737NG微型涡流发生器详细介绍

黑妹 · 发表于 2017-9-28 01:17:11

涡流发生器共有5个部位有：
1.机身后部位于水平尾翼和垂直尾翼之间的机身每侧有4个涡流发生器，航后要检查确认其在位，这个地方的涡流发生器一般要站在翼尖附近往机尾看才能看的到。图如下：

2.机翼上表面每侧有一排8个，航后要检查涡流发生器在位、无丢失，一般通过应急门窗户观察。图如下：

3.机翼前缘每侧有3个，航后检查也要确认在位，一般站在机翼前缘就可以看到。图如下：

4.发动机风扇整流罩内侧每发1个，航后要检查其在位。图如下：

5.机头1号风挡前部有一排10对，图如下：

如果涡流发生器丢失，可查看CDL（外形缺损清单）是否可以放行。

研究历程：
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。

工作原理：
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。

作用：
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；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。

词语解析：
①边界层
空气有粘度，在翼面流动时会遇到阻力。气流的粘度特性会降低翼面上局部的速度，也是蒙皮摩擦阻力的原因。当空气通过机翼表面时，最接近翼面的空气粒子趋于静止。后一层粒子速度减低，但是没有停止。在距离翼面很小但是可以度量的范围内，空气粒子以自由流动速度运动。翼面的气流层由于空气的粘性而速度降低或者停止，这个气流层称为边界层。一架飞机上典型的边界层厚度范围从靠近机翼前缘的几分之英寸小到大飞机末尾的12英寸，如波音747。

有两种不同类型的边界层流：层流和紊流。层流边界层是非常平滑的气流，而紊流边界层包含漩涡和逆流。层流产生的表面摩擦阻力比紊流少，但是稳定性低。翼面上的边界层流开始是平滑的层流。当气流从前缘继续向后，层流边界层的厚度增加。从前缘向后的一段距离开始，平滑的层流开始分散过度成为紊流。从阻力的观点看，让层流到紊流的过渡区尽量朝机翼后面靠是明智的，或者让机翼的很大部分面积处于边界层的层流部分范围内。然而，能量低的层流比紊流更会突然分散。

另一个和粘性气流有关的现象是分离。分离发生在当气流突然从机翼离开时。自然的过程是从层流边界层到紊流边界层，然后再变为气流分离。气流分离产生很大阻力，极大的破坏升力。边界层分离点随着机翼迎角的增加而沿机翼向前移动。如下图：

涡流发生器用于延迟或者避免在跨音速飞行时遇到的冲击波诱导边界层分离。涡流发生器是小的低反弦角比机翼，相对于气流的迎角为12度到15度。它们通常在副翼或者其他控制面之前距机翼几英寸距离。涡流发生器产生涡流，它把边界层流和靠近翼面之上的高能量气流混合。这就产生较高的表面速度，同时增加了边界层流的能量。因此，要导致气流分离就需要更强烈的冲击波。
②冲击波：
当飞机飞行在亚音速速度时，飞机前面的空气通过声速传播的压力变化而知道后面有飞机要来。因为这个预告，在飞机到达前空气开始朝两边移动，这样让飞机很容易的通过。当飞机速度达到声速时，飞机前面的空气就不能预告飞机的到来了，因为飞机总是以相同的速度跟随自己的压力波。更合适的说法是，在飞机前面的空气粒子的挤压导致飞机前面气流速度的急剧下降，相应的增加了空气压力和密度。

当飞机速度增加超过声音速度是，受压缩的空气的压力和密度继续增加，飞机前面受压缩的区域持续的扩大范围。在气流中的某一点，空气粒子完全不受扰动，不能提前预知飞机的接近，在紧接着的瞬间，相同的空气粒子被迫承受温度，压力，密度和速度突然剧烈的变化。未受扰动的空气和受压缩的空气区域之间的边界称为冲击或者压缩波。

无论何时方向不变的超音速流降低到亚音速流都会形成相同类型的波，例如当气流在机翼的拱形部分加速到声速，然后在通过最大拱形区域后降低到亚音速。将会在超音速和亚音速范围的边界形成冲击波。

无论何时，形成和气流垂直的冲击波称为正常冲击波，紧随冲击波之后的气流是亚音速的。通过正常冲击波的超音速气流将发生这些变化：
• 气流减速到亚音速
• 紧随冲击波之后的气流方向不变
• 波之后气流的静压和密度大大增加
• 气流的能量(用总压表示，等于动压加静压)大大降低
冲击波结构导致阻力增加。冲击波的主要影响之一就是紧随波之后形成厚的高压力区域。高压区域的不稳定性，和气流通过冲击波时它的速度能量部分的转换成为热量，这是阻力增加的部分因素，但是气流分离引起的阻力要大的多。如果冲击波很强烈边界层可能没有足够的动能来阻止气流分离。在跨音速区域由于冲击波结构和气流分离导致的阻力称为波阻力。当速度超过临界马赫数大约10%的时候，波阻力急剧增加。这样就需要增加相当大的推力以增加飞行速度来跨越这个点进入超音速区域，这个区域依赖于翼形和迎角，边界层可能再次附着在机翼上。

正常冲击波首先在机翼的上表面形成。然而，随着马赫数的进一步增加，上表面的超音速区域会扩大，在下表面形成另外一个超音速流区域和一个正常冲击波。当飞行速度接近声速时，超音速流的区域继续扩大，冲击波向后移动靠近机翼后缘。如下图：

伴随阻力增加出现的是抖振(称为马赫抖振)，配平和稳定性，以及控制力有效性的降低。气流分离导致下洗流的损失和机翼上压力中心的位置变化，进而使升力损失。气流分离在机翼后面产生的湍流尾流使得飞机尾部控制面振动。水平尾翼提供的机头上仰和下俯配平控制和机翼后面的下洗流有关。这样，减弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。机翼压力中心的运动影响机翼的配平力矩。如果压力中心向后移动，就会产生称为马赫俯冲(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)运动,如果中心向前移动，就会产生机头上仰运动。这是很多涡轮机动力飞机发展T形尾翼结构的主要原因，它把水平尾翼面安装的尽可能远离机翼产生的湍流。
注：文章部分内容参考AOPA飞训中心，不足之处请批评指正。