翼尖涡流

翼尖涡流是机翼产生升力时留在机翼后面的旋转空气的圆形图案。 一个翼尖涡流从每个机翼的尖端尾迹。 翼尖涡流有时被称为尾涡或升力涡流，因为它们也出现在翼尖以外的其他位置。 事实上，涡量在机翼上的任何点处都有尾随，其中升力在翼展方向变化（升力线理论描述和量化的事实）； 它最终在翼尖附近、襟翼装置的边缘或机翼平面形状的其他突然变化处卷起成大涡流。

翼尖涡流与诱导阻力、下洗的产生有关，是三维升力产生的基本结果。 仔细选择机翼几何形状（特别是翼展）以及巡航条件，是将诱导阻力降至最低的设计和操作方法。

翼尖涡流是尾流湍流的主要成分。 根据环境大气湿度以及飞机的几何形状和机翼载荷，水可能会在涡流核心凝结或冻结，从而使涡流可见。

当机翼产生空气动力升力时，会在飞机后方两个涡流之间形成下洗区。

三维升力和翼尖涡的出现可以用马蹄涡的概念来接近，并用兰彻斯特-普朗特理论准确描述。 在这个观点中，尾涡是升力产生固有的机翼涡流的延续。

翼尖涡流与诱导阻力有关，这是三维升力产生的不可避免的结果。 翼尖涡流内的空气旋转运动（有时称为泄漏）减小了机翼上空气的有效攻角。

升力线理论将尾涡的脱落描述为升力分布在翼展方向的变化。 对于给定的机翼跨度和表面，最小的诱导阻力是通过椭圆升力分布获得的。 对于给定的升力分布和机翼平面面积，诱导阻力随着展弦比的增加而减小。

因此，需要高升阻比的飞行器，例如滑翔机或远程客机，通常具有高展弦比的机翼。 然而，这种机翼在结构限制和机动性方面存在缺点，尽管效率损失，但通常具有短而粗的机翼的战斗和特技飞行飞机证明了这一点。

另一种减少诱导阻力的方法是使用小翼，正如大多数现代客机所见。 小翼增加了机翼的有效展弦比，改变了涡流模式中涡量的模式和大小。 循环气流中的动能减少，从而减少了对旋转空气做功所消耗的燃料量。

当存在于涡流中的水从气体（蒸汽）凝结成液体时，有时可以看到涡流的核心。 这种水有时甚至会结冰，形成冰粒。

翼尖涡流中的水蒸气凝结在以高迎角飞行的飞机上最为常见，例如在高 g 机动中的战斗机，或在潮湿天气起飞和降落的客机。

涡旋的核心以非常高的速度旋转并且是非常低压的区域。 初步估计，这些低压区域形成时与邻近区域的热交换很少（即绝热），因此低压区域的局部温度也会下降。 如果它低于当地的露点，就会导致翼尖涡流核心中的水蒸气凝结，使它们可见。 温度甚至可能降至当地冰点以下，在这种情况下，冰晶将在岩心内部形成。

水的相态（即它是固态、液态还是气态）由其温度和压力决定。 例如，在液气转变的情况下，在每个压力下都有一个特殊的转变温度 T c {displaystyle T_{c}} 这样如果样品温度甚至略高于 T c {displaystyle T_ {c}} ，样品将是气体，但是，如果样品温度稍微低于 T c {displaystyle T_{c}} ，样品将是液体。