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旋涡发生器对机翼最大升力和失速迎角的影响沈遐龄/(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)高歌刘宝杰杨晓宁/（北京航空航天大学动力系）摘要对一个展长为500mm，弦长为250mm，翼型为NACA0012的机翼模型，安装各种小三角翼旋涡发生器作低速风洞测力实验，研究小三角翼各种弯度和它与机翼的相对位置对机翼最大升力和失速迎角的影响.实验结果表明当小三角翼与机翼在某个最佳相对位置时，机翼最大升力和失速迎角有个最大的增加.当小三角翼与机翼的相对位置不变时，各种弯度的小三角翼都可以使机翼最大升力和失速迎角有较大的增加，并且相互差别不大.关键词机翼；气动特性；涡旋流动；旋涡发生器分类号V 211.41近年来，旋涡发生器的研究有了不少进展.人们不仅用它来延缓机翼上边界层分离，防止飞机因气流分离引起的一些偏离现象，如飞机抖振，机翼下坠及失速尾旋等，还用它来提高机翼最大升力和失速迎角，改善飞机低速大迎角的气动特性.但是普通的不可控制的旋涡发生器给飞机巡航飞行增加了3%～7%的气动阻力，因此不少学者提出一些新的主动式旋涡发生器［1～3］,它可以根据飞机飞行状态的需要，从机翼表面伸出或收起，既保持它对飞行性能改进的好处，又减少它所产生的附加气动阻力.它在机翼上的安装，从垂直的舵面式变为水平的翼面式，操纵方式由不可控制的被动式变为可控制的主动式.本文在文献［1］基础上，对弹射式小三角翼旋涡发生器的弯度以及它与机翼相对位置，对机翼最大升力和失速迎角的影响作进一步探讨和研究.1 实验设备和模型实验是在北京航空航天大学国防科技气动热力重点实验室的多功能低速风洞中进行.实验段尺寸为0.56m×0.80m×1.5m,以机翼弦长为参考长度的Re=5×105～7×105.模型是由一个展长l=500mm,弦长c=250mm,翼型为NACA0012的机翼和几个不同弯度的小三角翼旋涡发生器组成.机翼是垂直安装在试验段内，两边用端板避开上下洞壁边界层的影响，模拟翼型试验，气动力用五分力合式应变天平测量，如图1.图1 模型示意图小三角翼旋涡发生器是沿机翼展向等距离布置在上翼面前缘，与机翼相对位置用弦向位置d/c和高度h/c表示，如图2.小三角翼的前缘后图2 旋涡发生器的位置/c=0.32,厚度t=2mm,下表面前缘削尖，其对称面掠角Λ=65°,根弦比c中弧线是圆弧，由下列方程给出：式中，θ是前缘处切线与x轴夹角；是相对弯度(如图3).本实验取θ=0°,5°,10°,15°四种情况，θ=0°与平板对应，其它三种情况与不同圆弧对应.图3 三角翼弯度的坐标2 实验结果与分析考虑到小三角翼与机翼相对位置和它的弯度对机翼最大升力和失速迎角的影响.实验中先用平板三角翼研究它与机翼相对位置的影响，然后在同一相对位置上研究不同弯度三角翼的影响.2.1 小三角翼与机翼相对位置的影响图4给出了平板小三角翼弦向位置d/c=0.06,高度h/c=0.068,0.075,0.080,沿机翼展向布置3个小三角翼时，风速v=40m/s，机翼升力系数随迎角变化的曲线.为了比较，也作了文献［1］给出的小三角翼最佳位置d/c=0.192,h/c=0.075时机翼的纵向测力实验，并与无小三角翼时机翼的实验结果一起给出在图4上.从图上可以看到有小三角翼比无小三角翼时机翼最大升力和失速迎角要大，当小三角翼弦向位置d/c=0.06,高度h/c=0.080时，机翼最大升力和失速迎角获得最大增加.图4比较了沿机翼展向布置3个与2个小三角翼的影响，显然3个小三角翼产生的旋涡输给机翼边界层内气流的能量和控制边界层分离范围比2个小三角翼大，因此3个小三角翼对机翼低速大迎角性能的改进要更好一些.图5给出了有与无小三角翼时机翼升阻比曲线的比较.可以看到在正常迎角范围，有小三角翼比无小三角翼时机翼升阻比要小，小三角翼弦向位置靠前比靠后的机翼升阻比要小，但是在大迎角，如α>16°，上述两种情况前者都比后者机翼升阻比要大.这是因为在正常迎角范围，有与无小三角翼时机翼升力系数差不多，阻力系数要大，所以升阻比要小，但是在大迎角，这两种情况升力系数与阻力系数变化趋势相反，所以升阻比要大.参见图6机翼阻力系数的比较曲线.图7给出了有与无小三角翼时机翼对1/4弦长点的俯仰力矩系数曲线的比较，有比无小三角翼时机翼俯仰力矩系数略有抬头趋势.图4 三角翼位置对机翼升力系数的影响图5 三角翼位置对机翼升阻比的影响图6 三角翼位置对机翼阻力系数的影响图7 三角翼位置对机翼俯仰力矩系数的影响2.2 小三角翼弯度的影响图8给出了小三角翼弦向位置d/c=0.06,高度h/c=0.075,弯度为θ=0°,5°,10°,15°四种情况,风速v=30m/s,机翼升力系数随迎角变化的曲线.从图上可以看到有弯度小三角翼的机翼都比无小三角翼的机翼最大升力系数和失速迎角有较大的增加，并且不同弯度的三角翼对机翼最大升力系数和失速迎角影响差别不大.有弯度的小三角翼在不同迎角范围对机翼升阻比的影响与平板三角翼对机翼升阻比的影响情况类似，同样，不同弯度的三角翼对机翼升阻比影响的差别也不大，见图9.图8 三角翼弯度对机翼升力系数的影响图9 三角翼弯度对机翼升阻比的影响3 结论对弹射式小三角翼旋涡发生器，进一步研究它的各种弯度以及它与机翼相对位置，对机翼最大升力和失速迎角的影响得到下列结论：1) 小三角翼旋涡发生器使低速机翼最大升力系数和失速迎角增加的最佳位置比文献［2］给出的位置靠前.2) 小三角翼各种弯度对机翼最大升力系数和失速迎角的影响基本相同，只要它与机翼相对位置合适，都可以使机翼最大升力系数和失速迎角得到较大的增加.3) 在正常迎角范围，有小三角翼比无小三角翼时机翼升阻比要小，在大迎角有小三角翼比无小三角翼时机翼升阻比要大.参考文献1 Manor D,Dima C. Using pop-up vortex generators on the wing surface to greatly increase the lift and stall angle of attack. AIAA 93-1016，19932 Dima C,Manor D.Further study of vortex generators' effect on lift and stall angle of attack. AIAA 94-0625，19943 Baret R,Farokhi S.On the aerodynamics and performance of active vortex generators. AIAA 93-3437，1993。