應對下洗運動的抑制作用，本實驗選取機翼展弦比λ＝3。2種帆片均采用NACA23012翼型，翼根與翼梢的相對扭轉(zhuǎn)角為12°；梯形帆片幾何尺寸參考江永泉［19］的優(yōu)化結(jié)果，展長為32.5mm，即24%C，根弦長20mm，梢弦長10mm；橢圓帆片的展長為32.5mm，翼根弦長為20mm，即長軸為65mm、短軸為20mm的半橢圓；帆片安裝參數(shù)參考陳明巖和齊孟卜［8－9］的優(yōu)化結(jié)果，上反角分別為15°，0°和－15°，安裝角分別為－18°，－15°和－12°。翼尖帆片的安裝位置處于主翼弦長的35%至87%之間。

實驗風速為17.5m／s，基于主翼弦長的雷諾數(shù)為1.5×105。實驗布置和坐標系如圖4所示，自由來流方向為X軸正方向，豎直方向為Y軸正方向，Z軸與X－Y平面遵循右手定則，坐標系原點為機翼翼尖后緣點。機翼下翼面附近布置有前緣30°劈尖的有機玻璃光滑平板模擬地面，與X－Y平面平行。平板前緣與機翼迎角0°時的前緣在X方向的距離為150mm。經(jīng)測量，機翼前后緣范圍內(nèi)平板邊界層厚度大致為1.5mm，而實驗最小間隙比0.1條件下，后緣與平板表面的間隔為13mm，比邊界層厚度大一個數(shù)量級，因此忽略了邊界層的影響。機翼的一端垂直固定在六分量盒式天平上，將七孔探針水平安裝于機翼下游平行于X軸，用以掃描下游X＝0.25C處Y－Z截面的速度分布。掃描截面面積為130mm× 130mm，在小間隙比時適當減小機翼后緣下方的測量區(qū)域，防止探針與地板碰撞，探針測量步長為3.25mm，水平和豎直方向各41個測點，共41×41＝1681個測點。通過七孔探針掃描所獲得的數(shù)據(jù)為速度分布，本文所討論的翼尖渦渦量則根據(jù)渦量的定義從速度場中導出。

在機翼下表面附近布置光滑平板模擬地面，通過步進位移控制系統(tǒng)調(diào)整機翼后緣與地板之間的距離。定義間隙比h＊＝h／C，其中h為機翼后緣與地板的間距。

圖2 梯形翼尖帆片機翼Fig.2 Trapezoidal wing tip sails

圖3 橢圓翼尖帆片機翼Fig.3 Elliptical wing tip sails

圖4 實驗段布局示意Fig.4 Sketch of the experimental setup

實驗中主翼迎角α范圍為－4°～25°，間隙比h＊有0.1、0.15、0.3、0.5和1.0等5種工況，每個工況的升、阻力經(jīng)多次測量，數(shù)據(jù)重復性良好，氣動力實驗結(jié)果均為5次測量的平均值。

2 實驗結(jié)果討論

2.1 升力和阻力

圖5是2種機翼在不同間隙比下升力系數(shù)CL隨主翼迎角變化的曲線，圖中字母T表示梯形帆片（Trapezoidal tip sails），E表示橢圓形帆片（Elliptical tip sails）（下同）。在迎角α0＝－0.5°～1.0°范圍內(nèi)時，盡管2機翼升力線隨間隙比的減小而無明顯變化，但升力線斜率變化顯著，此時各條升力線相互交匯。說明該迎角范圍內(nèi)，不同形狀的翼尖帆片機翼具有相同的升力。在地面效應中普遍存在升力線在某迎角α0附近相交的現(xiàn)象，但由于不同翼型下翼面與地面形成的流道形狀不同，造成迎角α0的值有所區(qū)別，如NACA23012機翼的α0約為3°～4°［22］。在迎角α＜α0時，升力系數(shù)隨著間隙比的下降而減小，而零升力迎角隨之增大。主要是由于下翼面的曲面與地面之間形成收縮－擴張通道產(chǎn)生文丘里效應，使下翼面氣流流速增大，靜壓減小，從而形成負升力。間隙比越小，文丘里效應越明顯。當迎角α＞α0時，隨著間隙比的減小，2種機翼升力線的斜率和最大升力系數(shù)均有不同程度的提高。從間隙比1.0減小到0.15時，橢圓帆片和梯形帆片機翼的最大升力系數(shù)分別增大9.7%和13.5%，梯形帆片的增升效率高于橢圓帆片。但兩機翼失速迎角均從19°降低到15°。機翼升力系數(shù)隨間隙比的下降而增大主要有2部分原因：（1）機翼下翼面與地面之間形成收縮通道，在受到阻塞作用時流量下降，使靜壓提高，一部分流體從下翼面繞過機翼前緣，上翼面流速加快，從而靜壓減??；上下翼面的壓差增大，使機翼獲得額外升力，并且間隙比越小，升力系數(shù)提高越顯著。（2）機翼不斷靠近地面，翼尖渦受到抑制，減小了下洗角，從而在相同的幾何迎角下，間隙比越小，機翼有效迎角越大，機翼升力系數(shù)隨著間隙比的減小而增大。因此，盡管機翼失速的幾何迎角隨著間隙比的減小而下降，實際上對應的有效失速迎角應基本相同。

在相同間隙比下，當機翼迎角α≤α0時，2種帆片機翼的升力系數(shù)較為接近，橢圓帆片機翼的升力稍低于梯形帆片機翼；當機翼迎角α＞α0時，梯形帆片的升力線斜率和最大升力系數(shù)均高于橢圓帆片，2種帆片機翼的失速迎角保持不變。在間隙比h＊＝1.0、 0.3和0.15時，梯形帆片的最大升力系數(shù)分別比橢圓帆片高0.6%、1.9%和2.17%，即隨著間隙比的下降，梯形帆片和橢圓帆片翼的最大升力系數(shù)之差不斷擴大。梯形帆片的增升效率隨著間隙比的減小而逐步優(yōu)于橢圓帆片。對于相同間隙比，2種帆片翼升力系數(shù)的差距也隨著迎角的增加而不斷擴大。

圖5 升力系數(shù)隨迎角變化曲線圖Fig.5 Variation of the lift coefficient CLwith angles of attackα

圖6 是2種機翼在不同間隙比下的極曲線圖。在升力增加的階段，對應于相同的升力系數(shù)，機翼越靠近地面則受到阻力則越小。在間隙比h＊＝1.0時，2種帆片機翼的曲線幾乎重合，表明機翼在受到相同升力的同時，所承受的阻力也基本相同。然而當間隙比減小，2種帆片阻力的差距在相同升力時逐漸擴大，梯形帆片機翼的阻力系數(shù)低于橢圓帆片機翼。

圖6 升力系數(shù)隨阻力系數(shù)變化曲線Fig.6 Variation of the lift coefficient versus drag coefficient

機翼的總阻力主要由零升阻力和誘導阻力組成，其中誘導阻力系數(shù)為［23］：

式中：A是誘導阻力因子，δ是機翼形狀相對于橢圓機翼的修正值，λ是機翼的展弦比。

對比圖7中2種機翼的阻力系數(shù)隨C2L的變化曲線，在機翼失速之前，曲線隨升力系數(shù)的平方線性增長的部分即為誘導阻力CD，i，曲線與縱軸的交點即為零升阻力，實驗數(shù)據(jù)與理論公式吻合良好。圖中線性段斜率由誘導阻力因子A＝（1＋δ）／πλ決定，曲線斜率越小表明機翼在產(chǎn)生相同升力時具有較小的誘導阻力。表1列出在線性段各個間隙比時2種機翼誘導阻力系數(shù)斜率的差異。隨著間隙比的減小，下洗運動受到地面抑制，機翼的誘導阻力系數(shù)均逐漸減小。間隙比h＊＝1.0時，2機翼的誘導阻力無明顯差別，隨著間隙比的減小，同等升力下，橢圓帆片機翼的誘導阻力系數(shù)均超過梯形帆片機翼，并且間隙比越小，2機翼誘導阻力系數(shù)的差距越大，即隨著間隙比的減小，梯形帆片減小誘導阻力的效率逐漸高于橢圓帆片。此外，研究表明［6］，曲線中線性段末端向上折起的位置即為帆片表面發(fā)生流動分離后引起的阻力快速增長，因此，從圖中可以判斷出各工況下帆片表面流動分離所對應的迎角，例如橢圓帆片翼該點對應的迎角為12°。

圖7 阻力系數(shù)隨升力系數(shù)的平方變化曲線圖Fig.7 Variation of the drag coefficient CDwith C2L

表1 機翼誘導阻力因子隨間隙比的變化關(guān)系Table 1 Variation of induced drag factor with the gap ration

圖8為2種機翼在不同間隙比下升阻比隨主翼迎角變化的規(guī)律。同一種機翼的升阻比隨間隙比的減小均有不同程度的提高。間隙比從h＊＝1.0減小到0.15時，梯形帆片翼和橢圓帆片翼的最大升阻比分別提高34.7%和23.3%，地面效應對梯形帆片翼升阻比的增加有更為顯著的影響。在間隙比h＊＝1.0時，梯形帆片與橢圓帆片的升阻比曲線幾乎重合，2種帆片此時對機翼氣動特性有相同的影響效果。而當間隙比減小至h＊＝0.3時，梯形帆片的升阻比明顯高于橢圓帆片，最大升阻比相差4.7%；間隙比降至h＊＝0.1時，梯形帆片與橢圓帆片之間的升阻比差距進一步擴大，最大升阻比差距高達9.1%。

圖8 升阻比隨迎角變化曲線Fig.8 Variation of the lift－drag ratio with angles of attackα

圖9 翼尖帆片局部氣流及升力方向示意圖Fig.9 Schematic diagram of local flow direction at the wing tip sails

2.2 翼尖渦靜壓和渦量分布

圖10和11分別對比了機翼迎角α＝2°、6°和12°，間隙比h＊＝0.15時，梯形和橢圓帆片機翼翼尖渦速度場、靜壓分布和渦量分布，圖中黑色虛線表示機翼后緣在速度場平面上的投影位置。基本流動形態(tài)為主翼的翼尖集中渦被帆片翼尖生成的3個小尺度渦旋所環(huán)繞并互相誘導，渦旋各自的強度受迎角、間隙比、帆片形狀等因素的影響而有所不同。盡管本實驗采用的梯形和橢圓形帆片具有相同的展長和根弦長，但較大的迎風面積使梯形帆片對氣流產(chǎn)生較高的阻塞率，并在上下翼面形成更高的壓力差。因此，如圖10所示，在各相同迎角，梯形帆片機翼的靜壓均低于橢圓帆片機翼，表明其翼尖渦旋轉(zhuǎn)角速度更大，渦旋較為集中。隨著迎角的增加，2種機翼的翼尖渦的靜壓逐漸降低，翼尖渦增強。但由此尚不能判斷渦旋的強弱差異，而應當由渦通量（或環(huán)量）進行判別，以分析翼尖渦強度改變對誘導阻力的影響。因此，在圖11中給出各工況的渦量分布并由此積分導出渦通量（見表2），比較和討論2種帆片機翼升／阻力改變的原因。

圖10 2種機翼翼尖渦靜壓分布隨迎角變化過程及比較（α＝2°、6°和12°，間隙比h＊＝0.15）Fig.10 Comparison of the static pressure distributions of tip vortices for two wings at different angles of attack

圖11 2種機翼翼尖渦渦量分布隨迎角變化過程及比較（α＝2°、6°和12°，間隙比h＊＝0.15）Fig.11 Comparison of the vorticity distributions of tip vortices for two wings at different angles of attack

由于翼尖渦為螺旋狀流動，對于給定自由來流迎角α，機翼翼尖外側(cè)局部氣流的方向角Φ與α的比值Φ／α隨著離開翼尖的距離增加而迅速下降，而離翼尖相同間距情況下，從翼尖前緣至后緣的方向角Φ呈線性增長趨勢［6，9，19］，如圖9所示。因此，各帆片的有效迎角由局部方向角Φ以及帆片安裝角、扭轉(zhuǎn)角決定，此時各帆片有效迎角的差異導致在其梢部也生成不同強度和旋轉(zhuǎn)方向的小尺度翼尖渦，如圖11所示。例如在主翼迎角α＝2°時，3個帆片的根弦至梢弦?guī)缀斡钦瓜蜃兓秶鸀榉謩e為－16°～－4°、－13°～－1°和－10°～0°。從圖中渦量分布推斷，對于橢圓形帆片翼，由于前帆片的幾何迎角沿展向均為較大的負值（－16°～－4°），且局部氣流方向角Φ1較小，因此有效迎角也為負值，使得帆片上翼面壓力高于下翼面，氣流繞過帆片梢部形成從上翼面至下翼面逆向旋轉(zhuǎn)的渦，渦量為負值，造成負升力，抵消了主翼的部分升力；而對于中帆片，幾何迎角有所減?。ǎ?3°～－1°），局部方向角Φ2增大，其結(jié)果是有效迎角增加，并使帆片上下翼面壓力平衡，無明顯翼尖渦生成，對升力的貢獻不明顯；后帆片安裝位置更加靠近主翼后緣，局部方向角Φ3進一步增大，同時幾何迎角為最?。ǎ?0°～0°），實際氣流迎角增長為正值，所生成的小尺度渦對應于渦量分布云圖中右下方較弱的正渦量，對機翼額外提供正的升力。在主翼迎角增加至α＝6°，主翼集中的翼尖渦被帆片分散成2個渦量較弱的小渦，渦量明顯降低。同時，由于各帆片的有效迎角也隨著局部方向角的增大而增大，不再具有負迎角，從而獲得正的帆片升力。主翼迎角進一步增加到α＝12°時，前帆片梢部有效迎角已超過臨界迎角，形成翼尖失速，無法對主翼提供額外升力，可觀察到前帆片翼尖有強烈渦量集中。中、后帆片處于前帆片的下洗尾流中，有效迎角反而小于前帆片，翼尖渦量依次減弱。以往的研究表明［6］，前帆片對機翼增升減阻的效果最為重要，后帆片次之，中帆片作用最弱，3個帆片通過將翼尖渦“梳理”為勻直氣流而起到增升減阻的效果。

對于梯形帆片，在小迎角α＝2°時，從渦通量表2中可以看出其翼尖渦強度大于橢圓帆片，翼尖外側(cè)的局部氣流方向角更大，各帆片有效迎角也大于相應位置處橢圓帆片的迎角。從渦量云圖中觀察到除前帆片翼尖渦渦量較為微弱外，中、后帆片的正渦量大于相應的橢圓帆片的渦量，表明帆片處于正迎角，并為機翼帶來附加的升力貢獻，但此時誘導阻力大于橢圓帆片的誘導阻力。隨著迎角提高到α＝6°，主翼翼尖渦仍保持為一個集中渦，且旋轉(zhuǎn)角速度（渦量的1／2）大于橢圓帆片，這是與橢圓帆片流場結(jié)構(gòu)的主要區(qū)別。然而其渦通量即渦旋強度略低于橢圓帆片，表明渦旋分布的面積更小、更為集中。較大的角速度使帆片有效迎角仍大于橢圓帆片，從而為機翼提供更多的升力。當迎角增加至α＝12°時，翼尖渦渦通量小于橢圓帆片機翼，沒有產(chǎn)生翼尖失速，對機翼仍提供正升力。其主要原因在于，橢圓帆片的環(huán)量展向分布為常數(shù)，而梯形帆片環(huán)量的展向分布從翼根至約80%展長（與展弦比有關(guān)）處逐漸增加到最大值，且略大于橢圓翼面環(huán)量；但從80%展長至帆片梢部，環(huán)量迅速下降并低于橢圓翼面環(huán)量［20］。因此，相同迎角下，橢圓帆片梢部升力系數(shù)大于梯形帆片，隨著迎角增加，會早于梯形帆片形成翼尖失速。另外，迎角增加后，較弱的渦旋強度使梯形帆片誘導的下洗速度也較小。

在相同迎角下，梯形帆片和橢圓帆片翼尖渦系流動形態(tài)的差異沒有因間隙比的不同而發(fā)生明顯的改變，使得梯形帆片對機翼升力的貢獻均大于橢圓帆片。此外，較大的帆片升力在自由來流方向的投影形成的推力，可抵消部分機翼受到的阻力，這也是梯形帆片機翼總阻力小于橢圓帆片機翼的原因之一，而減阻的最主要原因是梯形帆片翼在相同升力系數(shù)下具有更低的誘導阻力。因此，與橢圓帆片翼相比，梯形帆片翼具有更好的增升減阻效果。

這里需要說明的是，盡管在迎角α＝2°下梯形帆片機翼的翼尖渦強度和誘導阻力大于橢圓帆片機翼，但在相同升力系數(shù)下，梯形帆片機翼的誘導阻力系數(shù)小于橢圓帆片機翼（見圖7），兩者并不矛盾。

表2 翼尖渦渦通量在各迎角下的比較（ω為渦量，S為面積）Table 2 Comparison of tip vortex flux at different angles of attack

3 結(jié) 論

對安裝了橢圓帆片和梯形帆片的機翼氣動力的測量，發(fā)現(xiàn)了2種機翼在地面效應條件下升力、阻力的差異，通過對翼尖渦靜壓、渦量分布和渦通量的比較和分析，討論了機翼氣動力產(chǎn)生差異的原因。梯形帆片機翼的升力、阻力特性在各間隙比時均優(yōu)于橢圓帆片機翼，并且這些優(yōu)勢隨著機翼接近地面而不斷增強。其主要原因是主翼翼尖處局部氣流偏轉(zhuǎn)造成各帆片有效迎角的不同，從而使帆片對主翼產(chǎn)生不同的附加升力貢獻。從翼尖渦量分布中可初步推斷，隨著主翼迎角的增加，梯形帆片的升力變化比較平緩，并呈增加趨勢；而橢圓帆片升力改變更為劇烈，從小迎角時帆片的負升力到較大迎角時的帆片翼尖失速，因此對主翼的增升貢獻弱于梯形帆片。而盡管梯形帆片翼尖渦的渦量較高，但渦通量較小渦旋強度較弱，從而具有更小的誘導阻力。同時，梯形帆片升力在自由來流方向的推力也能夠更多地抵消部分機翼阻力，造成總阻力低于橢圓帆片翼。

上述結(jié)論主要源于對翼尖渦靜壓、渦量分布等展向流動的分析，尚需要各帆片翼面流動分離特性數(shù)據(jù)的佐證，目前課題組正在開展該方向的實驗研究，以便從不同的角度對翼尖帆片增升減阻機理進行深入探討。

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The influence of the tip sails shape on the wing aerodynamics in ground effect

Sun Chenghong1，Daichin1，2，＊
（1.Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，Shanghai 200072，China；2.Shanghai Key Laboratory of Mechanics in Energy Engineering，Shanghai 200072，China）

The function of the wing tip sails is to scatter the concentrated tip vortices into several smaller scale vortex structures，and accelerate the dissipation of tip vortices，thereby reducing the induced drag.In order to study the influence of wing tip sails on the flow fields and aerodynamics of a wing in ground effect，wind tunnel experiment is conducted to measure aerodynamics and tip vortex structures of a NACA4412 wing fitted with three elliptic tip sails and three trapezoidal tip sails respectively，and the reason of the differences between the aerodynamic loads on the two wings is analyzed by comparing the flow fields of tip vortices.The lift and drag forces are measured using a 6－component balance，the velocity distribution of tip vortices is scanned by a 7－h(huán)ole probe.The Reynolds number based on the chord length of the wing is 1.5× 105.The experimental results show that the differences of lift and drag forces between the two wings increase as the wings get closer to the ground，and the trapezoidal tip sails is more efficient in lift augmentation－drag reduction than the elliptic tip sails.The local flow direction and local incidence of each sails are different for the two wings，which result in different contributions in increasing the lift and reducing the drag.

trapezoidal wing tip sails；elliptic wing tip sails；wing in ground effect；lift augmentation－drag reduction；wing tip vortex

V211.43

A

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）06－0010－08

10.11729／syltlx20160054

2016－03－30；

2016－05－07

國家自然科學基金資助項目（11472169）

＊通信作者E－mail：daichin＠staff.shu.edu.cn

Sun C H，Daichin.The influence of the tip sails shape on the wing aerodynamics in ground effect.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（6）：10－17.孫承宏，代 欽.帶不同形狀翼尖帆片的機翼地面效應實驗研究.實驗流體力學，2016，30（6）：10－17.

孫承宏（1989－），男，江蘇連云港人，碩士研究生。研究方向：實驗空氣動力力學。通信地址：上海市延長路149號上海大學189信箱（200072）.E－mail：daichin＠staff.shu.edu.cn