旋翼動(dòng)態(tài)失速與反流流動(dòng)控制研究進(jìn)展

李國強(qiáng)，趙鑫海，易仕和，宋奎輝，趙光銀

1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

0 引 言

直升機(jī)具有垂直起降和懸停的獨(dú)特優(yōu)勢，在緊急醫(yī)療、搶險(xiǎn)搜救和軍事行動(dòng)中能夠發(fā)揮不可替代的作用。自誕生以來，直升機(jī)性能不斷提升，燃油消耗水平和噪聲水平持續(xù)改善，但受到旋翼氣動(dòng)特性限制，直升機(jī)的飛行性能不能滿足高速度、大載荷的實(shí)際需求。飛行阻力顯著增大是限制傳統(tǒng)直升機(jī)高速飛行的主要因素之一，其原因在于：一方面，旋翼槳盤前行側(cè)當(dāng)?shù)厮俣容^大，槳葉局部位置產(chǎn)生激波，導(dǎo)致直升機(jī)功耗上升；另一方面，槳盤后行側(cè)極易發(fā)生流動(dòng)分離和反流，導(dǎo)致旋翼氣動(dòng)性能下降[1]。

反流區(qū)內(nèi)流場復(fù)雜，槳葉周圍流場的復(fù)雜流動(dòng)和氣動(dòng)性能變化還會(huì)誘發(fā)一系列氣動(dòng)彈性耦合效應(yīng)，給旋翼氣動(dòng)問題研究帶來了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)[1]。在反流區(qū)內(nèi)，葉素處于負(fù)迎角工作狀態(tài)，會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力，而由反流引起的流動(dòng)分離等現(xiàn)象則會(huì)降低槳葉的氣動(dòng)效率，給直升機(jī)帶來更大的前飛阻力，限制其飛行性能的提升[2]。在反流狀態(tài)下，葉素的壓力中心向幾何后緣偏移，此時(shí)分離渦沿弦向流動(dòng)，由此產(chǎn)生更強(qiáng)的非定常氣動(dòng)載荷和俯仰力矩，增大了旋翼變距拉桿的交變負(fù)載，影響旋翼的疲勞壽命和直升機(jī)的飛行安全。

為保持槳盤升力平衡，當(dāng)槳葉旋轉(zhuǎn)至前行側(cè)時(shí)需減小槳距，旋轉(zhuǎn)至后行側(cè)時(shí)則需增大槳距，導(dǎo)致槳葉產(chǎn)生周期性俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)，槳葉易超過臨界迎角發(fā)生動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，引起升力、阻力和俯仰力矩急劇變化[3]，直接威脅直升機(jī)的飛行安全。

隨著直升機(jī)飛行速度包線的不斷拓展，常規(guī)直升機(jī)槳葉面臨的反流區(qū)影響和動(dòng)態(tài)失速問題越發(fā)凸顯。在高速飛行狀態(tài)下，反流區(qū)的擴(kuò)大和動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生不僅會(huì)降低旋翼的氣動(dòng)效率，還可能引發(fā)嚴(yán)重的槳葉動(dòng)力學(xué)問題，威脅直升機(jī)飛行安全。因此，控制旋翼動(dòng)態(tài)失速，提升后行側(cè)旋翼效率，解決旋翼面臨的動(dòng)態(tài)失速和反流問題已經(jīng)成為當(dāng)前旋翼空氣動(dòng)力學(xué)研究的重點(diǎn)之一[4]。在此問題研究的基礎(chǔ)上，采用有效的流動(dòng)控制方法可以進(jìn)一步提升直升機(jī)的飛行性能。

本文首先對旋翼反流區(qū)特性和動(dòng)態(tài)失速的影響因素及規(guī)律進(jìn)行總結(jié)，進(jìn)而介紹旋翼反流和動(dòng)態(tài)失速的主動(dòng)/被動(dòng)流動(dòng)控制研究進(jìn)展，并對相關(guān)流動(dòng)控制方法進(jìn)行總結(jié)和展望。

1 旋翼反流區(qū)與動(dòng)態(tài)失速特性研究現(xiàn)狀

反流區(qū)和動(dòng)態(tài)失速區(qū)包含的流動(dòng)機(jī)理復(fù)雜，相關(guān)問題已成為制約單旋翼直升機(jī)向高速領(lǐng)域發(fā)展的主要因素之一。為此，國內(nèi)外針對旋翼動(dòng)態(tài)失速和反流問題開展了一系列研究[5]。

1.1 旋翼反流區(qū)特性

直升機(jī)以一定的前進(jìn)比μ（前飛速度與旋翼槳尖速度的比值）飛行時(shí)，在來流速度的疊加作用下，旋翼槳盤前行側(cè)和后行側(cè)槳葉相對氣流速度不對稱。在后行側(cè)槳葉半徑小于μR|sinψ|（如圖1 所示，R 為槳葉半徑，ψ為槳葉所處的方位角）的區(qū)域內(nèi)，會(huì)出現(xiàn)氣流從槳葉葉素的幾何后緣流向幾何前緣的現(xiàn)象，該現(xiàn)象對應(yīng)的區(qū)域被稱為“反流區(qū)”。旋翼反流區(qū)內(nèi)流動(dòng)復(fù)雜，葉素的銳幾何后緣成為新的氣動(dòng)前緣，鈍幾何前緣則成為氣動(dòng)后緣。隨著前進(jìn)比μ增大，反流區(qū)的范圍增大，如圖1 所示（2 個(gè)不同顏色的圓圈對應(yīng)不同前進(jìn)比下的反流區(qū)范圍）。此外，當(dāng)槳葉的方位角ψ發(fā)生變化時(shí)，反流流動(dòng)的速度和方向也會(huì)發(fā)生相應(yīng)的改變。

圖1 不同前進(jìn)比對應(yīng)的反流區(qū)示意圖Fig.1 Reverse region with different μ

為解決固定翼戰(zhàn)斗機(jī)在倒飛機(jī)動(dòng)時(shí)機(jī)翼和操縱面上出現(xiàn)的反向流動(dòng)問題，美國國家航空咨詢委員會(huì)（National Advisory Committee for Aeronautics,NACA）最先開展了反流研究，初期研究結(jié)果表明：在反流環(huán)境中，傳統(tǒng)翼型的壓力分布受到氣動(dòng)前緣流動(dòng)分離的顯著影響。20 世紀(jì)30 年代末，Bailey 等[6]利用相機(jī)得到了旋翼槳葉表面絲線在流場作用下的運(yùn)動(dòng)形態(tài)，通過分析絲線的運(yùn)動(dòng)方向，在旋翼后行側(cè)靠近旋轉(zhuǎn)軸的部位觀察到了反流。

在對UH-60A“黑鷹”直升機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)特性研究時(shí)，研究者觀察到了反流區(qū)現(xiàn)象[7]，并發(fā)現(xiàn)反流區(qū)對變距拉桿載荷和槳葉扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生了顯著影響。在反流狀態(tài)下，翼型前緣和后緣更易發(fā)生流動(dòng)分離，且阻力發(fā)散迎角和失速迎角及最大升力減小，0°迎角附近的俯仰力矩變化更為劇烈，翼型氣動(dòng)特性比順流狀態(tài)下更差[8]。直升機(jī)的前飛速度越快（μ越大），反流區(qū)面積與阻力系數(shù)也更大[9]，由于反流區(qū)內(nèi)的升力系數(shù)為負(fù)值，旋翼消耗的功率也會(huì)增大[10]。在大前進(jìn)比狀態(tài)下，后行側(cè)槳葉根部幾乎不提供升力，如圖2 所示。Lind 等[11]對比了銳幾何后緣翼型和鈍幾何后緣翼型在不同雷諾數(shù)下的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)幾何后緣的鈍度也會(huì)影響反流區(qū)內(nèi)旋翼的氣動(dòng)性能。

圖2 典型狀態(tài)下直升機(jī)槳葉剖面阻力系數(shù)分布[10]Fig.2 Distribution of resistance coefficient of helicopter blade under typical conditions[10]

采用共軸剛性旋翼可以提高直升機(jī)前飛速度，但同時(shí)也會(huì)擴(kuò)大槳盤后行側(cè)反流區(qū)范圍，導(dǎo)致更大的功率損耗。目前，旋翼反流問題尚無成熟可靠的解決方案。

1.2 旋翼動(dòng)態(tài)失速特性

直升機(jī)在高速或機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，需要增大后行側(cè)槳葉的槳距，以平衡前行側(cè)和后行側(cè)的氣動(dòng)力。當(dāng)槳距增大時(shí)，變距拉桿載荷和槳葉扭轉(zhuǎn)力矩也會(huì)急劇增大，且這種情況會(huì)隨著前飛速度增大進(jìn)一步惡化。槳葉迎角大于失速迎角時(shí)，吸力面會(huì)出現(xiàn)大范圍的流動(dòng)分離，進(jìn)一步產(chǎn)生非定常氣動(dòng)載荷。當(dāng)非定常氣動(dòng)載荷頻率與旋翼結(jié)構(gòu)的共振頻率接近時(shí)，會(huì)直接加劇旋翼的結(jié)構(gòu)疲勞，嚴(yán)重時(shí)甚至引發(fā)共振并損毀槳葉[12-13]。圖3 展示了典型狀態(tài)下翼型俯仰運(yùn)動(dòng)對升力系數(shù)CL的影響[14]。

圖3 翼型俯仰運(yùn)動(dòng)對升力系數(shù)的影響[14]Fig.3 Effect of airfoil pitching motion on lift coefficient[14]

在槳葉迎角和來流速度的共同影響下，槳葉可能發(fā)生動(dòng)態(tài)失速。與固定翼相比，旋翼動(dòng)態(tài)失速的三維性更強(qiáng)[15]。由于槳葉相對來流的方位角是不斷變化的，槳葉表面沿徑向的三維流動(dòng)也在不斷變化，流動(dòng)更為復(fù)雜，對槳葉的氣動(dòng)性能會(huì)產(chǎn)生重要影響[16]。正向來流情況下，常規(guī)翼型的失速一般最先起始于翼面中段[17]，而旋翼的動(dòng)態(tài)失速受到槳葉方位角（后掠角）的影響，與常規(guī)的動(dòng)態(tài)失速存在一定差異[18]。為對比不同后掠角對翼型反流氣動(dòng)特性的影響，Raghav 等[19]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)證明了后掠角可以促進(jìn)翼型表面附著渦誘導(dǎo)出附加升力。Smith 等[20]發(fā)現(xiàn)，后掠角能夠抑制次級渦結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生，并延遲動(dòng)態(tài)失速渦的分裂。存在后掠角時(shí)，翼型受展向流動(dòng)的影響更為明顯（圖4），翼型表面產(chǎn)生了復(fù)雜的流動(dòng)。此外，旋翼槳葉的動(dòng)態(tài)失速還受到揮舞運(yùn)動(dòng)和擺振運(yùn)動(dòng)的影響。謝凱等[21]研究發(fā)現(xiàn)在非定常來流下?lián)]舞運(yùn)動(dòng)對翼型動(dòng)態(tài)失速的影響大于擺振運(yùn)動(dòng)。

圖4 帶后掠角翼型的表面流動(dòng)[19]Fig.4 Surface flow of airfoil with sweepback angle[19]

流場參數(shù)變化也會(huì)影響旋翼動(dòng)態(tài)失速特性。Critzos 等[22]在對NACA 0012 翼型開展反流實(shí)驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，在一定范圍內(nèi)，雷諾數(shù)通過影響氣動(dòng)前緣的邊界層轉(zhuǎn)捩，使翼型在0°迎角附近的升力曲線出現(xiàn)不連續(xù)現(xiàn)象。

綜上所述，旋翼動(dòng)態(tài)失速同時(shí)受到多物理量影響，在時(shí)間和空間上具有較大的不穩(wěn)定性，與之相應(yīng)的控制方法研究面臨較大的挑戰(zhàn)。

2 旋翼槳葉動(dòng)態(tài)失速與反流流動(dòng)控制方法

2019 年，美國空軍召集40 余名行業(yè)專家，研討了旋翼動(dòng)態(tài)失速和反流問題研究面臨的主要挑戰(zhàn)，研究了對應(yīng)的流動(dòng)控制方法，試圖為旋翼空氣動(dòng)力學(xué)問題找到突破口[23]。常見的流動(dòng)控制方法主要分為被動(dòng)流動(dòng)控制方法和主動(dòng)流動(dòng)控制方法。被動(dòng)流動(dòng)控制方法穩(wěn)定可靠，如優(yōu)化翼型幾何構(gòu)型、添加表面機(jī)械結(jié)構(gòu)（如安裝擾流板和渦流發(fā)生器）等；主動(dòng)流動(dòng)控制方法需消耗一定能量，但控制效率更高，如吹氣控制、等離子體控制、合成射流（Synthetic Jet,SJ）控制及后緣小翼控制等。表1 對比了6 種常見流動(dòng)控制方法。下文結(jié)合反流區(qū)和動(dòng)態(tài)失速流動(dòng)控制需求，逐一介紹這6 種方法的研究現(xiàn)狀。

表1 旋翼系統(tǒng)流動(dòng)控制方法對比Table 1 Comparison of flow methods for rotor system

2.1 優(yōu)化翼型幾何構(gòu)型

早期研究者從翼型幾何構(gòu)型出發(fā)，主要研究了不同翼型對反流和動(dòng)態(tài)失速的作用規(guī)律和控制效果。1955 年，Critzos 等[22]研究了翼型在正向流和反向流下的氣動(dòng)載荷分布特性，發(fā)現(xiàn)反流狀態(tài)下鈍氣動(dòng)后緣的流動(dòng)分離增大了翼型阻力，且反流狀態(tài)下俯仰力矩對迎角的變化非常敏感。Lind 等[28]通過反流靜態(tài)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，翼型在3°～4°迎角范圍內(nèi)的阻力增大了25%，將翼型的銳幾何后緣鈍化為橢圓后緣后，阻力明顯減小（圖5 顯示了后緣鈍化后的翼型附近流場），為旋翼槳葉設(shè)計(jì)提供了新思路。

圖5 鈍后緣翼型在反流中的流動(dòng)顯示結(jié)果[28]Fig.5 Flow visualization of blunt tail airfoil in reverse flow[28]

Lind 等[29]開展了旋翼翼型反流實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)當(dāng)迎角增大時(shí)，銳幾何后緣翼型的分離尾跡比鈍幾何后緣翼型更大，翼型阻力更大。Lind 等[30]進(jìn)一步研究了反流動(dòng)態(tài)失速的演變及俯仰運(yùn)動(dòng)參數(shù)對失速的影響規(guī)律，研究表明尖銳的氣動(dòng)前緣會(huì)促進(jìn)動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生。為改善X2 技術(shù)驗(yàn)證機(jī)（X2TD）反流區(qū)的流動(dòng)特性[25]，研究者將直升機(jī)槳葉弦長設(shè)計(jì)得更短、根部區(qū)域的槳距設(shè)計(jì)得更小，并為槳葉設(shè)計(jì)了鈍后緣翼型（圖6）。這2 項(xiàng)改進(jìn)措施使X2 驗(yàn)證機(jī)比上一代直升機(jī)（XH-59）擁有更強(qiáng)的抵抗反流區(qū)影響的能力，但降低了直升機(jī)的懸停效率[1]。相關(guān)研究結(jié)果[31]表明：采用動(dòng)態(tài)前緣技術(shù)也可以有效抑制槳尖附近分離渦的生成和發(fā)展，提升旋翼升力系數(shù)和槳葉剖面法向力系數(shù)，降低扭矩系數(shù)，顯著提升旋翼等效升阻比。但是，動(dòng)態(tài)前緣技術(shù)較為復(fù)雜，工程實(shí)現(xiàn)難度較大。

圖6 X2TD 和XH-59A 槳葉根部翼型對比[25]Fig.6 Comparison of propeller shank between X2TD and XH-59A[25]

近年來，研究者從仿生學(xué)觀點(diǎn)出發(fā)，結(jié)合生物界的流體力學(xué)現(xiàn)象，對旋翼翼型的幾何構(gòu)型進(jìn)行改造，以提高翼型動(dòng)態(tài)失速控制能力。座頭鯨在捕食過程中常需作出大曲率跡線運(yùn)動(dòng)[32]，此狀態(tài)下鰭肢（圖7）的迎角較大，很容易超過失速點(diǎn)。研究者認(rèn)為座頭鯨鰭肢的波狀前緣對其敏捷運(yùn)動(dòng)起著關(guān)鍵作用。基于此現(xiàn)象，侯宇飛等[33]借助三維非定常數(shù)值模擬方法，研究了翼型仿生前緣（鋸齒形正弦前緣）對動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理及運(yùn)動(dòng)參數(shù)對控制效果的影響。研究結(jié)果表明，鋸齒形仿生前緣能夠較大幅度降低翼型的俯仰力矩系數(shù)峰值和阻力系數(shù)峰值，且前緣波峰越大、波長越小，對阻力系數(shù)峰值與俯仰力矩系數(shù)峰值的抑制效果越好。張一楠[34]模仿座頭鯨的鰭肢前緣，研究了鋸齒形前緣對翼型動(dòng)態(tài)失速的控制效果，得到了與侯宇飛相近的結(jié)果，即改變翼型的局部幾何構(gòu)型可以有效控制動(dòng)態(tài)失速。

圖7 座頭鯨鰭肢[32]Fig.7 Flipper of a humpback whale[32]

Hrynuk 等[35]模仿座頭鯨鰭肢，為NACA 0012翼型設(shè)計(jì)了正弦前緣，研究了其對翼型動(dòng)態(tài)失速的控制效果。研究結(jié)果揭示了仿生前緣對動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理：前緣凸起誘導(dǎo)產(chǎn)生的流向渦對（圖8）增強(qiáng)了翼型邊界層內(nèi)的動(dòng)量交換，使得波峰處的附著流動(dòng)能維持到更遠(yuǎn)的下游位置，而波谷處流動(dòng)分離提前。當(dāng)迎角超過某臨界值后，流場在空間上呈現(xiàn)出較強(qiáng)非周期性，此時(shí)控制效果減弱；當(dāng)迎角保持不變時(shí)，失速沿展向分布不均勻，部分波谷位置出現(xiàn)局部失速渦團(tuán)，而其他波谷位置保持未失速狀態(tài)。局部失速區(qū)域環(huán)量的突降對高環(huán)量區(qū)產(chǎn)生強(qiáng)下洗作用，減小了該區(qū)域的有效迎角，進(jìn)而抑制了失速發(fā)生。

為了更真實(shí)地模擬座頭鯨鰭肢的前緣形狀，Lu 等[36]在規(guī)則鋸齒前緣的基礎(chǔ)上研究了不規(guī)則前緣鋸齒狀仿生結(jié)構(gòu)對翼型氣動(dòng)性能的影響，通過數(shù)值模擬證明了不規(guī)則前緣可將靜態(tài)失速迎角提高30%以上。研究者也嘗試從鳥類翅膀中尋找提高翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的方法。吳立明等[37]提取長耳鸮、海鷗、水鴨和雀鷹等4 種鳥類翅膀40%展向截面處的型線進(jìn)行重構(gòu)，獲得了4 種仿生翼型，研究分析了各重構(gòu)翼型的動(dòng)態(tài)失速特性及氣動(dòng)性能的差異。近年來，基于深度學(xué)習(xí)等的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[38]也逐漸被應(yīng)用于旋翼翼型改型研究。

研究者采用上述方法改造翼型前緣或后緣幾何型面，在反流和動(dòng)態(tài)失速狀態(tài)下提升了翼型氣動(dòng)性能。但是，上述方法在實(shí)現(xiàn)反流和動(dòng)態(tài)失速控制的同時(shí)，較難兼顧翼型氣動(dòng)力性能的綜合提升（如提高升力、降低阻力等），有必要進(jìn)一步深化上述方法的研究，尤其是在旋翼系統(tǒng)上的應(yīng)用研究。

2.2 添加表面機(jī)械結(jié)構(gòu)

改變翼型幾何構(gòu)型的方法直接破壞了原始翼型（baseline），對翼型氣動(dòng)特性影響比較顯著。在不破壞原始翼型的前提下，可在原始翼型的前緣、后緣和翼身中部表面添加固定或半固定的機(jī)械結(jié)構(gòu)，以改變邊界層內(nèi)外的流場參數(shù)，從而達(dá)到控制旋翼動(dòng)態(tài)失速和提升反流區(qū)氣動(dòng)特性等目的。例如，在槳葉表面安裝渦流發(fā)生器和擾流板等流動(dòng)控制裝置。

渦流發(fā)生器是一種運(yùn)用廣泛的流動(dòng)控制技術(shù)，主要通過在原始翼型表面設(shè)置凸起結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)，如楔狀渦流發(fā)生器、圓柱狀渦流發(fā)生器和片狀渦流發(fā)生器[39]等。渦流發(fā)生器的幾何結(jié)構(gòu)相對簡單，穩(wěn)定性較好，在控制旋翼動(dòng)態(tài)失速方面具有較大潛力。Heine 等[40]在研究翼型動(dòng)態(tài)失速時(shí)，分別將展向排列的3 種渦流發(fā)生器（圓柱、正向三棱柱和反向三棱柱）安裝于壓力面靠近駐點(diǎn)的區(qū)域，發(fā)現(xiàn)渦流發(fā)生器的形狀對動(dòng)態(tài)失速的控制效果存在明顯影響。根據(jù)流動(dòng)控制需求，渦流發(fā)生器布置位置也不盡相同。Heine 等[40]證明了布置于壓力面的渦流發(fā)生器雖然幾乎不影響翼型上仰階段的升力系數(shù)，但可以顯著提高翼型下俯階段的升力系數(shù)。趙振宙等[41]在研究三角形片狀渦流發(fā)生器對翼型輕失速和深失速的影響效果時(shí)也發(fā)現(xiàn)了類似規(guī)律：渦流發(fā)生器能夠明顯抑制動(dòng)態(tài)失速，且下俯階段翼型氣動(dòng)性能的提升效果比上仰階段更為明顯（如圖9 所示，VGs 為渦流發(fā)生器）。此外，深失速和輕失速的分離程度不同，渦流發(fā)生器對深失速和輕失速工況下升力的影響也有所不同。研究表明，渦流發(fā)生器對深失速的控制效果相對較弱[42]。

圖9 渦流發(fā)生器對升力系數(shù)的影響[42]Fig.9 Impact of VGs on lift coefficient[42]

趙振宙等[43]將矩形、梯形和三角形的片狀渦流發(fā)生器分別安裝于翼段吸力面0.2c 位置（c 為翼型弦長），研究渦流發(fā)生器形狀及尺度對動(dòng)態(tài)失速控制效果的影響。結(jié)果表明，前緣更高的渦流發(fā)生器抑制流動(dòng)分離的效果更好，提升翼型氣動(dòng)性能的效果也更好：前緣高度為5 mm 的渦流發(fā)生器產(chǎn)生的平均升力提升效果比前緣高度為 51.25 mm 的渦流發(fā)生器高9.1%。渦流發(fā)生器的前緣高度增大后，產(chǎn)生的流向渦能夠夾帶更為充沛的能量，更利于邊界層內(nèi)外流的摻混，使更多的能量傳遞至邊界層內(nèi)，增強(qiáng)邊界層抵抗逆壓梯度的能力，進(jìn)而更好地抑制上翼面流動(dòng)分離并有效提升翼段氣動(dòng)性能。De Tavernier 等[44]在翼型0.3c 處分別安裝了如圖10 所示的2 種三角形片狀渦流發(fā)生器（高度比3∶2，高度與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸认喈?dāng)）并對比研究了兩者的控制效果，發(fā)現(xiàn)了與趙振宙研究結(jié)果類似的規(guī)律：更高的渦流發(fā)生器能將更多動(dòng)量帶入低速邊界層中，使得邊界層抵抗逆壓梯度的能力增強(qiáng)，從而延遲動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生。但是，尺度更大的渦流發(fā)生器會(huì)帶來更多的附加阻力，增大旋翼系統(tǒng)的能耗，不利于直升機(jī)的高速飛行。

圖10 2 種規(guī)格的片狀渦流發(fā)生器陣列[44]Fig.10 Two arrays of VGs[44]

渦流發(fā)生器的尺度相對于翼型較小，主要影響邊界層能量分布，從而達(dá)到控制旋翼動(dòng)態(tài)失速的效果。其他機(jī)械控制結(jié)構(gòu)的尺度則相對較大。例如，擾流板的尺度通常為數(shù)倍或數(shù)十倍邊界層厚度，這類結(jié)構(gòu)在影響邊界層能量分布的同時(shí)還會(huì)影響邊界層外的流動(dòng)[45]。Kaufmann 等[46]利用數(shù)值模擬方法研究了長度均為0.1c、位于吸力面3 個(gè)不同流向位置（0.1c、0.4c 和0.7c）的擾流板對動(dòng)態(tài)失速的控制作用（典型流場如圖11 所示），該擾流板可繞其上游端線作周期旋轉(zhuǎn)振蕩運(yùn)動(dòng)。研究表明：該擾流板可減小俯仰力矩約34%，同時(shí)提高下俯階段的升力；安裝于0.4c 處擾流板的動(dòng)態(tài)失速控制效果最好，但缺少試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐，最優(yōu)安裝位置尚不明確。余海洋等[47]對安裝于吸力面0.6c 處的擾流板施加振蕩控制，使翼型下俯階段的平均升力提高了7%、俯仰力矩峰值降低了20%，證明了振蕩的擾流板對翼型動(dòng)態(tài)失速具有一定控制效果，同時(shí)也說明主動(dòng)控制方法更有潛力成為控制旋翼動(dòng)態(tài)失速的有效手段。

圖11 帶擾流板的翼型[46]Fig.11 Airfoil with spoiler[46]

李春團(tuán)隊(duì)研究了翼型吸力面后緣[48]和壓力面后緣[49]擾流板對動(dòng)態(tài)失速的控制效果。研究結(jié)果表明，不論在吸力面還是在壓力面，合理運(yùn)用擾流板都能夠有效控制流動(dòng)分離，延遲動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生。

上述對擾流板控制效果的研究主要基于數(shù)值模擬方法。為進(jìn)一步驗(yàn)證擾流板裝置的實(shí)用性，Opitz等[50]設(shè)計(jì)了擾流板地面實(shí)驗(yàn)裝置。雖然暫未給出具體風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，但Opitz 等認(rèn)為受限于翼型有限的內(nèi)部空間，擾流板無法實(shí)現(xiàn)和數(shù)值模擬一樣的控制效果（擾流板打開過程中存在時(shí)間延遲，關(guān)閉狀態(tài)的擾流板和模型表面存在狹縫）。此外，擾流板鉸鏈處承受的力矩較大，應(yīng)結(jié)合實(shí)際應(yīng)用需求，綜合考慮擾流板在靜止和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)。向斌等[51]提出了一種可從翼身伸出的擾流板，伸出長度可調(diào)節(jié)，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度可靠，可將最大升力系數(shù)提高23.2%。類似研究也證實(shí)該裝置可控制動(dòng)態(tài)失速引起的流動(dòng)分離和渦脫落[52]。但是，該擾流板的角度無法調(diào)節(jié)，很難進(jìn)一步提高控制效率。

張馨藝等[53]在吸力面不同位置設(shè)計(jì)了不同幾何參數(shù)的凹腔，凹腔底面具有可沿流向運(yùn)動(dòng)的壁面，利用該運(yùn)動(dòng)壁面向邊界層注入動(dòng)量，提高邊界層抵抗逆壓梯度的能力。數(shù)值模擬研究驗(yàn)證了該結(jié)構(gòu)控制動(dòng)態(tài)失速的效果，升阻比最大提高了57.1%。研究結(jié)果顯示其控制動(dòng)態(tài)失速的能效比優(yōu)于傳統(tǒng)射流控制方法。但是，該運(yùn)動(dòng)壁面結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，很難應(yīng)用于旋翼系統(tǒng)。因此，在實(shí)際應(yīng)用中的控制效果尚不明確，仍需開展進(jìn)一步研究。

在原始翼型上添加機(jī)械裝置，可起到控制動(dòng)態(tài)失速的作用。機(jī)械裝置的相對尺度和安裝位置對流動(dòng)控制效果存在影響，物理尺寸較大的機(jī)械裝置會(huì)給翼型帶來更多“廢阻”。旋翼槳葉內(nèi)部空間有限，部分控制裝置機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，實(shí)現(xiàn)難度較大。此外，該類方法在反流區(qū)內(nèi)的控制效果仍有待進(jìn)一步研究。

2.3 吹氣控制

吹氣控制是利用高能氣體向翼面附近流場注入能量，從而達(dá)到流動(dòng)控制的目的。20 世紀(jì)60 年代，研究者利用吹氣控制成功提升了固定翼飛行器的升力[54]。20 世紀(jì)末，美國阿姆斯研究中心開展了最早的俯仰振蕩翼型吹氣流動(dòng)控制[55]研究，得到了3 種工況下吹氣流量和吹氣控制效果的關(guān)系。吹氣控制主要受吹氣位置、吹氣孔出口形狀和吹氣流動(dòng)參數(shù)（主要包括吹氣的質(zhì)量流率、速度和壓力）的影響。

Cheeseman 和Seed[56]認(rèn)為吹氣控制技術(shù)比表面機(jī)械控制裝置具有更大優(yōu)勢（如，在控制動(dòng)態(tài)失速渦生成的同時(shí)不會(huì)引入額外的“廢阻”），應(yīng)用于旋翼系統(tǒng)的潛力更大。考慮到切向吹氣的方法需要更高的吹氣量[57]，Singh 等[58]研究了沿展向排列的斜向吹氣陣列對旋翼后行側(cè)槳葉動(dòng)態(tài)失速的控制效果，發(fā)現(xiàn)布置于翼型前緣的吹氣陣列能有效控制動(dòng)態(tài)失速渦的生成，使俯仰力矩系數(shù)降低20%左右，但Singh等未能給出最優(yōu)吹氣陣列布置位置。

Seifert 等[59]在靜態(tài)失速實(shí)驗(yàn)中研究了襟翼前緣狹縫吹氣的流動(dòng)控制效果（圖12），結(jié)果表明：在固定吹氣量條件下，正弦周期振蕩吹氣的控制效率比定常吹氣更高，可將最大失速迎角提高4°。Nishri 等[60]獲得了上述條件下抑制流動(dòng)分離和促使流動(dòng)再附的最優(yōu)無量綱吹氣頻率，分別為F+≈ 1 和3 < F+< 4（F+與吹氣頻率、來流速度有關(guān)），但周期吹氣對動(dòng)態(tài)失速的控制效果還有待進(jìn)一步驗(yàn)證。

圖12 襟翼處狹縫吹氣示意圖[59]Fig.12 Schematic of flap blowing slot[59]

Gardner 等[61]研究了定常吹氣孔陣列（圖13）對旋翼翼型深失速的控制效果。吹氣孔直徑為0.01c，以0.067c 的間距沿展向分布于吸力面0.1c 處，供氣總壓范圍為100～1 000 kPa（干燥空氣）。每個(gè)吹氣孔由單獨(dú)的電磁閥控制，最高控制頻率為500 Hz。研究結(jié)果證實(shí)了存在最優(yōu)的吹氣孔分布間距，且供氣壓力也存在一上限值，超過該上限值后，控制效果不再明顯提升。該系統(tǒng)對氣源壓力要求較高（高達(dá)幾百kPa），常規(guī)供氣系統(tǒng)很難在真實(shí)飛行條件下為該系統(tǒng)提供持續(xù)恒定的高壓空氣。Gardner 等進(jìn)一步研究了周期振蕩吹氣的控制效果，研究結(jié)果表明：周期振蕩吹氣可將俯仰力矩峰值降低65%；在4 種無量綱吹氣頻率中，F(xiàn)+=0.99 對應(yīng)的振蕩吹氣控制效果相對最好[62]；由于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)不夠豐富，暫時(shí)無法確定最優(yōu)無量綱吹氣頻率。Gardner 等還指出，在深失速狀態(tài)下，振蕩吹氣的能效比相對定常吹氣較低。

圖13 沿展向排列的吹氣孔陣列[61]Fig.13 Array of blowing holes along the spanwise direction[61]

研究發(fā)現(xiàn)，吹氣參數(shù)對吹氣控制的效果存在影響。Müller-Vahl 等[63]在研究狹縫吹氣控制時(shí)指出，吹氣速度應(yīng)大于邊界層最大速度，否則前緣吹氣控制可能會(huì)加速前緣分離。吹氣孔/縫的位置也會(huì)影響流動(dòng)控制效果[64]。Matalanis 等[65]指出，最優(yōu)吹氣控制位置在吸力面0.1c 附近，且該位置不會(huì)受到來流速度的顯著影響（馬赫數(shù)在0.1～0.4 之間）。

為探索新的氣源供給方式，Crittenden 等[66]利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了以燃燒室供氣的吹氣控制方法。該方法在微小的燃燒腔內(nèi)點(diǎn)燃空氣和燃料的混合物，利用計(jì)算機(jī)控制點(diǎn)火頻率和燃料供給速率，將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為氣體的動(dòng)能和內(nèi)能，實(shí)現(xiàn)周期振蕩吹氣控制。采用該方法產(chǎn)生的氣流具有較高壓力（最高可達(dá)5 倍環(huán)境壓力），且無需額外的高壓系統(tǒng)，在一定程度上減輕了流動(dòng)控制系統(tǒng)的整體重量。

在前緣采用吹氣控制的基礎(chǔ)上，Zha 等[67]提出了協(xié)同射流（Co-Flow Jet,CFJ）方法，并通過靜態(tài)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了其控制失速的能力：可將最大升力系數(shù)提高1.8 倍，最大失速迎角提高2°。圖14 為協(xié)同射流結(jié)構(gòu)簡圖。壓氣系統(tǒng)從吸力面后緣收集氣體，并將高壓氣體從前緣狹縫處噴出。壓氣系統(tǒng)可由外部高/低壓氣源[68]構(gòu)成，也可以是內(nèi)部的增壓泵等[69]。

圖14 協(xié)同射流結(jié)構(gòu)簡圖[67]Fig.14 Schematic of CFJ[67]

協(xié)同射流技術(shù)已被證實(shí)能夠抑制由激波誘導(dǎo)產(chǎn)生的動(dòng)態(tài)失速[70]。Liu 等[71]在直升機(jī)槳葉吸力面后緣設(shè)置吸氣裝置，利用數(shù)值模擬研究了旋翼槳葉不同徑向位置的氣動(dòng)特性。圖15 為協(xié)同射流控制系統(tǒng)簡圖。控制系統(tǒng)布置于翼梢附近，能夠在翼面產(chǎn)生負(fù)壓，并有效提高前行側(cè)和后行側(cè)槳葉的升力和動(dòng)量系數(shù)，提高槳葉推力。但是，協(xié)同射流供氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在實(shí)際應(yīng)用中很難在槳葉內(nèi)部安裝滿足流動(dòng)控制需求的供氣系統(tǒng)[72]。此外，改進(jìn)氣源方案（特別是射流壓力），進(jìn)一步提高射流速度，也是協(xié)同射流技術(shù)研究中亟待解決的關(guān)鍵問題[14]。

圖15 布置于翼梢附近的協(xié)同射流控制系統(tǒng)[71]Fig.15 CFJ near the wing tip[71]

吹氣控制方法的控制效率較易受到復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和氣源系統(tǒng)的限制。例如，傳統(tǒng)的壓氣機(jī)和風(fēng)扇系統(tǒng)很難提供較高壓力；高壓儲(chǔ)氣罐供氣方式很難提供持續(xù)的流量供給；采用攜帶壓氣機(jī)的方式，則會(huì)增大直升機(jī)整體功率消耗。

2.4 等離子體控制

等離子體氣動(dòng)激勵(lì)是被廣泛研究的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，能夠改變邊界層物理參數(shù)，從而達(dá)到控制流動(dòng)的效果[73]。圖16 為一種典型表面介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器（Surface Dielectric Barrier Discharge,SDBD）的結(jié)構(gòu)簡圖。激勵(lì)器由2 個(gè)平行電極（暴露電極和植入電極）和介質(zhì)膜組成。當(dāng)向2 個(gè)電極間施加高頻高壓周期信號(hào)時(shí)，裸露電極周圍會(huì)產(chǎn)生等離子體，在激勵(lì)器上方非對稱電場作用下形成體積力，并誘導(dǎo)出指向植入電極的壁面射流[74-75]。張鑫等[76]發(fā)現(xiàn)了“等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)聲流”這一新現(xiàn)象，并首次提出了聲激勵(lì)機(jī)制。等離子體激勵(lì)器通過誘導(dǎo)射流與聲流產(chǎn)生的擾動(dòng)，可以有效抑制前緣流動(dòng)分離，延遲動(dòng)態(tài)失速，同時(shí)還可以促進(jìn)再附過程，從而使升力系數(shù)回升提前，減小動(dòng)態(tài)失速影響的范圍，改善失速全過程的氣動(dòng)特性。李國強(qiáng)等[77]針對動(dòng)態(tài)失速引起的翼型氣動(dòng)性能惡化問題，研究了等離子體激勵(lì)器對翼型動(dòng)態(tài)失速的控制效果，證實(shí)了等離子體氣動(dòng)激勵(lì)能夠有效控制翼型動(dòng)態(tài)失速、改善平均氣動(dòng)力、減小氣動(dòng)力隨迎角變化的遲滯區(qū)域、提高翼型氣動(dòng)效率。

圖16 交流等離子體激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖[77]Fig.16 Schematic of AC-DBD[77]

等離子體激勵(lì)器的控制效果受到流場參數(shù)和激勵(lì)信號(hào)的共同影響[78]。Clifford 等[79]使用等離子體激勵(lì)器對翼型進(jìn)行了反流控制實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明迎角會(huì)影響等離子體激勵(lì)器的控制效果：迎角為0°時(shí)，翼型尾流表現(xiàn)為鈍體尾流；迎角為15°時(shí)，吸力面流動(dòng)完全分離，流場表現(xiàn)高度不對稱。該結(jié)果證明了等離子體具有應(yīng)用于旋翼反流區(qū)控制的潛力。

Sosa 等[80]研究了不同激勵(lì)電壓、頻率對等離子體激勵(lì)器控制效果的影響（激勵(lì)電壓頻率范圍1～1 000 Hz，高低電平時(shí)長一致）。研究表明，周期性激勵(lì)信號(hào)控制的等離子體激勵(lì)器能效比更高，且最優(yōu)無量綱頻率小于1。在中等失速狀態(tài)下，脈沖化非定常激勵(lì)的流動(dòng)控制效果始終優(yōu)于定常激勵(lì)。但是，在過失速及折算頻率較高的極端惡劣狀態(tài)下，等離子體激勵(lì)器的控制效果則不夠理想。Post 等[81]研究了持續(xù)交流信號(hào)和間歇交流信號(hào)等離子體激勵(lì)器對翼型前緣分離及動(dòng)態(tài)失速渦的控制效果，通過調(diào)節(jié)控制電壓實(shí)現(xiàn)了激勵(lì)器的閉環(huán)控制。研究結(jié)果顯示：在迎角較小的狀態(tài)下，持續(xù)交流電壓的激勵(lì)更有利于提高翼型的升力；在翼型上仰階段，宜選取頻率較高的激勵(lì)電壓（80 Hz），在翼型下俯階段，選取頻率較低的激勵(lì)電壓（20 Hz）可達(dá)到更好的效果。不同激勵(lì)信號(hào)對比結(jié)果顯示，閉環(huán)控制、間歇交流激勵(lì)和持續(xù)交流激勵(lì)對應(yīng)的最大升力增量分別為12.6%、10.1%和5.4%。這證明等離子體激勵(lì)器的控制參數(shù)對其控制旋翼反流和動(dòng)態(tài)失速的效果具有重要影響。

交流等離子體激勵(lì)器（AC-DBD）[82]和納秒脈沖等離子體激勵(lì)器（Nanosecond Pulses Dielectric Barrier Discharge,NS-DBD）[83]是2 種常見等離子體激勵(lì)器，主要區(qū)別在于激勵(lì)信號(hào)的幅值規(guī)律不同，如圖17 所示。AC-DBD 和NS-DBD 都能在流場中產(chǎn)生壓縮波和誘導(dǎo)射流，隨之產(chǎn)生的壓力和動(dòng)量變化能夠延遲流動(dòng)分離。相比而言，NS-DBD 的流動(dòng)控制效果更好。這是因?yàn)楫?dāng)NS-DBD 放電時(shí)，等離子體層附近迅速堆積大量熱量，NS-DBD 表面空氣被快速加熱，部分受熱空氣沿翼型表面向下游傳遞，從而使得NS-DBD 激勵(lì)器對邊界層的影響范圍更廣，如圖17（b）所示。

圖17 AC-DBD 和NS-DBD 示意圖[84]Fig.17 AC-DBD and NS-DBD[84]

以上研究表明，等離子體激勵(lì)器能夠有效控制翼型動(dòng)態(tài)失速，提高翼型升阻比，其控制效果主要受激勵(lì)信號(hào)和安裝位置的影響。等離子體激勵(lì)器具有應(yīng)用于旋翼系統(tǒng)的巨大潛力，但其在旋翼反流區(qū)中的控制效果及能效比問題[85]仍待深入研究。

2.5 合成射流控制

合成射流是一種“零質(zhì)量射流”控制技術(shù)，無需氣源即可產(chǎn)生與射流近似的流動(dòng)控制效果，且對翼型型面破壞較小，產(chǎn)生“廢阻”也較少。Glezer 等[86]最早研制出了合成射流激勵(lì)器。合成射流激勵(lì)器主要由開孔（或開縫）激勵(lì)器腔體和振動(dòng)部件（圖18 右圖下方黑色部件）組成。振動(dòng)部件是激勵(lì)器核心部件，它將輸入的電能轉(zhuǎn)化為振動(dòng)膜的動(dòng)能，振動(dòng)膜作用于腔體內(nèi)氣體，將能量轉(zhuǎn)化為氣體動(dòng)能，最終以射流形式作用于翼型表面流場[87]。除了振動(dòng)膜，其他形式的激勵(lì)也可作為激勵(lì)源，為腔體內(nèi)氣體提供能量[88]。合成射流最早被應(yīng)用于翼型靜態(tài)失速控制研究[89]，研究表明該技術(shù)可以抑制大迎角狀態(tài)下翼型表面流動(dòng)分離[90]，延遲失速發(fā)生[91]。之后，該技術(shù)被進(jìn)一步證實(shí)可用于翼型動(dòng)態(tài)失速控制[92]。因此，合成射流技術(shù)也具有控制旋翼反流和動(dòng)態(tài)失速的潛力。

圖18 合成射流激勵(lì)器示意圖[89]Fig.18 Schematic of synthetic jet[89]

合成射流激勵(lì)器的工作狀態(tài)主要以2 個(gè)參數(shù)表示：合成射流的激勵(lì)頻率和動(dòng)量系數(shù)。激勵(lì)頻率通常以無量綱化的激勵(lì)頻率F+表示：

式中：f 為激勵(lì)信號(hào)頻率，xte為激勵(lì)器至翼型后緣的距離，u∞為來流速度。合成射流的動(dòng)量系數(shù)定義如下：

式中：ρjet和ρ∞分別為合成射流密度和來流密度，h 為射流出口寬度，ujet為射流速度，c 為弦長。

無量綱激勵(lì)頻率對合成射流激勵(lì)器的控制效果存在顯著影響。招啟軍等[93]通過合成射流控制實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，F(xiàn)+=0.5 時(shí)翼型升力系數(shù)最大，F(xiàn)+=1 或F+=2 時(shí)翼型的阻力系數(shù)最小。Amitay 等[94]觀察到激勵(lì)頻率F+會(huì)影響合成射流的控制效果。相關(guān)研究結(jié)果[95]表明，合成射流在0.5 < F+< 5 時(shí)的控制效果較好。Ma 等[96]結(jié)合風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)得出結(jié)論：合成射流激勵(lì)器能夠控制動(dòng)態(tài)失速，但是當(dāng)翼型處于前飛狀態(tài)時(shí)，其消耗功率比懸停狀態(tài)下更高；翼型迎角進(jìn)一步增大時(shí)，需要更大的射流動(dòng)量系數(shù)才能達(dá)到預(yù)期的控制效果。

合成射流的控制效果也會(huì)受到射流出口位置的影響。Zhao 等[97]利用數(shù)值模擬方法研究了合成射流參數(shù)對翼型動(dòng)態(tài)失速特性的影響，指出位于氣流分離點(diǎn)附近的合成射流激勵(lì)器對翼型動(dòng)態(tài)失速的控制效果更好，這與靜態(tài)失速狀態(tài)下得到的最優(yōu)布置位置[98]接近。史勇杰等[99]在研究射流位置對動(dòng)態(tài)失速控制效果的影響時(shí)發(fā)現(xiàn)，“射流出口最優(yōu)位置在氣流分離點(diǎn)附近”的結(jié)論更適用于由逆壓梯度引起的輕度失速情況，在深度失速情況下，射流出口位于分離點(diǎn)下游附近區(qū)域時(shí)可以起到更好的動(dòng)態(tài)失速控制效果。胡智[100]研究了合成射流在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)迎角狀態(tài)下對翼型的控制效果，研究結(jié)果證明了切向合成射流的控制效率相對更高。Kim等[101]通過數(shù)值模擬方法研究了合成射流出口與壁面夾角對控制效果的影響，發(fā)現(xiàn)夾角較小時(shí)控制效果較好（22°夾角的切向合成射流可將最大升力系數(shù)提高約7.5%）。其原因在于：夾角較小時(shí)，激勵(lì)器能夠向邊界層注入更多動(dòng)量，提高邊界層抵抗逆壓梯度的能力，從而有效控制翼型的動(dòng)態(tài)失速。該結(jié)論與翼型靜態(tài)失速研究中得到的結(jié)論一致[102]。

Lee 等[103]對比研究了基于迎角和表面壓力的合成射流開環(huán)/閉環(huán)控制技術(shù)，提出的PID 控制方法能夠在不同迎角下改變合成射流強(qiáng)度，有效控制吸力面的流動(dòng)分離（如圖19 所示），顯著提高合成射流激勵(lì)器的能效比。

圖19 合成射流作用下的翼型表面絲線流動(dòng)顯示結(jié)果[103]Fig.19 Surface flow visualization of airfoil under the control of synthetic jet[103]

近年來，采用雙腔體技術(shù)（圖20）的合成雙射流激勵(lì)器[104]克服了壓載失效帶來的環(huán)境適應(yīng)性問題，具有可控頻率倍增特性及特有的矢量功能。與單腔合成射流相比，合成雙射流激勵(lì)器能更有效地提高失速迎角和最大升力系數(shù)[105]，且具有更高的能效比，在控制旋翼動(dòng)態(tài)失速等方面具有更大潛能。

綜上所述，合成射流激勵(lì)器對動(dòng)態(tài)失速的控制效果主要受到射流的動(dòng)量系數(shù)、激勵(lì)頻率、出口位置和出口角度的影響。合成射流技術(shù)在大迎角狀態(tài)下的能耗比較低，截至目前，研究工作主要圍繞如何提高合成射流激勵(lì)器的控制效率和能效比開展。合成射流技術(shù)對旋翼反流的控制效果尚不明確，仍需開展深入研究。

2.6 后緣小翼控制

后緣小翼控制技術(shù)，是在原始翼型的基礎(chǔ)上改變翼型后緣的角度和形狀，形成對翼型氣動(dòng)特性的控制。根據(jù)后緣小翼是否消耗能量，可將后緣小翼控制技術(shù)分為被動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)和主動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)。

被動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)以固定角度的后緣偏轉(zhuǎn)達(dá)到流動(dòng)控制目的[106]（被動(dòng)式后緣小翼如圖21 所示）。后緣向上偏轉(zhuǎn)后，翼型在反流區(qū)內(nèi)的升阻比可得到一定程度提升。Jacobellis 等[107]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究發(fā)現(xiàn)，將翼型幾何后緣向上平滑偏轉(zhuǎn)一定角度后，翼型在反流中的阻力可減小約50%，這對降低反流區(qū)旋翼的阻力具有重要作用。進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)，偏轉(zhuǎn)的后緣能減少分離氣泡及其帶來的擾動(dòng)，從而降低俯仰力矩系數(shù)曲線的遲滯[108]（圖22）。歐陽炎等[109]通過動(dòng)態(tài)研究發(fā)現(xiàn)，平滑偏轉(zhuǎn)的剛性后緣小翼產(chǎn)生的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)相對于剛性偏轉(zhuǎn)的后緣小翼更小。由此可見，后緣小翼幾何參數(shù)對其控制效果具有重要影響。

圖21 固定偏轉(zhuǎn)角度的后緣小翼[107]Fig.21 Trailing winglet with fixed defection angle[107]

圖22 后緣小翼對俯仰力矩系數(shù)的影響（紅色實(shí)線：帶控制）[107]Fig.22 Pitching moment change by trailing winglet (red solid line)[107]

Ko 等[110]通過靜/動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)研究了平滑偏轉(zhuǎn)的幾何后緣對反流區(qū)內(nèi)翼段的控制效果。在翼段靜態(tài)實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，平滑偏轉(zhuǎn)的后緣能顯著降低分離區(qū)面積和尾流強(qiáng)度，并大幅降低翼段的阻力、俯仰力矩和部分負(fù)升力。此外，還證明了偏轉(zhuǎn)的后緣能顯著降低遲滯環(huán)和非定常氣動(dòng)載荷。基于Ko 的研究結(jié)果，Nelson 等[111]進(jìn)一步研究了存在后掠角時(shí)（此時(shí)存在展向流動(dòng)）后緣小翼對反流的控制效果（對應(yīng)的翼型表面流線分布如圖23 所示），發(fā)現(xiàn)后掠角導(dǎo)致最大升力系數(shù)下降了4.5%～13.0%，但后緣小翼仍能夠在一定程度上降低俯仰力矩和負(fù)升力。

圖23 20°后掠角翼型表面流線[111]Fig.23 Surface flow of airfoil with 20° sweepback angle[111]

將后緣小翼控制技術(shù)與其他控制技術(shù)結(jié)合，能夠起到更好的流動(dòng)控制效果。馬奕揚(yáng)等[112]結(jié)合后緣小翼控制技術(shù)與合成射流控制技術(shù)，較好地控制了翼型的動(dòng)態(tài)失速，同時(shí)將后行側(cè)最大升力系數(shù)提高了約35%。Dai 等[113]結(jié)合后緣小翼和下垂前緣技術(shù)，提高了旋翼控制動(dòng)態(tài)失速的能力。

被動(dòng)式后緣小翼的偏轉(zhuǎn)角始終保持固定，而流場狀態(tài)和旋翼槳葉的方位角是不斷變化的。因此，被動(dòng)式后緣小翼能否兼顧槳盤前行側(cè)和后行側(cè)的氣動(dòng)性能需求，有待進(jìn)一步研究。

與被動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)相比，主動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)可實(shí)時(shí)改變小翼偏轉(zhuǎn)角度，研究表明其抑制振動(dòng)和噪聲及改善旋翼氣動(dòng)性能等具有顯著優(yōu)勢，應(yīng)用前景較好。主動(dòng)式后緣小翼控制技術(shù)最早可追溯至1923 年P(guān)ateras[114]提出的一項(xiàng)直升機(jī)專利。其后，Kaman 公司將其應(yīng)用于K-125 直升機(jī)設(shè)計(jì)方案，但該方案受驅(qū)動(dòng)裝置限制而發(fā)展緩慢，直至21 世紀(jì)初該技術(shù)才得到一定完善，并衍生出以電控旋翼（Electrically Controlled Rotor,ECR）[115]、主動(dòng)控制后緣小翼（Active Control Flap,ACF）和智能旋翼技術(shù)（Smart Rotor Technology,SRT）[116]等為代表的旋翼控制技術(shù)。但上述研究的主要目的是對槳距、振動(dòng)和噪聲進(jìn)行主動(dòng)控制，對旋翼動(dòng)態(tài)失速和反流控制效果的應(yīng)用研究較為缺乏。

主動(dòng)式后緣小翼的控制效果主要受到小翼運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的影響，如小翼繞旋轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)的振蕩頻率和幅值（最大旋轉(zhuǎn)角度），以及小翼與主翼的相位差等。Krzysiak 等[117]研究了帶主動(dòng)后緣小翼的翼型在正向流中的非定常氣動(dòng)力特性（該小翼可繞固定軸作俯仰運(yùn)動(dòng)，如圖24 所示），發(fā)現(xiàn)翼型的升力和俯仰力矩曲線形狀與翼型和小翼的相位差有關(guān)。因此，可以通過調(diào)節(jié)小翼和翼型的相位差來提高小翼的控制效率，從而更精確地控制翼型在俯仰振蕩狀態(tài)下的氣動(dòng)力。

圖24 帶后緣小翼的模型[117]Fig.24 Airfoil with active trailing winglet[117]

在Krzysiak 研究工作的基礎(chǔ)上，Gerontakos[118]和Lee[119]等基于NACA 0015 翼型研究了正向流中以脈沖形式振蕩的后緣小翼對主翼氣動(dòng)載荷的影響（圖25）。研究結(jié)果顯示：當(dāng)小翼以較大速率從翼型平衡迎角附近開始偏轉(zhuǎn)時(shí)，翼型的負(fù)俯仰力矩明顯改善；翼型的升力系數(shù)隨著偏轉(zhuǎn)速率的提升及小翼開始偏轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)的滯后而下降。通過分析主翼和小翼在不同振蕩狀態(tài)下對應(yīng)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，改進(jìn)了小翼控制策略，提高了主動(dòng)后緣小翼的控制效率。

圖25 翼型和小翼偏轉(zhuǎn)角控制方式[118]Fig.25 Controlling strategy of airfoil and trailing winglet[118]

Lee 等[119]在正向流中研究了以正弦形式振蕩的后緣小翼，分析了不同參數(shù)（偏轉(zhuǎn)相位差、偏轉(zhuǎn)幅值和振蕩頻率等）對翼型氣動(dòng)載荷的影響。研究結(jié)果顯示：翼型前緣渦的形成和脫落基本不受后緣小翼影響，但前緣渦的低壓特征會(huì)受到小翼偏轉(zhuǎn)的影響，小翼偏轉(zhuǎn)越滯后，前緣渦強(qiáng)度變化越大。王進(jìn)等[120]采用Theodorsen 理論分析方法研究了后緣小翼、主翼在正向流中一起振蕩時(shí)的氣動(dòng)力特性，發(fā)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)角不同的小翼對力矩特性的影響大于對升力特性的影響，需根據(jù)不同的應(yīng)用需求調(diào)整小翼的振蕩模式。馬奕揚(yáng)等[121]利用數(shù)值模擬方法研究了在正向流中以正弦形式振蕩的小翼，并分析了小翼振蕩參數(shù)對翼型動(dòng)態(tài)失速的控制效果，發(fā)現(xiàn)通過調(diào)節(jié)后緣小翼的相對運(yùn)動(dòng)頻率，可將最大阻力系數(shù)和最大力矩系數(shù)分別降低19%和27%。

馬奕揚(yáng)和招啟軍[122]進(jìn)一步研究了后緣小翼對旋翼氣動(dòng)特性的控制機(jī)理，分析了相關(guān)控制參數(shù)。發(fā)現(xiàn)后緣小翼可進(jìn)一步提升旋翼前行側(cè)的升力潛能，同時(shí)降低后行側(cè)動(dòng)態(tài)失速過程中的阻力和扭矩。在相同的旋翼拉力下，后緣小翼可將旋翼的阻力系數(shù)和扭矩系數(shù)分別降低17%和29%，并將升阻比提高14%。胡志遠(yuǎn)等[123]利用數(shù)值模擬方法研究了主動(dòng)后緣小翼對后緣渦的控制特性，發(fā)現(xiàn)增大后緣小翼擺動(dòng)頻率和幅度能夠加快后緣渦產(chǎn)生的速度和強(qiáng)度。Barrio 等[124]通過壓力傳感器信號(hào)獲取翼型實(shí)時(shí)失速情況，從而精確控制后緣小翼的運(yùn)動(dòng)形態(tài)，進(jìn)一步提高了后緣小翼的控制效率。Samara 等[125]在研究動(dòng)態(tài)失速導(dǎo)致的負(fù)載波動(dòng)問題時(shí)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)后緣小翼與翼型運(yùn)動(dòng)的相位差為π/2 時(shí)，升力和力矩系數(shù)的功率譜幅值分別下降26%和24%。由于應(yīng)用需求、翼型和來流狀態(tài)不同，Samara 等得到的最優(yōu)相位差（π/2）并不完全適用于其他翼型或旋翼系統(tǒng)。

后緣小翼的控制效果受到幾何構(gòu)型的影響。Hassan 等[9]在正向流中開展了帶后緣小翼的翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)小翼偏置尺寸對翼型的俯仰力矩和阻力有顯著影響。劉洋等[126]在研究后緣小翼結(jié)構(gòu)參數(shù)時(shí)發(fā)現(xiàn)，小翼和翼型之間的縫隙及小翼前緣相對翼型的凸起都會(huì)影響翼型氣動(dòng)性能，當(dāng)縫隙寬度大于2%弦長后，后緣小翼很難再起到控制失速的作用。

常見的后緣小翼繞固定軸旋轉(zhuǎn)，由于結(jié)構(gòu)的限制，會(huì)明顯破壞翼型的氣動(dòng)外形，帶來額外“廢阻”，限制后緣小翼的控制效率。相比而言，光滑偏轉(zhuǎn)的后緣小翼產(chǎn)生的“廢阻”更少[127]。Woods 等[128]提出了一種主動(dòng)式魚骨形裝置（Fishbone Active Camber,FishBAC），如圖26 所示。該裝置可以連續(xù)平滑偏轉(zhuǎn)，從而維持翼面的流線型。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果證實(shí)該裝置比傳統(tǒng)后緣小翼具有更高的氣動(dòng)效率。

圖26 魚骨形機(jī)翼[128]Fig.26 Fishbone airfoil[128]

Kumar 等[129]使用魚骨形裝置在BO105 直升機(jī)上開展了主動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)，控制輸入達(dá)到4 階旋翼諧波頻率，并成功將槳轂振動(dòng)水平降低了50%，驗(yàn)證了魚骨形裝置用于旋翼主動(dòng)控制的可行性，對開展反流流動(dòng)分離和動(dòng)態(tài)失速的主動(dòng)控制研究具有一定借鑒意義。Rivero 等[130]使用魚骨形裝置（圖27）開展了翼型流動(dòng)控制研究，在正向流中對比了魚骨形裝置與傳統(tǒng)后緣小翼的控制效果。研究結(jié)果表明：魚骨形裝置對升力系數(shù)的貢獻(xiàn)與傳統(tǒng)后緣小翼相當(dāng)，但其在減阻方面具有更大優(yōu)勢（能夠比傳統(tǒng)小翼高一個(gè)數(shù)量級）。

在正向流狀態(tài)下，后緣小翼主要影響翼型氣動(dòng)后緣附近的流動(dòng)特性[131]；在反向流狀態(tài)下，后緣小翼的作用效果會(huì)擴(kuò)大至氣動(dòng)前緣。主動(dòng)式后緣小翼的控制效果更好，但其控制效果受到自身幾何參數(shù)和運(yùn)動(dòng)形態(tài)的影響，需進(jìn)一步研究相關(guān)控制策略。魚骨形后緣小翼能在一定程度上避免傳統(tǒng)后緣小翼結(jié)構(gòu)缺陷帶來的氣動(dòng)性能干擾問題，現(xiàn)有的反流被動(dòng)控制研究結(jié)果也表明平滑偏轉(zhuǎn)的后緣小翼具有更高的控制效率，但該裝置對旋翼反流的控制效果仍需開展深入研究。

3 結(jié)論與展望

本文總結(jié)了旋翼反流區(qū)氣動(dòng)特性及槳葉動(dòng)態(tài)失速特性，從被動(dòng)流動(dòng)控制和主動(dòng)流動(dòng)控制這2 個(gè)方面歸納了優(yōu)化翼型幾何構(gòu)型、添加表面機(jī)械結(jié)構(gòu)、吹氣控制、等離子體控制、合成射流控制和后緣小翼控制對旋翼反流和動(dòng)態(tài)失速的控制效果及影響因素。

從目前研究進(jìn)展來看，旋翼空氣動(dòng)力學(xué)問題涵蓋的流動(dòng)機(jī)理復(fù)雜、影響因素極其繁雜，該研究領(lǐng)域仍然面臨巨大挑戰(zhàn)。被動(dòng)流動(dòng)控制方法具有穩(wěn)定性好、結(jié)構(gòu)簡單、無能耗等優(yōu)點(diǎn)，但部分被動(dòng)流動(dòng)控制方法對翼面的幾何外形影響較大，產(chǎn)生“廢阻”較多。旋翼空氣動(dòng)力學(xué)問題具有很強(qiáng)的非定常特性，當(dāng)槳葉的姿態(tài)或來流狀態(tài)發(fā)生變化時(shí)，被動(dòng)流動(dòng)控制方法的控制效率會(huì)降低。因此，被動(dòng)流動(dòng)控制方法很難成為旋翼動(dòng)態(tài)失速和反流控制的高效手段。

主動(dòng)流動(dòng)控制方法參數(shù)可調(diào)，具有更高的控制效率，具備成為復(fù)雜飛行狀態(tài)下旋翼流動(dòng)控制手段的潛力，但目前主動(dòng)流動(dòng)控制方法存在一些難點(diǎn)，需要開展進(jìn)一步研究，例如，吹氣控制方法對氣源的要求較高，不論是在槳葉內(nèi)部安裝小型壓氣裝置還是連接槳葉外部的高壓供氣管路，都對旋翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和工程可行性提出了嚴(yán)苛的要求；等離子體激勵(lì)器在復(fù)雜旋翼氣動(dòng)環(huán)境下的控制效果仍需深入研究，其能效比問題也需重點(diǎn)關(guān)注；合成射流控制技術(shù)雖然能降低氣源帶來的工程實(shí)現(xiàn)難度，但其抗惡劣環(huán)境的能力和實(shí)際應(yīng)用效果等尚不明晰。相比而言，后緣小翼控制方法兼具被動(dòng)流動(dòng)控制的可靠性和主動(dòng)流動(dòng)控制的可控性，在控制旋翼動(dòng)態(tài)失速和解決反流區(qū)問題等方面具有較好前景。

在未來研究中，流動(dòng)控制技術(shù)可為旋翼反流和動(dòng)態(tài)失速提供新的解決思路。根據(jù)旋翼非定常空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)，應(yīng)更加重視主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的研究，重點(diǎn)關(guān)注主動(dòng)控制技術(shù)的穩(wěn)定性、控制效率和工程實(shí)現(xiàn)難易程度。經(jīng)過對比分析，本文認(rèn)為后緣小翼等電控機(jī)械結(jié)構(gòu)具有很好的發(fā)展前景。后緣小翼主要繞軸旋轉(zhuǎn)或變形偏轉(zhuǎn)（魚骨形后緣小翼），其機(jī)械結(jié)構(gòu)比擾流板等更簡單，系統(tǒng)復(fù)雜程度比射流系統(tǒng)更低，極端環(huán)境生存能力比合成射流和等離子體更強(qiáng)。在固定偏轉(zhuǎn)后緣小翼的基礎(chǔ)上，魚骨形后緣小翼有望進(jìn)一步提高反流區(qū)和動(dòng)態(tài)失速的控制能力。此外，針對多種控制方法相結(jié)合的高效控制技術(shù)，還應(yīng)開展控制效果、參數(shù)影響規(guī)律、控制機(jī)理及智能化自適應(yīng)控制策略等問題的深入研究。