[科普中國(guó)]-小翼

翼尖小翼（winglet或wingtip），又稱作翼梢小翼、翼尖帆或翼端帆。翼尖小翼可有效的改善飛機(jī)燃油效率和增加巡航航程。

設(shè)計(jì)原理飛機(jī)的機(jī)翼主要是用來產(chǎn)生升力的，而空氣流經(jīng)機(jī)翼上、下表面時(shí)就會(huì)形成壓力差。這個(gè)壓差產(chǎn)生升力，但這個(gè)壓差也在翼尖造成橫向的自下而上、自外而內(nèi)的渦流。翼尖渦帶動(dòng)空氣，含有很大的能量，拖帶在翼尖之后，形成可觀的阻力。這種阻力就是我們所說的誘導(dǎo)阻力。

有了翼尖折起的小翼之后，情況就有很大不同。機(jī)翼下表面的氣流依然向上表面流動(dòng)，但由于翼尖小翼擋住了渦流，因此減小了飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力。所以在翼尖安裝上一對(duì)翼尖小翼，是一種降低機(jī)翼渦流的相當(dāng)簡(jiǎn)單而且有效的新措施。翼尖小翼不可能消除翼尖渦流，只能降低渦流強(qiáng)度，其中小翼形狀及與機(jī)翼的融合很有講究，否則會(huì)引起額外的附加阻力。

翼尖小翼的另一個(gè)解釋是相當(dāng)于擴(kuò)展了有效翼展，更大的翼展意味著可以降低速度而達(dá)到同樣的升力，達(dá)到減阻目的。用航空術(shù)語來說，就是通過更大的展弦比來提高升阻比，從而降低誘導(dǎo)阻力。1

作用降低翼尖渦流的強(qiáng)度翼梢小翼具有翼尖端板的作用，它首先阻擋了機(jī)翼下表面氣流向上表面的繞流，也就是削弱了翼尖渦的強(qiáng)度，從而增大了機(jī)翼的有效展弦比，起到了減小誘導(dǎo)阻力和增加升力的作用。目前，高亞聲速運(yùn)輸機(jī)為了降低誘導(dǎo)阻力和提高升阻比，機(jī)翼的翼展越來越大，常常造成停機(jī)機(jī)庫跨度不足以及地面調(diào)動(dòng)的困難。在機(jī)翼翼尖加裝翼梢小翼后，可以基本上不增加機(jī)翼的實(shí)際翼展，而達(dá)到同樣的氣動(dòng)力效果，這是翼梢小翼的獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)。

由于翼梢小翼有分散翼尖渦的作用，即能削弱機(jī)翼的翼尖渦，將翼尖集中渦破碎成許多小渦線。由于粘性耗的散作用，減小了下洗場(chǎng)的強(qiáng)度。因?yàn)橐砩倚∫肀旧碓谝砑饬鲌?chǎng)中產(chǎn)生升力和尾渦，它與機(jī)翼翼尖渦距離很近，相互纏繞，這兩股渦在相遇處各自的誘導(dǎo)速度方向相反，也就是翼梢小翼本身的環(huán)流可以用來抵抗機(jī)翼翼尖周圍的氣流流動(dòng)，從而減弱了翼尖渦的強(qiáng)度。2

降低尾跡對(duì)機(jī)場(chǎng)空域的影響現(xiàn)代大型客機(jī)在起飛和著陸時(shí)，左右機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生兩個(gè)很大的尾渦，對(duì)后面跟進(jìn)的飛機(jī)而言，這種尾渦需要((2一3) min才能減弱到安全的程度。如果在尾渦沒有減弱到安全程度前，跟進(jìn)的飛機(jī)或需要橫穿這一空域的飛機(jī)要受到嚴(yán)重影響，其姿態(tài)會(huì)發(fā)生很大的變化，有的會(huì)發(fā)生強(qiáng)烈的滾轉(zhuǎn)，有的會(huì)猛烈下降，較小型的飛機(jī)甚至?xí)瓭L墜地，發(fā)生飛行事故。因此，現(xiàn)代大型客機(jī)在起飛和著陸時(shí)，每架飛機(jī)起飛或著陸的時(shí)間必須大于2min。由此可見，使用翼梢小翼可使大型客機(jī)的尾跡減弱，對(duì)提高飛機(jī)安全以及機(jī)場(chǎng)使用效率具有重要意義。2

延遲翼尖分離，提高失速迎角目前，大多數(shù)現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)采用后掠翼布局，在大迎角飛行時(shí)，后掠翼會(huì)容易出現(xiàn)翼尖失速現(xiàn)象。其原因有以下兩點(diǎn):由于后掠翼的翼尖與翼根效應(yīng)，從翼根到翼尖的氣流壓力會(huì)逐漸降低，使邊界層內(nèi)的空氣向翼尖方向流動(dòng)，以致翼尖部分的邊界層變厚，容易產(chǎn)生氣流分離。當(dāng)氣流流過后掠翼時(shí)，由于翼尖效應(yīng)，在翼尖部分上表面前段，流管變細(xì)，氣流加速，壓力降低，會(huì)形成較大的吸力區(qū);而在上表面后段，由于流管擴(kuò)張，氣流減速，壓力升高，吸力減小，于是翼尖上表面的后段與最低壓力點(diǎn)之間的逆壓梯度增大，從而使翼尖處邊界層的氣流容易分離。2

增加機(jī)翼升力并提供向前的推力上翼梢小翼可產(chǎn)生向內(nèi)的側(cè)向力，該力可分成向上的升力和向前的推力兩項(xiàng)。翼梢小翼處在兩種氣流的混合流場(chǎng)中，一種是來流，另一種是翼尖渦造成的側(cè)洗流。由于機(jī)翼上下表面存在壓力差，因此會(huì)在翼尖處形成上表面向內(nèi)翼方向的洗流和下表面向外的洗流，合成一個(gè)側(cè)洗流場(chǎng)。來流與側(cè)洗流形成相對(duì)于翼梢小翼的來流場(chǎng)，即局部來流，從而使機(jī)翼的空氣動(dòng)力發(fā)生變化。這種變化有兩點(diǎn)，一是在翼梢小翼相對(duì)局部來流產(chǎn)生一個(gè)垂直于局部來流的升力，即側(cè)向力;二是產(chǎn)生一個(gè)平行于局部來流的誘導(dǎo)阻力。向內(nèi)側(cè)的升力和誘導(dǎo)阻力在來流方向的投影之和即為向前的推力。如果適當(dāng)?shù)剡x取翼梢小翼的平面形狀和高性能翼型以及合理地進(jìn)行布局，那么向前的推力不僅能克服翼梢小翼本身的廢阻力，而且還有剩余，因?yàn)橐砩倚∫淼膹U阻很小。因?yàn)橐砩倚∫韼в幸欢ǖ耐鈨A角，其側(cè)向力在機(jī)翼升力方向有一個(gè)投影，這就是翼梢小翼產(chǎn)生的升力。實(shí)踐證明，由于加裝翼梢小翼后，飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力減小，并產(chǎn)生附加升力，因此飛機(jī)在巡航時(shí)的升阻比可增加到0.8-1，某些情況下甚至可能大于1，這就會(huì)使飛機(jī)的航程有較大的增加。2

發(fā)展歷程翼尖小翼的概念最早可以上溯到19世紀(jì)初一位英國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)家的構(gòu)想，但這一概念一直停留在圖紙上，直到上世紀(jì)70年代初油價(jià)開始高漲時(shí)，美國(guó)國(guó)家航空航天局的空氣動(dòng)力學(xué)家R·T·惠特科姆首次將其與真正的飛機(jī)聯(lián)系在一起。

70年代中期，美國(guó)R.T.惠特科姆通過一系列的試驗(yàn)證實(shí)了它的減阻效果。翼梢小翼除作為翼梢端板能起增加機(jī)翼有效展弦比的作用外，還由于它利用機(jī)翼翼梢氣流的偏斜而產(chǎn)生的“拉力效應(yīng)”能減小誘導(dǎo)阻力。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，翼梢小翼能使全機(jī)誘導(dǎo)阻力減小20%～35%,相當(dāng)于升阻比提高7%。

早期的翼尖小翼就是翼尖上簡(jiǎn)單的垂直小翼，但翼尖小翼的額外重量要求對(duì)機(jī)翼作額外加強(qiáng)，小翼本身的重量也間接增加了阻力。更有甚者，垂直的小翼和水平的機(jī)翼的轉(zhuǎn)角處容易形成不利氣動(dòng)干擾，處理不好會(huì)帶來額外阻力。所以早期翼尖小翼的應(yīng)用毀譽(yù)參半，尤其是很多在現(xiàn)有設(shè)計(jì)上“硬性嫁接”的翼尖小翼，時(shí)尚和美觀因素多于氣動(dòng)上的益處。波音737NG上的翼尖小翼與機(jī)翼圓滑對(duì)接，減少了不利氣動(dòng)干擾的影響，同時(shí)略微外傾，更加有利于產(chǎn)生升力，號(hào)稱在長(zhǎng)途航線上可以降低油耗4%。由于翼尖渦卷具有很大的橫向流動(dòng)速度分量，小翼的縱向局部真實(shí)速度降低，容易進(jìn)入失速，大大降低小翼的效果?？湛虯320“經(jīng)典型”的翼尖小翼則同時(shí)向上和向下延展，進(jìn)一步減少翼尖渦卷，降低翼尖小翼失速的影響。3

空中客車公司于2009年年底推出飛機(jī)融合式翼尖小翼的“鯊鰭小翼”，它是空客為最暢銷的A320系列飛機(jī)進(jìn)行的持續(xù)改進(jìn)項(xiàng)目中的最新元素。鯊鰭小翼由復(fù)合材料制成，高2.4米。裝配鯊鰭小翼的A320系列飛機(jī)可以比現(xiàn)有的翼尖小翼節(jié)油4%，或者增加185公里航程，或者增加450公斤載重量。每年每架飛機(jī)可減少排放1000多噸的二氧化碳，這相當(dāng)于200輛家用汽車一年的排放量。而且，裝配鯊鰭小翼的A320系列飛機(jī)擁有更好的起飛性能，越障和爬升能力得到大幅提高。例如裝配鯊鰭小翼的A321飛機(jī)可以在起飛后直接爬升到比普通A321更高的初始巡航高度。另外，由于阻力減小，發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行時(shí)的平均推力隨之減小，發(fā)動(dòng)機(jī)養(yǎng)護(hù)成本也隨之降低。但是“鯊鰭小翼”的外形與波音737NG的翼尖融合小翼驚人地相似，以至于引來專利侵權(quán)官司。4

與此同時(shí)，波音最新的773MAX推出“雙羽”小翼，相當(dāng)于把737NG的翼尖融合小翼增加了空客A320那樣的下小翼。波音號(hào)稱比翼尖融合小翼進(jìn)一步節(jié)油1.6%。波音還推出“雙彎刀”小翼，與“雙羽”相似，但小翼前緣像土耳其彎刀一樣是弧線的，進(jìn)一步降低阻力。波音號(hào)稱“雙彎刀”小翼比翼尖融合小翼進(jìn)一步降低油耗2%。

更進(jìn)一步的是盒式小翼，這相當(dāng)于把傳統(tǒng)的單片式小翼用一個(gè)矩形“隧道”來代替，上下的水平翼面相當(dāng)于雙翼，成為額外的機(jī)翼翼面，產(chǎn)生升力。左右的垂直翼面中，內(nèi)側(cè)的垂直部分相當(dāng)于大型翼刀，阻止因?yàn)闄C(jī)翼后掠而導(dǎo)致的上表面氣流橫向流動(dòng)，降低升力損失；外側(cè)的垂直部分相當(dāng)于傳統(tǒng)翼尖小翼，阻止翼尖氣流渦卷。盒式小翼雖然結(jié)構(gòu)部件更多，但頂端的“橫梁”對(duì)結(jié)構(gòu)起到加強(qiáng)作用，降低了傳統(tǒng)翼尖小翼的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)要求，實(shí)際上減輕了結(jié)構(gòu)重量。與盒式小翼相似的是環(huán)形小翼，這事實(shí)上不是完全的環(huán)形，更像融合小翼在翼尖繼續(xù)向內(nèi)側(cè)圓滑彎曲，并繼續(xù)延續(xù)向下，直至與機(jī)翼結(jié)合。與盒式小翼相比，環(huán)形小翼在受力和降低不利氣動(dòng)干擾方面更加有利。

比較折中的是S形翼尖小翼，從正面看，好像一個(gè)向外彎曲的鉤子。翼尖小翼減少翼尖渦卷的繞流，但翼尖小翼本身在自己的翼尖也有渦卷繞流，自外而內(nèi)，自上而下。這也形成阻力，盡管強(qiáng)度已經(jīng)比原來的機(jī)翼翼尖阻力降低很多。在小翼翼尖再增加向外的“小小翼”，可以降低這個(gè)阻力。從外形上看，這就像斜躺著的S。這也可以看成環(huán)形小翼的內(nèi)側(cè)一半。與盒式或者環(huán)形小翼相比，S形小翼比較簡(jiǎn)單，但結(jié)構(gòu)和受力設(shè)計(jì)依然比“雙羽”或者“雙彎刀”設(shè)計(jì)復(fù)雜。

不過翼尖小翼在靠近翼尖的部位產(chǎn)生額外升力，這對(duì)減阻增升有好處，但翼根的彎折扭矩增大，需要額外加強(qiáng)，導(dǎo)致重量增加，部分抵消了減阻增升的好處。為了降低額外增加的彎折扭矩，另一種思路是在把翼尖小翼反一個(gè)方向，向下而不是向上，但在向下延伸的同時(shí)，向內(nèi)稍稍彎曲。這樣一方面阻止機(jī)翼下表面的橫向氣流越過翼尖繼續(xù)橫向流動(dòng)，產(chǎn)生翼尖渦卷，又使得橫向氣流的沖刷產(chǎn)生一定的向下的負(fù)升力，抵消部分靠近翼尖的額外升力，降低翼根的彎折扭矩，降低結(jié)構(gòu)加強(qiáng)要求。這樣降低了小翼增升的作用，但減阻作用依然保留。

但翼尖小翼只是傳統(tǒng)的筒-翼布局飛機(jī)減租的一部分。美國(guó)空軍研究所正在研究一系列新穎的技術(shù)，尤其是可以直接應(yīng)用于機(jī)體或者機(jī)翼表面的新技術(shù)，其中有些可以用于現(xiàn)有飛機(jī)的改裝。