大迎角前體渦控制方法綜述

翟 建, 張偉偉, 王煥玲

(1.西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室, 陜西 西安 710072;2.中國科學院力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室, 北京 100190)

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大迎角前體渦控制方法綜述

翟 建1,2, 張偉偉1,*, 王煥玲1,2

(1.西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室, 陜西 西安 710072;2.中國科學院力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室, 北京 100190)

大迎角下飛行器的常規舵面處于機身/彈身的尾渦中，偏航控制能力嚴重下降。同時，背風側的非對稱渦系導致壓力非對稱分布，從而誘發出一個幾乎與法向力同量級的側向力，并伴隨著很大的偏航力矩。前體渦控制方法可以為細長飛行器提供所需的偏航力矩，在大迎角機動飛行領域具有廣闊的應用前景。本文總結了國內外近十年發展的大迎角前體渦控制方面的新方法。其中，被動控制方法包括邊界層轉捩帶、微鼓包、微凹坑、邊條、自激振蕩旗幟和渦流發生器等；主動控制方法包括等離子體激勵器、單孔位微吹氣、軸向吹氣、合成射流激勵器、非定常小擺振片和充氣邊條等。著重介紹了各種方法的控制效果、機理和適用范圍。在這些方法中，渦流發生器、合成射流激勵器、非定常小擾動片、等離子體激勵器、單孔位微吹氣等線性控制方法均有可能提高細長體飛行器大攻角時的機動能力，具有一定的工程應用價值。最后，對大迎角前體渦控制方法的應用前景和未來新的發展方向進行了展望。

大迎角；細長體；前體渦控制；側向力；非對稱渦；偏航控制

0 引 言

為了獲得戰術上的優勢，世界各國在現代戰斗機和戰術導彈的研發過程中，都將機動性和敏捷性列為設計中的重要技術指標。而提高飛行器的機動性和敏捷性很大程度上依賴于大迎角飛行性能的改善。

大迎角下，非對稱渦突然出現在飛行器背風部，使得流場變得非常復雜。這種現象由Allen和Perkins[1]在20世紀50年代發現，但直到20世紀70年代末，才被研究人員逐漸重視[2-3]。非對稱渦出現后，飛行器的穩定性和操縱性急劇變化。同時，常規的氣動控制機構在機身或彈身尾渦的影響下變得效率很低。

a.前體渦流動特點

細長體背渦隨迎角有明顯的變化規律[4]。圖1給出了細長體流場的四種典型流態：1) 附著流動(0°≤α<15°)，細長體軸向流動占主導，橫向流動是定常的；2)對稱渦流(15°≤α<30°)，流動開始出現分離，細長體背風面出現一對對稱渦，流動仍為定常；3)非對稱渦流(30°≤α<65°)，非對稱渦開始出現在細長體背風側，誘導出較大的側向力；4)非定常湍流尾跡(65°≤α<90°)，細長體背風側開始出現類卡門渦街渦脫落現象，時均側向力顯著減小[5]。

圖1 迎角對細長體背風流場的影響[4]Fig.1 Effect of angle of attack on leeside flowfield[4]

b.前體非對稱渦的產生機制

目前，前體非對稱渦的產生機制主要存在兩種觀點。一種認為背渦的不對稱由旋成體兩側邊界層轉捩點以及分離點不對稱引起，即由對流不穩定引起。這一觀點得到Fagley等[6]的認同。他們認為模型上的微小幾何不對稱或者流場中的微擾動經對流不穩定放大后，使得流場從對稱渦狀態變為非對稱渦狀態。這種現象導致細長體背風側左舷或者右舷的渦脫離前體表面，并使表面壓力系數分布出現較大的非對稱性。但Keener等[7]分析大迎角細長體非對稱渦產生的原因時，指出邊界層不對稱分離并不是非對稱渦形成的必要條件。之后Levy等[8]提出背渦的不對稱是由流動的空間不穩定性引起，即由絕對不穩定引起。Cai等[9]對細長圓錐翼身組合體進行穩定性分析后支持此觀點。

此外，Bernhardt等[10-11]指出對流不穩定和絕對不穩定與迎角相關。風洞實驗結果表明，迎角為45°時，實驗模型的背渦流場是對流不穩定的。細長體側向力與擾動的強度成比例。而且，擾動去除后，流動回到初始狀態。但迎角為55°時，背渦流場為全局不穩定流場，渦系清楚地表現出雙穩態的特征，即在沒有擾動(不包括模型幾何不對稱)時，流場存在兩個穩定的流態。

c.前體渦控制的優勢

細長體大迎角側向力控制最早開始于20世紀70年代末期。Skow等[2]和Peake等[3]利用前體噴氣技術分別對F-5戰斗機和細長圓錐體的前體背渦進行了初步研究。到了20世紀80年代中期，研究人員開始著重關注這一領域，發展了大量控制方法。

前體渦控制(Forebody Vortex Control, FVC)的目的是系統地操縱前體旋渦，提供偏航控制力矩，彌補甚至代替大迎角下傳統舵面降低的控制力距，如圖2所示。

圖2 大迎角下常規舵面的偏航控制力損失圖[12]Fig.2 Typical loss of yaw control power at high angle of attack[12]

前體渦控制的優勢有，提供偏航魯棒操縱、主動增加方向穩定性、主動增加大迎角偏航/滾轉阻尼，而且有可能縮小垂直尾翼和舵面的尺寸，節省重量并且降低雷達可探測性[12]。與垂尾相比，前體控制裝置一般很小，對安裝區域的尺寸和重量等要求非常小。而且現代戰斗機和戰術導彈細長的前體為側向力提供了較長的力臂，增強了偏航控制效果[13]。此外，Wang等[14]指出大迎角流動控制機構越靠近細長體頂點越有效。大迎角時，細長體頂點附近的兩個旋渦的存在加強了控制效果。

前體渦控制方法可以分為被動控制方法和主動控制方法兩類。被動控制方法在控制的過程中不需要持續的能量輸入，結構簡單，但一般只能針對某一特定狀態進行控制，在其它狀態下，控制效率降低甚至反效。主動控制方法在控制的過程中需要持續的能量輸入，可以對不同狀態進行優化控制，但一般機構比較復雜，需要付出較大的重量代價。

另外，從擾動源對流場的激勵是否為定常，還可以將前體渦控制方法分為靜態控制方法和動態控制方法。靜態控制方法產生定常激勵，動態控制方法產生非定常激勵。

1 被動控制方法

被動控制方法包括：邊界層轉捩帶、微鼓包、微凹坑、邊條、頭部鈍化、自激振蕩旗幟和渦流發生器等。

1.1 邊界層轉捩帶

早在20世紀80年代 Lamont[15]就通過風洞實驗研究了雷諾數對尖拱細長體的影響。實驗結果如圖3所示，隨著雷諾數的增加，邊界層依次表現出層流、轉捩和完全湍流分離；同時，側向力表現出先減小后增大至初始值的變化特性，即在層流和湍流分離下側向力的值較大，但在轉捩雷諾數范圍內側向力會很小。

圖3 側向力系數隨雷諾數變化圖15]Fig.3 Variation of overall side force with Re[15]

基于上述機理，Ma等[16]提出一種人工邊界層轉捩技術，它通過使邊界層由層流分離轉變為轉捩分離，最終達到影響非對稱渦系的目的。風洞實驗結果表明：迎角為40°時，粗糙轉捩帶對非對稱渦的影響效果取決于它被布置在高位渦一側還是在低位渦一側。如果在高位渦一側，轉捩帶對非對稱渦有強烈的影響并使側向力降低。

王元靖等[17]通過風洞測壓和表面油流實驗比較了“條狀”轉捩帶和“環形”轉捩帶對細長體大迎角非對稱渦的影響。結果表明：“條型”轉捩帶可以有效改善流動非對稱性、降低當地側向力；“環型”轉捩帶可以改善模型表面的分離狀態，但是卻增強了流動非對稱性。 王晉軍等[18]通過流動顯示技術研究了機頭兩側轉捩帶對簡化飛機模型大迎角渦結構的影響，結果表明轉捩帶推遲了邊條渦非對稱破裂的迎角。

此外，鄧學鎣等[19-20]還在轉捩帶的基礎上發展了轉捩絲技術。并基于此技術分別研究了旋成體雷諾數效應的分區特性和翼身組合體的機翼搖滾運動形態。

1.2 微鼓包

自由來流經過微鼓包后，再附至模型表面時具有較大的動能，可以有效地抑制流動分離，從而控制前體背渦。而且，Chen等[21]指出，當微鼓包置于模型頂點處，且尺度遠大于背景擾動的尺度時，對非對稱渦的響應具有主控作用。

曾友兵等[22]通過風洞測力實驗研究了鼓包大小對細長體側向力的影響，實驗模型如圖4所示。結果表明, 在20°～ 70°的迎角范圍內，鼓包可使最大側向力系數從1.98 降到0.53，如圖5所示。于昆龍等[23]將頭部微擾動技術應用于YF-16戰斗機。數值模擬結果表明，迎角小于45°時，飛機的背風面分離渦系由邊條渦主導；而迎角超過50°后，飛機頭部微擾動將對分離渦系逐漸起主導作用。Liu等[24]的數值模擬結果表明，迎角為50°時，安裝頭部微擾動后，細長體尖拱頭部流線的非對稱性基本被消除，如圖6所示。賀中等[25-26]研究了可壓縮性條件下，頭部微擾動對細長體背渦結構的影響。結果表明當橫流馬赫數Mc<0.42時，背渦非對稱性較明顯；當Mc>0.42時，背渦非對稱性顯著減小。這與Keener等[27]的實驗結果相近。

圖4 模型頭部鼓包示意圖[22]Fig.4 Shape of bump on cone-cylinder model[22]

圖5 鼓包對細長體側向力系數的影響[22]Fig.5 Side force of elliptic model with different sizes of bumps[22]

圖6 多截面流線圖[24]Fig.6 Sectional streamlines[24]

此外，Ma等[28]通過風洞實驗研究了大迎角下頭部微擾動對前體渦破裂的影響。實驗模型為帶有融合體前機身的翼身組合體，如圖7所示。圖8給出了頭部微擾動影響非對稱渦破裂的原理圖。從圖中可以看出安裝微擾動后，大迎角下，融合體前機身背渦由對稱破裂演變為非對稱破裂。前體背渦非對稱破裂后進一步與邊條和機翼誘導渦相互作用，導致機翼兩側載荷出現明顯差異。

圖7 翼身組合體實驗模型[28]Fig.7 Wing-body model[28]

(a) 無微擾動

(b) 左側微擾動

(c) 右側微擾動

圖8 頭部微擾動影響非對稱渦破裂的原理圖[28]

Fig.8 Schematic diagram of disturbance effects on asymmetric vortex breakdown[28]

1.3 微凹坑

Choi等[29]指出微凹坑抑制細長體非對稱背渦的機理是通過誘發當地流動分離并引起剪切層不穩定，導致強湍流的出現，如圖9所示。隨著湍流強度的增加，流動再附至物面時具有很大的動量，足以克服背風面的逆壓梯度。最終的結果是微凹坑誘發出間歇性湍流結構與初始流場相互作用，使細長體從初始的非對稱流場演化為對稱流場。

圖9 微凹坑抑制側向力的機理圖[29]Fig.9 Schematic diagram of drag-reduction mechanism by dimples[29]

基于上述機理，Cui等[30]發展了一種利用微凹坑控制細長體非對稱背渦的方法，實驗模型如圖10所示。圖11給出了不同迎角下，微凹坑對細長體背渦流場的控制效果圖。從圖11中可以看出迎角為40°時，背渦變為對稱，側向力被抑制；迎角為50°時，背渦表現出明顯的不對稱。

圖10 實驗模型圖[30]Fig.10 Drawings of the front parts of models[30]

(a) α= 40°

(b) α= 50°圖11 流場顯示圖[30]Fig.11 Flow visualization images[30]

1.4 邊條

早在20世紀80年代末及90年代初，Malcolm等[31]就對邊條控制大迎角細長體非對稱背渦的能力進行了研究。而后，Lanser等[32]將邊條鉸接在F/A-18戰斗機頭部，在NASA蘭利30 ft×60 ft的風洞中進行了自由飛實驗，成功證明了邊條控制偏航的能力。Cai等[33]指出邊條是通過抑制流向渦的相互干擾達到減弱細長體非對稱背渦的目的。

Sirangu等[34]研究了頭部邊條對鈍頭模型非對稱渦的控制效果。研究結果表明，通過調整邊條的高度，可以在30°～60°的迎角范圍內有效控制側向力的值。邊條的高度和長度超過最佳值后，控制效果不變。Logan等[35]研究了邊條對細長火箭模型的側向力和偏航力矩的影響。Lim等[36]研究了大迎角下，邊條/機身融合體對細長飛行器非對稱渦流動特性和側向力的影響。

Cai等[37-38]研究了細長圓錐翼身組合體的背渦穩定性。數值結果表明，當安裝在細長體上的三角形邊條展長足夠大時，不穩定的渦對變為穩定的渦對。而且，當模型橫截面如圖12所示時，細長圓錐體對稱背渦的穩定區范圍最大。

圖12 細長圓錐翼身組合體示意圖[38]Fig.12 Sketch of slender conical wing-body combination[38]

1.5 頭部鈍化

王剛等[39]指出頭部尖端鈍化使側向力大幅度減小的機理，是由于鈍頭的閉式分離在頭部背風側形成U 形馬蹄渦，如圖13所示。U 形馬蹄渦的作用是為位于模型兩側的背渦提供一個具有公共連接端的渦核。由于模型對其頭部擾動的極其敏感性，這個U 形馬蹄渦對位于模型兩側的背渦起了相對穩定的作用，對非對稱的發展起了限制作用。因此鈍拱側向力起始迎角變大，側向力幅值減小。而尖拱頭部沒有形成類似的U 形馬蹄渦結構,起源于頭部兩側的背渦在頂部具有各自的自由端,渦核沒有受到約束,在受到擾動的情況下很容易發展為非對稱。

圖13 鈍拱頭部頂端的U 形馬蹄渦結構[39]Fig.13 Sketch of U shape horse shoe vortex at the lee side of blunt nose slender[39]

Kumar等[40]研究了頭部鈍度對細長體大迎角側向力的影響。圖14給出了最大側向力系數隨鈍度的變化圖。從圖14中可以看出，最大側向力系數隨著鈍度脈動變化。最大側向力系數先減小，當鈍度超過某值時，又逐漸增大，接著再逐漸減小。另外，實驗結果還表明，側向力系數達到第一個最小值時對應的鈍度與圓錐前體的半頂角有關，而與雷諾數幾乎無關。

圖14 最大側向力系數隨鈍度的變化圖[40]Fig.14 Variation of sideforce characteristics with bluntness ratio[40]

Lopera等[41]研究了半橢球頭部和半圓球頭部對大迎角細長體流動的影響。圖15給出了側向力系數隨迎角變化圖,圖中e0.33代表半橢球頭部，Hemi代表半圓球頭部。從圖15中可以看出頭部形狀對側向力系數的變化有明顯的影響。當迎角在34°～60°范圍內時，半圓球頭部細長體模型上作用著明顯的非對稱側向力，并在42°和48°達到極值。同時，當迎角在0°～42°范圍內時，半橢球頭部細長體模型上的側向力很小。當迎角為44°～54°時，側向力系數從負值變為正值。迎角繼續增大至64°，側向力系數達到最大值，為半圓球頭部模型最大側向力系數的65%。

圖15 側向力系數隨迎角變化圖 [41]Fig.15 Side force coefficients varying with angles of attack[41]

1.6 自激振蕩旗幟

柔性旗幟在來流的作用下自激振蕩，產生非定常尾流，這種非定常尾流本質上是一種脈沖激勵，可以對大迎角旋成體非對稱渦的發展產生強烈的影響。

基于上述機理，Zhang等[42]發展了一種利用自激振蕩旗幟控制細長體側向力的方法。實驗裝置如圖16所示，自激振蕩旗幟安裝在細長圓錐模型頭部頂端。實驗結果表明，旗幟自激振蕩產生的激勵可以使大迎角細長體非對稱背渦變為對稱背渦，如圖17所示。從圖 17(a)中可以看出，當V=10 m/s，旗幟對細長體背渦流場影響很小，流場中出現典型的非對稱渦系。隨著風速增加至50 m/s，如圖17(b)所示，細長體背渦的非對稱性基本消除，非對稱背渦變為對稱背渦。圖18給出了圓錐段上的側向力系數隨風速變化圖。從圖18中可以明確看出當旗幟開始振動后，圓錐段側向力迅速減小，側向力隨風速變化的整個過程近似于一個斜坡函數。風速超過30 m/s后，非對稱側向力趨于0。

Zhai等[43]在文獻[42]的基礎上，通過風洞測力實驗證明，大迎角下細長體側向力與自激振蕩旗幟滾轉安裝角成近似線性的關系。

圖19給出了不同速度下安裝和不安裝自激振蕩旗幟的細長體側向力系數絕對值隨迎角的變化圖。從圖19(a)可以看出當風速為9 m/s時，不同迎角下細長體模型安裝與不安裝旗幟側向力系數絕對值基本相同，這是因為旗幟尚未顫振，不能產生非定常尾流，因而對細長體背渦分布基本沒有影響。從圖19(b)可以看出當風速為15 m/s時，安裝自激振蕩旗幟后，從迎角為36°開始，細長體側向力絕對值逐漸減小；當迎角超過42°后，側向力系數絕對值約為0，這說明側向力已經被消除，細長體非對稱背渦變為對稱背渦。

圖16 實驗模型圖[42]Fig.16 Experimental model[42]

(a) V=10 m/s

(b) V=50 m/s圖17 不同來流速度下壓力系數分布圖[42]Fig.17 Pressure distributions on eight test stations changing with free-stream velocity [42]

圖18 圓錐段上的側向力系數隨風速變化圖[42]Fig.18 Side force coefficient of the cone forebody varying with free-stream velocity[42]

(a) V=9 m/s (b) V=15 m/s圖19 側向力系數絕對值隨迎角的變化圖[43]Fig.19 Absolute values of side force coefficient changing with angles of attack[43]

圖20給出了細長體模型安裝旗幟后側向力系數隨滾轉安裝角變化數據及其擬合直線圖。從圖20中可以看出當迎角為45°、風速為15 m/s時，在滾轉角 -20°～20°范圍內，安裝旗幟后細長體側向力系數隨滾轉安裝角近似呈線性變化，側向力系數幅值范圍為-3.2～3。通過最小二乘法擬合得到的直線斜率為-0.158，這種線性關系為大迎角下細長體側向力控制律設計提供極大方便。

圖20 側向力系數隨滾轉安裝角變化圖及擬合直線Fig.20 Side force coefficients changing with roll setting angles and fitting line[43]

1.7 渦流發生器

渦流發生器廣泛應用于航空、流體機械、冶金化工、船舶、汽車等領域[44]。上述這些應用領域的渦流發生器當地流動迎角通常小于旋渦的破裂迎角，本質是利用了渦流發生器尾渦對下游流動注入能量，抑制流動分離。

翟建等[45]發展了一種利用渦流發生器控制細長體大迎角側向力的方法。與常規渦流發生器控制機理不同的是，新方法通過大迎角渦流發生器渦破裂產生的湍流作為激勵源。圖21給出了渦流發生器安裝在細長體模型上的圖片。

圖22給出了α=45°時，安裝不同半展長的渦流發生器后，側向力系數隨滾轉安裝角的變化圖。從圖22中可以看出，半展長為4 mm的較小渦流發生器雖然可以在一定范圍內連續改變側向力的大小，但未改變側向力的方向；而相同的滾轉角變化范圍內，半展長為8 mm的較大渦流發生器不但連續改變了側向力的大小，而且改變了側向力的方向，側向力系數的幅值從-2.7～2.5。這說明只有渦流發生器的尺寸達到一定大小后，才能夠提供足夠強度的脈動分離流來控制旋成體的非對稱背渦。圖23給出了不同迎角下，渦流發生器對細長體非對稱渦的控制效果。從圖中可以看出，在40°、45°、50°和55°迎角下，側向力系數隨滾轉安裝角連續變化，并且呈近似線性的關系。

圖21 渦流發生器安裝示意圖[45]Fig.21 Photograph of vortex generators fixed on model[45]

圖22 半展長對側向力控制效果的影響[45]Fig.22 Side force control effect of vortex generators with different sizes[45]

圖23 不同迎角下渦流發生器的控制效果[45]Fig.23 Control effect of vortex generators at different angles of attack[45]

2 主動控制方法

主動控制方法包括：等離子體發生器、單孔位微吹氣、頭部軸向吹氣、合成射流激勵器、非定常小擺振片和微充氣邊條等。

2.1 等離子體發生器

吳云和李應紅[46-47]根據等離子體和氣體電離特性，提出了等離子體流動控制的三種物理作用依據：一是“動力效應”，即在流場中電離形成的等離子體或加入的等離子體在電磁場力作用下定向運動，通過離子與中性氣體分子之間的動量輸運誘導中性氣體分子運動，形成等離子體氣動激勵，對流場邊界施加擾動，從而改變流場的結構和形態；二是“沖擊效應”，即流場中的部分空氣或外加氣體電離時產生局部溫度升和壓力升(甚至產生沖擊波)，形成等離子體氣動激勵，對流場局部施加擾動，從而改變流場的結構和形態；三是“物性改變”，即等離子體改變氣流的物性、粘性和熱傳導等特性，從而改變流場特性。

前體渦控制現階段主要使用正弦波等離子體激勵器作為擾動源。從激勵原理上看，正弦波等離子激勵是通過在電場作用下加速的帶電粒子與中性粒子碰撞，誘導近壁面氣流加速，由“動力效應”占主導[48]。

Liu等[49]、孟宣市等[50]、Zheng等[51]對等離子體控制大迎角細長體側向力的能力進行了大量研究。圖24給出了逆吹型等離子體激勵器在模型上的安裝示意圖。實驗結果表明，細長體大迎角側向力系數和法向力系數隨著占空比幾乎線性變化，如圖25所示。

(a) 安裝位置

(b) 單介質阻擋放電圖24 等離子體激勵器示意圖[49]Fig.24 Sketches of the plasma actuators[49]

在上述基礎上，Zheng等[52]研究了不同來流風速和迎角下，等離子體激勵器占空比循環技術對細長體大迎角背渦的控制效果。Wang等[14]發展了一種新的馬蹄形的等離子體激勵器，這種激勵器可以沿圓錐頭部子午線向前/后兩個方向給附面層傳輸能量，將等離子體激勵器一側的旋渦推離圓錐頭部表面。孟宣市等[53]對比了順吹型和逆吹型等離子體激勵器對細長體大迎角非對稱流場的影響。秦浩等[54]通過PIV測量了圓錐截面繞流速度場、最大繞流速度和最大軸向渦量。之后，王玉帥等[55]根據PIV測量結果計算了等離子體激勵器誘導流場的體積力。龍玥宵等[56]對比了交流放電和納秒脈沖放電等離子體激勵器對細長體大迎角非對稱流場的控制效果。

圖25 占空比對側向力系數和法向力系數的影響[50]Fig.25 Cz and CN vs.τ, U∞=20 m/s,α=45°, f =500 Hz[50]

Porter等[57]通過風洞實驗和數值模擬分別研究了等離子體閉環系統對細長體大迎角背渦的控制效果，閉環控制裝置如圖26所示。圖27給出了閉環控制下側向力隨時間的變化圖。從圖27中可以看出在等離子體閉環系統的控制下，細長體實際側向力的值可以跟隨預定值改變，雖然實際值有高頻波動。

圖26 等離子體激勵器閉環流動控制系統示意圖[57]Fig.26 Feedback flow-control schematic of a plasma actuator at a high angle of attack[57]

圖27 閉環控制下側向力隨時間的變化圖[57]Fig.27 Time history of closed-loop test with the desired side force Czref as a dotted line and actual side force Cz as a solid line[57]

2.2 單孔微吹氣

單孔位微吹氣通過直接改變前體背渦的強度或者位置來達到控制側向力的目的。但Deng等[58]指出這種主動控制技術雖然可以實現飛行器大迎角非對稱側向力的主動控制，但是存在致命缺陷，即要求在進行吹氣控制之前飛機背渦流場處于預期的非對稱狀態，而這在實踐中是難以實現的。這一缺陷極大地限制了單孔位微吹氣擾動主動控制技術的工程應用。

為了克服上述缺點，王延奎等[59]提出了一種基于微三角塊擾動和單孔位微吹氣擾動的組合擾動主動控制新技術，并在某帶有細長前體的飛機模型上進行了驗證。圖28給出了不同組合擾動控制位下全機側向力Cy～Cμ曲線。從圖28中可以看出不同組合擾動控制位下全機側向力系數隨吹氣量近似線性變化。文獻[60-62]使用數值模擬方法對上述組合擾動技術的流動控制機理進行了研究。結果表明隨著吹氣量的增加，右側低位渦逐漸衍變為高位渦，如圖29所示。

(a) θr-b=30°, θr-h=120°

(b) θr-b=120°, θr-h=240°圖28 不同組合擾動控制位下全機側向力Cz-Cμ曲線 (V∞=30m/s)Fig.28 Curve of force Cz-Cμ of aircraft at four different locations of combined-perturbation(V∞=30 m/s)[59]

2.3 頭部軸向吹氣

Kumar等[63]發展了一種利用頭部軸向吹氣控制細長體大迎角側向力的方法，控制裝置如圖30所示。控制機理是頭部軸向吹氣與自由來流相互作用在模型頂端前方形成流體動態鈍化，可以看做增加了頭部鈍度。

圖31給出了雷諾數對最大側向力系數的影響圖。從圖31中可以看出，在較大的雷諾數范圍內，頭部吹氣對側向力有明顯的控制效果；側向力控制的效果與頭部噴流速度相關，且在噴流速度比約為1.0時，側向力達到最小值；ReD=0.4×106、0.9×106、5.4×106時，最大側向力系數最大減幅分別為80%、65%和55%。

(a) Cμ=5.13×10-5 (b) Cμ=1.06×10-4

(c) Cμ=1.43×10-4 (d) Cμ=1.92×10-4圖29 不同吹氣量下的截面流線圖[62]Fig.29 Streamlines at the different sections[62]

圖30 頭部軸向吹氣裝置示意圖[63]Fig.30 Geometrical details of blunted cone models with jet flow [63]

圖31 雷諾數對最大側向力的影響圖[63]Fig.31 Effect of Reynolds number on maximum side force characteristics[63]

2.4 合成射流

合成射流激勵器是近年來發展迅速的一種流動控制手段[64]，它通過控制未充分發展的旋渦相干結構的融合來“合成”湍流剪切流[65]。與常規的流體控制激勵器不同，它的結構非常簡單，尤其是微傳感器、微控制器和微激勵器三位一體的MEMS系統具有非常廣闊的應用前景[66]。

李斌斌等[67]發展了一種利用合成射流激勵器對大迎角非對稱渦進行主動控制的方法，控制裝置如圖32所示。圖33給出了迎角α=57.5°、電壓U=2.8V、控制頻率fs=51Hz、施加/未施加合成射流微擾動控制時，細長體模型側向力隨滾轉角的變化情況。由圖33中可以看出，在滾轉角-140°～-113°和150°～165°范圍內，側向力系數由無控制時的“方波”狀態轉變為控制后的“線性”狀態，這說明在此滾轉角范圍內，采用合成射流微擾動能夠有效克服模型的背景擾動，實現對非對稱渦的主動控制。

圖32 非定常小擾動控制器件示意圖[67]Fig.32 Schematic of unsteady small perturbation control devices combining with the model nose-tip [67]

圖33 側向力隨滾轉角的變化特性[67]Fig.33 Side force changing with the roll angle in the control of synthetic jet[67]

2.5 非定常小擺振片

顧蘊松等[68]發展了一種利用非定常小擾動片控制細長體側向力的方法，實驗裝置如圖34所示。圖35給出了在0°側滑角、迎角為55°狀態下，大迎角細長體側向力的比例控制規律。在平衡周向角(ΦS)為±16°之間，側向力系數的變化呈線性變化規律，其斜率值為0.2141。

顧蘊松等[69]還驗證了非定常小擾動激勵器對全機模型大迎角側向力和偏航力矩的控制效果。周欲曉等[70]研究了非零側滑角下，非定常小擾動激勵器對細長體大迎角側向力的影響。

圖34 非定常小擾動擺振片示意圖[68]Fig.34 Fast-swing mini-strake on the tip of slender body[68]

圖35 大迎角細長體側向力的比例控制規律[68]Fig.35 Proportional control law of side force on slender body[68]

2.6 微充氣邊條

Leu等[71-72]發展了一種利用微充氣邊條控制細長體大迎角側向力的方法，并通過風洞實驗驗證了其有效性。圖36給出了帶充氣邊條的圓錐-圓柱細長體模型。圖37給出了迎角為55°時，不同工況下截面側向力系數沿X軸分布對比圖。從圖37中可以看出邊條不充氣鼓起的情況下，截面側向力系數主要為負值，細長體總的側向力系數為-1.87，但是當邊條鼓起后，截面側向力系數變為有正有負，總的側向力系數明顯減小。而且當兩側邊條同時鼓起時，側向力系數被顯著的減小至0.221。

圖36 帶充氣邊條模型的示意圖[71]Fig.36 Schematic of cone-cylinder model with microballoon array actuator[71]

圖37 截面側向力系數沿X軸的分布(α=55°)[71]Fig.37 Sectional side force distribution along X axis at α=55°[71]

3 總結與展望

基于前文分析，近十年出現的前體渦控制方法按控制機理可以分為兩類，如表1所示。

1) 控制流動分離，包括邊界層轉捩帶、微鼓包、微凹坑、頭部鈍化等。這些方法本質上是通過促使邊界層轉捩或者改變分離位置達到控制前體渦的目的。

2) 改變渦的強度或者位置，包括邊條、微充氣邊條、自激振蕩旗幟、渦流發生器、等離子體激勵器、單孔位微吹氣、頭部吹氣、合成射流、非定常小擾動片等。 在側向力控制效果方面，兩種控制機理均可以抑制或消除大迎角細長體非對稱側向力，但目前只有通過改變非對稱背渦的強度或者位置才能夠對側向力進行比例控制。這些方法中，渦流發生器、合成射流激勵器、非定常小擾動片布置在細長體尖頭部頂端前方，通過改變激勵器的滾轉安裝角達到比例控制的目的。而等離子體激勵器、單孔位微吹氣布置在細長體尖頭部頂端附近，分別通過改變占空比和吹氣量來達到控制側向力的目的。

在控制策略方面，5種線性比例控制方法中只有單孔位微吹氣方法是靜態控制策略，它通過產生定常的激勵來達到比例控制的目的；而渦流發生器、合成射流激勵器、非定常小擾動片和離子體激勵器均采用動態控制策略，它們通過產生非定常的激勵來達到比例控制的目的。此外，目前出現的絕大部分方法控制前體渦的有效迎角大于45°，只有微凹坑、頭部鈍化和頭部軸向吹氣控制前體渦的有效迎角小于45°。

在工程應用方面，渦流發生器、合成射流激勵器、非定常小擾動片、等離子體激勵器、單孔位微吹氣等線性控制方法均有可能提高細長體飛行器大迎角時的機動能力，具有一定的工程應用價值。

前體渦控制技術是一種在飛行器大迎角偏航控制領域具有廣闊應用前景的流動控制技術。結合上文所述，對前體渦控制方法有以下展望:

1) 探索非對稱渦的新特點。隨著研究的深入，研究人員和學者發現細長體非對稱渦具有很多新的空氣動力特點。如大迎角前體非對稱渦系存在非常明顯的非定常現象[73-78]。實際飛行中，細長體背渦的非對稱分離與非定常運動之間存在耦合的可能性，需要深入探索。

2) 控制方法的普適性。如表1所示，目前出現的控制方法，絕大部分是在層流、不可壓縮流場條件下進行的實驗，這與飛行器機動飛行時的湍流、可壓縮流場有很大不同。Lamont等[79]、Keener等[26]指出Ma數和Re數對非對稱渦系有很大影響。尤其是高馬赫數下，最大側向力顯著減小，馬赫數增大至0.8～1.2時，側向力甚至減小至0。因此，前體渦控制方法在高Ma數和高Re數下的控制效果需要進一步研究。

3) 工程應用。目前只有等離子體激勵器實現了閉環控制研究。閉環控制研究可以促進控制裝置整合入自動駕駛系統，對流場進行自適應控制。前體渦控制方法能否進行閉環控制對于戰斗機尤為重要。

總之，前體渦控制技術是一種在大迎角機動飛行偏航控制領域具有廣闊應用前景的技術。目前出現的方法雖然可以對側向力進行控制，但仍有很多問題需要解決。探索大迎角細長體非對稱渦的產生機理和特點、提出新的控制方法并最終實現工程應用，是這一領域的核心問題。

表1 前體渦控制方法總結Table 1 Summary of forebody vortex control method

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Reviews of forebody vortex control method at high angles of attack

ZHAI Jian1,2, ZHANG Weiwei1,*, WANG Huanling1,2

(1.NationalKeyLaboratoryofAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi′an710072,China;2.StateKeyLaboratoryofHighTemperatureGasDynamics,InstituteofMechanics,CAS,Beijing100190,China)

At high angles of attack, the conventional rudders of fighters or tactical missiles are affected by the wake flow generated by the fuselage, and its yaw control power may dropdramatically together with leeward asymmetry vortices inducing asymmetry pressure distributions, provoking a side force with the same order of magnitude as that of normal force, and accompanying a strong yaw moment.Forebody vortex control methods can provide a desired yaw control moment for aircrafts at high angles of attack, and they have wide application prospect in the field of maneuver flight at high angles of attack.In this paper, the new methods developed in the past ten years were reviewed.The passive methods include boundary layer transition strips, bumps, dimples, strakes, nose bluntness, fluttering flag, and vortex generators etc.The active methods include plasma actuators, micro blowing, nose blowing, synthetic jet, fast-swing mini-tip strake and microballoon array actuators etc.The control effect, mechanism and applicable scope were emphatically introduced for various methods.The maneuverability of slender body at high angles of attack can be improved by the linear control methods including vortex generators, synthetic jet, fast-swing mini-tip strake, plasma actuators, micro blowing, which are practical in engineering application.Finally, the application prospect and development trend were discussed for the forebody vortex control method at high angles of attack.

high angle of attack;slender body;forebody vortex control;side force;asymmetric vortex;yaw control

0258-1825(2017)03-0354-14

2017-01-09;

2017-02-20

高等學校創新引智計劃(B17037)

翟建(1986-),男,博士研究生,研究方向:大攻角側向力控制.E-mail:zhaijian860601@163.com

張偉偉*(1979-),男,教授,研究方向:非定常空氣動力學、氣動彈性力學及流動控制.E-mail: aeroelastic@nwpu.edu.cn

翟建, 張偉偉, 王煥玲.大迎角前體渦控制方法綜述[J].空氣動力學學報, 2017, 35(3): 354-367.

10.7638/kqdlxxb-2017.0018 ZHAI J, ZHANG W W, WANG H L.Reviews of forebody vortex control method at high angles of attack[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 354-367.

V211.42

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0018