翼尖涡通常对飞行器及其飞行安全存在负面影响。翼尖涡能诱导下洗流动，增大飞机的诱导阻力；翼尖涡能量越大,距升力面的距离越近,引起的诱导阻力就越大。翼尖涡也会对后方飞机的飞行安全造成影响。飞机起飞、降落阶段处于大迎角高升力状态，此时的翼尖涡强度大，影响距离和持续时间长。Devenport等人^[1]的研究表明，翼尖涡的涡核半径和切向速度峰值在30倍弦长内几乎保持不变，这对后面起降飞机的安全及起降效率会造成严重影响。因此，研究加速翼尖涡能量耗散或涡量扩散、缩短翼尖涡影响时间和距离具有重要的工程意义。此外，翼尖涡本身是具有大速度梯度的典型流动，其产生和演变细节可以为快速畸变理论模式的计算提供验证数据。

翼尖涡控制的实验研究起始于上世纪70年代，虽然方式多种多样，但基本思路相同，即对翼尖涡形成过程或对已形成的涡结构进行干扰，加速涡量扩散以及涡能的耗散。L. Lee^[2]和T. Lee^[3]等在机翼外侧靠近后缘处安装矩形舵面对翼尖涡进行被动控制，发现安装在吸力面上的“Spoiler”舵面能使翼尖涡涡核位置上移，切向速度梯度下降，加速了翼尖涡的能量耗散。Gerontakos P和T. Lee^{[4, 5]}等进行了主动控制的尝试，使全展长的机翼后缘舵面进行正弦强迫振荡。虽然破坏了翼尖涡结构，但舵面振荡对自身结构安全带来影响。同时，产生新的气动不稳定性，使其应用受到了很大的限制。在飞机起降阶段，机翼后缘的舵面会以不同的偏转角展开，形成一系列后缘涡，这些涡与翼尖涡混在一起形成复杂的多涡涡系。多涡涡系在发展过程中会伴随涡核之间的相互作用和能量耗散，大大缩短尾涡的影响距离^{[6, 7, 8]}，更多类似的研究可见综述文章^[9]。J.M.Ortega等^[10]对互为反向旋转的涡与翼尖涡沿流向互相干扰与合并过程进行了细致的研究。单独的翼尖涡(主流向涡) 在200倍弦长范围内能量耗散以及涡量扩散都非常缓慢。在加入涡量较小的互斥涡对后，主涡涡丝在20倍弦长距离开始扭曲，逐渐以“Ω环”的形式绕主涡旋转。主涡涡核尺寸明显增大，涡量分布趋于分散。40倍弦长以后主涡结构基本消失。M. J. Smith等^[11]利用5个翼梢组合小翼将主涡破碎，形成由小涡组成的涡系，提高了升阻比。文献^[12]给出了详细的组合小翼的设计。文献^[13]也对截尖二维翼型及其安装翼梢组合小翼的翼尖涡发展特性进行了PIV测试，证实了翼梢组合小翼对翼尖涡具有良好的抑制效果。 局部喷流控制是另一种比较流行的控制思路，相关研究始于上世纪80年代。喷流控制的优势是不改变基本翼型气动外形。Margaris P和Gursul I^{[14, 15]}等对喷流作用下的翼尖涡的涡核位移、涡量分布、切向速度分布等重要参数进行了详细的对比分析。结果表明，当喷口靠近压力面时，产生的同向涡对有利于加速涡能的耗散。同时，减小了诱导阻力。翼尖形状会明显影响翼尖涡特性，而喷流的存在会加剧或者削弱这种影响。通过施加展向稳态或脉冲喷流，可对极近场的翼尖涡的位移进行控制^{[16, 17, 18]}。

基于翼梢小翼、舵面或扰流片的控制方式可以直接改变翼尖部位的绕流形态，割裂主涡形成能量较为分散的涡系结构。由于存在涡核之间的互相干扰与合并，多涡系结构下的能量耗散比单一涡系要迅速，这种控制机理已经证明是可行的。然而，这种方式很难对已有涡系的合并速度产生影响。舵面振荡可以一定程度加快涡系合并，但因机构复杂很难有更实际的应用。翼梢喷流控制方式对涡核位移的控制能力是固定舵面控制所不具 备的，然而在其它方面的能力又不如固定安装的结构有效。可见 ，单一使用目前文献的控制方法总是存在不足。为了弥补这种不足，可以尝试在现有舵面控制技术的基础上寻求促使多涡涡系提前合并的方法，这样可以加速翼尖涡能量耗散并缩短影响距离。基于这种动机，拟对组合翼梢小翼与翼梢喷流相结合的翼尖涡联合控制效果进行研究。

首先在风洞中分别对组合翼梢小翼、翼梢喷流对翼尖涡的影响进行精细实验研究，一方面验证以前研究结果，另一方面寻找这2种控制思路的最佳结合点。再利用较佳的结合方式，联合对翼尖涡进行控制。 1 实验情况

实验在低速直流式风洞中进行，实验段横截面尺寸为0.5m×0.5m，长2m，稳定风速范围3～40m/s，经校测，实验段湍流度ε≤0.5%，速度均匀区面积不小于85%。

参照文献^{[11, 12, 18]}确定了喷流方式和组合小翼的几何结构：基本翼模型为NACA0015二元截尖翼型，展长250mm，弦长150mm。翼型中心镂空作为集气室，如图 1所示。翼尖喷流狭缝布置于13% ～67%倍弦长位置，狭缝宽度均为2mm，4种喷流方式见图 1。翼梢组合小翼为3块形状一致、带有11.3° 前缘后掠角的梯形钢片，小翼翼根24mm，翼端弦长12mm，展长60mm，厚度1mm，实验中按不同组合方式布置于13%～67%倍弦长位置(如图 2)。翼型模型竖直安装在由支架和回转工作台组成的支撑系统上。实验装置布置如图 3所示。

图 1 基本翼及翼梢喷流模型 Fig. 1 The basic wing and wingtip blowing methods

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图 2 翼梢组合小翼的外形及尺寸 Fig. 2 Geometry of the multi-winglets model

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图 3 实验装置布置情况(X/C=-0.75~3) Fig. 3 Experimental setup

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翼尖涡流场采用LaVison粒子图像测速(PIV)系统进行测量。采用双脉冲Nd:YAG激光器提供激光光源，最大输出功率400mJ，激光波长532nm，光片厚度为0.5～3mm可调，流场图像通过CCD相机进行采集，分辨率设置为2048pixel×2048pixel，相机采用NIKKOR 50mm 1∶1.8D定焦镜头，并使用532nm波长的带通滤光镜提高图像信噪比。

PIV实验中，采用定迎角定雷诺数的测试方法，自由来流速度固定，V_∞=6.5m/s，基于V_∞和基本翼弦长C的实验雷诺数约为Re=5.3×10⁴。基本翼型迎角固定在α=10°。测试范围X/C=-0.75~3，其中基本翼后缘为X坐标零点，坐标正向为自由流方向，在此范围内选择了11个测量截面，每个测试截面测量超过200对PIV粒子图像用于计算平均场。翼尖涡的涡量和无量纲量计算采用如下定义：

组合翼梢小翼有2种组合构型：3个小翼从基本翼前缘到后缘分别按上反角15°、0°和-15°方式排列的简称为“+0-构型”，而按照-15°、0°和15°方式排列的简称为“-0+构型”。喷流实验中，喷流系数固定为C_μ=0.017，C_μ定义为：

点击浏览公式

(1)式中V_jet为喷流速度， 为单位时间内的质量流量。该参数主要表征喷流与自由来流的动量关系，同时也包含了喷口设计的影响。

利用一个五分量外式应变天平测量翼型升力。实验前对天平进行了加载校验。天平信号经1000倍放大，通过2套低通滤波器进行前置和后置滤波(滤波截止频率分别为2Hz和1Hz),天平信号由NI6221数据采集卡进行采样，采样频率为1kHz，采样时间10s。测力实验中，来流速度V_∞=22.5m/s，相应的实验雷诺数Re=1.8×10⁵，模型迎角α=-4°～22°。定义模型在翼型对称面的投影面积为参考面积，基本翼条参考面积S=0.0432m²，加上组合小翼后，参考面积S=0.0464m²。

天平测力实验中，轴系转换和气动力系数计算公式分别为：

这样，升力系数

为了比较，图 4给出基本翼翼尖涡沿流向的发展过程(共11个截面)。翼尖涡涡量分布随流向逐渐向上翼面移动，中部弦长附近涡量显著增大，并在接近机翼后缘达到峰值。X/C=-0.125截面的涡量峰值高于X/C=0截面，固壁的存在增强了局部剪切流的强度。翼尖涡离开机翼后缘之后涡核尺寸缩小，涡量峰值增大，并在距离机翼后缘1倍弦长附近的区域达到稳定状态，涡量增高到新的峰值。翼尖涡在向下游传输过程中，涡量没有减小，反而在X/C=3.0略有增大。涡量最强点基本在翼型升力面向内，靠近升力面。 图 4所示的翼尖涡涡量集中，形状比较圆、边界光滑，不利于翼尖涡能量扩散。

图 4 基本翼的翼尖涡 Fig. 4 Wing tip vortex of the basic wing

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当翼梢安装组合小翼时，图 4所示的圆润的翼尖涡发生改变。图 5给出了“+0-”组合小翼排布时翼尖涡的时均速度场和涡量场。在X/C=0，与基本翼(图 4(g))不同，涡量集中、边界光滑呈圆形的单涡破碎成3个涡量较小的涡，远离基本翼的翼梢，最大无量纲涡量只有基本翼的1/3。在向下游发展的过程中，涡量逐渐降低，到3倍弦长距离时，最大涡量已不足原来的1/4。这与基本翼情况有显著区别，基本翼形成的单一的翼尖涡涡量基本保持不变。翼梢小翼的出现不仅将原来单一的翼尖涡分割成数个涡量较小的小涡，而且在向下游输运的过程中，这些同向转动的小涡使涡量快速分散，形成分布面积较大但涡量较弱的涡量场，这样在靠近翼面附近没有涡量很集中的区域。从速度矢量图来看，涡量最大值并未出现在具有明显涡形态的中心位置。

图 5展示的是“+0-”构型的组合小翼对翼尖涡影响的时均结果。可以看出，到达3倍弦长距离时翼尖涡的扩散效果已经相当令人满意，最大涡量峰值和基本翼相比降低了约86.5%。然而，通过对瞬态流场的观察发现，在每一个瞬时，最大涡量值并没有明显减少，但每一个瞬时最大涡量值出现的空间位置不同，这使得平均涡量分布比较分散。表 1给出了瞬态涡量峰值的平均值，做法是人工挑选在同一微小区间内出现涡量峰值的粒子图片，选择200对，重新进行平均。这样做的结果可能会高估涡量的峰值，但比全场平均结果更真实。从表 1中可知截面 X/C=3的瞬态涡量峰值的平均值为8.52，远大于全场时均结果，但却远小于基本翼的结果。综合分析可见，涡核在向下游移动时存在摆动(wandering)现象。这个现象也出现在“-0+”的构型中。

图 5 “+0-”组合小翼构型下的翼尖涡测试结果 Fig. 5 Wing tip vortex control of “+0-” configuration

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“-0+”构型的流场时均结构与“+0-”构型非常接近(结果略)，仅在表 1中列出瞬时涡量峰值的平均结果。从瞬时平均结果来看，“-0+”组合小翼构型在X/C=3截面对最大涡量的控制效果要好于“+0-”构型。

因组合翼梢小翼直接改变了原有翼型的气动外形，从而对气动力，特别是升力会带来影响。图 6给出了2种组合小翼构型对升力系数的影响结果。“+0-”构型对升力有明显的贡献：α≥4°，升力线斜率相比基本翼增大；α=10°时，升力系数提高了约15.1%，而最大升力系数增大了12.3%。相比之下，“-0+”构型对升力系数的影响规律与基本翼基本相同。翼梢小翼使原有的、靠近翼面的集中主涡远离翼型，并且由单一涡变成较弱的涡系，根据比奥-萨法尔原理，翼型区域的诱导下洗速度减小，从而使翼型的有效迎角增大。因此，无论是按照“+0-” 还是“-0+”方式布置组合小翼，均会提升升力。另一方面，可视3个翼梢小翼为一个整体，即一个带有扭转角的翼梢小翼，则当迎角α＞0°时，“+0-”构型所等效的翼梢小翼在正对来流方向形成一个附加迎角，对该附加迎角所产生的法向力进行分解，可分别得到在X方向的一个附加推力以及在Z方向的一个正向附加升力。总的来说，“+0-”小翼构型与在高速飞机上常见的单独翼梢小翼的气动力控制机理比较接近。相反，“-0+”构型会产生一个负向的升力分量，从测力结果来看，这个负向升力分量抵消了翼尖涡近场控制带来的升力增量，因此升力与基本翼相差无几。

图 6 组合小翼对升力系数的影响 Fig. 6 Effect of multi-winglets upon lift coefficient

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经过实验，在4种喷流构型中，“向下喷流构型”获得了最佳的控制效果，为节省篇幅，仅给出该构型下的PIV流动分布特性，其它构型的结果在表 2中列出。

图 7给出了“向下喷流构型”条件下沿流向不同截面的翼尖涡控制特性。在最初2个截面，喷流不仅未对翼尖涡流动起到干预作用，反而使原有翼尖涡区域的涡量有所增强。由于喷流位置距离上翼面较远，喷流诱导的反向涡对出现在翼型侧下方，与翼尖涡一起形成3个旋转方向不同的的涡系，在速度矢量图上可清晰见到(图 7(a)和(b))。在X/C=-0.5，翼尖涡涡核位置与基本翼基本一致，但涡量峰值变得很小，只有基本翼的2/3左右，说明喷流对后半弦长的翼尖涡流动起到了较好的抑制作用。由喷流产生的诱导涡量在离开喷流区域之后迅速扩散，涡量峰值在X/C=0截面与上翼面翼尖涡基本相同。由于在此后位置喷流影响消失，其涡核位置在尾部“上翻”流动的作用下逐渐靠近上翼面，并逐渐与翼尖涡发生相互作用，使涡量进一步地分散。表 2和3可见，“向下喷流构型”是单纯喷流控制方式中最理想的方式，在X/C=3，时均涡量峰值比基本翼减小约84%。如果保持喷流系数相同，只有“向下喷流构型”的喷流方向是正对压力面向下，削弱了上下翼面的压力梯度，从而减弱了翼尖涡的强度，是直接影响了翼尖涡的产生过程，这点与组合小翼有区别。

图 7 “向下喷流构型”下的翼尖涡测试结果 Fig. 7 Wing tip vortex control of “downward blowing”

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利用PIV数据计算，图 8和9分别给出了X/C=0～3截面沿模型展向和法向的翼尖涡涡核的无量纲时均切向速度(绝对值)分布。为了便于比较，将所有涡核中心平移到同一点。图 8中，横轴正向代表从翼梢指向翼根的方向，记为“-Z^* ”；图 9的横轴正向代表从翼型升力面指向压力面的方向，记为“Y^* ”。图 8可见，各种喷流构型都能使不同截面的涡核展向尺寸增大；在X/C=0截面，“向下喷流构型”条件下的切向速度明显小于其它几种构型，越靠近翼根，这种现象越明显。沿展向的流动包含了翼尖涡诱导的翼面下洗流动，这个下洗流能增加诱导阻力，相对而言，“向下喷流构型”减弱了展向流动从而降低了诱导阻力。这显示了这种喷流构型较其它构型优越的一个方面。在法向方向，“向下喷流构型”使下翼面流动加速，从而引起下翼面方向的切向速度增大(如图 9(a))。

图 8 翼尖涡切向速度沿展向的测试结果(○:基本翼,▲:对称面构型,▼:侧面下沿构型,◆:向下构型,■:侧下构型) Fig. 8 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along span-wise(○:basic wing,▲:straight configuration,▼:offset-down configuration,◆:downward configuration,■:slant-down configuration)

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图 9 翼尖涡切向速度沿法向的测试结果(○:基本翼,▲:对称面构型,▼:侧面下沿构型,◆:向下构型,■:侧下构型) Fig. 9 Distribution of tangential velocity of tip-vortex along normal-wise(○:basic wing,▲:straight configuration,▼:offset-down configuration,◆:downward configuration,■:slant-down configuration)

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综合2.1和2.2节，组合小翼和喷流对翼尖涡的产生、演化都有较大的影响，影响的强弱取决于组合方式和喷流方式。同时，这2种影响方式各有利弊。 自然地分析，如果将这2种方法结合起来，是否可以综合其优点，使得对翼尖涡的控制效果更进一步？为 了回答这个问题，进行了若干组合实验。经过初选最终确定了2种组合。其一是将单独的组合小翼和喷流控制测试中效果最好的“+0-”组合小翼构型与“向下喷流构型”相结合，文中简称“+0-向下喷流构型”；其二是将“+0-”组合小翼构型与“对称面喷流构型”相结合的组合构型。图 10为2种组合构型的外形示意。

图 10 “+0-向下喷流构型”和“+0-对称面喷流构型”外形示意Fig. 10 “+0- downward configuration” and “+0- straight configuration”

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针对“+0-向下喷流构型”，测试选择了在X/C=0～3范围内的5个截面(图 11)。其结果与单独的“+0-”构型的结果类似。X/C=0～0.5时，均出现3个小涡组成的涡系，涡系沿流向各个截面的发展、涡量分布情况对比图 5没有明显区别。从X/C=1截面起，涡量最大值有较慢的降低，流动形态和涡核位置均未发生改变。X/C=3截面的涡量峰值为2.36，比“+0-”构型结果减小24.8%。可以看出，向下喷流对小涡涡系的近场干扰没有达到预期的效果。尽管如此，由于该喷流构型对基本翼主涡涡量良好的扩散效果，组合控制模式下主涡涡量仍明显小于单纯组合小翼构型的结果。从时均速度矢量结果来看，X/C=3截面仍有比较明显的涡结构，其形态和位置与“+0-”构型下基本一致。

图 11 “+0-向下喷流构型”下的翼尖涡测试结果 Fig. 11 Results of “+0- downward configuration”

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“+0-对称面喷流构型”的控制结果见图 12。时均涡量和速度场显示此时的翼尖涡已经没有基本形状，最大平均涡量降低很多，涡量分散均匀，已经从根本上破坏了原有翼尖涡的形态，说明控制的平均效果很理想。实际上，“+0-对称面喷流构型”使涡核摆动加剧，在每一个瞬时，仍是有一定强度的涡量存在，而且，不同瞬时的涡系结构形态变化较大，很多时候能观察到2～3个小的涡结构，分布位置也随时间不同而不同。 这说明“+0-对称面喷流构型”破坏了原有的翼尖涡，形成了涡量较小、较分散的涡系。新形成的涡系摆动剧烈，使得平均结果平滑了很多，导致平均值比瞬时值偏小。翼尖涡的涡量比任何一种单独控制方法都有所减小，峰值在4~6之间。表 3 显示其平均值下降至5.38，相比“+0-”构型减小约37%，比基本外形减小约79%，由于瞬态结果可真实地反映量化的控制效果，可见“+0-向下喷流构型”组合控制方式确实进一步提高了控制效果。

图 12 “+0-对称面喷流构型”翼尖涡测试结果 Fig. 12 Results of “+0- straight configuration”

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组合小翼和翼梢喷流的方法各具优势，但也存在一定的不足：从瞬态结果来看，组合小翼构型在翼尖涡抑制方面更具优势，这主要是因为组合小翼一方面能有效破碎主涡，从而在翼尖涡的生成阶段降低了能量的集中程度；另一方面，由于涡核诱导速度场的重叠，多涡涡系在发展过程中的相互干扰会破坏原有涡系的稳定性，从而有效加速涡量的扩散，其现象与参考文献^[19]中的研究一致。因此将组合小翼构型作为联合控制模式的基本出发点是可行的。通过对各个截面的流动结构进行分析发现，除小翼产生的同向涡系以外，基本翼位置的主涡仍然存在，且与上述涡系之间的展向距离较大。主涡相对独立，不利于涡系间相互干扰的发生，其涡量的扩散速度明显小于由组合小翼产生的小涡，从X/C=3截面的时均结果来看，主涡形态仍相当完整。由此可见，如果能设法缩小主涡与小涡涡系的距离，可能会进一步增强控制效果。翼梢喷流对翼尖涡强度也有一定的抑制作用，但与组合小翼构型相比存在差距。喷流引起的主涡涡核位移也许恰恰是组合小翼构型的有力补充。从瞬态涡量测试结果来看，“向下喷流构型”相比其它几种构型的确具有一定的优势，但更显著的差别表现在对涡核位置的影响上，因此选取一种使涡核产生较大法向位移的喷流构型可以使联合控制结果更具代表性。当然，仅从图 8(a)的结果分析来看，“向下喷流构型”对诱导下洗流动具有改进能力。

2种联合控制方式的不同表现说明联合控制的效果并非单独控制方式的简单叠加。图 13给出了单纯喷流对涡核位置的影响结果，图中粗实线代表基本翼后缘的投影位置，坐标无量纲化处理方式与坐标方向等设置均与前面的涡量图一致，标“1”的点代表X/C=0截面，其余依次为X/C=0.5、1、2和3截面。可以看出，翼尖涡位置均随流向距离增大而逐渐向内展向方向移动，这符合机翼尾涡涡系发展的普遍规律。喷流对涡核的法向位移有显著影响，而展向位移普遍较小，惟有“向下喷流”例外：除X/C=0.5截面外，其它截面涡核都向外展向方向移动，而法向移动幅度较小。这就是联合控制效果的关键所在：从 “+0-向下喷流构型”的时均结果来看，在X/C=3截面处，主涡涡核位置相比单独的“+0-构型”向外展向方向移动了约0.07倍基本翼弦长的距离，这意味着在较远场的主涡与小涡涡系距离更近，相互干扰更加剧烈，涡扩散也就更快。

图 13 喷流对翼尖涡涡核位置的影响(○:基本翼,▲:对称面构型,▼:侧面下沿构型,◆:向下构型,■:侧下构型) Fig. 13 The influence of blowing upon vortex core(○:basic wing,▲:straight configuration,▼:offset-down configuration,◆:downward configuration,■:slant-down configuration)

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相比之下，“+0-对称面喷流构型”下的流动结构非常复杂，除组合小翼产生的小涡仍然可以分辨之外，喷流在上翼面方向诱导的涡系也非常清晰，该涡系由数个空间位置变化较大的同向涡(涡量均为正值)组成。从X/C=3截面的瞬态结果来看，除组合小翼产生的小涡以外，在机翼吸力面方向存在比较明显的涡系，这是主涡受对称面喷流影响从而向上翼面方向移动引起的，受组合小翼和喷流的共同干扰，该部位流动结构表现出高度的不稳定性，致使时均结果变得很小。由此可见，在确定组合小翼构型的情况下，选取适当的喷流形式是联合控制方案的关键，最终控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用。由于组合小翼的结构外形和喷流系数分别直接影响小涡和主涡的位置，可以预见，通过改变两者的组合关系，可以得到联合控制模式下的“最佳”控制参数，对于不同的来流速度和模型姿态，最优控制参数也会发生变化，本文尚未针对这个问题开展研究，但现有结果能证明联合控制思路是可行的。

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究，在此基础上，提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法，并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。结论如下：

(1) 组合小翼构型能有效破碎主涡，形成由一系列小涡组成的同向涡系，该涡系在合并过程中产生显著的能量扩散，可有效减小翼尖涡影响距离。“+0-”构型改善了翼尖部位的局部流动，抑制了翼尖涡产生的下洗流动，使α＞4°以后的升力系数稳定增大，最大升力系数增长达12.3%，并使X/C=3截面的涡量峰值减小约67%；

(2) 喷流可加剧涡核摆动，控制涡核位置，对翼尖涡的早期生成有一定的抑制作用。“向下喷流构型”优于其它构型的控制效果，其涡核法向位移较小，适合用于组合控制模式，但单纯采用喷流方式的控制效果有限。

(3) “+0-”组合小翼和“向下喷流”的组合构型达到了较好的翼尖涡控制效果，喷流使较远场的翼尖涡涡核位置向外展向方向移动，促进了同向涡系内部涡之间的相互作用。当X/C=3，瞬态涡量峰值的平均值相比单纯的“+0-”构型减小约37%，比基本外形减小约79%。而“+0-”组合小翼和“对称面喷流构型”的组合控制模式虽然在时均结果中表现极佳，但瞬态结果并不理想，上述结果的对比表明组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用，主涡涡核的移动方向是关键因素。 然而，“+0-”组合小翼和“向下喷流”的组合对翼尖涡时均涡量的扩散效果不如“+0-”组合小翼和“对称面喷流”构型显著，可以推断，在二者之间应该具有更加合理的组合方式。