臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻技術(shù)綜述

李廣佳，王紅波，張凱，儀志勝

中國航天空氣動力技術(shù)研究院 創(chuàng)新與應(yīng)用中心，北京 100074

臨近空間是指距離地面20～100 km 高度的空域，介于航空器和航天器飛行區(qū)域。臨近空間太陽能無人機(jī)作為這一空域飛行器的典型代表，直接跨越了傳統(tǒng)航空器難以永久飛行的技術(shù)瓶頸，具有飛得高、待得久的顯著特點(diǎn)。2022 年，Zypher S 無人機(jī)持續(xù)64 天的不間斷飛行有力印證了該類無人機(jī)無可比擬的平臺優(yōu)勢。

太陽能無人機(jī)先天具備長時間滯空能力，既可以在指定區(qū)域持久盤旋，發(fā)揮空中定點(diǎn)平臺作用，執(zhí)行區(qū)域通信、導(dǎo)航、應(yīng)急保障、跟蹤監(jiān)視等任務(wù)；又可憑借其機(jī)動能力，靈活部署，快速響應(yīng)。作為高空“偽衛(wèi)星”，臨近空間太陽能無人機(jī)在軍民領(lǐng)域都有著重要的應(yīng)用價值。隨著太陽能無人機(jī)逐漸進(jìn)入實際應(yīng)用階段，未來各國將會以此平臺為重要支撐點(diǎn)展開臨近空間資源的激烈爭奪。

當(dāng)前，受太陽能電池光電轉(zhuǎn)換效率和二次電池能量密度限制，太陽能飛機(jī)能源系統(tǒng)的功率密度遠(yuǎn)不及常規(guī)燃油飛行器。為實現(xiàn)跨晝夜不間斷飛行的平臺優(yōu)勢，該類飛行器在氣動增效、結(jié)構(gòu)減重、節(jié)能降耗等方面的設(shè)計要求較常規(guī)動力飛行器有過之而無不及。在太陽能無人機(jī)的功耗組成中，飛行功耗占比最大。面對固定的儲能電池容量，降低飛行功耗意味著更高的越夜高度或更充裕的可用功率。顯然，開展臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻技術(shù)攻關(guān)，提高全機(jī)氣動效率和推進(jìn)系統(tǒng)效率是實現(xiàn)該類平臺節(jié)能降耗最直接有效的解決途徑。然而低雷諾數(shù)空氣動力學(xué)問題［1］給這一設(shè)計目標(biāo)帶來了一定的困難和挑戰(zhàn)。

巡航狀態(tài)下臨近空間太陽能無人機(jī)的飛行雷諾數(shù)一般為104～105量級，處于低雷諾數(shù)［2］范疇。當(dāng)雷諾數(shù)低于一定范圍時，翼型最大升力系數(shù)急劇降低，失速迎角急劇減小，升阻比特性嚴(yán)重惡化［3-5］，翼型最大升阻比可能只有常規(guī)雷諾數(shù)下的1/10 左右。對于太陽能無人機(jī)平/垂尾安定面、操縱舵面等氣動部件，其特征尺度小，各自氣動特性隨雷諾數(shù)的變化更為敏感。氣動性能的惡化將導(dǎo)致全機(jī)橫航向操縱能力和配平能力下降，配平阻力增加，這進(jìn)一步削弱了全機(jī)的氣動效率。臨近空間螺旋槳工作于高空低密度的大氣環(huán)境，低雷諾數(shù)效應(yīng)使槳葉表面容易出現(xiàn)層流分離，槳葉局部剖面的氣動特性嚴(yán)重偏離設(shè)計點(diǎn)，螺旋槳推進(jìn)效率嚴(yán)重下降。此外，臨近空間螺旋槳工作剖面涵蓋起飛、爬升、巡航、慢車下滑等復(fù)雜工況，工作剖面的多變性使螺旋槳適應(yīng)復(fù)雜工況的能力變差。

關(guān)于臨近空間太陽能無人機(jī)的增升減阻設(shè)計，國內(nèi)外都開展了長期的技術(shù)積累，相關(guān)研究成果為發(fā)掘臨近空間太陽能飛機(jī)的氣動潛力具有重要的借鑒意義。本文主要從低雷諾數(shù)翼型設(shè)計、氣動布局設(shè)計、螺旋槳/機(jī)翼氣動耦合設(shè)計、流動控制技術(shù)、低雷諾數(shù)螺旋槳增效設(shè)計5 個方面對臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的相關(guān)技術(shù)進(jìn)行綜述，總結(jié)當(dāng)前研究現(xiàn)狀，梳理研究思路，分析優(yōu)勢與不足，給出未來發(fā)展建議。

1 低雷諾數(shù)翼型增升減阻設(shè)計

臨近空間太陽能無人機(jī)多采用大展弦比機(jī)翼以降低誘導(dǎo)阻力，三維機(jī)翼的氣動性能幾乎取決于二維翼型。圍繞低雷諾數(shù)翼型增升減阻的設(shè)計目標(biāo)，國內(nèi)外通過風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬手段開展了諸多研究工作，整體上形成了2 條主要技術(shù)路線：一是基于常規(guī)思路，開展低雷諾數(shù)翼型的設(shè)計與優(yōu)化。另一路線是基于仿生等非常規(guī)思路，對基礎(chǔ)翼型進(jìn)行改型或重新設(shè)計，獲得氣動性能優(yōu)異的非常規(guī)翼型。

1.1 低雷諾數(shù)翼型設(shè)計與優(yōu)化

數(shù)值優(yōu)化設(shè)計技術(shù)在飛行器氣動外形綜合設(shè)計中發(fā)揮著重要作用［6］。單點(diǎn)/多點(diǎn)、單目標(biāo)/多目標(biāo)優(yōu)化均是優(yōu)化設(shè)計領(lǐng)域的重要方法，優(yōu)化成果在型號設(shè)計中得到了一定應(yīng)用。目前，常規(guī)翼型優(yōu)化設(shè)計大多針對百萬量級以上雷諾數(shù)，相應(yīng)優(yōu)化設(shè)計體系日益完善可靠，從而促進(jìn)了低雷諾數(shù)翼型設(shè)計和優(yōu)化方法的發(fā)展。

翼型設(shè)計通常有反設(shè)計和直接設(shè)計2 種思路。反設(shè)計方法是指給定壓力或速度分布獲得對應(yīng)翼型，多為單點(diǎn)設(shè)計。該方法計算代價小，但對設(shè)計者的經(jīng)驗要求高，且難以保證非設(shè)計點(diǎn)的氣動性能。對于低雷諾數(shù)翼型，由于流動狀態(tài)存在不確定性，難以預(yù)先給出理想壓力分布，因此以上因素制約了反設(shè)計方法的應(yīng)用。而直接設(shè)計方法相對更適合此類問題，也是目前應(yīng)用較為廣泛的設(shè)計方法。

Gopalarathnam 和Selig［7］采用耦合邊界層理論的面元法開展了層流翼型的多點(diǎn)反設(shè)計方法研究。張維智等［8］基于反設(shè)計方法進(jìn)行了低雷諾數(shù)高升力翼型設(shè)計和風(fēng)洞試驗驗證，最大失速迎角達(dá)到了34°。孔繁美等［9］以可阻止或推遲前緣陡峭吸力峰形成的目標(biāo)壓力分布為出發(fā)點(diǎn)，反設(shè)計了高升力、緩失速和較小低頭力矩的翼型，最大升力系數(shù)和巡航因子分別提高15%和25%。左林玄和王晉軍［10］以最大巡航因子和俯仰力矩變化量最小為目標(biāo)，開展了低雷諾數(shù)翼型的單點(diǎn)多目標(biāo)直接設(shè)計。翼型最大升阻比、最大效率因子分別提高了14.5%和15.2%。張亞鋒等［11］以最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，基于遺傳算法開展了單點(diǎn)優(yōu)化，其設(shè)計點(diǎn)升阻比提升了10%。

低雷諾數(shù)翼型單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計的主要局限在于該方法是對特定設(shè)計狀態(tài)的優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行評價，真實飛行狀態(tài)一旦偏離設(shè)計點(diǎn)，翼型氣動性能可能損失嚴(yán)重（如圖1［2］所示）。臨近空間太陽能飛機(jī)的飛行剖面主要在晝/夜巡航-下滑/爬升階段交替變換，具有典型的周期性特征，全機(jī)的氣動設(shè)計狀態(tài)相應(yīng)呈現(xiàn)周期性循環(huán)。因此，僅針對單一飛行狀態(tài)的單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計難以滿足該類飛行器任務(wù)周期內(nèi)氣動性能綜合最優(yōu)的設(shè)計要求。而采用多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計將更具有實際意義，有望解決工程需求。

圖1 低雷諾數(shù)翼型性能［2］Fig.1 Low Reynolds number airfoil performance［2］

關(guān)于多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計，鄧?yán)诘龋?2］基于響應(yīng)面的優(yōu)化方法開展了高升阻比自然層流翼型的多點(diǎn)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。陳學(xué)孔等［13］以巡航因子最大為出發(fā)點(diǎn)，以SD7032 為基準(zhǔn)翼型，對比研究了低雷諾數(shù)翼型單點(diǎn)和多點(diǎn)正優(yōu)化設(shè)計。優(yōu)化過程中，將阻力最小設(shè)為優(yōu)化目標(biāo)，升力系數(shù)的1.5 次冪和俯仰力矩系數(shù)作為約束條件，以期獲得最大巡航因子并兼顧良好升阻特性的翼型。設(shè)計結(jié)果表明：單點(diǎn)優(yōu)化的翼型在某些非設(shè)計點(diǎn)的性能低于基準(zhǔn)翼型，力矩系數(shù)隨雷諾數(shù)變化的不穩(wěn)定性增加。而增加力矩約束的多點(diǎn)優(yōu)化翼型，在設(shè)計范圍內(nèi)巡航因子得到提升的同時，力矩系數(shù)的方差也優(yōu)于基準(zhǔn)翼型，對全機(jī)縱向力矩配平狀態(tài)影響較小。

進(jìn)行低雷諾數(shù)翼型多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計時，常利用靜態(tài)或動態(tài)加權(quán)系數(shù)將多目標(biāo)優(yōu)化轉(zhuǎn)化為單目標(biāo)優(yōu)化，而權(quán)重系數(shù)如何選擇則是當(dāng)前面臨的主要困難。對此，文獻(xiàn)［13］采用平均分配權(quán)重處理方法，而文獻(xiàn)［14］針對太陽能飛機(jī)“夜間巡航-上午爬升-白天巡航-傍晚下滑”的周期性飛行剖面，以上述各飛行階段的飛行功耗作為分配權(quán)重，開展了低雷諾數(shù)翼型的多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計。優(yōu)化后的低雷諾數(shù)翼型巡航因子在上述4 個設(shè)計點(diǎn)分別提升7.84%、7.95%、11.34%和6.98%。

整體而言，低雷諾翼型優(yōu)化的技術(shù)積累相比于常規(guī)翼型優(yōu)化有所欠缺，技術(shù)難度相對較大。主要原因有以下幾個方面：①低雷諾數(shù)流動穩(wěn)定性差，翼型氣動特性隨雷諾數(shù)、幾何外形、來流湍流度的變化相對敏感，常常難以獲得最優(yōu)結(jié)果；②數(shù)值優(yōu)化后的低雷諾數(shù)翼型在進(jìn)行風(fēng)洞試驗驗證時，試驗結(jié)果往往散布度大［15］，存在很大不確定性，給設(shè)計結(jié)果的驗證與確認(rèn)帶來很大困難；③氣動設(shè)計計算誤差、加工生產(chǎn)幾何誤差以及真實飛行狀態(tài)都包含不同程度的不確定性。設(shè)計性能與最終使用狀態(tài)存在偏差。

目前，針對低雷諾數(shù)翼型的設(shè)計優(yōu)化，無論是單點(diǎn)還是多點(diǎn)優(yōu)化，都未能考慮這些不確定因素，導(dǎo)致設(shè)計結(jié)果隨擾動變化敏感［16］。而解決這些實際問題，需要發(fā)展完善考慮不確定性的低雷諾數(shù)翼型設(shè)計優(yōu)化技術(shù)。

1.2 非常規(guī)低雷諾數(shù)翼型設(shè)計

除傳統(tǒng)的翼型設(shè)計優(yōu)化方法外，基于仿生設(shè)計、柔性設(shè)計、翼型改型等方法，探索非常規(guī)翼型的設(shè)計為低雷諾數(shù)翼型的增升減阻提供了新的解決思路和技術(shù)途徑。

張慶等［17］設(shè)計了一種仿生分離流翼型。該翼型使氣流在削尖平板的前緣點(diǎn)強(qiáng)制分離，并形成大范圍低壓分離流動，可在4°～20°迎角范圍內(nèi)保持高升力，4°迎角時升力系數(shù)提高了112%。

張子良和張明明［18］研究了仿鯊魚皮結(jié)構(gòu)的仿生肋條減阻翼型（見圖2（a））的氣動性能。研究發(fā)現(xiàn)當(dāng)在翼型上下表面的湍流區(qū)域同時布置肋條結(jié)構(gòu)時，仿生翼型阻力可降低1.73%～3.07%，其中黏性阻力的減小為主要因素，升阻比可提高2.10%～4.08%。

圖2 仿生翼型Fig.2 Bionic airfoil model

關(guān)惠仁等［19］以NACA0012 翼型為基準(zhǔn)，研究了翼型帶前后緣鋸齒（見圖2（b））的氣動影響。結(jié)果表明鋸齒形尾緣在一定程度上阻止了大渦的形成，鋸齒振幅越大翼型升阻比越高，但俯仰力矩越小。升阻比最大可提高7%，俯仰力矩系數(shù)最大降低10%。

陶真新等［20］研究了柔性翼型（圖3［20］所示）在不同彈性模量影響下的氣動性能和結(jié)構(gòu)響應(yīng)。結(jié)果表明，當(dāng)彈性模量大于一定值時，升力系數(shù)主要以定常為主；而小于一定值后，升力系數(shù)將發(fā)生非定常波動，對翼型氣動力的提升效果也有所減緩。

圖3 柔性翼型流場分布［20］Fig.3 Pressure contours of flexible airfoil［20］

Giguere 等［21］進(jìn)行了2 種翼 型加裝格尼襟翼（圖4）影響的風(fēng)洞試驗。試驗發(fā)現(xiàn)，在25 萬雷諾數(shù)下，格尼襟翼可顯著提高升力，同時阻力的增量較小，翼型氣動效率和續(xù)航因子均得到提升。Storms 和Jang［22］在低速風(fēng)洞對比了NACA4412翼型加裝格尼襟翼和渦流發(fā)生器的氣動效果。試驗證明，格尼襟翼相對于后者具有更明顯的增升作用。Brown 和Filippone［23］通過風(fēng)洞試驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)襟翼高度為90%邊界層厚度時翼型具有最大升阻比；襟翼高度小于邊界層厚度時，阻力增量可以忽略。崔釗等［24］針對E387 翼型加裝格尼襟翼開展風(fēng)洞試驗，結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)升力系數(shù)小于0.9 時，加裝格尼襟翼后的翼型最大升阻比幾乎都小于原翼型。Liebeck 指出格尼襟翼能在全迎角范圍提高升阻比的情況僅限于厚翼型［25］。

2 新型氣動布局設(shè)計

優(yōu)良可靠的氣動布局是臨近空間太陽能無人機(jī)穩(wěn)定飛行、持久續(xù)航、提高任務(wù)可靠度的關(guān)鍵保證。太陽能無人機(jī)自誕生起主要經(jīng)歷了概念探索、技術(shù)儲備、平臺發(fā)展和實踐應(yīng)用4 個典型階段［26］。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，歐美、俄羅斯、中國、韓國等諸多國家和地區(qū)均發(fā)展了不同功能用途的太陽能無人機(jī)平臺。在氣動布局方面，主要以常規(guī)布局和飛翼布局為主。當(dāng)前，國內(nèi)外多采用技術(shù)相對成熟的常規(guī)氣動布局方案，典型代表有空客的Zephyr-S、中國的彩虹[27]。飛翼布局方案的技術(shù)成熟度僅次于常規(guī)布局，如美國的Helios、Aquila 太陽能無人機(jī)均采用這一布局形式。表1[28]對比國內(nèi)外了典型太陽能無人機(jī)氣動布局形式及主要設(shè)計參數(shù)，常規(guī)布局與飛翼布局的典型氣動外形分別見圖5 和圖6。

表1 典型太陽能無人機(jī)氣動構(gòu)型對比［28］Table 1 Comparison of aerodynamic configurations of typical solar-powered UAVs［28］

圖5 常規(guī)布局太陽能無人機(jī)Fig.5 Traditional configurations of solar-powered UAVs

圖6 飛翼布局太陽能無人機(jī)Fig.6 Flying-wing configurations of solar-powered UAVs

2.1 常規(guī)氣動布局及飛翼布局

常規(guī)氣動布局的優(yōu)點(diǎn)在于氣動設(shè)計理論和方法十分成熟，技術(shù)風(fēng)險低，工程可實現(xiàn)性好。但由于該布局利用平/垂尾進(jìn)行配平和操縱，尾翼產(chǎn)生的配平阻力以及機(jī)身/機(jī)翼/尾翼等部件所產(chǎn)生的氣動干擾一定程度上犧牲了全機(jī)的氣動效率。基于該布局進(jìn)一步開展增升減阻設(shè)計，其優(yōu)化提升空間相對有限。

飛翼布局太陽能無人機(jī)取消了機(jī)身和尾翼，相同展長下，具有更高的升阻比，是提升臨近空間太陽能無人機(jī)氣動效率的理想布局形式。通常采用反彎翼型實現(xiàn)縱向自配平，橫航向操縱通過舵面（升降舵、阻力舵）或分布式螺旋槳差動輔助完成。飛翼布局缺點(diǎn)在于：①操縱舵面在縱向、航向的操縱力臂短，穩(wěn)定性和操控性差；②大迎角下，縱向氣動特性變化劇烈、俯仰力矩系數(shù)曲線拐點(diǎn)較早，導(dǎo)致全機(jī)可用迎角范圍較小，操縱性與穩(wěn)定性匹配設(shè)計困難；③當(dāng)遭遇外部風(fēng)場干擾時，全機(jī)航向、航跡相比于常規(guī)布局更加難以控制。

2.2 非常規(guī)氣動布局

除常規(guī)布局與飛翼布局外，國內(nèi)外也進(jìn)行了太陽能無人機(jī)新型氣動布局的探索和技術(shù)驗證，綜合公開資料來看，主要有T 構(gòu)型設(shè)計、菱形翼布局、串置翼布局、鴨式布局、變體布局、組合體布局等。

闕建鋒等［29］針對太陽能飛機(jī)氣動配平損失帶來的持續(xù)能耗問題，提出了一種T 構(gòu)型太陽能飛機(jī)布局以降低配平損失。結(jié)果表明在巡航狀態(tài)下，T 構(gòu)型太陽能飛機(jī)單位面積平飛需用功率比常規(guī)構(gòu)型太陽能飛機(jī)減少6.2%。

趙煒等［30］基于CFD 方法研究分析了螺旋槳滑流對菱形翼布局（圖7［30］）太陽能無人機(jī)氣動特性的影響。結(jié)果表明，通過合理設(shè)置螺旋槳轉(zhuǎn)速與位置，可有效利用螺旋槳滑流提升全機(jī)升阻比。

圖7 太陽能無人機(jī)菱形翼布局［30］Fig.7 Diamond joined-wing configuration of solarpowered UAV［30］

ApusDuo 無人機(jī)采用了前后串置翼布局（如圖8 所示），該布局前后機(jī)翼均產(chǎn)生氣動力，俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動由前后機(jī)翼協(xié)同完成。在2018 年10 月的首飛測試中，重點(diǎn)驗證了氣動特性和控制算法。Scharpf和Mueller［31］針對近距耦合串置翼布局，基于風(fēng)洞試驗方法研究了不同安裝角組合下的氣動特性。結(jié)果證明串列翼布局具有增升減阻，提高升阻比的布局優(yōu)勢。李廣佳等［32］數(shù)值模擬了串置翼的氣動特性，結(jié)果表明串置翼的前后機(jī)翼相對安裝角與兩者的相對安裝距離存在耦合關(guān)系。在正翼差角下，較近的水平位置有利于提高升阻比；而在負(fù)翼差角下，結(jié)果則相反。王紅波等［33］提出了鴨式布局太陽能無人機(jī)（圖9［33］），并開展了分布式螺旋槳滑流對全機(jī)氣動特性的影響分析。

圖8 ApusDuo 串置翼太陽能無人機(jī)Fig.8 Tandem wing configuration of solar-powered UAV

圖9 鴨式布局太陽能無人機(jī)（半模）［33］Fig.9 Canard configuration of solar-powered UAV［33］

美國“Odysseus”太陽能無人機(jī)（圖10［34］）采用“Z”型變形機(jī)翼的設(shè)計思路［34］，這一布局設(shè)計使全機(jī)白天能量收集比平直翼布局大4～5 倍［28］，十分有利于高緯度飛行。越夜飛行階段，機(jī)翼則伸展為大展弦比平直機(jī)翼狀態(tài)，通過降低誘導(dǎo)阻力減小飛行功耗。

圖10 Z 型變體太陽能無人機(jī)［34］Fig.10 Z-shaped morphing-wing solar-powered UAV［34］

德國柏林大學(xué)設(shè)計了組合式太陽能無人機(jī)［35］（圖11［35］），通過利用組合狀態(tài)后的超大展弦比換取高升阻比以達(dá)到全年滯空飛行目的。2017 年完成了3 架無人機(jī)組合的首飛試驗。

圖11 組合體太陽能無人機(jī)［35］Fig.11 Combined fixed-wing solar-powered UAV［35］

由于缺乏應(yīng)用需求牽引，以上非常規(guī)新型氣動布局大多處于概念方案或者技術(shù)探索驗證階段，國內(nèi)外都尚未系統(tǒng)性、計劃性開展新型氣動布局的技術(shù)攻關(guān)。相比于現(xiàn)有的常規(guī)布局和飛翼布局太陽能無人機(jī)，新型氣動布局所能達(dá)到的增升減阻的性能上限目前缺少對照參考，但相關(guān)成果為臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的技術(shù)攻關(guān)提供了重要的技術(shù)儲備。

3 螺旋槳/機(jī)翼氣動耦合設(shè)計

對于臨近空間太陽能無人機(jī)平臺的增升減阻，節(jié)能降耗，實現(xiàn)臨近空間螺旋槳推進(jìn)效率與低雷諾數(shù)機(jī)翼氣動效率的同步提升，二者同等重要。這是因為：臨近空間太陽能飛機(jī)通常采用分布式螺旋槳推進(jìn)方式，且螺旋槳相對于機(jī)翼為前拉式布置。由此帶來了螺旋槳滑流與機(jī)翼的氣動干擾問題。一方面，分布式螺旋槳滑流的加速和旋轉(zhuǎn)作用，顯著改變了機(jī)翼展向氣動載荷分布。以圖6（a）的Helios 無人機(jī)為例，其機(jī)翼大部分面積都處于螺旋槳滑流中，滑流對機(jī)翼的氣動干擾十分嚴(yán)重；另一方面，處于滑流區(qū)下游的機(jī)翼對螺旋槳也存在反向氣動干擾，使得螺旋槳最佳工作點(diǎn)偏離了單獨(dú)螺旋槳設(shè)計過程中的設(shè)計點(diǎn)。

由此可見，完全依靠傳統(tǒng)的翼型-機(jī)翼-干凈氣動外形這一串行的氣動設(shè)計模式，已經(jīng)難以滿足臨近空間太陽能無人機(jī)越來越嚴(yán)苛的增升減阻設(shè)計要求，分布式螺旋槳與機(jī)翼的氣動干擾問題有可能抵消傳統(tǒng)串行氣動設(shè)計模式所獲得的氣動收益。因此，必須開展分布式螺旋槳與機(jī)翼的氣動耦合設(shè)計，研究如何利用螺旋槳滑流的誘導(dǎo)作用實現(xiàn)螺旋槳與機(jī)翼有利的氣動耦合，進(jìn)而達(dá)到增升減阻、提高巡航效率、節(jié)能降耗的目標(biāo)要求，保證臨近空間無人機(jī)的持久續(xù)航和任務(wù)執(zhí)行能力。

關(guān)于螺旋槳與機(jī)翼的氣動耦合研究，國內(nèi)外均開展了一定的研究工作。Kroo［36］的研究結(jié)論指出螺旋槳對機(jī)翼氣動干擾影響要大于機(jī)翼對螺旋槳的影響；滑流干擾下，機(jī)翼展向載荷分布形狀要比干凈翼型近似橢圓形分布形狀更為復(fù)雜。Rakshith 等［37］對考慮螺旋槳滑流影響的機(jī)翼平面形狀進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計。NASA 對機(jī)翼前緣分布式螺旋槳進(jìn)行了地面車載試驗，結(jié)果表明在分布式螺旋槳滑流影響下，機(jī)翼升力至少為相同條件下干凈機(jī)翼的2 倍［38］。Stoll 等［39］基 于CFD 方法，采用等效激勵盤模型近似代替18 個分布式螺旋槳（圖12［39］）模擬滑流干擾。其計算結(jié)果表明飛機(jī)最大升力系數(shù)可達(dá)到5.2；在相同升力下，機(jī)翼面積可減小為原來的1/3；由于機(jī)翼面積減小，摩擦阻力隨之降低，巡航升阻比可達(dá)到20。Veldhuis［40］提出了翼上螺旋槳布局，風(fēng)洞試驗結(jié)果證明在螺旋槳誘導(dǎo)作用下，機(jī)翼能夠產(chǎn)生顯著的增升減阻效果。當(dāng)槳盤載荷增大到一定值時，機(jī)翼能夠產(chǎn)生負(fù)阻力（如圖13［40］）。

圖12 分布式螺旋槳滑流對機(jī)翼的氣動干擾［39］Fig.12 Aerodynamic interference between distributed propeller slipstreams and wing［39］

圖13 翼上螺旋槳布局及減阻效果［40］Fig.13 Over-the-wing configuration and its capability of drag reduction［40］

國內(nèi)方面，楊偉等［41］基于激勵盤模型開展了考慮滑流影響的分布式螺旋槳布局優(yōu)化設(shè)計。通過優(yōu)化分布式螺旋槳相對機(jī)翼的安裝位置，起飛狀態(tài)下機(jī)翼升力系數(shù)提高了5.6%，阻力系數(shù)減小13.9%。王科雷等［42］基于構(gòu)建分布式滑流影響下機(jī)翼近壁面理想流態(tài)的設(shè)計思路，開展了分布式螺旋槳參數(shù)設(shè)計、低雷諾數(shù)區(qū)域翼型設(shè)計以及高雷諾數(shù)區(qū)域耦合滑流影響的翼段設(shè)計（圖14［42］）。結(jié)果表明：與只通過翼型優(yōu)化來改善機(jī)翼氣動性能的設(shè)計結(jié)果相比，合理利用分布式滑流影響可使機(jī)翼阻力降低8.8%，升阻比增大12.2%。

圖14 優(yōu)化前后分布式推進(jìn)-機(jī)翼耦合布局對比［42］Fig.14 Comparison of distributed propulsion wing coupling layout before and after optimization［42］

王紅波等［43-44］基于螺旋槳槳盤前抽吸和槳盤后方高速滑流的雙重加速作用，提出了動力誘導(dǎo)增升平直雙機(jī)翼氣動構(gòu)型，如圖15 所示。它綜合了常規(guī)拉力螺旋槳布局增升優(yōu)勢以及翼上螺旋槳布局的減阻優(yōu)勢，以期利用滑流干擾達(dá)到機(jī)翼的增升減阻。表2 對比了不同氣動構(gòu)型在巡航狀態(tài)下的氣動性能。結(jié)果表明，在相同機(jī)翼面積條件下，動力誘導(dǎo)增升雙機(jī)翼氣動構(gòu)型通過螺旋槳的抽吸加速和滑流誘導(dǎo)作用，能夠緩解常規(guī)拉力螺旋槳構(gòu)型中滑流干擾導(dǎo)致機(jī)翼增升增阻，升阻比下降問題。

表2 不同氣動構(gòu)型對機(jī)翼氣動力影響對比Table 2 Comparison of effects of different aerodynamic configurations on wing aerodynamic forces

圖15 動力誘導(dǎo)增升平直雙翼布局［43］Fig.15 Power-induced lift-enhancement double rectangular wing configuration［43］

4 流動控制技術(shù)

高空低雷諾數(shù)是臨近空間太陽能飛機(jī)的主要飛行狀態(tài)。低雷諾數(shù)下，無人機(jī)機(jī)翼、尾翼、舵面、螺旋槳等氣動部件上的層流分離問題十分突出，引起機(jī)翼氣動效率和螺旋槳推進(jìn)效率降低，削弱了大展弦比太陽能無人機(jī)低誘導(dǎo)阻力的氣動優(yōu)勢。

通常對翼型、機(jī)翼的氣動設(shè)計手段主要是從宏觀層面實現(xiàn)氣動性能的改善提升。而對于全機(jī)局部出現(xiàn)的流動分離現(xiàn)象，若仍然采用常規(guī)的氣動設(shè)計方法，極有可能面臨事倍功半的困境，最終收效甚微。因此，需另辟新徑，借助新的增升減阻手段，以作為常規(guī)氣動設(shè)計方法的增強(qiáng)和補(bǔ)充。近些年來，流動控制技術(shù)的迅速發(fā)展為解決上述問題提供了可能。

當(dāng)前流動控制技術(shù)主要分為主動和被動2 種方式。被動流動控制主要借助于被動控制裝置改變流動環(huán)境來實現(xiàn)控制。渦流發(fā)生器是其中應(yīng)用較為廣泛的一種控制方式。

常規(guī)渦流發(fā)生器由于幾何高度一般與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸认喈?dāng)，通常會產(chǎn)生附加阻力。而微型渦流發(fā)生器其高度通常只有當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/10～1/2［45］，附加阻力小。Jirásek［46］和Brunet［47］等通過大量試驗，研究了渦流發(fā)生器幾何形狀、安裝參數(shù)的影響，提出了浸沒于邊界層內(nèi)的微型渦流發(fā)生器概念。Godard 和Stanislas［48］研究了三角形渦流發(fā)生器控制邊界層分離的效果。張惠等［49］研究了三角形、矩形、梯形渦流發(fā)生器參數(shù)對風(fēng)力機(jī)翼型性能的影響。風(fēng)洞試驗結(jié)果表明，上述3 種不同形狀渦流發(fā)生器在失速迎角前均產(chǎn)生增升增阻效果，但升阻比不及光滑翼型。而在失速迎角之后，渦流發(fā)生器能夠延緩流動分離，提高升阻比。最大升力系數(shù)分別提高48.5%、50.3%和51.1%，失速迎角推遲近10°。宗昕[50]實驗研究了渦流發(fā)生器不同偏角對流場的影響，如圖16[50]所示。結(jié)果表明，隨著偏角增大，渦流發(fā)生器帶來了一定的廢阻，并且類前緣渦提前破碎，渦流發(fā)生器的流動控制效果逐漸減弱。

圖16 不同偏角渦流發(fā)生器影響下的機(jī)翼表面流態(tài)［50］Fig.16 Streamlines on wing under influence of vortex generators with different deflection angles［50］

除渦流發(fā)生器的被動控制方式外，表面凹陷也是一種實用的被動控制方式。主要思路是誘使邊界層提前轉(zhuǎn)捩，通過提高近壁面流體動量以增強(qiáng)抵抗逆壓梯度能力，從而緩解低雷諾數(shù)分離流動產(chǎn)生的 不利影響。Veldhuis 和Vervoort［51］研究了帶凹陷平板的阻力影響。試驗表明最大阻力可降 低20%。Beves 和Barber［52］測量了表面加工有凹坑的機(jī)翼尾流，發(fā)現(xiàn)表面凹陷結(jié)構(gòu)可使尾跡區(qū)域減小50%。焦雪文等［53］的研究結(jié)果證明凹坑結(jié)構(gòu)（見圖17［53］）能夠抑制低雷諾數(shù)下的層流分離，對翼型具有增升減阻的作用，當(dāng)深徑比為0.25 時，升力系數(shù)增加11.16%，阻力降低19.89%。

圖17 機(jī)翼表面凹陷結(jié)構(gòu)［53］Fig.17 Model of dented surface of wing［53］

被動流動控制具有使用方便，結(jié)構(gòu)簡單可靠的優(yōu)點(diǎn)。所面臨的問題在于：無法根據(jù)實際飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)；控制效果容易受到流動狀態(tài)變化的影響；在非設(shè)計狀態(tài)下通產(chǎn)會帶來附加阻力，降低原有氣動性能。

相比于被動控制，主動流動控制通過向流場注入能量或者微尺度的擾動實現(xiàn)對流場的控制，控制參數(shù)和控制時機(jī)可根據(jù)飛行狀態(tài)靈活調(diào)整。常見的控制方法有：吹吸氣法、零質(zhì)量射流（合成射流）、協(xié)同射流、等離子體控制等。

Wahidi 和Bridges［54］研究了抽吸氣控制用于層流分離泡尺寸的控制效果。在合適的抽吸氣速率下，翼型阻力可以減小14%～24%。劉沛清等［55］基于E387 低雷諾數(shù)翼型，數(shù)值模擬了表面吹/吸氣層流控制方法對層流分離泡的控制規(guī)律。結(jié)果顯示吹吸氣控制能夠有效控制層流分離泡的發(fā)展，提高翼型升阻比。另外吸氣控制比吹氣控制對層流分離泡的抑制作用更為明顯。

合成射流又稱零質(zhì)量射流，通過空腔內(nèi)的激勵器以活塞或壓電膜等的規(guī)律振動實現(xiàn)交替吹氣，是對傳統(tǒng)吹吸氣方法的改進(jìn)。左偉［3］在低速風(fēng)洞中開展了NACA633-421 直機(jī)翼模型氣動特性試驗和流動控制研究。結(jié)果表明，采用合成射流（圖18［3］所示）對翼面層流分離泡進(jìn)行主動流動控制后，機(jī)翼失速迎角推遲了11°，最大升力系數(shù)由0.59 提高至1.1，最大升阻比增加13.6%。鄧雄等［56］提出了一種基于合成雙射流的飛翼布局縱向氣動控制技術(shù)。結(jié)果表明，前緣陣列式合成雙射流可有效提高大迎角升力，減小阻力，增大升阻比，但會使俯仰力矩出現(xiàn)非線性變化。

圖18 合成射流主動流動控制方式示意［3］Fig.18 Synthetic-jet active flow control［3］

隨著智能材料的發(fā)展，機(jī)翼局部蒙皮振動方法也表現(xiàn)出了改善低雷諾數(shù)飛行器氣動特性的潛力［57］。李冠雄等［58］采用非定常數(shù)值模擬方法研究了蒙皮振動位置、頻率、振幅對低雷諾數(shù)翼型的影響，最終使阻力減小15.3%，升阻比提高23.8%，增升減阻效果顯著。婁斌［59］深入研究了局部振動的頻率、位置、振動區(qū)域?qū)挾鹊葏?shù)對機(jī)翼增升減阻的影響規(guī)律。結(jié)果表明局部振動方法可使機(jī)翼阻力系數(shù)減小23%，風(fēng)洞試驗也驗證了這一技術(shù)的有效性。

協(xié)同射流（Co-Flow Jet，CFJ）流動控制概念最早由Zha 和Paxton［60］提出并應(yīng)用于外流翼型的研究。該方法結(jié)合了吹氣和吸氣的控制方式，在翼型上表面吸力峰附近布置吹氣口，同時在后緣高壓區(qū)設(shè)置吸氣口（如圖19［61］所示），理論上能夠以較低功耗實現(xiàn)增升。張順磊等［61］將協(xié)同射流控制用于旋翼翼型的增升減阻，風(fēng)洞試驗結(jié)果顯示：小迎角下，協(xié)同射流可顯著降低阻力系數(shù)，甚至出現(xiàn)負(fù)阻力現(xiàn)象；大迎角時，協(xié)同射流使最大升力系數(shù)提升約67.5%，失速迎角推遲近14.8°。宋超等［62］對比研究了連續(xù)型和離散型協(xié)同射流的增升減阻效果。在相同噴口動量系數(shù)下，離散型協(xié)同射流可使翼型的最大升力系數(shù)高于連續(xù)型控制9.2%。相同功耗條件下，離散型CFJ 可使翼型零度迎角的阻力比連續(xù)型CFJ 小35%。有力證明了離散型協(xié)同射流具有更好的增升減阻效果和更高的能量利用率。

圖19 協(xié)同射流主動流動控制示意［61］Fig.19 Co-flow jet active flow control［61］

等離子體流動控制的原理是通過等離子體發(fā)生器將周圍空氣擊穿、電離，在電勢差驅(qū)動下對機(jī)翼附近的空氣產(chǎn)生定向作用力，誘導(dǎo)周圍氣體運(yùn)動，具有響應(yīng)速度快、頻帶范圍寬、控制效果顯著的特點(diǎn)。于金革等［63］開展了飛翼布局模型的等離子體增升減阻試驗研究。施加等離子體控制后，試驗?zāi)Ｐ偷淖畲笊ο禂?shù)增大13.2%，失速迎角推遲4°，阻力系數(shù)最大減小24.6%。陽鵬宇等［64］開展了機(jī)翼尺度效應(yīng)對等離子體控制的影響研究。研究發(fā)現(xiàn)相同雷諾數(shù)下，機(jī)翼尺度對分離流動控制效果影響較??；隨著機(jī)翼尺度增加，單位長度內(nèi)的激勵器平均功耗降低，大尺度機(jī)翼分離流等離子體控制的效率更高。

綜合上述對比可以看出，被動流動控制結(jié)構(gòu)簡單可靠，對機(jī)翼和螺旋槳?dú)鈩油庑斡绊懶?，增升減阻效果良好，在工程型號中得到了一定的應(yīng)用。不足之處在于偏離設(shè)計狀態(tài)后，增升減阻效果迅速減弱，類似于單點(diǎn)優(yōu)化方法。主動流動控制，控制方式靈活多變，增升減阻效果對飛行狀態(tài)的變化具有良好的適應(yīng)性，類似于多點(diǎn)設(shè)計優(yōu)化方法。

5 低雷諾數(shù)螺旋槳增效技術(shù)

在高空巡航階段，螺旋槳長時間工作于低雷諾數(shù)飛行狀態(tài)。低雷諾數(shù)效應(yīng)將引起螺旋槳局部氣動性能嚴(yán)重惡化，整體推進(jìn)效率明顯降低。此外，臨近空間螺旋槳工作剖面主要在“爬升-巡航-下滑-巡航”4 個典型飛行狀態(tài)之間周期性循環(huán)。飛行高度、速度的周期性變化要求臨近空間螺旋槳在多個飛行狀態(tài)下都必須擁有良好的推進(jìn)性能，如何在寬工況約束下不斷提升螺旋槳效率是亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。

提升螺旋槳推進(jìn)效率本質(zhì)上仍然是二維螺旋槳翼型以及三維槳葉的增升減阻設(shè)計問題，但螺旋槳?dú)鈩釉O(shè)計仍具有自身的復(fù)雜性。當(dāng)前，提升低雷諾數(shù)螺旋槳效率的常用方法以傳統(tǒng)翼型和機(jī)翼的設(shè)計優(yōu)化手段為主。近些年來，隨著流動控制機(jī)理的研究深入，將流動控制技術(shù)用于臨近空間螺旋槳的增效設(shè)計逐漸引起了人們的關(guān)注。

5.1 低雷諾數(shù)螺旋槳設(shè)計優(yōu)化

螺旋槳常規(guī)氣動設(shè)計方法主要包括基于傳統(tǒng)葉素理論、渦流理論的快速設(shè)計以及基于CFD方法的氣動優(yōu)化技術(shù)。上述設(shè)計方法經(jīng)過長期的技術(shù)積累，目前已經(jīng)比較成熟可靠。國外方面，Larrabee［65］提出了最小誘導(dǎo)損失的螺旋槳設(shè)計方法；D’angelo 等［66］提出了給定工作狀態(tài)下計算槳葉弦長和扭轉(zhuǎn)角分布的方法；Morgado 等［67］基于最小誘導(dǎo)損失，采用反設(shè)方法設(shè)計了2 種外形的高空螺旋槳（圖20［67］）。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，基于最大巡航因子設(shè)計出的螺旋槳推力要大于基于最大升阻比設(shè)計出的螺旋槳。項松等［68］針對給定的螺旋槳工作狀態(tài)，以最小能量損失為目標(biāo)，開展了螺旋槳巡航狀態(tài)的單點(diǎn)設(shè)計。梁撐剛等［69］將最佳螺旋槳Betz 條件和遺傳算法相結(jié)合，提出了一種給定工況下的螺旋槳的快速優(yōu)化設(shè)計方法。劉芳等［70］結(jié)合渦流理論與數(shù)值模擬方法，對螺旋槳翼型及三維槳葉進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，設(shè)計狀態(tài)下計算效率達(dá)到了80%。劉坤澎等［71］基于片條理論，建立了螺旋槳多設(shè)計點(diǎn)氣動外形優(yōu)化方法和多工況變槳距角策略。計算結(jié)果表明，基于螺旋槳多設(shè)計點(diǎn)優(yōu)化后，螺旋槳在高空多設(shè)計點(diǎn)效率達(dá)到80%。

圖20 基于最大續(xù)航因子L1.5/D 和最大升阻比L/D 優(yōu)化后的兩種螺旋槳外形對比（V=30 m/s，550 r/min）［67］Fig.20 Comparison of two propeller shapes according to maximum endurance factor and maximue lift-todrag ratio optimization methods（V=30 m/s，550 r/min）［67］

從上述的研究工作來看，當(dāng)前螺旋槳設(shè)計與優(yōu)化研究主要從翼型性能、剖面弦長分布、扭轉(zhuǎn)角分布著手開展設(shè)計工作，在臨近空間螺旋槳的設(shè)計應(yīng)用上取得了較大進(jìn)步，使螺旋槳高空巡航階段的效率普遍在80%以上［28］。例如美國Helios 無人機(jī)在27 km 高度，前進(jìn)比0.83 時，效率可達(dá)80%；德國宇航院所測試的臨近空間螺旋槳前進(jìn)比為2 時，效率可達(dá)84%。然而對于制約螺旋槳效率進(jìn)一步提升的低雷諾數(shù)流動分離問題，常規(guī)設(shè)計優(yōu)化手段當(dāng)前難以給出有效解決辦法。

5.2 低雷諾數(shù)螺旋槳流動控制技術(shù)

鑒于上述傳統(tǒng)設(shè)計方法的局限性，針對螺旋槳的流動控制技術(shù)逐漸受到國內(nèi)外關(guān)注，有望成為提升螺旋槳性能的重要增強(qiáng)和補(bǔ)充手段，并與傳統(tǒng)氣動設(shè)計方法優(yōu)勢互補(bǔ)，相互促進(jìn)，共同構(gòu)成臨近空間螺旋槳?dú)鈩釉鲂У木C合設(shè)計方法。從國內(nèi)外的發(fā)展現(xiàn)狀來看，現(xiàn)有的主動、被動流動控制技術(shù)均在螺旋槳增效設(shè)計中開展了應(yīng)用研究。

Wei 等［72］研究了鋸齒尾緣的仿生螺旋槳（圖21［72］）被動流動控制，對比了3 種鋸齒尾緣螺旋槳的氣動與聲學(xué)性能。測量結(jié)果表明鋸齒尾緣螺旋槳的拉力相對基準(zhǔn)構(gòu)型可提高10%。

圖21 鋸齒尾緣螺旋槳［72］Fig.21 Propeller with trailing-edge serrations［72］

朱敏等［73］研究了臨近空間螺旋槳協(xié)同射流增效方法。結(jié)果表明協(xié)同射流控制使螺旋槳翼型最大升力系數(shù)提高了60%～130%，而阻力降低100%～440%，流動分離現(xiàn)象明顯得到抑制（如圖22［73］所示），失速迎角提高近10°，螺旋槳效率提高5%以上。李玉杰等［74］設(shè)計了合成雙射流控制方式并試驗驗證了翼型大迎角流動分離的控制效果。研究發(fā)現(xiàn)，雙射流中任一出口越靠近分離點(diǎn)位置，則對邊界層的控制效果越好；且雙射流對分離點(diǎn)的有效控制區(qū)域明顯大于單射流。程鈺鋒等［75］開展了等離子體對臨近空間螺旋槳的增效研究。結(jié)果表明雖然等離子體技術(shù)可以抑制槳葉上的分離，但對于負(fù)迎角工況的槳根和槳尖控制作用不明顯。小前進(jìn)比時，等離子體控制效果較好，螺旋槳拉力和效率分別提高29.63%和14.3%。隨著前進(jìn)比增大，其控制效果逐漸變差。

圖22 20°攻角下有/無協(xié)同射流控制的螺旋槳剖面流線分布對比［73］Fig.22 Comparison of slipstreams at certain propeller blade section with and without co-flow jet control at angle of attack of 20°［73］

6 結(jié)束語

受限于太陽能電池轉(zhuǎn)換效率和儲能電池能量密度的技術(shù)限制，臨近空間太陽能無人機(jī)要實現(xiàn)節(jié)能降耗，增強(qiáng)越夜能力，保證超長航時飛行仍需依賴于無人機(jī)平臺氣動效率和螺旋槳推進(jìn)效率的進(jìn)一步提升。然而低雷諾數(shù)效應(yīng)給上述設(shè)計目標(biāo)帶來了較大的困難和挑戰(zhàn)。本文從翼型設(shè)計與優(yōu)化、氣動布局設(shè)計、螺旋槳/機(jī)翼氣動耦合設(shè)計、流動控制技術(shù)、螺旋槳增效設(shè)計5 個方面闡述了相關(guān)技術(shù)的研究現(xiàn)狀，梳理了不同增升減阻技術(shù)的研究路線，分析了現(xiàn)有增升減阻方法的優(yōu)勢與不足，總結(jié)如下：

1）低雷諾數(shù)翼型設(shè)計方面，低雷諾數(shù)效應(yīng)給臨近空間太陽能無人機(jī)的氣動設(shè)計帶來了困難。低雷諾數(shù)翼型、機(jī)翼以及全機(jī)氣動布局的設(shè)計性能需綜合利用風(fēng)洞試驗、數(shù)值模擬甚至飛行試驗手段相互驗證。結(jié)合太陽能無人機(jī)典型任務(wù)剖面，開展多點(diǎn)設(shè)計優(yōu)化更適合于該類無人機(jī)的工程需求?？紤]到設(shè)計、生產(chǎn)、試驗驗證、實際飛行中均存在不同程度的不確定性，為使設(shè)計性能與最終實際氣動性能偏差最小化，需發(fā)展考慮不確定性的低雷諾數(shù)翼型設(shè)計優(yōu)化技術(shù)。

2）氣動布局研究方面，常規(guī)布局、飛翼布局已得到了工程應(yīng)用，是臨近空間太陽能無人機(jī)的主要?dú)鈩硬季中问健７浅Ｒ?guī)新型氣動布局由于缺乏應(yīng)用需求牽引，大多處于概念方案或技術(shù)探索驗證階段，因此未能結(jié)合工程實際問題系統(tǒng)性開展技術(shù)攻關(guān)。但新型布局潛在的氣動優(yōu)勢值得深刻關(guān)注。尤其是鴨式布局、串置翼布局有望在貢獻(xiàn)高升阻比的同時，改善全機(jī)結(jié)構(gòu)剛性問題，實現(xiàn)氣動/結(jié)構(gòu)雙贏的效果。隨著臨近空間太陽能無人機(jī)技術(shù)的日益成熟以及應(yīng)用場景的多樣化需求，采用新型氣動布局設(shè)計的臨近空間太陽能無人機(jī)平臺將成為一種發(fā)展趨勢，有必要預(yù)先開展相關(guān)的技術(shù)儲備工作。

3）螺旋槳/機(jī)翼氣動耦合設(shè)計方面，分布式螺旋槳滑流改變了機(jī)翼的展向載荷分布。因此，在大展弦比機(jī)翼氣動設(shè)計階段，充分考慮分布式螺旋槳滑流影響，開展螺旋槳/機(jī)翼的氣動耦合設(shè)計相比于單獨(dú)的干凈機(jī)翼設(shè)計更具有實際意義。

4）流動控制技術(shù)可以作為常規(guī)氣動設(shè)計優(yōu)化方法的重要增強(qiáng)和補(bǔ)充手段，有望與后者一起構(gòu)成臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的綜合設(shè)計方法。目前流動控制技術(shù)，尤其是主動流動控制大多處于技術(shù)驗證階段，在可靠性、可行性、工程實用性方面仍存在許多技術(shù)問題亟待解決。等離子體流動控制響應(yīng)快，但激勵電源與能耗較高；協(xié)同射流需要引入吹吸氣裝置，對機(jī)翼外形改動較大，控制裝置較復(fù)雜；合成射流控制裝置相對簡單，對氣動外形附加破壞小，但在較大來流速度時控制效果減弱。綜合國內(nèi)外研究結(jié)果來看，主動流動控制對大迎角分離流動具有顯著的改善效果，能夠大幅提升翼型或機(jī)翼的最大升力系數(shù)、失速迎角。然而在小迎角范圍下，幾乎無明顯控制效果。因此，主動流動控制技術(shù)對于以小迎角持久續(xù)航的太陽能無人機(jī)而言，如何發(fā)揮其技術(shù)優(yōu)勢，相關(guān)應(yīng)用方式有待詳細(xì)研究。而將其應(yīng)用于提升臨近空間螺旋槳的推進(jìn)效率，預(yù)期會有良好的應(yīng)用前景。

綜上所述，對于臨近空間太陽能無人機(jī)的增升減阻設(shè)計，現(xiàn)有成熟可靠的氣動設(shè)計優(yōu)化方法仍是主要的解決途徑。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步發(fā)展考慮不確定性的設(shè)計優(yōu)化，構(gòu)建分布式螺旋槳與機(jī)翼氣動耦合干擾的多點(diǎn)/多目標(biāo)設(shè)計優(yōu)化體系，將更具有工程應(yīng)用意義。流動控制技術(shù)的發(fā)展為緩解太陽能飛機(jī)、螺旋槳的低雷諾數(shù)流動問題提供了有效可行的新思路。被動流動控制技術(shù)有望在該類飛行器上率先實現(xiàn)工程實用化。而主動流動控制技術(shù)在未來一段時間內(nèi)，仍需充分結(jié)合臨近空間太陽能飛機(jī)的應(yīng)用需求，開展深入的可行性分析、探索有效的應(yīng)用方式，完善與其他子系統(tǒng)集成的試驗驗證。以上相關(guān)技術(shù)攻關(guān)成果將為主動流動控制技術(shù)向?qū)嵱没l(fā)展提供堅實的技術(shù)儲備，最終加快臨近空間太陽能無人機(jī)的能力升級。