翼尖涡是大型客机飞行尾迹以及扑翼飞行尾迹中主要涡系结构，由其诱导产生的涡致阻力和升力在大型客机阻力研究以及扑翼飞行的高升力机理中占据重要的作用。Ellington[1]以及Dabiri[2]通过涡系结构的演化来分析流体动力的产生机理，进而为分析翼尖涡产生涡致阻力的机理提供一种崭新的思路。翼尖涡是由于扰流和压差而产生的，所以，可以通过简化，利用平板的启动产生最基本的翼尖涡结构，取得对应的基本理论和机理。针对该类基本的翼尖涡，Ringuette[3]通过对不同展弦比的平板启动产生的翼尖涡进行分析，发现当翼尖涡不再生长时涡致阻力趋于定常。但是，他们并未对翼尖涡的演化过程以及涡致阻力产生的机理进行深入的研究。因此，本文通过数值模拟平板启动的过程，并采用基于随体坐标的流函数方法确定翼尖涡的边界，进一步利用涡量矩定理分析翼尖涡产生的涡致阻力，取得相应的结论如下：翼尖涡的演化存在明显的三个阶段：1.翼尖涡快速生长阶段，该阶段翼尖涡基本吸收平板脱落的全部涡量，同时翼尖涡涡核未与平板发生分离。2.翼尖涡涡核与平板分离并向下游传输的阶段，该阶段翼尖涡通过吸收和夹带作用增加自身的强度，同时该阶段翼尖涡的尾迹会变得越来越不稳定而形成一系列的小涡系结构。3.翼尖涡稳定的吸收环量并保持与平板的一起运动，而不再进一步向下游传输。涡致阻力也经历三个明显的过程：由于翼尖涡快速生长而使涡致阻力快速增长的阶段；由于涡核向下游的传输翼尖涡生长变缓而导致涡致阻力的下降阶段；以及翼尖涡开始稳定而引起涡致阻力趋于定常的阶段。本文进一步通过实验的手段初步探索了三维翼尖涡涡系结构的演化过程，发现翼尖涡的演化过程也存在三个典型的过程。