该篇文档发表于《Journal of Aircraft》1982年8月第19卷第8期，论文编号为AIAA 81-1214R，标题为“Aerodynamic Features of Designed Strake-Wing Configurations”。主要作者是NASA兰利研究中心（NASA Langley Research Center, Hampton, Va.）的John E. Lamar和Neal T. Frink。本文属于类型a：报告了一项单一的原创性研究。以下是关于这项研究的学术报告。
关于设计型边条翼-机翼构型气动特性的风洞实验与理论研究
本文是一项系统性的实验与理论研究，旨在探究经过设计和筛选的边条翼（Strake）几何参数对边条翼-机翼-机身组合体纵向气动特性，特别是对涡流升力和涡流稳定性的影响。研究由NASA兰利研究中心的John E. Lamar和Neal T. Frink主导，其成果对于理解边条翼设计原理、优化高机动性飞机的气动布局具有重要价值。
研究的学术背景 本研究的核心科学领域是飞行器空气动力学，具体聚焦于大迎角（High Angle of Attack）非定常流、涡流空气动力学（Vortex Aerodynamics）及复杂组合体气动设计。随着对高机动性飞机需求的增长，边条翼-机翼构型因其独特的互惠效益而日益受到关注。这些效益包括：在中等至高迎角下，边条产生的强涡流能对机翼上表面边界层进行“加能”（Energizing），促使外翼段气流再附着，从而延缓机翼失速、提升最大升力；同时，机翼产生的上洗流（Upwash）又能增强边条涡的强度。然而，这些有利效应高度依赖于边条涡的稳定性。一旦迎角增大到边条涡破裂（Vortex Breakdown）发生在机翼后缘之前，这些有利效果就会显著恶化。因此，如何通过优化边条形状来维持涡流稳定性，成为了一个关键的设计问题。此前，Lamar等人发展了一种基于理论前缘吸力（Leading-Edge Suction）分布的设计方法，其核心假设是吸力分布向翼尖（Strake Tip）集中的形状能产生更稳定的涡流，这一假设在水洞（Water Tunnel）试验中得到了初步验证。本研究的目的，正是为了在水洞筛选的基础上，进一步通过风洞（Wind Tunnel）实验，系统地评估不同设计边条的气动性能，验证前缘吸力参数作为设计准则的有效性，并总结几何参数与气动特性（如最大升力、涡破裂迎角）之间的定量关系。
详细研究流程 本研究流程清晰，可分为四个主要阶段：设计筛选与水洞预研、风洞实验模型与测试、理论建模与分析、以及数据关联与结论提炼。
第一阶段：设计筛选与水洞预研。此阶段是本研究的基础和出发点。研究人员最初设计了24个分析设计（Analytically Designed, AD）边条和19个经验设计（Empirically Designed, ED）边条，将它们安装在同一翼身组合体模型上，在Northrop诊断水洞中进行可视化筛选试验。筛选的核心判据是观察到的边条涡破裂起始于机翼后缘的迎角（α_bd-te），并将其与通过势流理论计算得到的边条翼尖前缘吸力值（s_t）进行关联。水洞试验结果表明，假设的高涡破裂迎角与高的翼尖吸力值之间存在良好的相关性，初步证实了设计假设。基于此，研究者从这43个边条中筛选出16个（7个AD，9个ED）被认为最具研究价值的构型，进入下一阶段的风洞测试，以获取精确的力与力矩数据，并扩展雷诺数（Reynolds Number）范围。
第二阶段：风洞实验模型与测试。这是获取核心数据的关键环节。实验在兰利7x10英尺高速风洞中进行。模型采用模块化设计，包括前机身-边条组件和后机身-机翼组件，中间有测量断口（Metric Break）。总载荷由位于后机身的主天平测量，而边条-前机身载荷则由前机身天平单独测量。这种设计允许对组合体总载荷和各组件载荷进行分解研究。测试的边条按其设计方法分为AD和ED两组（见图2、3及表1），涵盖了哥特式（Gothic）、反曲式（Reflexive）等多种平面形状，并通过平行于前缘、后缘或内缘切割，以及弦长缩放等方式，系统地改变了边条面积（S_s）、展弦比等几何参数。关键的几何参数定义为：面积比 r_a = S_s / S_ref （暴露边条面积与参考机翼面积之比），半展比 r_b = (b/2)_s / (b/2)_w （暴露边条半展与机翼半展之比）。测试在马赫数M=0.2, 0.5, 0.7下进行，迎角α最高达到约50度。本文主要分析亚临界马赫数M=0.2的数据。实验测量了总构型和各组件（边条-前机身、机翼-后机身）的升力系数（C_l）、俯仰力矩系数（C_m）和阻力系数（C_d）。文中指出，对于这些薄而尖锐的无弯扭升力面，阻力变化基本遵循 C_d,tot = C_d,0 + C_l tan α 的关系。
第三阶段：理论建模与分析。为分析和预测实验数据，研究采用了参考文献8中发展的估算方法。该方法结合了涡格法（Vortex Lattice Method）计算基本势流效应，以及吸力比拟法（Suction Analogy）估算涡流升力效应，并量化了下游表面前缘脱出的涡量产生的增强涡流效应（Augmented Vortex Flow）。重要的是，针对不同的迎角范围，理论模型分为两种（见图4）：低迎角理论（Low-α Theory）适用于涡流附着、机翼涡流系统仍能导致气流再附着的状态；高迎角理论（High-α Theory）则适用于边条涡变得足够大，以至于将机翼涡流系统推离机翼表面，导致机翼涡流升力效应基本丧失的状态。这两种理论解，连同纯势流解，被用来与实验数据进行比较，以评估理论的预测能力和流场的物理状态。
第四阶段：数据关联与结论提炼。这是研究的核心分析部分。研究人员对风洞获得的海量数据进行了多维度、深层次的关联分析。分析工作流主要包括：1) 将实验测得的C_l,tot与高迎角理论预测值进行对比，计算升力比 C_l,tot(exp) / C_l,tot(high-α theory)，并从中定义等效迎角α_eq（升力比曲线首次等于1.0且大于12度的最小迎角），用以评估理论对实验数据的预测精度范围。2) 从C_l,tot随α变化的曲线上，精确定义边条涡在机翼后缘破裂的迎角α_bd-te（定义为升力产生速率突然下降的点，通常紧接在C_l,max之后），并与水洞结果、几何参数r_a、r_b以及设计参数s_t进行关联，寻求数学关系式。3) 分析最大升力系数C_l,max与几何参数（r_a, r_b, s_t）的关系。4) 引入并深入分析“附加升力面效率因子” f = (C_l,tot)_SWB / [ (C_l,tot)_WB * (1+r_a) ]。这个参数f是关键的性能指标，它衡量了增加边条面积所产生的升力增益，相比于简单地按比例放大机翼面积所能产生的升力增益，其效率如何。f > 1意味着增加边条面积比单纯增加机翼面积更有效率，这体现了边条产生的涡流升力及其与机翼的协同效应（Synergism）。研究人员绘制了f随α变化的曲线，研究了f_max与r_a的关系，甚至计算了f对r_a的导数df/dr_a，用以评估边条性能提升的潜力。
主要研究结果 研究获得了丰富而系统的结果，有力地支撑了其结论。
在理论预测方面，对于总构型升力，高迎角理论能较好地估算直至边条涡破裂前的实验数据（图5）。然而，在C_l,max之前的某个α范围内，理论值可能低估实验值，这被认为与高迎角理论完全忽略了机翼的涡流升力有关。在俯仰力矩方面，高低迎角理论解共同构成了实验数据的上下边界（图6组件力矩）。升力比曲线（图7）显示，在α < 36度时，理论预测误差在±10%以内。初始的理论高估（约5%）表明该α范围内流动被良好模拟；随后的理论低估（>10%）则归因于未被模拟的机翼前缘涡流效应；而曲线在更高α时持续低于1.0，则明确标志着实验中边条涡破裂的发生。
在关键气动参数与几何/设计参数的关联方面，研究得出了若干重要定量关系：1) 涡破裂迎角α_bd-te：风洞测得的α_bd-te显著高于水洞结果（相差7-12度），这主要归因于雷诺数差异（相差两个数量级），但两者随r_a的变化趋势定性一致，表明水洞作为定性研究工具的价值。在空气中，α_bd-te与面积比r_a呈现良好的函数关系：α_bd-te (deg) = 22.5 + 22.5 sin[2π(r_a - 0.03)]。虽然翼尖吸力值s_t也与α_bd-te正相关，但r_a是更强的关联参数。2) 最大升力系数C_l,max：对于哥特式边条，C_l,max随r_a单调增加（图11），可用单一曲线关联。研究发现，当s_t > 64时，构型倾向于产生更大的C_l,max。约在70 < s_t < 100的范围内，C_l,max和r_a都达到峰值（图12），这意味着此s_t范围内的边条是高效的升力发生器。此外，C_l,max还通过有效面积比S_ref/S_eff与几何参数关联，其中S_eff包含了边条面积及其所覆盖的机翼面积。3) 附加升力面效率因子f：典型构型（如AD 19）的f值在α > 14度后超过1，证明了涡流协同升力的存在（图13）。实验f值在17<α<40度范围内高于理论预测，部分原因是基础机翼自身失速导致(C_l,tot)_WB实测值降低。研究的一个重要发现是，尽管边条面积不同（AD 14, 17, 19的面积仅为AD 24的53%-63%），但它们都能产生与AD 24可比的高f_max值（图14）。这些最高效边条的效率排序与它们的s_t值排序一致，进一步证实了s_t作为设计参数的有效性。f_max同样可以与r_a建立函数关系：f_max = 1 + 0.64 * sin[2π(r_a - 0.03)]，并且由此可推导出f_max与α_bd-te的直接关联。最后，通过分析df/dr_a，研究发现那些df/dr_a > 3.0的边条族具有更好的性能潜力，意味着通过按比例放大面积，有可能获得f值更高的新边条。
研究的结论与价值 本研究得出了一系列明确的结论，具有重要的科学与应用价值。首先，研究证实了最初的假设：高的翼尖前缘吸力值s_t通常会导致更高的边条涡破裂迎角α_bd-te（在空气和水介质中均成立），并且当s_t > 64时能产生更大的最大升力系数C_l,max；在70 < s_t < 100的范围内，可以找到单位面积升力效率更高的边条。这为基于气动理论的边条设计提供了关键准则。其次，研究验证了高迎角涡流升力理论在预测直至涡破裂前升力的可行性，以及高低迎角理论对俯仰力矩数据的界定作用。第三，研究定量揭示了雷诺数对涡破裂特性的显著影响，同时肯定了水洞在定性筛选研究中的价值。第四，研究系统总结了C_l,max、α_bd-te、f_max等关键性能参数与边条面积比r_a的定量函数关系，为工程预估提供了简便工具。第五，研究提出了“附加升力面效率因子”f及其导数df/dr_a作为评估边条性能和潜力的新指标，并指出具备高df/dr_a（>3.0）和较低C_l,max对应迎角的边条族是更具潜力的设计方向。这项研究的科学价值在于深化了对边条翼-机翼涡流干扰机制的理解，建立了设计参数、几何参数与宏观气动性能之间的可靠桥梁。其应用价值则直接体现在为高机动性飞机的边条翼设计提供了系统的理论指导、有效的设计准则（s_t参数）和实用的性能预估公式，有助于设计出升力特性更优、涡流更稳定、气动效率更高的飞行器布局。
研究的亮点 本研究的亮点突出体现在以下几个方面：1) 研究方法的系统性：采用了“理论设计 → 水洞筛选 → 风洞验证 → 理论分析 → 参数关联”的完整闭环研究流程，逻辑严密，数据翔实。2) 设计参数的创新性：提出并成功验证了“边条翼尖前缘吸力值s_t”这一基于势流理论的设计参数作为预测涡流稳定性和升力效率的关键指标，将抽象的气动设计与具体的性能输出直接关联。3) 性能评估的深度：不仅关注传统的C_l,max和α_bd-te，还创造性地引入并深入分析了“附加升力面效率因子”f，并从静态效率（f_max）和动态潜力（df/dr_a）两个维度评估边条性能，见解深刻。4) 结论的定量化：研究最终给出了多个关键参数（如α_bd-te, f_max）与面积比r_a的显式正弦函数关系，以及s_t的有效范围（70-100），这使得研究结论非常具体，可直接用于工程指导。5) 跨介质实验的对比：同时利用水洞和风洞对同一批构型进行研究，明确了雷诺数效应，也肯定了低成本水洞在前期设计中的重要作用，为研究方法学提供了参考。
其他有价值的内容 文末的符号表（Nomenclature）为读者清晰定义了研究中使用的所有变量和下标，体现了学术论文的规范性。此外，论文末尾附带的AIAA系列丛书《Aeroacoustics》的广告虽然与本文研究内容无直接关系，但反映了同期AIAA对气动声学这一新兴交叉领域的关注和推动，从侧面展示了当时航空航天学术界的兴趣热点。