仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究

黄逸军，巩绪安，马兴宇,*，姜楠

1.天津大学 机械工程学院 力学系，天津 300354

2.天津市现代工程力学重点实验室，天津 300354

3.西北工业大学 翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室，西安 710072

4.西南交通大学 牵引动力国家重点实验室，成都 610031

0 引 言

机翼失速是指在飞行的过程中，机翼迎角超过临界值后，上表面出现流动分离现象。Hand 等[1]采用数值模拟方法，研究了机翼在大雷诺数下的失速现象及其导致的升力下降、阻力增大、机翼叶片振动等多种问题。流动控制技术能控制机翼表面的流动分离现象，其中被动流动控制方法无需外界能量输入，具有广泛的应用前景和极高的研究价值。

自然界中，鸟类翅膀的覆羽结构蕴含着特殊的流动控制机理[2]。1934 年，Graham[3]研究了猫头鹰翅膀的结构特点，认为其主要分为前缘锯齿结构、尾缘刘海结构和绒毛状表面结构。1991 年，Howe[4-5]通过理论分析研究了锯齿尾缘翼型的降噪效果，并通过实验进行了验证。Chen 等[6]研究了猫头鹰羽毛的微观结构，通过吸声测量对比猫头鹰和普通秃鹰羽毛，证实了猫头鹰翼羽的抑声特性。2014 年，Winzen等[7]利用高分辨率粒子图像测速技术（Particle Image Velocimetry,PIV）和时间分辨的测力方法，分析了猫头鹰翅膀前缘梳状结构对流场和整体气动表现的影响。Wang 等[8]基于仿生猫头鹰翼型，设计了一种斜弧后缘锯齿翼型，采用数值模拟方法研究了尾缘锯齿与翼型声学、气动性能的关系。

杨景茹等[9]采用数值模拟方法研究了不同迎角下锯齿尾缘对翼型气动性能和绕流流场的影响，发现锯齿尾缘能延迟边界层分离。Avallone 等[10]利用PIV 研究了带尾缘锯齿的NACA0018 翼型上翼面的三维流场，结果表明锯齿吸力侧形成的湍流结构尺度沿流向减小。Jones 等[11]对锯齿尾缘和平板尾缘的NACA0012 翼型进行数值模拟，认为尾缘的锯齿状结构打破了进入尾流的大尺度湍流结构，并促进了源自锯齿结构旋涡的发展。Arce 等[12]通过PIV 获取了尾缘锯齿压力侧、吸力侧和尾流区的流场，对比了不同机翼迎角和不同锯齿尾缘迎角下流场的变化情况。测量结果表明：锯齿能影响尾流区流场，锯齿尾缘迎角影响更加显著。Brücker 等[13]在NACA0020翼型上翼面靠近尾缘部分密集安装了弹性梳状襟翼，将机翼放置在水槽中，利用PIV 测量了机翼运动和周围流场，获取了梳状襟翼的运动状态，对比了上翼面旋涡的发展过程，验证了梳状锯齿对机翼周围流场的控制效果。

李彪辉等[14]在上翼面前缘部分安装柔性和刚性2 种材料的锯齿装置进行实验，发现柔性材料对流场的控制效果更显著。巩绪安等[15]在尾缘分别安装柔性、刚性和弹性锯齿材料，分析了不同材料锯齿装置对机翼气动性能的影响，发现柔性材料的控制效果优于其他材料。巩绪安等[16]还使用柔性材料制作了3 种不同厚度和面密度的锯齿装置，分别安装在50%和90%弦长位置，以分析柔性锯齿产生扰动的传播机理。马兴宇等[17]将柔性锯齿分别安装在机翼前缘和尾缘，对比分析了锯齿装置对前缘剪切层和尾缘剪切层的影响，并通过多尺度小波分解研究了尾流区流场的变化。

现有研究主要集中于刚性尾缘锯齿装置，即将刚性锯齿装置加装在尾缘位置，研究机翼的气动性能和控制机理。研究结果表明：刚性尾缘锯齿主要通过控制尾缘回流和尾流区剪切层的发展控制流动分离现象。本文实验基于猫头鹰翅膀结构，设计了不同厚度的柔性仿生学人工覆羽，模拟了鸟类翅膀不同部位羽毛的结构差异。将覆羽安装在机翼上翼面不同位置进行风洞实验，模拟了鸟类翅膀不同位置覆羽的流动控制效果。使用热线风速仪扫掠测量尾流区流场并使用高速相机拍摄覆羽运动情况，还利用PIV 获取覆羽附近的流场信息。通过对比不同工况下流场的变化，研究各工况下覆羽的流动分离控制效果，分析大、小厚度覆羽各自的流动分离控制机理。

1 实验装置

实验在天津大学流体力学实验室低湍流度回流风洞中进行，实验段尺寸为2 300 mm （长） × 1 000 mm（宽） × 1 000 mm（高），来流速度u∞=25.0 m/s，背景湍流度I0=0.13%。使用NACA0018 二维翼型，弦长c=300 mm，展向长度l=1 000 mm。基于来流速度u∞和弦长c 的雷诺数Re 约5 × 105（Re=u∞c/υ，υ为运动黏度）。机翼迎角α设定为15°，将机翼竖直放置在风洞内。通过IFA300 热线风速仪对尾流区不同位置进行扫掠测量，采样频率为4 000 Hz，每个测量点位采样时间为65.5 s，采样点数N=262 144。本实验使用TSI-CCTS-1193E 型自动控制坐标架，可在3 个互相垂直的方向精确移动，每个方向上的最小移动步长为0.01 mm，最大移动范围为600 mm。使用直径5 µm 的钨丝热线，过热比设置为1.5。图1 为实验装置平面直角坐标系二维剖面图，对应于风洞顶部的俯视图，坐标原点（x/c,y/c）为（0,0），设定在二维翼型50%弦长处的中心位置。

为尽可能减小风洞壁面对流场的影响，将三维坐标架移动热线探头固定在x/c=0.7、水平高度位于机翼展向长度中间位置处。在y 方向上，测量点位从y/c=-0.233 开始，到y/c=0.600 结束，共20 个点位，坐标设置如表1 所示。

表1 热线测量点位对应坐标Table 1 Coordinates of hot wire measurement points

实验设置了原始翼型作为对照组，记为CLEAN组。仿生学锯齿状柔性人工覆羽装置厚度为0.05 和1.00 mm 的实验组分别记为A 组和B 组，其面密度分别为0.004 5 和0.130 0 g/cm2。覆羽的整体长度为390 mm，宽度为50 mm，其中连接段宽度为20 mm，锯齿段齿距15 mm，齿高30 mm，如图2 所示。图中锯齿装置红色部分表示覆羽与机翼的连接位置，安装时覆羽位于上翼面展向中心位置，其中心线与热线探头水平高度保持一致。将人工覆羽装置安装在机翼上翼面，模拟鸟类飞行时不同部位覆羽对周围流场的影响。以上翼面不同弦长位置为基准，每组按照覆羽的安装位置分为6 个工况，不同工况对应的安装位置如表2 所示。

表2 不同工况下人工覆羽装置安装位置Table 2 Installation location of artificial coverts in different cases

图2 人工覆羽装置设计尺寸和安装位置Fig.2 Design size of artificial coverts and its installation location

2 数据处理与分析

2.1 尾流区时域分布特征

使用热线风速仪获取某一测量点位的瞬时速度信号u(t)，通过公式u(t)=+u′(t)进行速度分解，得到该点的平均速度u¯和脉动速度u′(t)。图3、4 为CLEAN 组分别与A、B 组的尾流区平均速度剖面对比，图中横坐标y/c 为无量纲化法向坐标，纵坐标/u∞为无量纲化平均速度。

图3 CLEAN 组和A 组尾流区平均速度剖面Fig.3 Average velocity profile of cases CLEAN and A1 to A6

图3 中，安装位置靠近前缘的A1、A2、A3 组控制效果较好，曲线的极小值明显高于A 组其他工况，与来流速度的比值/u∞约为 0.45，极小值位置更靠近尾缘；而安装位置靠近尾缘的A4、A5、A6 组曲线与CLEAN 组相似。CLEAN 组中尾流区前缘剪切层上边界位于y/c=0.4 附近，在A1 和A2 组中该边界下降至y/c=0.1 附近。A3 组的控制效果最好，曲线在测量点位3 快速降低至极小值，随后以较大斜率逐渐上升，幅值大小在测量点位6 恢复至来流状态。

图4 为CLEAN 组与B 组尾流区平均速度剖面对比。从图中可以看出：随着覆羽安装位置的移动，不同工况呈现出递进变化趋势，B1 组与CLEAN 组曲线接近，从B1 组开始，安装位置越靠近尾缘，流动控制效果越好。B4 和B5 组尾流区的前缘、尾缘剪切层与分离回流区的整体厚度小于y/c=0.2，曲线达到极小值后以较大斜率恢复至来流状态，此时前缘剪切层更薄。该工况下B5 组控制效果最好，曲线极小值与来流速度之间的比值最大，前缘、尾缘剪切层间的分离回流区厚度最薄。

在平均速度剖面图中，曲线达到极小值后的斜率和斜率较大区域所包含的范围能反映了前缘剪切层的发展程度，幅值较小的部分曲线反映了上翼面分离回流区发展至尾流区的范围。将A 组和B 组按照安装位置进行对比，可以初步发现：A 组覆羽安装在前缘附近时流动控制效果较好，安装在尾缘附近时基本没有控制效果；B 组覆羽安装在尾缘附近时具有较好的流动控制效果，随着安装位置向前缘移动，流动控制效果逐渐减弱。

分析A6 和B6 组可以发现：在100%弦长位置安装覆羽对尾流区影响极小。结合实验现象进行分析：当覆羽位于机翼尾缘处，尾缘附近流场发生回流现象，绕过尾缘进入上翼面并形成分离回流区，此时覆羽在压力梯度的作用下发生翻覆并与上翼面贴合在一起，限制了覆羽对流场的控制，此时覆羽几乎不产生流动控制效果。

图5 为CLEAN 和A 组的无量纲化脉动速度均方根曲线，/u∞表示不同测量点位的湍流强度。图中A1、A2、A3 组的流动控制效果较好，曲线在大多数测量点位的幅值低于CLEAN 组。A3 组曲线整体低于其他工况，峰值约为A1、A2 组的60%，出现在y/c=-0.083 处，幅值较高范围低于y/c=0.2。A1、A2 组中，曲线在测量点位5、6 附近存在峰值，幅值较高范围超过y/c=0.3，曲线的形状与CLEAN 组中前缘剪切层部分相似。安装位置靠近尾缘的A4、A5、A6 组结果与CLEAN 组接近，曲线有2 个峰值，分别位于测量点位3 和12 附近，此时覆羽基本没有控制效果。对比分析图3 与图5 可以发现：对于A 组覆羽，安装在前缘附近时，流动分离控制效果更好。

图6 为CLEAN 组与B 组的脉动速度均方根曲线对比。从图中可以看出：随着覆羽安装位置从前缘向尾缘移动，曲线出现规律性变化。B 组中的所有工况在y/c=-0.117 处都存在峰值，对应于尾缘剪切层。随着安装位置向尾缘移动，前缘剪切层峰值出现位置从y/c=0.267 向y 轴负方向移动。B4 组中y/c=-0.1 附近的2 个较高幅值仅间隔一个测量点位，B5 组中仅在y/c=-0.083 处存在峰值，其幅值在B 组中最小，约为CLEAN 组的50%，幅值较高区域范围低于y/c=0.2。

图6 CLEAN 组和B 组的脉动速度均方根曲线Fig.6 Curves of root-mean-square fluctuation velocity values of cases CLEAN and B1 to B6

通过CLEAN 组与A、B 组的对比可以得出：安装在前缘附近时，A 组覆羽具有较好的流动控制效果，安装位置靠近尾缘时，B 组覆羽的流动控制效果更好，这与鸟类覆羽结构特点是一致的。

2.2 覆羽运动特征分解

通过PIV 获取了不同工况的平均速度场，采样频率为800 Hz。图7 展示了20%弦长位置的平均速度场，相机拍摄视场长172 mm，宽107 mm。图中U 为无量纲化流向平均速度，黑色实线表示机翼上翼面轮廓，红色区域表示该点位流向平均速度大于0 m/s，蓝色区域对应分离回流区，流向平均速度小于0 m/s。结合速度矢量进行局部分析：在CLEAN组中，机翼表面被分离回流区覆盖，分离点位于左侧视场外；B2 组中分离回流区分离点位于锯齿段末端附近，机翼附近的自由来流方向更加贴近上翼面，覆羽装置与机翼表面之间也存在一个范围较小的回流区；A2 组在机翼表面无明显分离回流区，自由来流沿机翼表面向尾缘发展。

Lambert 等[18]研究了NACA0018 翼型在小迎角下，上翼面旋涡形成到脱落的规律，结果表明分离泡内存在旋涡脱落，旋涡在上游形成。涡量强度分布反映了旋涡的发展方向和发展程度。图8 展示了不同工况下20%弦长位置的涡量场，图中黑色实线表示机翼上翼面轮廓，去掉了幅值低于0.5 的部分，按右侧色轴进行划分。在CLEAN 组中，旋涡在前缘附近形成，涡量强度整体较低。B2 组在覆羽自由来流侧涡量强度较高，旋涡发展至覆羽锯齿段末端后，迅速下降至锯齿段末端与上翼面中间位置，旋涡发展方向也更贴近机翼表面。A2 组涡量场主要集中在机翼表面附近，随着与机翼表面之间距离增大，涡量强度逐渐降低。

图8 20%弦长位置的涡量场等高线Fig.8 The contour of the vorticity field at 20% chord length

对于60%弦长位置，选取控制效果较好的B4组进行分析，图9 为B4 组的流向平均速度场和涡量场。与B2 组相似的是，B4 组覆羽装置能有效阻止分离回流区向前缘发展，尾缘回流与前缘来流在锯齿段末端附近交汇掺混，形成旋涡并向下游发展。涡量场在经过覆羽锯齿段末端后，迅速向机翼表面移动，涡量强度小幅下降。

图9 B4 组覆羽周围流场等高线Fig.9 The contour of the flow field around the artificial covert in B4

图10 为CLEAN 组的流场示意图。为分析覆羽的控制机理，在100 Hz 的频率下拍摄了A2 和B4 组覆羽的运动情况，再结合平均速度场的矢量分布和涡量场的发展趋势，绘制了流场示意图，如图11、12 所示。图11（a）、12（a）中绿色实线表示机翼上翼面轮廓，红色虚线表示覆羽实际运动范围。图10、11（b）、12（b）中机翼表面的黄色实线表示覆羽，黑色曲线表示前缘自由来流的发展过程，淡蓝色曲线表示分离回流区的发展情况，红色曲线表示尾缘流场的运动情况；不同大小的椭圆结构表示不同尺度旋涡结构的脱落和发展，流场示意图的尾流区中，尾缘剪切层对应红色流线位置产生的旋涡，用红色椭圆表示其发展过程，前缘剪切层对应自由来流和回流区之间的剪切部分，用淡蓝色椭圆表示。

图10 CLEAN 组流场示意图Fig.10 Schematic figure of the flow field of CLEAN

图11 A2 组覆羽周围流场运动情况Fig.11 The movement of the coverts and the flow field of A2

图10 展示了CLEAN 组前缘剪切层和尾缘剪切层的发展情况。图中尾流区距离尾缘较近，测量点位3 附近流场存在剧烈剪切，与图5 中尾缘剪切层峰值附近幅值较高对应。前缘附近流场受自由来流和回流区的剪切运动影响，前缘剪切层发展至尾流区经过的距离较长，大尺度旋涡结构占比较高，对应于图5 中前缘剪切层部分。

A2 组覆羽连接段在20°夹角附近来回摆动，锯齿段以较小弧度弯曲，2 条亮度较低的白色弧线反映了不同展向位置锯齿段的分叉情况（图11（a））。结合图11（b）进行分析，前缘附近的覆羽能在小范围内产生自适应颤振，促进了旋涡结构破碎和重组，降低了大尺度旋涡结构占比。通过改变自由来流发展方向，覆羽使分离点更靠近尾缘，有效缩小了分离回流区范围。自由来流方向的改变不仅使前缘剪切层更靠近壁面，而且缩短了旋涡结构发展至尾流区的距离，尾流区信号分布验证了前缘剪切层的发展程度。

B4 组的覆羽运动姿态更加稳定，连接段与机翼夹角约为20°，连接段夹角变化小于10°，锯齿段颤振幅度较小，弯曲弧度较小，二维剖面图上不同展向位置的锯齿段基本重合，如图12（a）所示。结合图9 进行分析，安装在60%弦长位置的覆羽不仅能通过自身的锯齿状结构促进大尺度旋涡结构向更小尺度结构转化，而且能阻碍尾缘回流沿机翼表面向前缘发展，使前缘附近自由来流的发展方向更贴近机翼表面，从而改变分离点位置，阻止前缘剪切层形成，控制分离回流区范围。

图12 B4 组覆羽与流场运动情况Fig.12 The movement of the coverts and the flow field of B4

A2、B4 组覆羽都能通过影响周围流场，控制前缘剪切层的发展，抑制分离回流区的形成，促进旋涡结构的发展与脱落，进而实现流动控制。A 组覆羽厚度较小，位于分离点附近的覆羽通过自适应颤振增加了流场扰动，促进了大尺度旋涡结构破碎并转化为小尺度旋涡结构，使流场更加稳定；覆羽还使自由来流的发展方向更贴近机翼表面，使分离点位置更靠近尾缘，缩小了分离回流区的范围，进而控制了流动分离现象。B 组覆羽面密度较高，对流场扰动的抵抗能力更强，在流场中运动状态更加稳定。B 组覆羽安装于尾缘附近时，颤振幅度较小，通过小角度抬起阻碍分离回流区沿机翼表面向前缘发展，降低前缘剪切层高度，进而实现流动控制。

2.3 特征点位的频域分析

为了进一步验证覆羽控制流动分离现象的机理，对图5、6 中部分工况峰值点数据进行了功率谱密度（PSD）分析用表示，并进行无量纲化，

如图13～15 所示，横轴为Strouhal 数（Sr=fc/u∞）。功率谱密度的幅值大小反映了信号中不同频率成分对应能量大小[19]。当频率f 低于10 Hz 时，信号低频成分幅值较大且误差较大，因此绘制图像时仅保留f 大于10 Hz 部分。信号采样频率为4 000 Hz，为完整保留高频部分，PSD 曲线中f 的取值范围设为[10,2 100]。

图13 CLEAN 组和A3 组的PSD 曲线Fig.13 PSD curves of cases CLEAN and A3

图13 展示了CLEAN 组与A3 组的PSD 分析结果。在不同频率下，A3 组曲线整体低于CLEAN 组。A3 组在起始位置Sr（f=10 Hz）与CLEAN 组差值较大，低频和中频区域曲线分布更加均匀。

图14 展示了CLEAN 组和B4、B5 组的PSD 曲线。B 组曲线在低频区域低于CLEAN 组，在中频区域存在一个峰值，曲线达到峰值后迅速下降，在高频区域下降至CLEAN 组之下。其中B4 组曲线峰值点Sr ≈ 2.20 （对应f ≈ 183 Hz），B5 组曲线峰值点Sr ≈ 34.7 （对应f ≈ 289 Hz）。

图14 CLEAN 组和B4、B5 组的PSD 曲线Fig.14 Power spectral density curves of cases B4、B5 and CLEAN

根据2.1 节的结果，B 组平均速度剖面和脉动速度均方根曲线随安装位置移动会规律性变化。图15展示了CLEAN 组和B1～B5 组前缘剪切层的PSD曲线，由图可见：按照安装位置从前缘向尾缘的顺序，曲线在纵轴上的幅值逐渐降低；B 组PSD 曲线都存在峰值，峰值对应频率逐渐增大，除峰值附近一小部分曲线外，其他部分曲线均低于CLEAN 组。

图15 CLEAN 组和B1～B5 组的PSD 曲线Fig.15 Power spectral density curves of cases CLEAN and B1 to B5

通过PSD 结果可以验证：当覆羽位于特定安装位置时，能影响剪切层的发展，促进不同频率相干结构之间的转化。通过多点安装对比，证实了尾流区不同频率相干结构占比的变化具有连续性。因此可以得出结论：覆羽在特定工况下能促进低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构转化，提高尾流区流场中低频大尺度相干结构的占比，减少高频小尺度相干结构。

2.4 剪切层的相干性分析

对B5 组与CLEAN 组峰值点进行相干性分析，对比数据在不同频率的相关程度。B5 组和CLEAN组的PSD 曲线如图16（a）所示。相关性Cxy(f)计算公式如下：

图16 CLEAN 组和B5 组的PSD 曲线和相干性曲线Fig.16 Power spectral density curves and coherence curves of cases B5 and CLEAN

式中：Pxx(f)为前缘剪切层自相关PSD 频谱，Pyy(f)为尾缘剪切层自相关PSD 频谱，Pxy(f)为前缘剪切层和尾缘剪切层的互相关PSD 频谱。相干性分析结果如图16（b）所示。

图16（a）中，B5 组2 条曲线整体比较接近，在曲线峰值附近出现了交汇现象。CLEAN 组曲线在低频区域交汇后，曲线间差值随着频率增大逐渐增大。图16（b）中，CLEAN 组中在2 条PSD 曲线交汇的低频区域（Sr ≈ 0.5～1.0）内存在明显峰值，B5 组相干性曲线在低频和中频区域分布均匀，在中频区域（Sr ≈ 8～10）内幅值逐渐升高，B5 组在该区域内幅值明显高于CLEAN 组。通过相干性分析可以发现，CLEAN 组前缘剪切层和尾缘剪切层在低频区域相似性更高，B5 组信号在高频区域相似性更高，进一步说明覆羽装置促进了尾流区的中低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构转化。

2.5 多尺度相干结构的提取

小波分解由Fourier 变换发展而来，作为一种多分辨分析方法，其可以将时域信号分解重组，从信号中细化提取信息，通过平移伸缩等功能在时域和频域上进行分解，并在时域上进行局部分析[20]。本次实验选取“db5”作为小波基函数。小波变换公式如下：

式中：t 为时间，a为 伸缩变换参数，b为平移变换参数，W(t)为小波变换母函数，CW为容许条件，Wab(t)为伸缩变换和平移变换得到的小波子函数，Wu′（a,b）为参数a,b下脉动信号u′(b)的小波系数。不同平移尺度a下小波能量E(a)与脉动速度关系如下：

实验采用Mallat 算法[21]，将频率从0 到2 000 Hz分为10 个尺度进行分析。从PSD 分析可以看出，信号在高频区域占比较低，低频和中频区域占比较高，PSD 曲线峰值位置集中在低、中频区域。

小波能谱从整体角度展示了B 组经小波分解后不同频率区间的能量分布情况，如图17 所示。图中左端点为第1 层，右端点为第10 层。图17（a）为对应前缘剪切层的小波能量分布图，CLEAN 和B1、B2 组能量最高的层级均为第5 层，随着覆羽安装位置向尾缘移动，能量最高层级逐渐出现在第6、7 层，到B5 组时能量最高层为第8 层。频率较低的5 个层级内，覆羽安装位置越靠近尾缘，小波能谱幅值越小，除B4 组第7 层外，B 组曲线在各个层级中均低于CLEAN 组。

图17 CLEAN 和B1～B5 组脉动速度均方根峰值的小波能谱Fig.17 Wavelet energy spectrum for the peak fluctuation point of the root mean square fluctuation velocity values of cases CLEAN and B1 to B5

图17（b）为B 组部分工况尾缘剪切层的小波能谱。从图中可以看出：B1、B2 组和CLEAN 组能量最高的层级为第5 层级；除B4 组曲线在峰值点附近略高于CLEAN 组外，其他各组在不同层级的能量均低于CLEAN 组。尾缘与尾流区距离较短，尾缘剪切层发展距离较短，B1 和B2 组中第5 层级的峰值相差不大，此时前缘剪切层内大尺度低频相干结构占比较低。

为了研究信号频率在时域上的变化情况，图18展示了CLEAN 组和B1～B5 组前缘剪切层峰值的小波系数等值云图。可以看出：随着对应频率区间逐渐增大，相干结构随时间变化的频率逐渐增大，一定时间区间内，相干结构的分布更加密集。小波系数等值云图中相干结构颜色深浅反映了该相干结构的能量大小。

图18 CLEAN 组和B1～B5 组前缘剪切层峰值的小波系数等值云图Fig.18 Wavelet coefficient contour for the peak fluctuation point in the leading-edge shear layer of cases CLEAN and B1 to B5

图18 中CLEAN 组的低频区域有大量大尺度相干结构，中频区域大尺度相干结构数量较少。覆羽安装在前缘附近时，低频区域存在少量颜色较浅的相干结构。B4 组低频区域内相干结构数量明显下降，中频区域内相干结构数量进一步减少，不存在能量较高的相干结构，高频区域出现了大量深色相干结构。B5 组低频区域内无明显相干结构，中频区域相干结构颜色较浅、分布较少，相干结构均匀分布在高频区域，大多数区域内相干结构的能量低于B4 组。随着安装位置向尾缘移动，B 组覆羽呈现出了更好的流动控制效果，小波系数等值云图颜色较深区域对应区间也逐渐从低频向高频区域移动，这与图17 中的小波能量分布是一致的。

3 结 论

本文设计了2 种不同厚度的人工覆羽，模拟了鸟类翅膀上不同部位覆羽对周围流场的影响，通过风洞实验，验证了2 种厚度覆羽装置的流动分离控制效果，分析了覆羽在不同工况下的控制机理。得到的结论如下：

1）小厚度覆羽安装在前缘附近时，能通过自适应颤振促进相干结构由低频大尺度向高频小尺度转化，使流场更加稳定。通过改变自由来流的发展方向，覆羽使分离点的位置更加靠近尾缘，控制了前缘剪切层的形成，减小了分离回流区的强度和范围。安装在尾缘附近时，小厚度覆羽几乎没有流动分离控制效果。

2）大厚度覆羽在流场中运动状态更加稳定，安装于上翼面不同位置时，能通过自适应翘起阻碍尾缘回流沿机翼表面向前缘发展，控制了分离回流区的范围，具有较好的流动分离控制效果。安装在前缘附近时，大厚度覆羽也具有控制效果，随着安装位置的移动，尾流区流场产生规律性的变化。