基于表面壓力信息的空間流向渦識別方法

郭江龍，顧蘊松，羅帥，李琳愷

南京航空航天大學 航空宇航學院，南京 210016

為提高戰(zhàn)機在視距內(nèi)戰(zhàn)斗[1］中的生存格斗能力，要求戰(zhàn)機具備過失速機動能力。Herbst[2］、Francis 和Keesee[3］指出，過失速機動要求飛機在大迎角飛行狀態(tài)下能夠充分利用其非定常特性。而當飛機處于大迎角飛行狀態(tài)時，飛行器表面流動的附著與分離、旋渦的生成與破裂以及非對稱渦的產(chǎn)生，導致氣動力/力矩出現(xiàn)非定常非線性特性，產(chǎn)生顫振、機翼搖滾和航向發(fā)散等問題。這種復雜氣流可能引起控制舵面失效甚至反效，誘發(fā)非指令運動導致戰(zhàn)機失控，發(fā)生飛行事故。

旋渦給飛行安全增加了很多不利因素：如槳渦干擾噪聲[4-6］、發(fā)動機地面渦引起的進氣旋流畸變[7］、垂尾抖振[8-9］、旋轉(zhuǎn)飛行器振蕩鴨舵尾渦和尾翼面的干擾引起飛行器非指令運動[10］。但并非所有旋渦與物面相互作用帶來的都是負面影響，旋渦也可以被用來調(diào)控流場，從而提升飛行器的氣動效率。例如使用流動控制技術改變旋渦強度和旋渦與飛行器表面之間的相對位置，可以抑制氣流分離[11-12］；邊條渦和鴨翼渦與主翼相互作用可有效控制機翼繞流，提高最大升力系數(shù)[13］。此外可以使用流動控制技術進行調(diào)控，降低旋渦帶來的不利影響。例如在飛行器大迎角飛行時，利用前體非對稱渦控制技術可以有效抑制細長旋成體背風區(qū)渦系造成的隨機側向力和偏航力矩，避免“魔鬼側滑”現(xiàn)象[14-15］。旋渦主導了戰(zhàn)機大迎角繞流狀態(tài)及其發(fā)展，如何準確預測非定常氣動力對飛行器運動狀態(tài)的影響并加以控制，首先需要感知主導戰(zhàn)機繞流的旋渦特性。

常規(guī)空間旋渦結構識別技術主要依靠空間速度分布信息通過渦識別算法實現(xiàn)，但實際飛行過程測量機體周圍速度場存在較大的困難，無法準確識別空間旋渦結構。表面壓力測量技術作為研究旋渦與表面相互作用的重要測量手段，其飛行實測技術相對成熟，實現(xiàn)難度較小。因此，基于表面壓力信息的空間旋渦識別是未來飛行器進行空間流場感知的一種可行方法。

空間繞流在物體表面形成相應的流動結構，不同的流動結構會表現(xiàn)不同的表面壓力分布特征。反之亦然，表面壓力分布可以反映出與表面相互作用的空間繞流特性，進而推測飛行器的氣動特性。陳尹等[16］研究發(fā)現(xiàn)表面壓力曲線分布與前緣渦的發(fā)展相關，對于80°/48°雙三角翼，通過x/c=0.8 位置的特征截面展向壓力積分得到的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CLsec，在迎角0°～50°范圍內(nèi)，與模型整機受力存在相關性，可以反映該模型滾轉(zhuǎn)力矩受力變化?；诖擞^點，顧蘊松等[17］給出了一種基于飛行狀態(tài)感知的智能飛行器設想。

在旋渦與表面相互作用的研究過程中，一些空間流動結構與表面壓力分布特征之間的函數(shù)關系逐漸被建立起來。Wittmer 等[18-19］研究直升機葉片與流向旋渦的相互作用時發(fā)現(xiàn)：垂直于流向的截面壓力系數(shù)分布近似于高斯分布。Booth[20］的研究明確表示：周期性變化的流向渦與二維翼型相互作用，沿弦向分布的壓力脈動幅值是表面和旋渦之間相對位置的強函數(shù)；二維翼型氣動載荷的脈動幅值是入射渦強度和表面平均 氣 動 載 荷 的 耦 合 函 數(shù)。Schreck 和Helin[21］通過表面壓力分布和空間流動測量對超過失速迎角后直機翼表面非定常旋渦流動進行詳細描述。Marks 和Sondergaard[12］通 過 表面 壓 力 峰 值 所 在位置表征（折痕法）旋渦發(fā)展中渦核中心在表面上投影位置，如圖1 所示。上述研究結果表明表面壓力分布和空間渦存在關聯(lián)關系，其他除渦核中心投影位置外的特征未給出明確表征方法。Greenwell 和Wood[22］通 過 三 角 翼 表面 壓 力 估 算前緣渦渦核中心位置和旋渦強度，但未給出實驗驗證。

圖1 折痕法判斷流向渦渦核中心投影位置[12］Fig.1 Representations of wall pressure distribution adjacent to vortex[12］

綜上所述，流向渦與表面相互作用的相關研究表明：物體表面的展向壓力分布特性，是旋渦渦核中心高度和強度對表面共同作用的結果；雖然通過表面壓力分布可以判斷流向渦渦核的發(fā)展軌跡在表面上的投影位置，但由于旋渦強度和高度對表面壓力的影響相互耦合，因此通過表面壓力分布辨識旋渦的強度和高度位置信息的研究尚不多見。

本文旨在發(fā)展一種基于表面壓力信息的流向旋渦空間位置和強度特征的識別方法。以空間無限長線渦為基本物理模型，并以“鏡像渦”理論進行修正，建立基于表面壓力信息的空間旋渦識別方法。搭建渦-面干擾試驗研究平臺，采用風洞試驗研究手段，測量表面壓力和空間流動結構，驗證旋渦識別結果，進行相關性分析和誤差分析。以期為感知飛行器周圍旋渦流動結構，以及實現(xiàn)飛行器氣動力的預測奠定重要的技術基礎。

1 模型與試驗技術

1.1 低湍流度風洞

相關試驗在南京航空航天大學1 m低湍流度回流式風洞進行。風洞開口試驗段橫截面為1.5 m×1.0 m 的長方形，試驗段長1.7 m，風洞收縮比為6.25，試驗段核心區(qū)湍流度ε=0.08%，穩(wěn)定風速范圍為5～40 m/s。整體結構如圖2 所示。

圖2 1 m 非定常低湍流度回流式風洞Fig.2 1 m unsteady low turbulence recirculation wind tunnel

1.2 試驗模型

平板流向渦發(fā)生器弦長c=150 mm，展長l=300 mm，與來流方向夾角定義為渦發(fā)生器迎角α。渦發(fā)生器安裝在精密角位移臺上，通過控制角位移臺轉(zhuǎn)動參數(shù)改變流向渦的強度Γ，通過精密電動位移臺實現(xiàn)流向渦空間位置的改變。流向渦強度通過在垂直于流向截面對渦量分布積分獲得[23］，選取以渦核為幾何中心、邊長為2 倍渦核直徑（渦核直徑選擇渦核兩側最大切向速度之間的間距）的范圍作為積分范圍（圖3 中S所示區(qū)域），計算公式為

式中：ω為測量區(qū)域渦量；S為測量區(qū)域。

使用基于速度梯度張量特征值的渦識別方法Q準則[23］捕捉和識別流場的渦結構，選擇特征值Q的最大值所在的空間位置作為渦核中心的實際位置。計算公式為

渦發(fā)生器置于平板上游，轉(zhuǎn)動中心位于渦發(fā)生器的c/2 處，與平板前緣之間的距離為c。渦發(fā)生器上緣與平板表面高度通過調(diào)節(jié)精密高度位移臺實現(xiàn)，從而改變空間流向渦與表面之間的距離h（見圖4，渦核中心與平板上表面的法向距離）。

圖4 流向渦與表面相互作用試驗布局圖（俯視圖）Fig.4 Experimental setup of streamwise vortexsurface interaction

與流向渦相互作用的物面為一金屬平板模型，模型弦長300 mm，展長500 mm，兩側布置端板用于減小平板兩側氣流三維效應對中心區(qū)流動的影響。平板表面布置有測壓孔，孔位展向間隔4 mm，弦向位置根據(jù)旋渦發(fā)展階段[24］選擇相應的測量位置。測壓孔通過測壓軟管與壓力傳感器相連接，用于平板表面壓力的動態(tài)采集。

測量坐標系在圖4 中標注，坐標原點位于平板前緣中心，x軸沿平板上表面與來流方向一致，y軸指向平板法向，z軸指向平板右弦。

1.3 PIV 測試技術

粒子圖像測速技術（Particle Image Velocimetry，PIV）是一種瞬態(tài)、多點、無接觸式的激光流體力學測速方法，廣泛應用于各類風洞試驗流場測量研究工作[25］。

示蹤粒子采用有機油霧，平均例子直徑小于10 μm，使用雙脈沖激光照亮粒子，激光平面垂直于氣流方向。實驗相機使用2 048 像素×2 048像素的CCD（Charge Coupled Device）陣列。速度矢量參數(shù)計算采用查問域16 像素×16 像素，互相關算法空間重疊50%，最大透視誤差小于5%。PIV 拍攝兩幀照片間隔30 μs，采樣頻率5 Hz，測量截面結果由120 張結果圖片計算所得。

為研究不同流向渦強度Γ（旋渦發(fā)生器角度α）以及入射高度h條件下空間結構特征和表面壓力分布特征的相關性，在來流條件15 m/s（雷諾數(shù)Re=3.21×105）的條件下，分別對h=0.1c，0.2c，0.3c，α=8°，12°條件下的流場進行定量測量。

1.4 表面壓力測量技術

表面壓力測量采用南京航空航天大學空氣動力學實驗室研制的GYS-Ⅳ型多通道壓力傳感器，量程±1 034 Pa，測量精度0.3%F.S，測量通道64 個，動態(tài)采樣率達1 kHz。

依托NI 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)搭建壓力測量系統(tǒng)可得平板表面測壓點的壓力值pi，該點壓力系數(shù)為Cps，i，計 算公式為

式中：ps為實驗段靜壓；ρ為氣流密度。

2 基于表面壓力信息的空間渦識別方法

在與流向渦相互作用過程中，物體表面的壓力分布受到空間流向渦的影響，當旋渦特征發(fā)生改變時，表面壓力分布特征也隨之發(fā)生變化，兩者之間存在復雜的映射關系。本文主要基于單渦模型建立物體表面壓力分布和流向渦結構特征之間的映射關系，通過表面壓力進行流向渦特征識別。

流場中由于旋渦存在而產(chǎn)生的速度稱為誘導速度（Induced Velocity）。在不可壓、無黏流體中，根據(jù)比奧-薩伐爾定律（Biot-Savart Law）無限長渦線所引起的誘導速度場可以看作平面點渦流動，強度為的平面點渦對平面內(nèi)任意點產(chǎn)生的誘導速度為

式中：r為平面內(nèi)任意點與平面點渦之間的距離。

對于流體密度為ρ∞、速度為V∞的自由來流，其動壓q∞和無量綱壓力系數(shù)Cp計算公式為

理想不可壓流體的定常無旋空氣流動的伯努利方程為

式中：p為 當 地 靜 壓；V為 當 地 速 度；p0為 當 地總壓。

以平板表面為對稱面，假設空間內(nèi)存在一個與流向渦線鏡面對稱的虛擬“鏡像渦”，流向渦線與“鏡像渦”對平板表面產(chǎn)生平行于表面的誘導速度（見圖5）。

結合“鏡像渦”理論計算平面內(nèi)對稱面上任意點壓力系數(shù)為

式中：V為對稱面上的該任意點的當?shù)厮俣?；h為平面點渦距離對稱面的高度；d為平面點渦在對稱面上的投影與該任意點之間的距離；0.5Γ為平面點渦強度，見圖5。式（8）計算所得平面點渦誘導作用下的對稱面壓力系數(shù)分布如圖6 所示。

圖5 渦-面相互作用中“鏡像渦”示意圖Fig.5 “Mirror vortex” diagram in vortex-wall interaction

圖6 平面點渦誘導表面壓力系數(shù)分布曲線Fig.6 Pressure coefficient induced by point vortex

當對稱面上任意點（即圖5 中測量位置）位于平面點渦在對稱面上的投影時，該點的壓力系數(shù)表現(xiàn)為壓力系數(shù)曲線的峰值，計算公式為

若該任意點與平面點渦在對稱面上的投影之間的距離d等于平面點渦距離對稱面的高度h，此時的壓力系數(shù)為

比較式（9）、式（10）表明：在理想不可壓無黏空氣流動中，當該任意點與平面點渦在對稱面的投影之間的距離d等于平面點渦距離對稱面的高度h時，該點的壓力系數(shù)是平面點渦在對稱面投影位置處壓力系數(shù)值的25%。

因此，在流向渦作用下的表面壓力系數(shù)曲線中，找到峰值所對應的位置和峰值的25%所對應的位置，此二者之間的距離等于平面點渦距離對稱面的高度h（見圖7），已知來流速度情況下，再由高度h和壓力系數(shù)曲線峰值代入式（9）可以獲得平面點渦強度。

圖7 基于表面壓力信息的空間渦識別方法示意圖Fig.7 Diagram of vortex identification method based on pressure information

至此，平面點渦的空間位置特征（平面點渦距離對稱面的高度h和平面點渦在對稱面的投影位置）和強度特征均可由該平面內(nèi)對稱面的壓力分布曲線獲得。

3 結果分析

3.1 渦-面干擾流場特征

平面點渦和鏡像渦理論是建立在不可壓、無黏流體中的無限長渦線模型，因此仍需要對基于表面壓力信息的空間渦識別方法在實際應用過程中的有效性和誤差進行實驗驗證。

孫之駿等[24］開展的渦-面干擾實驗研究結果表明，與表面相互作用的流向渦的發(fā)展狀態(tài)可劃分為起始階段、發(fā)展階段和耗散階段，流向渦渦核參數(shù)變化曲線如圖8 所示，發(fā)展狀態(tài)較為穩(wěn)定。根據(jù)微分思想和Bodstein 等[26］的研究基礎，可將局部范圍內(nèi)的流向渦近似為空間無限長線渦與表面的相互作用。

圖8 流向渦渦核參數(shù)曲線[24］Fig.8 Parameter curves of vortex core[24］

由于平面點渦和鏡像渦理論的假設條件，基于表面壓力信息空間渦識別方法的應用，需要旋渦空間結構穩(wěn)定。搭建了與孫之駿等[24］渦-面干擾研究中流向渦和表面相互作用相同的實驗模型，采用壓力測量系統(tǒng)和PIV（Particle Image Velocimetry）空間流場測量系統(tǒng)，壓力測量系統(tǒng)采樣頻率1 000 Hz，PIV 采樣頻率5 Hz。研究流向旋渦不同發(fā)展階段的空間結構特性，并驗證該方法的可行性，本文選擇的特征截面如表1所示。

表1 平板模型表面測壓孔截面弦向位置Table 1 Position of pressure taps along span on port surface

采用粒子圖像測速技術拍攝測量截面的空間流動結構，測量結果使用本征正交分解（Proper Orthogonal Decomposition，POD）進行分析。當雷諾數(shù)Re=3.21×105、來流速度15 m/s、測量截面位于x=1.4c、渦發(fā)生器上緣距離表面0.2c、渦發(fā)生器與來流夾角α=12°時，將PIV 測量結果進行POD 分解。流向渦分解后的各階模態(tài)如圖9所示，各階模態(tài)特征能量占比如圖10所示。

圖9 POD 分解后模態(tài)Fig.9 POD decomposed modality

圖10 流向渦結構模態(tài)特征Fig.10 Vortex modal feature

實驗結果表明：入射渦強度和高度維持穩(wěn)定的情況下，垂直于流向的截面，空間流動的非定常部分能量占比較小，流向渦的空間流動表現(xiàn)出準穩(wěn)態(tài)特性。將不同截面位置處不同實驗工況的PIV 測量結果均使用POD 分析，獲得與上述一致的實驗結論。

為進一步驗證上述實驗結論，將PIV 測量所得的空間速度場應用Q準則計算相應的旋渦結構，采用3δ準則確定渦核中心的跳動范圍。圖11為Re=3.21×105、來流15 m/s、測量截面位于x=1.4c、渦發(fā)生器上緣距離表面0.2c、渦發(fā)生器與來流夾角α=12°時的數(shù)據(jù)處理結果，提取空間渦核中心位置進行位置和頻率分析。

圖11 空間旋渦渦核中心位置分析Fig.11 Analysis of position of space vortex core

實驗結果表明渦核中心跳動范圍約為旋渦作用半徑的10%，進一步驗證了流向旋渦空間結構的準穩(wěn)態(tài)特性。

綜上所述，與平板表面相互作用的流向旋渦空間結構表現(xiàn)出準穩(wěn)態(tài)特性，旋渦渦核中心的空間位置發(fā)生著小范圍內(nèi)的低頻跳動。渦-面干擾實驗模型由于其準穩(wěn)態(tài)特性可以使用基于表面壓力信息的空間渦識別方法進行流向渦特征識別。

3.2 渦識別方法實驗驗證

基于表面壓力信息的空間渦識別方法可以通過表面壓力系數(shù)曲線辨識流向旋渦強度特征和渦核中心空間位置，渦-面干擾的實驗模型可以使用該識別方法辨識流向旋渦特征。

孫之駿等[24］的研究結果表明：流向渦在與平板的相互作用過程中，在表面附近形成二次渦結構，其旋轉(zhuǎn)方向與主渦方向相反，旋渦尺度與強度較小，在相互作用過程中隨著流動向下游發(fā)展很快衰弱，如圖12（a）所示。平板表面的二次渦結構會在表面壓力曲線中體現(xiàn)，根據(jù)二次渦所在位置表面壓力系數(shù)曲線可定義為近二次渦側和遠二次渦側，如圖12（b）所示。

圖12 主渦與二次渦誘導壓力分布曲線示意圖Fig.12 Pressure distribution induced by the primary vortex and the second vortex

圖13 中流向渦渦核結構是PIV 測量結果使用Q準則計算所得，測量截面旋渦渦核中心位置由Q值最大位置表征，渦核強度通過對測量截面渦量積分獲得。

圖13 測量截面空間渦結構和表面壓力系數(shù)曲線（Re=3.21×105)Fig.13 Vortex structure and surface pressure coefficient curves （Re=3.21×105)

圖13（b）給出了測量截面壓力系數(shù)曲線，比較了不同入射高度h下壓力系數(shù)時均值分布，可以看出入射高度較低時形成的集中負壓影響程度更大。隨著流向渦的靠近，平板表面與旋渦相互作用產(chǎn)生的二次渦強度逐漸增強。二次渦強度與主渦強度比值超過某一臨界值時，二次渦無法被忽略，通過平面單一點渦所建立的基于表面壓力信息的旋渦識別方法將產(chǎn)生較大誤差。

對比不同試驗工況表面壓力系數(shù)分布特性發(fā)現(xiàn)：當旋渦位置靠近平板表面且旋渦強度較強時（如x=0.8c，α=12°，h=0.1c），表面壓力系數(shù)遠二次渦側會出現(xiàn)系數(shù)大于0 的部分正壓區(qū)，見圖13（b）。這是由于此時旋渦相對而言更靠近表面，旋渦與平板表面的相互作用更強，旋渦誘導的下洗氣流撞擊平板表面形成壓力系數(shù)曲線遠二次渦側的正壓區(qū)，如圖14 所示。

圖14 “近物面流動”模型示意圖Fig.14 Schematic diagram of “near-surface flow”

根據(jù)表面壓力系數(shù)曲線遠二次渦側是否存在正壓區(qū)域可將流向旋渦狀態(tài)劃分為“近物面流動”和“遠物面流動”。α=12°，h=0.3c時表面壓力系數(shù)曲線遠二次渦側不存在明顯的正壓區(qū)域?qū)儆凇斑h物面流動”狀態(tài)，見圖13（b），在這種狀態(tài)下，平板表面展向壓力曲線變化平緩且峰值低。

采用基于表面壓力信息的空間渦識別方法處理壓力系數(shù)曲線，分別計算不同測量截面下不同入射流向渦的空間位置和強度，與PIV 測量結果進行比對結果如表2 所示。

表2 基于表面壓力信息的旋渦識別結果誤差（Re=3.21×105) Table 2 Errors of vortex identification method based on surface pressure information （Re=3.21×105)

Greenwell 和Wood[22］在 解 耦 細 長 三 角 翼 前緣高度的相關研究中，通過建立單渦物理模型以壓力系數(shù)峰值1 2 帶寬表征前緣渦的渦核中心距離上翼面的高度。該方法被用在70°后掠角三角翼前緣渦的識別，產(chǎn)生的高度誤差約為30%，渦核中心投影位置的誤差約為6%；當該方法被應用于80°后掠角三角翼前緣渦的識別，產(chǎn)生的高度誤差約為20%，渦核中心投影位置的誤差約為16%。

本 文 識 別 結 果 較Greenwell 和Wood[22］三 角翼前緣渦高度識別精度高，且增加了旋渦強度識別。造 成Greenwell 和Wood[22］的 識 別 結 果 誤 差偏大的原因是大后掠三角翼前緣渦渦對距離較近，另一側的對向渦影響無法忽略。

整理不同測量截面不同入射參數(shù)的流向渦表面壓力測量結果，壓力系數(shù)曲線以近二次渦側和遠二次渦側分別計算截面旋渦位置和強度，計算識別結果與PIV 測量結果相關性結果如圖15所示。圖中Instantly 表示與PIV 瞬態(tài)測量結果對比，Statistics 表示與PIV 的120 張圖像的平均測量結果對比。

圖15 不同弦向位置橫截面空間渦辨識結果相關性分析Fig.15 Correlation analysis of spatial vortex identification results in different cross-sections

圖15 中壓力系數(shù)曲線遠二次渦側辨識結果處于極強相關區(qū)域（R=0.8～1.0）的占比遠大于近二次渦側。圖15（a）近二次渦側壓力系數(shù)曲線辨識結果相關性分析發(fā)現(xiàn)，各截面強度辨識結果相關性低于遠二次渦側，且大部分處于強相關區(qū)域（R=0.6～0.8），0.8c、1.2c、1.4c截面位置的高度辨識結果均處于強相關區(qū)域。圖15（b）遠二次渦側壓力曲線辨識結果相關性分析各項均處于極強相關區(qū)域。結果表明，由于二次渦對表面壓力系數(shù)曲線的影響，壓力系數(shù)曲線遠二次渦側所解算截面流向旋渦特征與PIV 流場測量結果相關性更好。

總結不同入射參數(shù)的流向渦識別結果，基于表面壓力信息的空間渦識別方法的主要誤差來源有以下3 個方面：

1） 測壓孔間距影響壓力系數(shù)曲線空間分辨率，造成旋渦特征識別的誤差。

2） 在測量截面對渦量分布積分獲得旋渦強度，使用Q 準則計算得到的特征值的最大值位置表征旋渦的空間位置，可能存在偏差[21］，是誤差來源之一。

3） 基于表面壓力信息的空間渦識別方法忽略空間其他流動結構，會在渦識別過程中產(chǎn)生一定誤差。

研究發(fā)現(xiàn)，僅從壓力曲線信息出發(fā)，壓力系數(shù)曲線以峰值所在橫坐標為分界點，“近物面流動”狀態(tài)的壓力系數(shù)曲線較為平緩的是近二次渦側，較為陡峭的是遠二次渦側，見圖12；“遠物面流動”狀態(tài)的壓力系數(shù)曲線較為平緩的是遠二次渦側，較為陡峭的是近二次渦側，見圖13（b）。通過表面壓力系數(shù)曲線遠二次渦側是否存在明顯正壓區(qū)域判斷“近物面流動”和“遠物面流動”，見圖14。為減小二次渦對識別結果影響，本文建立的基于表面壓力信息的空間渦識別方法以壓力系數(shù)曲線遠二次渦側對“遠物面流動”狀態(tài)的流向渦強度和高度特征進行辨識，對于“近物面流動”仍需要進一步完善渦-面干擾物理模型和辨識方法對旋渦特征進行準確辨識。

4 結 論

發(fā)展了一種基于表面壓力信息的空間旋渦識別方法，并利用風洞試驗技術驗證了該方法的有效性，研究結果表明：

1） 流向旋渦與平板表面相互作用的物理模型，可以通過平面點渦和鏡像渦理論建立基于表面壓力信息的空間流向渦識別方法。

2） 搭建渦-面干擾實驗平臺，采用表面壓力測量實驗和空間流場測量實驗，驗證了基于表面壓力信息的空間渦識別方法的可行性。

3） 根據(jù)黏性產(chǎn)生二次渦的位置將表面壓力系數(shù)曲線劃分為近二次渦側和遠二次渦側，根據(jù)表面壓力系數(shù)曲線遠二次渦側是否存在明顯正壓區(qū)域劃分為“近物面流動”和“遠物面流動”；本文研究單渦-物面干擾模型建立的空間渦識別方法更適用于“遠物面流動”空間渦狀態(tài)識別。

渦-面相互作用的研究有助于理解飛行器復雜繞流條件下渦系的生成與發(fā)展機制，以及對飛行器氣動特性和運動特性的影響規(guī)律。建立復雜空間渦系、物面載荷、飛行器氣動力以及運動姿態(tài)間的物理關系，實現(xiàn)基于狀態(tài)感知的智能飛行器設計。本文通過與流向渦相互作用的平板表面的壓力系數(shù)曲線實現(xiàn)流向旋渦空間結構特性（位置特性和強度特性）的識別，建立空間渦系和物面載荷的物理關系。今后需進一步開展以下工作：

1） 完善基于表面壓力信息空間渦識別方法的模型，建立“近物面流動”高精度旋渦特征識別方法，提高準確性。

2） 通過雙渦-物面干擾模型建立基于表面壓力信息的空間雙渦特征識別方法。

3） 基于表面壓力信息進行三角翼前緣渦的狀態(tài)識別，實現(xiàn)流場重構，關聯(lián)三角翼前緣渦流動狀態(tài)和氣動特性，預測三角翼氣動力和氣動力矩。