大型客机减阻的研究与其经济性和环保性紧密相关,一直以来更是永恒的研究热点。通过对机翼及翼尖装置的翼尖涡在演化过程中物理特征和相互作用规律的研究,可以建立翼尖装置在减阻设计中的指导原则,进而服务于翼尖的减阻设计。为此,本论文对三维干净机翼和加装翼尖装置的机翼的翼尖涡演化特性展开深入研究,探寻翼尖涡在演化过程中所内在的物理特征与诱导阻力的产生机制,从而揭示翼尖装置的减阻机理。论文的主要工作和结论包括以下三个方面:(1)翼尖涡的演化特性及其物理特征的研究。从方形翼尖的干净等直机翼出发,通过数值手段研究翼尖涡在整个演化过程中的结构特征和物理特征,发现翼尖涡的形成阶段、生长阶段和尾迹阶段的三阶段演化过程。在一定范围内,通过改变来流马赫数、雷诺数和攻角等条件,进一步研究翼尖涡的演化行为,结合涡生长的基本理论,揭示翼尖涡在尾迹阶段的夹止物理特征,从而建立翼尖涡的演化理论。(2)诱导阻力的评估和计算方法的研究。以M6机翼的翼尖涡为例,基于翼尖涡在演化过程中的不稳定特性,提出了尾迹涡的环量耗散数学模型,对当前的诱导阻力计算方法提出改进方案。改进后的诱导阻力计算方法对于尾迹截面的选取有更大的适用范围,揭示了以尾迹涡发生夹止时刻所对应的截面为尾迹积分截面的科学性,从而为诱导阻力的减阻评价提供了统一的参考。(3)翼尖装置减阻设计原则的研究。通过在干净机翼上加装不同形式的翼尖减阻装置,分析其产生的翼尖涡的结构特征和物理特征,以此来寻求干净机翼和加装小翼的翼尖涡的一致性演化规律。在此基础上,归纳总结出翼尖减阻装置在设计时的指导原则,并通过其它翼尖外形证明设计理念的科学性和合理性。结果表明,在设计翼尖减阻装置时,通过提前尾迹区融合主涡发生夹止时的位置、抑制尾迹区融合主涡发生夹止时的无量纲环量极值、增大尾迹区融合主涡与拐角涡之间的距离可以实现诱导阻力的减小。