旋翼動態(tài)失速與反流流動控制研究進展

李國強，趙鑫海，易仕和，宋奎輝，趙光銀

1.國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

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

0 引 言

直升機具有垂直起降和懸停的獨特優(yōu)勢，在緊急醫(yī)療、搶險搜救和軍事行動中能夠發(fā)揮不可替代的作用。自誕生以來，直升機性能不斷提升，燃油消耗水平和噪聲水平持續(xù)改善，但受到旋翼氣動特性限制，直升機的飛行性能不能滿足高速度、大載荷的實際需求。飛行阻力顯著增大是限制傳統(tǒng)直升機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?shù)厮俣容^大，槳葉局部位置產(chǎn)生激波，導致直升機功耗上升；另一方面，槳盤后行側(cè)極易發(fā)生流動分離和反流，導致旋翼氣動性能下降[1]。

反流區(qū)內(nèi)流場復雜，槳葉周圍流場的復雜流動和氣動性能變化還會誘發(fā)一系列氣動彈性耦合效應，給旋翼氣動問題研究帶來了嚴峻挑戰(zhàn)[1]。在反流區(qū)內(nèi)，葉素處于負迎角工作狀態(tài)，會產(chǎn)生負升力，而由反流引起的流動分離等現(xiàn)象則會降低槳葉的氣動效率，給直升機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，此時分離渦沿弦向流動，由此產(chǎn)生更強的非定常氣動載荷和俯仰力矩，增大了旋翼變距拉桿的交變負載，影響旋翼的疲勞壽命和直升機的飛行安全。

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

隨著直升機飛行速度包線的不斷拓展，常規(guī)直升機槳葉面臨的反流區(qū)影響和動態(tài)失速問題越發(fā)凸顯。在高速飛行狀態(tài)下，反流區(qū)的擴大和動態(tài)失速的發(fā)生不僅會降低旋翼的氣動效率，還可能引發(fā)嚴重的槳葉動力學問題，威脅直升機飛行安全。因此，控制旋翼動態(tài)失速，提升后行側(cè)旋翼效率，解決旋翼面臨的動態(tài)失速和反流問題已經(jīng)成為當前旋翼空氣動力學研究的重點之一[4]。在此問題研究的基礎上，采用有效的流動控制方法可以進一步提升直升機的飛行性能。

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

1 旋翼反流區(qū)與動態(tài)失速特性研究現(xiàn)狀

反流區(qū)和動態(tài)失速區(qū)包含的流動機理復雜，相關問題已成為制約單旋翼直升機向高速領域發(fā)展的主要因素之一。為此，國內(nèi)外針對旋翼動態(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

直升機以一定的前進比μ（前飛速度與旋翼槳尖速度的比值）飛行時，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)象對應的區(qū)域被稱為“反流區(qū)”。旋翼反流區(qū)內(nèi)流動復雜，葉素的銳幾何后緣成為新的氣動前緣，鈍幾何前緣則成為氣動后緣。隨著前進比μ增大，反流區(qū)的范圍增大，如圖1 所示（2 個不同顏色的圓圈對應不同前進比下的反流區(qū)范圍）。此外，當槳葉的方位角ψ發(fā)生變化時，反流流動的速度和方向也會發(fā)生相應的改變。

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

為解決固定翼戰(zhàn)斗機在倒飛機動時機翼和操縱面上出現(xiàn)的反向流動問題，美國國家航空咨詢委員會（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前緣流動分離的顯著影響。20 世紀30 年代末，Bailey 等[6]利用相機得到了旋翼槳葉表面絲線在流場作用下的運動形態(tài)，通過分析絲線的運動方向，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”直升機進行氣動特性研究時，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，翼型氣動特性比順流狀態(tài)下更差[8]。直升機的前飛速度越快（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)為負值，旋翼消耗的功率也會增大[10]。在大前進比狀態(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)下的氣動特性，發(fā)現(xiàn)幾何后緣的鈍度也會影響反流區(qū)內(nèi)旋翼的氣動性能。

圖2 典型狀態(tài)下直升機槳葉剖面阻力系數(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前飛速度，但同時也會擴大槳盤后行側(cè)反流區(qū)范圍，導致更大的功率損耗。目前，旋翼反流問題尚無成熟可靠的解決方案。

1.2 旋翼動態(tài)失速特性

直升機在高速或機動飛行時，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)的氣動力。當槳距增大時，變距拉桿載荷和槳葉扭轉(zhuǎn)力矩也會急劇增大，且這種情況會隨著前飛速度增大進一步惡化。槳葉迎角大于失速迎角時，吸力面會出現(xiàn)大范圍的流動分離，進一步產(chǎn)生非定常氣動載荷。當非定常氣動載荷頻率與旋翼結(jié)構的共振頻率接近時，會直接加劇旋翼的結(jié)構疲勞，嚴重時甚至引發(fā)共振并損毀槳葉[12-13]。圖3 展示了典型狀態(tài)下翼型俯仰運動對升力系數(shù)CL的影響[14]。

圖3 翼型俯仰運動對升力系數(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)生動態(tài)失速。與固定翼相比，旋翼動態(tài)失速的三維性更強[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也在不斷變化，流動更為復雜，對槳葉的氣動性能會產(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]，而旋翼的動態(tài)失速受到槳葉方位角（后掠角）的影響，與常規(guī)的動態(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特性的影響，Raghav 等[19]通過風洞實驗證明了后掠角可以促進翼型表面附著渦誘導出附加升力。Smith 等[20]發(fā)現(xiàn)，后掠角能夠抑制次級渦結(jié)構的產(chǎn)生，并延遲動態(tài)失速渦的分裂。存在后掠角時，翼型受展向流動的影響更為明顯（圖4），翼型表面產(chǎn)生了復雜的流動。此外，旋翼槳葉的動態(tài)失速還受到揮舞運動和擺振運動的影響。謝凱等[21]研究發(fā)現(xiàn)在非定常來流下?lián)]舞運動對翼型動態(tài)失速的影響大于擺振運動。

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

流場參數(shù)變化也會影響旋翼動態(tài)失速特性。Critzos 等[22]在對NACA 0012 翼型開展反流實驗時發(fā)現(xiàn)，在一定范圍內(nèi)，雷諾數(shù)通過影響氣動前緣的邊界層轉(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，旋翼動態(tài)失速同時受到多物理量影響，在時間和空間上具有較大的不穩(wěn)定性，與之相應的控制方法研究面臨較大的挑戰(zhàn)。

2 旋翼槳葉動態(tài)失速與反流流動控制方法

2019 年，美國空軍召集40 余名行業(yè)專家，研討了旋翼動態(tài)失速和反流問題研究面臨的主要挑戰(zhàn)，研究了對應的流動控制方法，試圖為旋翼空氣動力學問題找到突破口[23]。常見的流動控制方法主要分為被動流動控制方法和主動流動控制方法。被動流動控制方法穩(wěn)定可靠，如優(yōu)化翼型幾何構型、添加表面機械結(jié)構（如安裝擾流板和渦流發(fā)生器）等；主動流動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 種常見流動控制方法。下文結(jié)合反流區(qū)和動態(tài)失速流動控制需求，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)化翼型幾何構型

早期研究者從翼型幾何構型出發(fā)，主要研究了不同翼型對反流和動態(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載荷分布特性，發(fā)現(xiàn)反流狀態(tài)下鈍氣動后緣的流動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)實驗發(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?。▓D5 顯示了后緣鈍化后的翼型附近流場），為旋翼槳葉設計提供了新思路。

圖5 鈍后緣翼型在反流中的流動顯示結(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驗，發(fā)現(xiàn)當迎角增大時，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]進一步研究了反流動態(tài)失速的演變及俯仰運動參數(shù)對失速的影響規(guī)律，研究表明尖銳的氣動前緣會促進動態(tài)失速的發(fā)生。為改善X2 技術驗證機（X2TD）反流區(qū)的流動特性[25]，研究者將直升機槳葉弦長設計得更短、根部區(qū)域的槳距設計得更小，并為槳葉設計了鈍后緣翼型（圖6）。這2 項改進措施使X2 驗證機比上一代直升機（XH-59）擁有更強的抵抗反流區(qū)影響的能力，但降低了直升機的懸停效率[1]。相關研究結(jié)果[31]表明：采用動態(tài)前緣技術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，動態(tài)前緣技術較為復雜，工程實現(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，研究者從仿生學觀點出發(fā)，結(jié)合生物界的流體力學現(xiàn)象，對旋翼翼型的幾何構型進行改造，以提高翼型動態(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動[32]，此狀態(tài)下鰭肢（圖7）的迎角較大，很容易超過失速點。研究者認為座頭鯨鰭肢的波狀前緣對其敏捷運動起著關鍵作用。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）對動態(tài)失速的控制機理及運動參數(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型可以有效控制動態(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翼型設計了正弦前緣，研究了其對翼型動態(tài)失速的控制效果。研究結(jié)果揭示了仿生前緣對動態(tài)失速的控制機理：前緣凸起誘導產(chǎn)生的流向渦對（圖8）增強了翼型邊界層內(nèi)的動量交換，使得波峰處的附著流動能維持到更遠的下游位置，而波谷處流動分離提前。當迎角超過某臨界值后，流場在空間上呈現(xiàn)出較強非周期性，此時控制效果減弱；當迎角保持不變時，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，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)生強下洗作用，減小了該區(qū)域的有效迎角，進而抑制了失速發(fā)生。

為了更真實地模擬座頭鯨鰭肢的前緣形狀，Lu 等[36]在規(guī)則鋸齒前緣的基礎上研究了不規(guī)則前緣鋸齒狀仿生結(jié)構對翼型氣動性能的影響，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態(tài)氣動特性的方法。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行重構，獲得了4 種仿生翼型，研究分析了各重構翼型的動態(tài)失速特性及氣動性能的差異。近年來，基于深度學習等的優(yōu)化設計方法[38]也逐漸被應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，在反流和動態(tài)失速狀態(tài)下提升了翼型氣動性能。但是，上述方法在實現(xiàn)反流和動態(tài)失速控制的同時，較難兼顧翼型氣動力性能的綜合提升（如提高升力、降低阻力等），有必要進一步深化上述方法的研究，尤其是在旋翼系統(tǒng)上的應用研究。

2.2 添加表面機械結(jié)構

改變翼型幾何構型的方法直接破壞了原始翼型（baseline），對翼型氣動特性影響比較顯著。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械結(jié)構，以改變邊界層內(nèi)外的流場參數(shù)，從而達到控制旋翼動態(tài)失速和提升反流區(qū)氣動特性等目的。例如，在槳葉表面安裝渦流發(fā)生器和擾流板等流動控制裝置。

渦流發(fā)生器是一種運用廣泛的流動控制技術，主要通過在原始翼型表面設置凸起結(jié)構來實現(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)構相對簡單，穩(wěn)定性較好，在控制旋翼動態(tài)失速方面具有較大潛力。Heine 等[40]在研究翼型動態(tài)失速時，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的區(qū)域，發(fā)現(xiàn)渦流發(fā)生器的形狀對動態(tài)失速的控制效果存在明顯影響。根據(jù)流動控制需求，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也發(fā)現(xiàn)了類似規(guī)律：渦流發(fā)生器能夠明顯抑制動態(tài)失速，且下俯階段翼型氣動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)生器抑制流動分離的效果更好，提升翼型氣動性能的效果也更好：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)，增強邊界層抵抗逆壓梯度的能力，進而更好地抑制上翼面流動分離并有效提升翼段氣動性能。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?shù)剡吔鐚雍穸认喈敚┎Ρ妊芯苛藘烧叩目刂菩Ч?，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，從而延遲動態(tài)失速的發(fā)生。但是，尺度更大的渦流發(fā)生器會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，從而達到控制旋翼動態(tài)失速的效果。其他機械控制結(jié)構的尺度則相對較大。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)構在影響邊界層能量分布的同時還會影響邊界層外的流動[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 個不同流向位置（0.1c、0.4c 和0.7c）的擾流板對動態(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)振蕩運動。研究表明：該擾流板可減小俯仰力矩約34%，同時提高下俯階段的升力；安裝于0.4c 處擾流板的動態(tài)失速控制效果最好，但缺少試驗數(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態(tài)失速具有一定控制效果，同時也說明主動控制方法更有潛力成為控制旋翼動態(tài)失速的有效手段。

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

李春團隊研究了翼型吸力面后緣[48]和壓力面后緣[49]擾流板對動態(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，合理運用擾流板都能夠有效控制流動分離，延遲動態(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。為進一步驗證擾流板裝置的實用性，Opitz等[50]設計了擾流板地面實驗裝置。雖然暫未給出具體風洞實驗數(shù)據(jù)，但Opitz 等認為受限于翼型有限的內(nèi)部空間，擾流板無法實現(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間延遲，關閉狀態(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，應結(jié)合實際應用需求，綜合考慮擾流板在靜止和運動狀態(tài)下的結(jié)構強度，進一步優(yōu)化設計。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)構強度可靠，可將最大升力系數(shù)提高23.2%。類似研究也證實該裝置可控制動態(tài)失速引起的流動分離和渦脫落[52]。但是，該擾流板的角度無法調(diào)節(jié)，很難進一步提高控制效率。

張馨藝等[53]在吸力面不同位置設計了不同幾何參數(shù)的凹腔，凹腔底面具有可沿流向運動的壁面，利用該運動壁面向邊界層注入動量，提高邊界層抵抗逆壓梯度的能力。數(shù)值模擬研究驗證了該結(jié)構控制動態(tài)失速的效果，升阻比最大提高了57.1%。研究結(jié)果顯示其控制動態(tài)失速的能效比優(yōu)于傳統(tǒng)射流控制方法。但是，該運動壁面結(jié)構較為復雜，很難應用于旋翼系統(tǒng)。因此，在實際應用中的控制效果尚不明確，仍需開展進一步研究。

在原始翼型上添加機械裝置，可起到控制動態(tài)失速的作用。機械裝置的相對尺度和安裝位置對流動控制效果存在影響，物理尺寸較大的機械裝置會給翼型帶來更多“廢阻”。旋翼槳葉內(nèi)部空間有限，部分控制裝置機械結(jié)構復雜，實現(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，從而達到流動控制的目的。20 世紀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系。吹氣控制主要受吹氣位置、吹氣孔出口形狀和吹氣流動參數(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]認為吹氣控制技術比表面機械控制裝置具有更大優(yōu)勢（如，在控制動態(tài)失速渦生成的同時不會引入額外的“廢阻”），應用于旋翼系統(tǒng)的潛力更大?？紤]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)失速實驗中研究了襟翼前緣狹縫吹氣的流動控制效果（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分離和促使流動再附的最優(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），但周期吹氣對動態(tài)失速的控制效果還有待進一步驗證。

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）。每個吹氣孔由單獨的電磁閥控制，最高控制頻率為500 Hz。研究結(jié)果證實了存在最優(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（高達幾百kPa），常規(guī)供氣系統(tǒng)很難在真實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 對應的振蕩吹氣控制效果相對最好[62]；由于實驗數(shù)據(jù)不夠豐富，暫時無法確定最優(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指出，吹氣速度應大于邊界層最大速度，否則前緣吹氣控制可能會加速前緣分離。吹氣孔/縫的位置也會影響流動控制效果[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]利用風洞實驗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)點燃空氣和燃料的混合物，利用計算機控制點火頻率和燃料供給速率，將化學能轉(zhuǎn)化為氣體的動能和內(nèi)能，實現(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控制系統(tǒng)的整體重量。

在前緣采用吹氣控制的基礎上，Zha 等[67]提出了協(xié)同射流（Co-Flow Jet,CFJ）方法，并通過靜態(tài)實驗驗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]構成，也可以是內(nèi)部的增壓泵等[69]。

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

協(xié)同射流技術已被證實能夠抑制由激波誘導產(chǎn)生的動態(tài)失速[70]。Liu 等[71]在直升機槳葉吸力面后緣設置吸氣裝置，利用數(shù)值模擬研究了旋翼槳葉不同徑向位置的氣動特性。圖15 為協(xié)同射流控制系統(tǒng)簡圖?？刂葡到y(tǒng)布置于翼梢附近，能夠在翼面產(chǎn)生負壓，并有效提高前行側(cè)和后行側(cè)槳葉的升力和動量系數(shù)，提高槳葉推力。但是，協(xié)同射流供氣系統(tǒng)結(jié)構復雜，在實際應用中很難在槳葉內(nèi)部安裝滿足流動控制需求的供氣系統(tǒng)[72]。此外，改進氣源方案（特別是射流壓力），進一步提高射流速度，也是協(xié)同射流技術研究中亟待解決的關鍵問題[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雜的結(jié)構和氣源系統(tǒng)的限制。例如，傳統(tǒng)的壓氣機和風扇系統(tǒng)很難提供較高壓力；高壓儲氣罐供氣方式很難提供持續(xù)的流量供給；采用攜帶壓氣機的方式，則會增大直升機整體功率消耗。

2.4 等離子體控制

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

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

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

Sosa 等[80]研究了不同激勵電壓、頻率對等離子體激勵器控制效果的影響（激勵電壓頻率范圍1～1 000 Hz，高低電平時長一致）。研究表明，周期性激勵信號控制的等離子體激勵器能效比更高，且最優(yōu)無量綱頻率小于1。在中等失速狀態(tài)下，脈沖化非定常激勵的流動控制效果始終優(yōu)于定常激勵。但是，在過失速及折算頻率較高的極端惡劣狀態(tài)下，等離子體激勵器的控制效果則不夠理想。Post 等[81]研究了持續(xù)交流信號和間歇交流信號等離子體激勵器對翼型前緣分離及動態(tài)失速渦的控制效果，通過調(diào)節(jié)控制電壓實現(xiàn)了激勵器的閉環(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電壓（80 Hz），在翼型下俯階段，選取頻率較低的激勵電壓（20 Hz）可達到更好的效果。不同激勵信號對比結(jié)果顯示，閉環(huán)控制、間歇交流激勵和持續(xù)交流激勵對應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器的控制參數(shù)對其控制旋翼反流和動態(tài)失速的效果具有重要影響。

交流等離子體激勵器（AC-DBD）[82]和納秒脈沖等離子體激勵器（Nanosecond Pulses Dielectric Barrier Discharge,NS-DBD）[83]是2 種常見等離子體激勵器，主要區(qū)別在于激勵信號的幅值規(guī)律不同，如圖17 所示。AC-DBD 和NS-DBD 都能在流場中產(chǎn)生壓縮波和誘導射流，隨之產(chǎn)生的壓力和動量變化能夠延遲流動分離。相比而言，NS-DBD 的流動控制效果更好。這是因為當NS-DBD 放電時，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，等離子體激勵器能夠有效控制翼型動態(tài)失速，提高翼型升阻比，其控制效果主要受激勵信號和安裝位置的影響。等離子體激勵器具有應用于旋翼系統(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，無需氣源即可產(chǎn)生與射流近似的流動控制效果，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器。合成射流激勵器主要由開孔（或開縫）激勵器腔體和振動部件（圖18 右圖下方黑色部件）組成。振動部件是激勵器核心部件，它將輸入的電能轉(zhuǎn)化為振動膜的動能，振動膜作用于腔體內(nèi)氣體，將能量轉(zhuǎn)化為氣體動能，最終以射流形式作用于翼型表面流場[87]。除了振動膜，其他形式的激勵也可作為激勵源，為腔體內(nèi)氣體提供能量[88]。合成射流最早被應用于翼型靜態(tài)失速控制研究[89]，研究表明該技術可以抑制大迎角狀態(tài)下翼型表面流動分離[90]，延遲失速發(fā)生[91]。之后，該技術被進一步證實可用于翼型動態(tài)失速控制[92]。因此，合成射流技術也具有控制旋翼反流和動態(tài)失速的潛力。

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

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

式中：f 為激勵信號頻率，xte為激勵器至翼型后緣的距離，u∞為來流速度。合成射流的動量系數(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。

無量綱激勵頻率對合成射流激勵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驗發(fā)現(xiàn)，F(xiàn)+=0.5 時翼型升力系數(shù)最大，F(xiàn)+=1 或F+=2 時翼型的阻力系數(shù)最小。Amitay 等[94]觀察到激勵頻率F+會影響合成射流的控制效果。相關研究結(jié)果[95]表明，合成射流在0.5 < F+< 5 時的控制效果較好。Ma 等[96]結(jié)合風洞實驗數(shù)據(jù)得出結(jié)論：合成射流激勵器能夠控制動態(tài)失速，但是當翼型處于前飛狀態(tài)時，其消耗功率比懸停狀態(tài)下更高；翼型迎角進一步增大時，需要更大的射流動量系數(shù)才能達到預期的控制效果。

合成射流的控制效果也會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)對翼型動態(tài)失速特性的影響，指出位于氣流分離點附近的合成射流激勵器對翼型動態(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態(tài)失速控制效果的影響時發(fā)現(xiàn)，“射流出口最優(yōu)位置在氣流分離點附近”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下游附近區(qū)域時可以起到更好的動態(tài)失速控制效果。胡智[100]研究了合成射流在靜態(tài)和動態(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，激勵器能夠向邊界層注入更多動量，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，提出的PID 控制方法能夠在不同迎角下改變合成射流強度，有效控制吸力面的流動分離（如圖19 所示），顯著提高合成射流激勵器的能效比。

圖19 合成射流作用下的翼型表面絲線流動顯示結(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（圖20）的合成雙射流激勵器[104]克服了壓載失效帶來的環(huán)境適應性問題，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，在控制旋翼動態(tài)失速等方面具有更大潛能。

綜上所述，合成射流激勵器對動態(tài)失速的控制效果主要受到射流的動量系數(shù)、激勵頻率、出口位置和出口角度的影響。合成射流技術在大迎角狀態(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器的控制效率和能效比開展。合成射流技術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，是在原始翼型的基礎上改變翼型后緣的角度和形狀，形成對翼型氣動特性的控制。根據(jù)后緣小翼是否消耗能量，可將后緣小翼控制技術分為被動式后緣小翼控制技術和主動式后緣小翼控制技術。

被動式后緣小翼控制技術以固定角度的后緣偏轉(zhuǎn)達到流動控制目的[106]（被動式后緣小翼如圖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]通過風洞實驗和數(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，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（紅色實線：帶控制）[107]Fig.22 Pitching moment change by trailing winglet (red solid line)[107]

Ko 等[110]通過靜/動態(tài)實驗研究了平滑偏轉(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)實驗中發(fā)現(xiàn)，平滑偏轉(zhuǎn)的后緣能顯著降低分離區(qū)面積和尾流強度，并大幅降低翼段的阻力、俯仰力矩和部分負升力。此外，還證明了偏轉(zhuǎn)的后緣能顯著降低遲滯環(huán)和非定常氣動載荷。基于Ko 的研究結(jié)果，Nelson 等[111]進一步研究了存在后掠角時（此時存在展向流動）后緣小翼對反流的控制效果（對應的翼型表面流線分布如圖23 所示），發(fā)現(xiàn)后掠角導致最大升力系數(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與其他控制技術結(jié)合，能夠起到更好的流動控制效果。馬奕揚等[112]結(jié)合后緣小翼控制技術與合成射流控制技術，較好地控制了翼型的動態(tài)失速，同時將后行側(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，提高了旋翼控制動態(tài)失速的能力。

被動式后緣小翼的偏轉(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，被動式后緣小翼能否兼顧槳盤前行側(cè)和后行側(cè)的氣動性能需求，有待進一步研究。

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

主動式后緣小翼的控制效果主要受到小翼運動狀態(tài)的影響，如小翼繞旋轉(zhuǎn)軸運動的振蕩頻率和幅值（最大旋轉(zhuǎn)角度），以及小翼與主翼的相位差等。Krzysiak 等[117]研究了帶主動后緣小翼的翼型在正向流中的非定常氣動力特性（該小翼可繞固定軸作俯仰運動，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。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載荷的影響（圖25）。研究結(jié)果顯示：當小翼以較大速率從翼型平衡迎角附近開始偏轉(zhuǎn)時，翼型的負俯仰力矩明顯改善；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)時機的滯后而下降。通過分析主翼和小翼在不同振蕩狀態(tài)下對應的氣動力數(shù)據(jù)，改進了小翼控制策略，提高了主動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受到小翼偏轉(zhuǎn)的影響，小翼偏轉(zhuǎn)越滯后，前緣渦強度變化越大。王進等[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的氣動力特性，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)不同的應用需求調(diào)整小翼的振蕩模式。馬奕揚等[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)后緣小翼的相對運動頻率，可將最大阻力系數(shù)和最大力矩系數(shù)分別降低19%和27%。

馬奕揚和招啟軍[122]進一步研究了后緣小翼對旋翼氣動特性的控制機理，分析了相關控制參數(shù)。發(fā)現(xiàn)后緣小翼可進一步提升旋翼前行側(cè)的升力潛能，同時降低后行側(cè)動態(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%。胡志遠等[123]利用數(shù)值模擬方法研究了主動后緣小翼對后緣渦的控制特性，發(fā)現(xiàn)增大后緣小翼擺動頻率和幅度能夠加快后緣渦產(chǎn)生的速度和強度。Barrio 等[124]通過壓力傳感器信號獲取翼型實時失速情況，從而精確控制后緣小翼的運動形態(tài)，進一步提高了后緣小翼的控制效率。Samara 等[125]在研究動態(tài)失速導致的負載波動問題時發(fā)現(xiàn)，當后緣小翼與翼型運動的相位差為π/2 時，升力和力矩系數(shù)的功率譜幅值分別下降26%和24%。由于應用需求、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型的影響。Hassan 等[9]在正向流中開展了帶后緣小翼的翼型風洞實驗，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)構參數(shù)時發(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影響翼型氣動性能，當縫隙寬度大于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)構的限制，會明顯破壞翼型的氣動外形，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。風洞實驗結(jié)果證實該裝置比傳統(tǒng)后緣小翼具有更高的氣動效率。

圖26 魚骨形機翼[128]Fig.26 Fishbone airfoil[128]

Kumar 等[129]使用魚骨形裝置在BO105 直升機上開展了主動控制實驗，控制輸入達到4 階旋翼諧波頻率，并成功將槳轂振動水平降低了50%，驗證了魚骨形裝置用于旋翼主動控制的可行性，對開展反流流動分離和動態(tài)失速的主動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)的貢獻與傳統(tǒng)后緣小翼相當，但其在減阻方面具有更大優(yōu)勢（能夠比傳統(tǒng)小翼高一個數(shù)量級）。

在正向流狀態(tài)下，后緣小翼主要影響翼型氣動后緣附近的流動特性[131]；在反向流狀態(tài)下，后緣小翼的作用效果會擴大至氣動前緣。主動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)和運動形態(tài)的影響，需進一步研究相關控制策略。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)構缺陷帶來的氣動性能干擾問題，現(xiàn)有的反流被動控制研究結(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)氣動特性及槳葉動態(tài)失速特性，從被動流動控制和主動流動控制這2 個方面歸納了優(yōu)化翼型幾何構型、添加表面機械結(jié)構、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態(tài)失速的控制效果及影響因素。

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

主動流動控制方法參數(shù)可調(diào)，具有更高的控制效率，具備成為復雜飛行狀態(tài)下旋翼流動控制手段的潛力，但目前主動流動控制方法存在一些難點，需要開展進一步研究，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)構強度和工程可行性提出了嚴苛的要求；等離子體激勵器在復雜旋翼氣動環(huán)境下的控制效果仍需深入研究，其能效比問題也需重點關注；合成射流控制技術雖然能降低氣源帶來的工程實現(xiàn)難度，但其抗惡劣環(huán)境的能力和實際應用效果等尚不明晰。相比而言，后緣小翼控制方法兼具被動流動控制的可靠性和主動流動控制的可控性，在控制旋翼動態(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，流動控制技術可為旋翼反流和動態(tài)失速提供新的解決思路。根據(jù)旋翼非定?？諝鈩恿W特點，應更加重視主動流動控制技術的研究，重點關注主動控制技術的穩(wěn)定性、控制效率和工程實現(xiàn)難易程度。經(jīng)過對比分析，本文認為后緣小翼等電控機械結(jié)構具有很好的發(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），其機械結(jié)構比擾流板等更簡單，系統(tǒng)復雜程度比射流系統(tǒng)更低，極端環(huán)境生存能力比合成射流和等離子體更強。在固定偏轉(zhuǎn)后緣小翼的基礎上，魚骨形后緣小翼有望進一步提高反流區(qū)和動態(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，還應開展控制效果、參數(shù)影響規(guī)律、控制機理及智能化自適應控制策略等問題的深入研究。