翼梢小翼

翼梢小翼（Winglet)，類似於機翼翼面的小機翼，近似垂直於機翼翼面，由美國國家航空航天局（NASA）艾姆斯研究中心的R.T.惠特科姆(R.T.Whitcomb）於上世紀80年代發明。

在飛行中，機翼下翼面的高壓區氣流會繞過翼梢流向上翼面，形成強烈的旋渦氣流，並從機翼向後沿伸很長一段距離，它們帶走了能量，增加了誘導阻力。翼梢小翼就是用來消弱這種阻力的。

基本介紹

• 中文名：翼梢小翼
• 外文名：Winglet
• 研發：NASA艾姆斯研究中心
• 研發時間：上世紀80年代

優點

由於翼稍小翼對減少誘導阻力的明顯貢獻．現代軍民用運輸機幾乎都安裝翼稍小翼。在上下氣流交匯處的小翼首先起到端板作用，增大了機翼的有效展弦比，其次由於翼稍小翼產生升力的同時也產生很強的尾渦，它與機翼翼尖尾渦反交，削弱耗散翼尖渦，從而減小誘導阻力。

翼稍小翼亦能產生升力，其對機翼升力方向的分量即提供給飛機升力分量，其對來流方向的分量實為推力分量。升力分量對機翼翼根產生附加彎矩，不可忽視。

翼梢小翼優點：

1、端板作用：阻擋機翼下表面繞到上表面的繞流，消弱翼尖渦強度，從而有效增大機翼有效展弦比。

2、耗散翼尖渦：因為翼梢小翼本身也是個小機翼，也能產生翼尖渦，方向與主翼翼尖渦相反，且與其距離很近。在黏性耗散的作用下，兩股渦相互纏繞，互相對抗抵消，同樣達到減少誘導阻力的目的。

3、增加機翼升力及向前推力：上翼梢小翼可利用三元畸變流場產生小翼升力和推力分量。

4、推遲機翼翼尖氣流的過早分離，提高失速迎角：一般來說，後掠機翼翼尖是三元效應區，流管收縮，氣流流過時先是急劇加速，壓力降低，後是劇烈的壓力恢復，進入很陡的逆壓梯度區，過早引起翼尖邊界層分離，造成世失速。然而安裝在翼尖處的翼梢小翼可用其順壓場去對應翼尖逆壓場，使壓力分布不在陡，減小逆壓梯度。如果設計得當就可延遲機翼翼尖處的氣流分離，提高飛機失速迎角及抖振升力係數。

設計參數

翼稍小翼的參數有：高度、後掠角、尖削比、傾斜角、安裝角和扭轉角。過高的翼稍小翼會產生較大的翼根彎矩．需要付出較大的結構重量代價，一般取半翼展的10%左右。後掠角的取值等於或大於機翼的後掠角。為使機翼翼尖和小翼根部交界處。在超臨界狀態流動干擾較小，要求翼稍小翼外傾，傾斜角為15°～20°。

最初的翼梢小翼就是在翼尖簡單安裝“端板”形式的翼尖裝置，由於其減阻效果並不理想在實際套用中很少採用。直到20世紀70年代由美國NAsA的惠特科姆博士研發的小翼才在套用上取得真正意義上的突破，後來又逐漸發展了融合式翼梢小翼、鯊魚鰭翼梢小翼等。

翼梢小翼的設計受諸多因素的制約，翼梢小翼參數的確定就是其中之一。主要包括小翼的翼展(即高度)、展弦比、安裝角、扭轉角、外傾角、根梢比、前緣後掠角、後緣前掠角，這些參數對機翼阻力係數的影響程度大小不一。根據相關參考資料的研究發現翼展、傾斜角和載荷等是影響誘導阻力的重要因素；翼梢小翼的平面形狀(翼梢小翼的弦向位置、前緣後掠角、根梢比和面積的變化)和翼型形狀對誘導阻力只有較小的影響，是影響黏性阻力和可壓縮性阻力的重要參數，從氣動力的觀點．這些參數可以根據他們對型阻和干擾的影響來選擇：翼梢小翼與機翼之間的干擾阻力是馬赫數、翼梢小翼的傾斜角、載荷、重要參數。翼梢小翼設計主要是用來減小飛機的誘導阻力，因此主要討論幾個對飛機誘導阻力影響大的參數。

小翼高度

機翼阻力隨小翼相對高度(研究範圍5%-10%)的增加明顯下降。由於小翼法向載荷也隨其高度增加而增加。為防止小翼氣流分離和結構重量的增加。小翼高度不能太大．以小翼法向力係數不高於機翼升力係數為限。翼梢小翼的高度控制在不超過機翼翼尖弦長，但翼梢小翼高度占機翼半翼展的比例各不相同，一般是機翼半翼展的10%。所以確定翼梢小翼高度時要作具體分析，特別要在氣動力、結構、重量等方面作最佳化處理。

安裝位置影響

小翼在機翼翼尖的安裝位置也會對飛機的減阻效果有一定影響．小翼的弦長如果等於機翼的翼尖弦長，則可形成端板效應，使小翼的減阻效果明顯。對於低速飛行器，可考慮選取較大的弦長。但對於高速飛機，翼梢小翼多安裝在機翼翼尖上表面後半部，主要為了避免小翼內表面高速氣流和機翼上表面前段高速氣流的疊加形成不利干擾。這樣可減小在超臨界設計狀態下不利的流動干擾影響。翼梢小翼其前緣在機翼翼尖剖面最大厚度附近。機翼翼尖的逆壓場與翼梢小翼的順壓場相對應。使機翼翼尖區的壓力分布不再尖而陡．而是變得更加豐滿，減小了逆壓梯度。如果布置得當可延遲機翼翼尖處的氣流分離，提高飛機失速迎角及抖振升力係數。

小翼的傾斜角

翼梢小翼的弦平面與地平面之間的夾角定義為傾斜角。也是影響機翼誘導阻力的敏感參數之一，能降低小翼根部附近的干擾。隨傾斜角的增加機翼阻力單調下降。關於小翼傾斜角的選取，一般希望大一點好，這樣可以改善誘導阻力．但是傾斜角的增加也會增加滾轉力矩以及機翼翼根彎矩。同時由於投影面積的增加也會帶來其他阻力項的增加，因此該角度的選擇，完全取決於機翼巡航設計狀態對載荷分布的要求。經過對目前已有飛機翼梢小翼外傾角的數據統計發現．現今一般運輸類飛機小翼的傾斜角度以15°-20°較多。

安裝角

翼梢小翼的安裝角是指其根弦與機翼翼尖弦之間的夾角。其安裝角一般為負值．即小翼的前緣向外，也稱外撇角。由於小翼剖面的彎度很大，機翼翼尖上表面又有相當大的來流角，採用負的安裝角可減小翼梢小翼根部上表面的氣流分離。惠特科姆在風洞試驗中曾得出上翼梢小翼的安裝角範圍為0°-40°當然．對於具體飛機這個安裝角的確定應依據風洞試驗結果來定。

種類及套用

翼梢小翼有單上小翼、上下小翼等多種形式的翼梢小翼。單上小翼由於結構簡單而使用較多。飛機的誘導阻力約占巡航阻力的40%。降低誘導阻力對提高巡航經濟性具有重要意義。機翼的展弦比越大，誘導阻力越小。過分大的展弦比會使機翼太重，因而增大機翼展弦比有一定限度。在翼梢簡單地加裝垂直端板也能減小誘導阻力，但效果並不理想。70年代中期，美國R.T.惠特科姆最先提出翼梢小翼的概念，一系列的試驗證實了它的減阻效果。翼梢小翼除作為翼梢端板能起增加機翼有效展弦比的作用外，還由於它利用機翼翼梢氣流的偏斜而產生的“拉力效應”能減小誘導阻力。風洞實驗和飛行試驗結果表明，翼梢小翼能使全機誘導阻力減小20%～35%,相當於升阻比提高7%。翼梢小翼作為提高飛行經濟性、節省燃油的一種先進空氣動力設計措施，已在很多飛機上得到採用。

選擇翼稍小翼的翼型時，需考慮小翼翼面上的氣流速度大於來流速度．因此選擇的小翼翼型應避免超臨界條件下出現強激波，且其氣流分離特性要優於機翼翼型。翼型的相對厚度要小於機翼翼型，大致取7%～8%的超臨界翼型．以得到較好的低速升力特性。

另外，為保證翼稍小翼與外翼的連線強度，連線處應有足夠的結構高度。

對飛機影響

翼梢小翼本身的阻力

小翼本身也會產生黏性和誘導阻力，在小翼平面形狀設計時應有適當的削尖和後掠。以提高小翼的氣動效率和有好的超臨界性能，將其本身的阻力減小到最低，並且不能抵消由於加裝小翼所引起的總的誘導阻力的減小量。

對機翼流場的干擾

翼梢小翼本身應具備良好的氣流分離特性，安裝後不應對機翼的流場產生明顯的不利干擾。為此，翼梢小翼與機翼之間進行光滑過度整流，這可使翼梢小翼翼根區域所要求的扭轉角度減小；或在機翼翼尖與翼梢小翼連線處採用融合連線，順滑過渡，不僅可充分發揮翼梢小翼的作用，最佳化展向升力分布，而且能大大改善翼梢小翼與機翼兩端交接區的流場。將氣流干擾和氣流分離降到最低程度．並可通過精心設計和試驗使加裝翼梢小翼後對機翼結構的改動最小。

對飛機結構重量的影響

小翼的安裝，勢必增加翼根的彎矩，嚴重影響機翼的結構強度，因此在進行翼梢小翼設計時，考慮翼根彎矩的變化則顯得相當必要。

對飛機穩定性和操縱性的影響

安裝翼梢小翼後，飛機的穩定性可能會受到影響，同時也影響飛機的起落性能和爬升性能，飛機的側風能力稍有下降。因此，必須綜合考慮對飛機各種飛行性能的影響。

對顫振速度的影響

翼梢小翼的增加會使飛機的顫振速度減小，一方面由於翼梢小翼使機翼彈性軸後的重量增加，所以小翼的重量對顫振速度的影響會使機翼的顫振速度減小；另一方面翼梢小翼的氣動力也可使機翼的顫振速度減小。