AIA文章导读丨细长三角翼表面压力与前缘涡研究

中国空气动力研究与发展中心

南京航空航天大学

浙江大学

武汉工程大学

关键词：前缘涡，三角翼，压力敏感涂料，粒子图像测速

细长三角翼（后掠角大于55°）通过前缘分离形成前缘涡，获得额外涡升力，广泛应用于各类飞行器。前缘涡强度与流场结构对升力特性至关重要，而前缘涡破裂会引起升力损失。以往研究指出涡强度和流向压力梯度是涡破裂的关键因素，但难以通过实验获得空间压力场进行直接验证。本研究采用高分辨率压敏漆（PSP）与粒子图像测速技术（PIV）联合测量以系统性研究不同攻角α和雷诺数Re下三角翼背风面流场和表面压力场，利用表面压力分布作为涡结构的“足迹”来建立运动学与动力学之间的关系，研究前缘涡与压力变化的相关性。

 二、研究方法与主要结果 

2.1 研究方法

实验于中国空气动力研究与发展中心的低速循环风洞中展开，采用70°后掠角的三角翼模型（弦长c = 0.298 m），在其背风面涂覆压敏漆并安装压力传感器。在流向位置 x/c = 0.375、0.5、0.625、0.75 处，利用体视PIV获取时间平均速度场，并用压敏漆（经压力传感器原位校准）获得高分辨率表面压力系数Cp；并采用了基于不可压NS方程的压力重构算法，以估算PIV测量面内空间压力分布并分析流向变化对于压力重构的影响。为详细研究流速和攻角对低速细长三角翼气动性能的影响，开展了两个系列的参数化研究：（1）固定攻角α为25°，自由来流速度为30~60 m/s，对应雷诺数Re为0.6×10⁶~1.2×10⁶；（2）固定雷诺数Re为1.2×106，攻角α为15°~30°。

2.2 主要结果

（1）背风面流场变化与吸力峰偏移

涡核的展向位置S1、离面高度S2及吸力峰（suction peak）位置P1随Re及α呈现规律性变化。雷诺数增大时，涡核向外缘移动（即S1增大），但S2变化不明显；功角增大时，涡核明显向内侧靠拢（S1减小）且离翼面更远（S2增大），吸力峰强度也随之改变。

关键发现：吸力峰与涡核在翼面的投影并不重合，而是朝外缘方向有一定偏移（即P1＞S1）。该偏移在高雷诺数和高攻角下更为显著，其原因就在于在高Re/α情况下，前缘涡与邻近的前缘剪切层形成明显的非对称速度梯度分布，进而导致由速度梯度决定的压力也呈现出非对称分布。根据NS方程的散度形式： 

该式表明速度梯度是压力变化的源。进一步可写为：

其中S和Ω分别为速度梯度张量的对称和反对称部分。旋转率Ω（涡核主导）和应变率S（剪切层主导）共同决定压力分布。所以，局部压力最小值因前缘涡与剪切层的非对称组合而会偏离涡心位置，从而导致吸力峰偏移。攻角对偏移的影响大于雷诺数，这是因为攻角增加时涡量供给更强，剪切层更长，非对称性更为显著。

（2）流向变化对压力分布的影响

将仅使用PIV测量面内速度分量（忽略流向流速分量）重构所得的压力，与PSP实测压力进行比较，两者之差反映了流场三维性的强弱。在近顶点区域，前缘涡快速增长，流向变化显著，导致两者之差较大；向下游接近后缘，两者之差普遍减小。尤其在强涡、大速度亏损的高雷诺数及高攻角工况下，后缘附近的流向变化明显减弱，前缘涡的三维特征降低，使得压力分布更接近于二维涡压力分布的情形。

 三、结论 

Liang, L., Cao, K., Cheng, Y. et al. Investigation of surface pressure and leading-edge vortex of slender delta wings. Adv. Aerodyn. 8, 13 (2026).

作者简介

第一作者：梁磊，中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，研究员，研究方向为实验流体力学，主持国家/省部级课题4项，在国际著名期刊（AMS、ASOC等）一作/通讯发表高水平论文10余篇。

通讯作者：涂晗，武汉工程大学机电工程学院，讲师，研究方向为流体力学实验技术、复杂旋涡流动机理。主持省部级课题1项，在国际著名期刊（JFM、AIAA、EIF、POF）一作/通讯发表高水平论文9篇。