战斗机的前缘襟翼到底有什么用

上一期介绍尖头与圆头在低速时各自的气动特点。结论是圆润的头部有利于避免头部分离区的出现，避免吸力峰损失，从而有利于提高飞行器升阻比。但这里出现了一个问题——出于突破音障等目的，现代超音速战斗机大多使用了前缘较为尖锐或前缘略显尖锐的机翼翼型，如下图所示：

这种翼型在低速时注定会因为头部分离区得到一个较差的升阻比。众所周知，战斗机不可能永远在超声速速度段飞行。所以该如何提高战斗机在亚声速时的气动效率？

很多人都知道答案，所以我直接说结果：用前缘襟翼（前缘涡襟翼）

取三个数值模拟案例互相对照，第一个是普通的菱形对称薄翼型，第二个在此基础上前缘下偏10°，第三个下偏20°：

计算得到它们在2-8°攻角下的气动力数据。先看第一个前缘毫无下偏的翼型，篇幅所限只放出它在2-6°的彩色云图

随着攻角增大，前缘毫无下偏的菱形翼型的上表面分离区（低压区）增大，下表面高压区也不断增大。在这个范围内整个翼型的升力是不断增大的

但，升阻比却是逐渐降低的

升阻比随着攻角增大而降低背后的道理其实很简单，为了方便绘图以一个最简单的直线翼型为例

随着攻角的变大，压差产生的气动力在飞行器阻力方向上的投影变大，在升力方向上的投影变小。举一个最极端的例子，把平板完全90°迎风竖起来，这时候它表面压差非常大，气动力也非常大，但由于升力为0只有纯阻力，其升阻比为0

那让前缘襟翼下偏能提高升阻比吗？看一下汇总的升阻比结果

这里规定0°代表前缘不下偏，也就是普通菱形翼型，-10°代表前缘襟翼下偏10°，-20°代表前缘襟翼下偏20°。有几个结论：

2°攻角时下偏10°的案例升阻比最高，4-8°攻角时下偏20°的案例升阻比最高；

前缘襟翼下偏的两个案例都出现了升阻比先增大后减小的现象，升阻比峰值所对应的攻角随前缘下偏角的增大而增大；

下偏20°的案例在2°攻角时升阻比不如无下偏的普通菱形翼型

因为计算数据太多，这里就只拿出个别例子做流场的展示

0°下偏的案例。翼型上表面形成了分离区，出现了吸力峰损失导致升阻比降低。    

10°下偏的案例。分离区只有几个像素几乎看不见了。在前一期的文章我们知道分离区会导致吸力峰损失（上翼面压强升高）的现象，那这种分离区小得几乎看不见的情况自然能够获得相对更高的升阻比

20°下偏的案例。分离区出现在了翼型下表面，高压区跑到了上表面。这意味着翼型前缘产生的是升力是负的，那它升阻比低于10°下偏也就情有可原了

但是额外的问题出现了

我们这个2°攻角的情况就已经需要前缘襟翼下偏10°才能压制住分离区，那更大攻角的时候，前缘襟翼得下偏多少度才能压制住分离区？

而且，我们计算的例子是二维平面的流动，这里面没有考虑到三维机翼的三维流动效应。很多人都知道，边条翼与大后掠三角翼等等会产生分离涡，这就是三维流动效应导致的。对于真实的战斗机而言，它的机翼前缘制造分离涡的能力远远强于二维空间内的“平面流动”，那么

在必然出现分离区的情况下，前缘襟翼还会有提高升阻比的作用吗？

回忆之前的升阻比数据

这个20°下偏的案例在6°攻角的升阻比格外高，不如看一下它的头部流场

和之前“无分离区导致高升阻比”的情况不同，这一次分离区出现了。为什么它的升阻比还是能较高呢

因为它的分离区变了朝向

前面对于升力方向投影和阻力方向投影的问题告诉我们：气动合力在阻力方向上的投影越大，升阻比越低。20°下偏前缘襟翼在6°攻角虽然没消除分离区，但它把机翼前缘的局部受力方向改变了。原本产生阻力的机翼前缘，现在摇身一变产生了向前的推力，这就导致机翼整体的阻力变小了。其实看上图这个受力分解我们大概能看出，这种受力方向的改变并不能给升力带来较大的增幅，但确确实实会减小整体的阻力。因此前缘涡襟翼主要还是以减小阻力的方式增大了飞行器的升阻比。这时候的前缘襟翼就应该叫前缘涡襟翼了

目前很多人甚至是航空院校的学生都存在着一个认知误区，那就是前缘襟翼的效果需要靠“使前缘与来流方向平行”实现，这是不对的。比如我们之前下偏20度的案例在6度攻角时取得了最高的升阻比。一般来说前缘襟翼的下偏角需要大于飞机本身的攻角才能取得几乎最好的效果

额外补充：