翼型動態失速影響因素及流動控制研究進展

楊鶴森，趙光銀,2，梁華,*，王博

1. 空軍工程大學 等離子體動力學重點實驗室，西安 710038

2. 中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000

3. 南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016

翼型動態失速[1-2]是指發生在機翼或槳葉等升力部件上，迎角隨時間周期性變化或急劇動態變化時，由于翼面上方大范圍氣流分離引起的一種強烈的非定常、非線性的失速延遲流動現象[3-5]。這種現象普遍存在于直升機旋翼后行槳葉[6-8]、快速俯仰機動的戰斗機等大機動飛行器[9-10]、偏航運動的風力(渦輪)機葉片[11-12]、旋轉喘振的壓氣機[13-14]、低雷諾數撲翼微型飛行器以及大量鳥類昆蟲的繞流運動中[15]。在20世紀40年代， Himmelskamp首次在實驗中發現了動態失速現象的存在[3]。但由于當時對航空器的機動性要求不高而且分析手段有限，所以這一現象未得到深入研究。直到20世紀 60年代一次直升機旋翼實驗后才引起普遍關注，關于動態失速特性的研究也隨之展開。Ham[4]最早給出了關于動態失速發展過程的理論描述。進入70年代后，人們針對動態失速現象開展了許多實驗研究，動態失速的發生機理得到初步揭示。直到1998年Ekaterinaris和Platzer[5]對過去人們研究翼型動態失速所采用的數值方法和研究成果進行了比較全面的總結，表面型俯仰運動的折合頻率、振幅角、平衡迎角、轉軸位置和來流馬赫數等因素都對失速渦的強度、發展和脫落有著直接影響，同時翼型的幾何形狀也極大地影響動態失速特性。

流動顯示手段和數值模擬[16-20]已經揭示正常俯仰情況下充分演化的翼型動態失速現象的一般歷程。圖1[16]是通過計算模擬得到的翼型在一個俯仰周期T內流場演化過程。t=0T～T/8期間，翼型從平均迎角開始上仰，期間前緣未發生附面層的分離；t=2T/8時刻，翼型上仰至最大迎角，伴隨著前緣渦的形成，附面層內的流動開始發生逆轉并逐漸導致大范圍流動分離，同時，前緣渦沿弦向流動，產生額外的升力；t=3T/8時刻，翼型從大迎角狀態已經開始下俯，前緣發生渦脫現象，這種渦脫現象不僅會造成升力的損失，還會造成俯仰力矩急劇變化；t=4T/8～6T/8期間，翼型經過平均迎角繼續向下低頭，整個過程便是流動重新附著的過程，在此期間，迎角雖降低了，但下俯運動引起的上洗流使得翼型的有效迎角仍較大，翼面上方整體還是分離狀態；經過t=7T/8時刻后，翼型開始抬頭上仰，下洗流開始作用，有效迎角較小，上翼面流動分離得到緩解，同時迎角由小迎角狀態逐漸增大，升力慢慢恢復，當上仰至t=T時刻位置時即完成了一個俯仰周期內的運動[16,21-22]。

圖1 一個俯仰周期內不同時刻的流場[16]

可以看出，動態失速現象由前緣脫體渦主導，脫體渦快速后移引起壓力中心后移，從而產生很大的低頭力矩，致使翼型扭轉載荷大幅增加[23]。由于動態效應，振蕩翼型的失速迎角一般大于同等流場環境下的靜態失速迎角，具有增大最大升力的作用；然而一旦超過失速迎角，動態失速渦(Dynamic Stall Vortex, DSV)的產生、移動和脫落會形成非常復雜的流動現象，產生很大的阻力和俯仰力矩峰值，引發升力急劇下降、阻力迅速增大的失速和顫振載荷問題，嚴重破壞流場結構的穩定性。對于飛行器來說，動態失速會極大地限制機翼或槳葉的氣動性能及飛行包線，導致飛行器操作失穩；對于風力機葉片和壓氣機葉片來說，動態失速會使其氣動效率驟降、高速運行范圍急劇減小[1-2]；而對于直升機旋翼，動態失速最直接的影響是限制最大前飛速度。

在直升機前飛狀態時，旋翼在不同方位角相對來流速度是周期變化的，為保證升力的穩定需要槳葉槳距周期變化，因此槳葉局部剖面的迎角是周期變化的，其中迎角的變化幅度隨著前飛速度增加而增加，平均迎角則隨著旋翼載荷的增加而增加，這形成了直升機旋翼槳葉中存在的旋轉運動、變距運動、揮舞運動以及擺振運動等一系列復雜運動。如圖2所示，在前飛狀態下，旋翼槳葉旋轉運動與前飛速度相疊加，導致了嚴重的氣流不對稱現象，即前行槳葉的相對來流速度大，而后行槳葉來流速度小，需要較大的迎角才能維持前行槳葉氣動力的平衡。槳葉的迎角為周期性變化，前飛速度越大，槳葉迎角的振幅越大，尤其在大載荷時，直升機總距相對較大，很容易進入動態失速狀態，給飛行安全帶來隱患，同時會導致旋翼需用功率增加，拉力減小，帶來槳葉顫振及鉸鏈力矩、軸扭矩增加等不良后果，造成直升機旋翼/機體耦合動穩定性的降低，限制了其氣動性能和飛行包線，甚至有可能產生空中共振不穩定性現象，對整個操縱系統帶來安全威脅[17-18]。

圖2 直升機旋翼速度分布與流場特點

早在2001年，王適存教授[24]對旋翼翼型的設計提出了5項要求，其中有3項與動態失速有關，包括有較高的動態和靜態最大升力系數、有較高的升阻比，以及在較低的Ma下和大迎角時具有較好的失速特性。由動態失速現象帶來的危害和對現代直升機翼型改進提出的要求可以得出：削弱翼型動態失速引起的高阻力、大低頭力矩，并盡可能充分利用其動態渦升力，對提高直升機旋翼性能具有重要意義；同時，動態失速產生的非定常載荷會直接影響直升機、風力發電機及其他相關機械性能，包括可操控性、氣彈穩定性、噪聲以及推動力等，因此對動態失速控制的研究具有重要的工程意義。

綜上，通過流動控制手段，或建立相應的非定常氣動模型用于動態失速翼型氣動力計算[18]，改善動態失速翼型的非定常氣動特性、降低甚至規避動態失速帶來的風險與危害意義重大。特別是對于以直升機為代表的旋翼飛行器來說，動態失速流動控制技術發展的好壞，決定著其未來的發展前景與定位。然而，盡管近年來對非定常流動分離的認識取得了重大進展，但動態失速仍然是空氣動力學中尚未解決的主要問題之一，動態失速控制也逐漸成為空氣動力學領域的研究熱點之一[2]。

1 動態失速的影響因素

與靜態失速相比，動態失速的流場更為復雜，影響失速行為的參數和因素更多。對于靜態失速，當迎角增大到某一定值時，在翼型表面會出現大范圍流動分離，導致升力突降和阻力突增；而翼型動態失速的基本特征是翼型俯仰運動和DSV的作用，流場中存在復雜的非定常分離和大尺度渦結構，氣動力表現出明顯的非線性遲滯特性。前緣渦的生成、沿翼型表面的輸運直至脫落，導致翼型在上仰和下俯過程中的相同迎角下氣動載荷不對稱，從而引起翼型氣動載荷的遲滯效應。

對于翼型靜態失速，影響失速行為的參數主要有翼型型面(翼型的幾何形狀)、表面光潔度、來流湍流度、雷諾數Re以及馬赫數Ma[25]。而動態失速依賴于更大范圍的參數，首先僅僅考慮俯仰運動本身，典型以正弦規律俯仰振蕩的翼型迎角運動規律表達式為

α=αmsin(2kU∞t/c)=α0+αmsin(ωt)

(1)

式中：α0為平均迎角；αm為迎角振幅；k為縮減頻率；U∞為來流速度；c為翼型弦長；ω為俯仰振蕩的角頻率。由俯仰運動的數學表達式可知，若氣動力計算條件不變，簡諧俯仰運動的關鍵參數包括振幅、頻率、平均迎角以及俯仰運動的扭轉點位置。對于真實的翼型周期性運動來說，即使翼型以恒定俯仰速率的簡單運動，也要依賴于許多相互關聯的流場參數[26-27]，例如雷諾數、縮減頻率、三維性、風洞效應以及翼型型面[28]，對于以正弦規律俯仰振蕩的翼型，振蕩運動的平均迎角和最大迎角也是重要因素[29]，這些因素都能直接影響失速渦的形成、發展和脫落進而影響翼型的動態失速特性。本文從縮減頻率、雷諾數、馬赫數、翼型型面、迎角振幅、平均迎角和其他因素等7個方面總結參數對動態失速的影響。

1.1 縮減頻率

影響翼型動態失速的因素很多，其中最重要的是縮減頻率k[21]，縮減頻率用于描述翼型或機翼上的流動不穩定性[30]，通常被定義為定常運動的時間尺度(c/2U∞)與振蕩運動的時間尺度(1/ω)的比值[31]。對于弦長為c的翼型，以恒定俯仰速率w圍繞50%弦長俯仰的翼型縮減頻率定義為[32]

k=ωc/(2U∞)

(2)

根據式(2)，當k=1.0時，定常運動的時間尺度和非穩定時間尺度(振蕩時間尺度)是相同的，流動是不穩定的。文獻[33]發現了當k=0.05 對應的翼型動態失速特性相比于靜態失速特性存在明顯差異。Wang和Cui[34]指出縮減頻率k>0.05更為關鍵，因為不穩定的空氣動力會導致翼型或機翼表面壓力的大幅波動，從而使載荷增加，故k<0.05時可將流動視為準穩態(Quasi-steady)。

國內外進行了大量研究以揭示縮減頻率對不同翼型的動態失速特性的影響規律[35-37]。結果表明縮減頻率的增加會導致動態失速對應的最大失速迎角推遲并使翼型產生的升力顯著增加。如圖3[35]所示，不同縮減頻率對翼型動態失速特性的改善作用可通過觀察升力系數與迎角的關系得到，其中NACA0015和NACA0021翼型均以恒定的速率繞50%弦長俯仰。

圖3 不同翼型縮減頻率對升力特性的影響(Re=5×104)[35]

與穩態情況對比表明，隨著縮減頻率的增加，翼型超過臨界失速迎角后產生的升力更大，動態失速的初始迎角更大，翼型的升力特性潛力得到提升。根據Choudhry等[38]的實驗，縮減頻率的無限增加不會導致最大升力系數的無限增加。如圖4(a)所示，由動態失速引起的最大升力增加量與翼型振蕩縮減頻率的關系可以觀察到，在一定的縮減頻率之后，翼型升力的變化趨于平穩。該情況下縮減頻率的上限取決于雷諾數Re，并隨著雷諾數的增加而減小。本文認為Choudhry等[38]的實驗選用的縮減頻率有限，得出的結論不具有一般性。同時圖4也可以看出k<0.05時也不能認為流動為準靜態。

Sheng等[39]研究表明動態失速起始迎角隨著縮減頻率的降低而線性變化。這和Choudhry等[38]實驗結果相似，如圖4(b)中對應的最小雷諾數Re=5×104。然而，對于較大的雷諾數，動態失速起始迎角隨縮減頻率的變化呈拋物線趨勢。對于最小的雷諾數，也可在縮減頻率開始降低時觀察到類似的拋物線趨勢?？s減頻率繼續減小，失速迎角隨著縮減頻率的變化而線性變化。

圖4 縮減頻率對最大升力系數和初始動態失速迎角的影響[38]

直升機旋翼翼型工作的縮減頻率一般在0.03～0.15 之間，趙國慶[40]針對翼型典型工況k= 0.05，0.10，0.15這3個狀態分別進行了數值模擬。圖5給出了不同縮減頻率對應的翼型升力系數、力矩系數隨迎角的變化規律。隨著縮減頻率的增大，氣動力系數遲滯效應更加強烈，遲滯回線的面積增大，升力系數峰值增大，并且升力系數發散迎角增加。與此同時，低頭力矩的峰值隨著縮減頻率的增大而增大，并且后移?？s減頻率表征了旋翼翼型動態失速特性的強弱程度，縮減頻率越大，動態特性越強烈，反之，動態特性越弱。隨著縮減頻率的增加，一方面，在翼型迎角增大過程中，分離點的滯后作用更加顯著，因此動態情況下分離點的位置向后移動，即分離迎角增大；另一方面，在迎角減小的過程中，升力恢復的延遲也更顯著，升力系數的減小量也更大。

圖5 縮減頻率對翼型升力系數遲滯回線的影響[40]

上官云信等[41]根據試驗結果認為，縮減頻率越大，動態失速迎角越大，但重新附著迎角越小，動態失速遲滯回線所圍的面積越小；在翼型抬頭階段未失速區內縮減頻率的影響很小。張瑞民等[42]采用計算流體力學軟件Fluent數值模擬了NACA 0012翼型繞1/4弦長位置作俯仰振蕩的運動過程，縮減頻率越大，翼型的動態遲滯效應越明顯。

總的來說，形成的普遍共識是：縮減頻率是影響翼型動態失速的重要參數，隨著縮減頻率的增大，對最大升力系數和迎角的影響都是正相關的，但同時翼型的遲滯效應越顯著，動態失速越難以控制。在上仰階段，k越大，誘導的前緣下洗流作用越明顯，使翼型有效迎角越小，前緣不易分離；而下俯階段隨著k的增大，誘導的前緣上洗流作用越明顯，使翼型有效迎角越大，前緣容易分離，升力恢復較慢，因此遲滯效應越明顯。

1.2 雷諾數

一些研究機構詳細研究了雷諾數對翼型翼面壓力分布的影響，并指出雷諾數在動態失速過程中并不起主要作用[43-46]。Robinson和Wissler[45]通過表面測壓得出結論，雷諾數增加對整個失速過程影響很小，觀察到隨著雷諾數增加，翼型前緣附近的負壓峰值增加。類似地，Choudhuri和Knight[43]通過對翼型層流繞流的計算，發現保持馬赫數和俯仰速率不變，將雷諾數從104增加到105可以加速翼型上方主再循環區域(Primary Recirculating Region)的出現，且更靠近前緣，與之相關的渦尺度減小了。Oi等[47]也觀察到，對于俯仰運動的翼型，雷諾數在1×104～6×104之間變化影響較小。不過，以上研究測試的雷諾數范圍相對較低，對于適用于工業實用雷諾數量級(106級)，美國國家可再生能源實驗室(NREL)選用S809和S813翼型，在平均和最大迎角的不同組合下進行了一系列實驗，結果顯示不同雷諾數下，兩個翼型升力系數的一般趨勢和升力遲滯保持大致相似[48-49]。

Zhang和Schlvter[46]在雷諾數440～2.1×104范圍內，對圍繞50%弦長俯仰的平板進行大渦模擬，表明對于非常小的雷諾數(通常小于104)，平板的最大升力系數表現出非線性行為；Amiralaei等[50]也觀察到了簡諧波俯仰振蕩翼型的升力中的類似非線性行為。在圖4中也可看到類似的結果，隨著雷諾數增加，翼型產生的最大升力和動態失速迎角都顯著增加。

Choudhry等[38]認為，在雷諾數為1.2×105時，NACA 0021翼型的吸力側邊界層經歷從層流到湍流的過渡[51]，而在雷諾數為5×104時邊界層主要是層流，因此在俯仰運動期間更容易受到壓力梯度的影響，在這種情況下邊界層容易分離，并且與較高雷諾數下的情況相比，動態失速迎角相對較小，如圖6[38]所示；而湍流邊界層在翼型俯仰期間可以在一定程度上抵抗壓力梯度，從而在更大的角度范圍內保持附著，產生更大的動態失速迎角和升力。而文獻[43-49]中對應的邊界層基本為層流范圍，因此在這些研究中沒有觀察到雷諾數對動態失速特性的顯著影響。

圖6 NACA0021翼型在相同縮減頻率條件下雷諾數對升力特性的影響[38]

對于較大的雷諾數范圍，陳文軒[21]根據試驗數據，分析了Ma=0.1下雷諾數對A212mkt翼型動態失速遲滯回線的影響，試驗結果顯示在所試驗的雷諾數范圍(2×106～3.5×106)內影響較小。夏玉順等[52]在雷諾數1.4×106～2.7×106范圍內通過測壓實驗研究了NACA0012翼型動態失速特性，實驗結果如圖7所示，雷諾數越大，上仰階段失速迎角越小，最大升力系數減小，下俯階段的升力恢復越快，遲滯回環也就越小，這一結論與文獻[53-54]的結論相同。通過以上文獻可以看出，除了所用翼型不同，雷諾數的影響似乎并沒有一個固定的規律，分析認為，這與翼型繞流邊界層狀態有關。在雷諾數2×106～3.5×106范圍，翼型上翼面的流動主要為湍流。而在雷諾數1.4×106～2.7×106范圍內，翼型上方為層流與湍流并存狀態并在動態失速的過程中發生轉捩，上仰過程中首先在前緣產生分離泡，分離泡之前為層流，之后為湍流，分離泡向后運動變大，逐漸發展為分離，最終造成失速。雷諾數的差異造成轉捩點的位置不同，導致上翼面壓力分布不同；下俯階段雷諾數大，湍流度大，易于分離的附著，導致下俯階段雷諾數越大升力恢復得越快。

圖7 雷諾數對升力遲滯回線的影響[52]

Chandrasekhara等[55]在1987—2004年間做了大量翼型動態失速的研究工作。研究發現，在較高雷諾數下，導致翼型發生動態失速的原因是前緣附近的強逆壓梯度和激波誘導分離[56]。因此，大部分針對動態失速控制的研究都集中于翼型前緣部分[57]。

綜上，雷諾數對于翼型動態失速特性是有影響的，雷諾數表征流體慣性力和黏性力之比，Re增大，慣性力相對增大，對應的流體湍流強度增大，對動態失速渦的形成和產生有一定的抑制作用；而較小的湍流強度有利于氣流的分離和渦的形成。但雷諾數的影響與雷諾數的范圍有關，可能也與翼型型面有關，現有的研究并不是很系統，有些研究集中在小范圍層流狀態，有些則聚焦大范圍全湍流狀態，有些研究的雷諾數條件下層流與湍流并存。

1.3 馬赫數

由翼型運動引起的不穩定性，即使在低馬赫數下，壓縮性效應對快速俯仰翼型的影響也非常顯著，翼型的俯仰也會在前緣附近引起局部的高馬赫數，從而導致振蕩形成。McCroskey等[58]指出，在Ma∞≥0.2實驗條件下，經歷正弦規律俯仰運動的翼型的前緣附近可觀察到局部超聲速區。

在穩態條件下，由于吸力側的流動加速，可能遇到超聲速條件，在不穩定的條件下，該問題會更加嚴重。很小的來流馬赫數即可引起超聲速條件，所以研究馬赫數對動態失速過程影響很重要。但是，近年來這方面的研究相對較少。Visbal[59]使用非定常、可壓縮、質量平均的Navier-Stokes方程和代數渦黏性湍流模型對NACA 0015翼型進行了數值研究，觀察到Ma∞≥0.5條件下，翼型上表面的流場是超聲速的且隨著翼型的迎角增大，在前緣附近觀察到超聲速區域開始增長。Ma∞<0.5時，仍然在前緣附近觀察到小空間范圍的超聲速區域。進一步研究發現對于來流馬赫數為0.3，超聲速區域的弦向范圍約為3.0% 弦長，表明即使是小的來流馬赫數，壓縮性的影響也不容忽視。Visbal[59]觀察到，對于這種情況(Ma∞<0.5)，DSV還是通過前緣失速形成，而不是在不可壓縮條件下觀察到的常規后緣失速開始。

就翼型的升力而言，隨著縮減頻率的增加同時保持馬赫數恒定，觀察到最大升力系數的增加，這類似于較低馬赫數下的行為。Visbal[59]表明，在馬赫數為0.6時增加縮減頻率不僅導致最大升力系數的增加，而且導致整個升力曲線的跳躍，這類似于增加翼型彎度的影響。與之相反，當馬赫數依次增加同時保持縮減頻率和雷諾數恒定時，觀察到失速延遲和最大升力系數的減小，如圖8所示。McCroskey[58]和Carr[60]等也觀察到最大升力系數降低的類似現象。然而，這一論點需要進一步研究，因為Choudhuri和Knight[43]研究表明，隨著來流馬赫數從0.2增加到0.5，DSV的形成被延遲，并且失速也開始出現延遲。

圖8 不同馬赫數條件下NACA0015翼型的升力特性曲線[38]

Visbal[59]沒有觀察到高來流馬赫數下DSV的形成，這與 Liiva[61]進行的早期研究相同。Liiva認為，增加馬赫數會導致沖擊效應的形成，從某種程度上抑制渦旋脫落的過程。然而，使用高速紋影圖像， Chandrasekhara和Carr[60]觀察到DSV存在于他們所研究的馬赫數范圍(0.15≤Ma∞≤0.45)?？仔l紅等[23]通過計算在不可壓縮到可壓縮范圍(Ma=0.18～0.36，Re=2.34×106～4.68 ×106)來流條件下，研究了不同馬赫數下升力和力矩遲滯回線，發現隨著來流馬赫數的增大，翼型動態失速迎角越小，這與靜態失速特性相符，隨著馬赫數增大，翼型最低壓力點的壓力有額外降低，導致翼型后部分的逆壓梯度增大，從而更容易產生氣流分離。此外，馬赫數越大，氣流再附速度也會有所降低；馬赫數越小，最小力矩系數越小，這是由于壓縮性使得翼型氣流分離發生的更快，分離渦在翼型上表面沒有得到充分的發展。

綜上，來流馬赫數對動態失速過程具有明顯影響，但是研究結論尚不統一。在高亞聲速及跨聲速馬赫數下，振蕩翼型前緣附近的激波情況有待進一步研究，特別是在超聲速來流馬赫數時的影響亟待研究。

1.4 翼型型面

McCroskey[58]、Sheng[62]和Leishman[63]等研究了翼型型面對動態失速過程的影響，具有更好穩態失速特性的翼型通常在最大升力系數和失速延遲方面呈現出更好的動態失速性能。McCroskey等[58]主要選用用于直升機的NACA 0012、HUGHES HH-02、WORMAN FX-098、NLR-1、AMES-01、VERTOL VR-7、SIKORSKY SC-1095和NLR-7301等8種翼型做動態失速測試實驗，其厚度與弦長比在9.5%～16.6%之間變化，而彎度在弦長的0%～2%之間變化。

McCroskey等[58]根據振動的最大迎角與翼型的臨界失速迎角之間的差異，將動態振蕩翼型所處的失速狀態定義為輕度失速或深度失速。翼型的輕度動態失速表現包括前緣附近DSV的明顯形成以及觀察到空氣動力載荷滯后。Mulleners和Raffel[64]更準確地給出了界定，輕度失速出現在失速完全發展之前，下行程運動開始時。然而，深度動態失速狀態需要通過力和力矩大的滯后以及明顯的DSV形成來識別，Mulleners和Raffel[64]則在上行程運動部分的失速過程中確定了深度動態失速狀態的發生。

在輕度失速條件下4個代表性翼型的動態失速升力特性如圖9[38]所示。試驗是在其余的參數相同的條件下進行的，在升力系數的遲滯回線中觀察到的明顯差異可以認為是翼型型面造成的。可以看出，NACA0012和AMES-01翼型在動態失速過程中經歷了類似類型的后緣分離但兩個翼型的升力行為明顯不同；NACA0012翼型的升力系數遲滯回線比AMES-01翼型的滯后回路要大得多；與NACA0012翼型相比，WORMAN FX-098翼型經歷了升力系數非常突然的下降。翼型型面的橫向比較表明，具有更圓形前緣的弧形翼型傾向于表現出更小的遲滯回線。

圖9 不同翼型在輕度失速狀態下的升力特性曲線[38]

文獻[58]研究表明，在深度動態失速期間，相比輕度動態失速時各翼型遲滯回線的差異，翼型型面的影響并不顯著。圖10表明了翼型型面對該過程的主要影響。值得注意的是，VERTOL VR-7和NLR-7301翼型在上沖程中具有相似的升力特性，但最大升力系數和動態失速角是不同的。與相同條件下測試的其他翼型相比，NLR-7301翼型表現出了對于不穩定分離具有更大的彈性。事實上，根據Mulleners和Raffel[64]的分類，此時NLR-7301翼型仍然在輕度失速狀態下運行。深度動態失速的主要特征是在主DSV對流之后形成的次級渦旋結構。對于其他翼型，如圖10所示，在下行程之前的升力中的次級峰值來自次級渦旋結構。此外，可以觀察到不同翼型的升力曲線中的滯后程度的顯著變化，表明翼型過失速行為的明顯區別。因此翼型型面最重要的是影響翼面周圍的流場，并進而影響動態失速過程中產生的氣動力與載荷。

此外，王友進等[65]在低馬赫數下，對3種不同相對厚度的NACA系列基本翼型在俯仰振蕩運動中的動態失速現象進行了數值研究，發現不同厚度翼型在輕度失速和深度失速下，繞翼型DSV的產生和發展規律存在以下不同：對于薄翼型，由于分離最初在前緣處出現，故兩種失速狀態都是在前緣失速渦在向下游發展中產生；對于厚翼型，由于是后緣處首先發生分離，故失速發生在后緣分離渦在向上游擴展的過程中；而對于中等厚度翼型，輕度失速是由于后緣分離引起的，但深度失速主要是前緣DSV的發展所導致的。冉景洪等[66]研究了相對彎度對低雷諾數流動中翼型動態氣動力特性的影響規律。在Re=500～5×104情況下，選取不同最大相對彎度和不同最大相對彎度位置的翼型，計算了翼型等速上仰時的動態氣動力，結果表明后者對氣動力的影響比較顯著，把最大相對彎度位置布置在翼型弦向40%的地方要比布置在30%和50%兩處所獲得的動態升阻比大。

1.5 迎角振幅

趙國慶[40]針對旋翼后行槳葉的大迎角動態失速特性，對3個不同迎角振幅αm=5°，10°，15°分別進行了數值模擬，圖11給出了在不同振幅時翼型升力系數CL、力矩系數Cm隨迎角的變化規律，并給出了定常狀態升力系數的計算值。從圖中可以看出，隨著振幅的增大，氣動力的遲滯效應增強。在翼型迎角增大時，不同振幅對應的升力系數在相同迎角時計算結果基本相同，并且發生失速時的迎角相對于定常狀態均有所推遲。這是因為當迎角大于靜態分離迎角時，分離點推遲及前緣DSV的影響使得升力不發生衰減，直到DSV從翼型表面脫落。隨著DSV的脫落，由于翼型上表面氣流分離及渦誘導速度的損失，翼型升力系數會急劇衰減。翼型迎角減小時，同樣存在升力恢復的延遲。隨著振幅的增大，升力恢復的延遲更明顯，即升力遲滯回線的面積更大。與此同時，在DSV的誘導作用下，翼型壓力中心隨著DSV的移動而向后緣移動，從而引起一個附加的低頭力矩。隨著翼型DSV的運動、脫落及氣流分離，壓力中心后移，低頭力矩有一個陡增，并且振幅的增大使得低頭力矩峰值在增大的同時發生后移。

1.6 平均迎角

趙國慶[40]針對翼型3個不同平均迎角α0=5°，10°，15°分別進行了數值模擬，圖12給出了在不同平均迎角時翼型升力系數、力矩系數隨迎角的變化規律。隨著平均迎角的增大，翼型的最大迎角也增大，因此，氣流分離現象更加嚴重，導致動態失速遲滯現象更加明顯。在小平均迎角狀態下升力系數的最大值在最大迎角處，意味著還沒有出現動態失速或者僅存在輕度的動態失速；而大迎角狀態下升力系數的失速迎角則小于其最大迎角，但依然大于小平均迎角狀態下的失速迎角。此外，隨著平均迎角的增大，氣流分離后的再附點逐漸消失。但數值計算的結果有待進一步驗證。

圖12 不同α0對應的翼型氣動力系數遲滯回線[40]

1.7 其他因素

其他幾個參數直接影響動態失速現象及其對工程應用的預測。其中包括振蕩機翼的三維效應、不穩定運動類型、風洞效應、來流速度不穩定性對動態失速的影響。

Lorber[67]、Piziali[68]、Spentzos[69]和Visbal[70]等已通過實驗研究了三維效應對動態失速過程的影響，Gadelhak和Ho[71]完成了相關的流動顯示工作，可以觀察到三維翼周圍的不穩定分離流主要由大尺度旋渦結構支配，其空間范圍大約為單位弦長，整個流動區域可以明顯地區分為3個不同的區域：翼尖渦、DSV和翼尖渦與DSV相互作用的中間區，而三維性的影響主要限于翼尖附近的區域；進一步觀察可得DSV的核心受到中間區域中的翼尖渦流的嚴重影響，并且無論瞬時迎角如何改變，DSV都保持在前緣附近。隨著迎角增加，DSV中間區域的空間范圍朝向機翼的根部穩定地增加。由于這些效應，通常認為動態失速的二維-半經驗模型(The Two-dimensional Semi-empirical Models)適用于大展弦比機翼[63,72]。在直升機和風力渦輪機等旋翼機構的工程應用中，流場也將受到葉片旋轉引起的離心流的影響，這進一步增加了三維動態失速問題的復雜性。

動態失速的不穩定運動的類型，例如以恒定速率或以正弦規律俯仰和起伏，對動態失速過程具有顯著影響，這與不同不穩定運動的特定應用有關。比如對于以恒定俯仰速率進行簡單斜坡式運動(Simple Ramp-type Motions)或動態失速的研究對于急轉彎的特技飛行器特別有用[59]；而在處理直升機槳葉時，對正弦俯仰運動引起的動態失速的研究尤為重要。但無論運動類型如何，主要影響都可以被認為是由于特定運動類型而使翼型經歷的迎角歷程(Angle of Attack Histories)，這與簡單的穩態情況不同，不穩定情況的瞬時迎角取決于翼型所經歷的合成速度的若干速度矢量，同一不穩定運動類型，不同情況下的瞬時迎角不同；不同類型的不穩定運動引起的所有動態失速情況之間也可觀察到瞬時速度情況和流場演化過程的相似性，故迎角歷程是重要的，而不是運動本身的類型?？梢缘贸鼋Y論：可將來流速度和翼型經歷的合成速度作為所有類型的不穩定運動的通用定義參數[38]。

在直升機前飛過程中，旋翼葉片的運動不僅伴隨著迎角的變化，還伴有上下揮舞運動，并且旋翼葉片在一個周期內的旋轉運動所經歷的來流速度呈周期變化, 在這種情況下只單單考慮翼型本身動態運動產生的非定常氣動特性是不夠的，非定常自由來流對翼型氣動特性的影響也是十分重要的影響因素[73]。Hird等[74]通過實驗研究了可壓縮馬赫數下呈正弦變化的來流馬赫數對翼型俯仰振蕩的耦合作用，其中最小馬赫數與翼型最大迎角同相位出現，發現氣流減速可增強動態失速渦的強度，馬赫數振蕩表明，在最大迎角下，圍繞翼型前緣的加速流動超過了穩定自由流情況，升力系數峰值的增加遠超過在穩定自由流條件下觀察到的峰值(如圖13所示)。史志偉等[73]利用二維翼型動態實驗臺, 研究了非定常自由來流對做動態運動的二維翼型氣動特性的影響，結果表明，來流風速的脈動使升力系數的遲滯回線進一步擴大，最大升力系數增加。

圖13 來流速度不穩定性的影響[74]

2 動態失速流動控制研究進展

按照是否需要外部能量注入和能否形成動態反饋機制來分類，動態失速控制分為被動控制和主動控制。被動控制操作較為簡單，能達到一定的控制效果，但受限于特定的裝置，很難有大的突破；主動控制由于其有效性和靈活性一直備受學界關注，形成了各種各樣的主動控制策略，且均可以達到不同程度的控制效果，成為當下動態失速控制研究的主流。

被動流動控制主要是通過改變翼型型面或者增加活動部件，來改變翼型附近的流場，改善動態失速。被動控制方法包括渦流發生器[75]、葉尖小翼、后緣偏轉襟翼、格尼襟翼[76]、后緣變形[77]、仿生波狀前緣[78]、固定前緣下垂、固定前緣縫翼[79]等。然而這類技術是通過預先設定的被動控制裝置來改變流場環境的，當流場偏離設計狀態時，就無法達到最佳控制效果，難以根據復雜工況自適應調整變化，且一般控制周期較長，因此發展受到了很多限制。組合使用格尼襟翼和固定前緣下垂方法可以起到較佳的控制效果，既可以減小遲滯環面積，又可以增加升力并減小力矩系數負峰值。

主動流動控制則是在動態失速流場中施加適當的擾動模式并與流動的內在模式相互耦合來達到相應的控制目的，其優勢在于它能在需要的時間和部位出現，通過局部能量輸入，獲得局部或全局的流動改變，進而使動態失速性能顯著改善。應用于翼型動態失速的主動流動控制技術主要分為兩類：一類是在被動控制裝置上的改進機械式控制方式[57]，主要有后緣偏轉舵面、動態前緣下垂、前緣或表面動態變形等。另一類是氣動式的主動流動控制技術[2]，主要有邊界層吹/吸氣、合成射流、射流型渦流發生器、等離子體激勵等。

動態失速控制的主要目標是既保持動態失速所具有的優勢——最大升力有較大增加，同時又要降低阻力和負力矩峰值以及負氣動阻尼。DSV的形成、移動以及脫出表征了動態失速的特性，它是升力增加的來源，同時又是阻力突增以及力矩驟降的來源。該渦是在前緣附近形成，因此動態失速控制裝置如果位于前緣附近則會更有效地影響動態失速特性。由于翼型前緣形成脫體渦和氣流分離是動態失速的原因，動態失速主動控制的研究大都集中于翼型前緣。另外一部分學者認為后緣控制更具有優勢，主要原因是由于大部分旋翼飛行器的槳葉/葉片屬細長梁結構，旋轉氣動面處在非定常氣動環境中，翼型前緣的變化往往會引起較大的重心位置變化和載荷變化，因此這些前緣控制方法在槳葉上實現都比較困難。相比于前緣，槳葉后緣部分的結構較為簡單，有較大的操作空間。因此，翼型動態失速控制的研究也可分為前緣控制和后緣控制兩大類，隨著某些控制技術發展得越來越成熟，幾年來也出現了前后緣聯合控制。基于動態失速的流場特點和其特有的控制要求，本文從前緣控制、后緣控制以及前后緣聯合控制3個方面介紹和總結動態失速流動控制的研究進展。

2.1 前緣控制

翼型的動態失速原因是翼型前緣形成脫體渦，產生非定常附加氣動載荷， 基于前緣控制的動態失速研究的相對較多，被動方式主要有：波狀前緣[78]、Gurney擾流板[80]、前緣渦流發生器、固定前緣下垂等；主動方式有合成射流、等離子體激勵等，主要出發點是通過控制改變前緣渦的產生和發展，進而影響動態失速的產生和發展。

渦流發生器[81-83]是通過產生順氣流方向的不連續渦流，利用在來流和邊界層外界區域的高能流體對邊界層內緩慢流動的流體進行供給能量，從而使邊界層內流體能夠克服逆壓梯度繼續沿著壁面向下游流動[84]，實物圖如圖14所示。渦流發生器的效果受厚度、安裝位置、偏角以及間距和高度等參數的影響，需要組合優化研究。文獻[75]開展了渦流發生器控制翼型動態失速的研究：當來流馬赫數從0.3增加到0.4時，單獨使用渦流發生器沒能控制住前緣局部失速，原因是前緣超聲速區域引起了激波邊界層干擾。最后采用前緣翼套減小超聲速區以及激波強度，組合使用渦流發生器，在一些輕度失速的情況下，動態失速現象完全消除；Ma=0.3時深度失速得到了一定程度的緩解，Ma=0.4時效果不佳。Pape等[83]則提出了可伸縮式的前緣渦流發生器，通過控制渦流發生器的伸出和收回，使其只在翼型出現動態失速時發揮作用，其余時間保證了翼型氣動外形的干凈。但需要注意的是，雖然渦流發生器能夠控制后行槳葉的動態失速，但它是一種被動控制方式，在前行槳葉上有不可接受的性質。

圖14 渦流發生器實物圖[84]

射流型渦流發生器[85](如圖15所示)與渦流發生器切向誘導射流不同，切向布置的射流可以增加附面層動量，而射流型渦流發生器產生的法向射流不直接增加流向動量，靠射流引起的附面層與主流的摻混，迎面而來的邊界層與離散射流錐狀結構之間的相互作用將產生類似于橫流中圓柱體的馬蹄渦，為附面層注入能量，達到推遲失速、提高最大升力系數的目的。Frank等[86]在裝有兩排空氣射流渦發生器(Air-Jet Vortex Generators, AJVGs)的翼型上進行了一系列低速風洞試驗，兩個AJVGs的展向陣列位于12%和62%弦長處，翼型以α=15°+10°×sin(ωt)規律俯仰振蕩，k=0.1，結果顯示失速得到推遲，法向力滯后明顯減小。

圖15 射流型渦流發生器誘導渦的產生[85]

變下垂前緣控制[87-91]是指通過對翼型弦線上c/4點之前的控制點做旋轉，旋轉角度為前緣下垂的偏轉角，進而實現翼型前緣的下垂控制，不同時刻前緣下垂的偏轉角不同，用該方法得到不同的前緣下垂翼型，達到不同的流動控制效果。黃勇等[89]用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法對VR-12翼型可壓縮動態失速的變下垂前緣控制概念進行了數值模擬研究，發現變下垂前緣控制能在最大升力下降不大的情況下, 非常顯著地降低最大阻力，減小俯仰力矩負峰值，明顯改善動態失速的負面效應。在流動機理上，變下垂前緣控制完全消除了DSV。對參數影響的模擬研究表明，變下垂前緣控制的優勢對馬赫數、縮減頻率或下垂控制方式的變化不敏感，是一種較為穩定的翼型可壓縮動態失速控制手段。

前緣變形技術[57,92-94]是通過實時改變前緣形狀，能夠改善翼型前緣區域的速度梯度，進而抑制動態失速效應。許和勇等[57]鑒于基于充氣前緣(Inflatable Leading Edge, ILE)的流動控制方法在抑制靜態失速方面的良好表現，利用CFD方法對ILE技術的SC1095旋翼翼型動態失速抑制進行研究，分析了ILE抑制動態失速的控制機理，獲得了ILE結構布置和充放氣方式對動態失速的影響規律。研究表明：ILE可以有效抑制動態失速的發生；ILE最大膨脹程度越大，其抑制動態失速的效果越好，但膨脹程度過大后抑制效果開始減弱；ILE在翼型上仰至最大迎角時恰好達到最大膨脹狀態，其對動態失速的抑制效果最好；ILE保持最大膨脹狀態的時間長短對抑制效果影響不大；在翼型上仰至不同迎角時開始對ILE充氣會對動態失速抑制有較大影響；ILE整流段與翼型連接位置對動態失速抑制有很大影響，整流段越長，抑制效果越好。

充氣前緣是指在原翼型前緣處安裝的一個由3段彈性結構組成的氣囊，其剖面結構如圖16所示，分為充氣單元和整流單元兩部分，其中β為ILE整流段(線段AC)與翼型弦線的夾角，取逆時針為正，不同的β代表ILE的不同膨脹程度。充氣單元由彈性結構BC、CC′組成，為密封設計，可以通過翼型表面的氣孔進行充放氣；整流單元由彈性結構AC、CC′組成，內部與大氣相通，其不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用。ILE放氣后在自身張力的作用下能緊貼壁面，因此可以保持原翼型的氣動外形。由于AC段所用彈性結構的彈性模量遠大于BC、CC′段的。在實際實施中，充放氣孔設置在BC′段的翼型表面，輸氣管道經由翼型內部與外部的充放氣設備相連，通過一個受控的往復運動活塞即可實現對充氣氣囊的外形控制。

圖16 充氣前緣示意圖[57]

德國DLR宇航中心開展了一種用于旋翼的前緣動態下垂研究[95-96]，通過一種特殊設計的轉動機構使得翼型前緣可以剛性旋轉，在不同狀態下對前緣進行變形，從而達到改變氣動外形的目的。該裝置有效改善了翼型的動態失速特性。雖然前緣動態下垂裝置有很好的控制效果，但是裝置復雜，變形的前緣部件需要一定的彈性，在旋轉條件下離心力較大，會引起展向變形，很難在直升機旋翼的彈性槳葉上實際應用。

動態失速的控制主要集中于對動態失速渦的控制，合成射流是流動控制領域近20多年來比較活躍的一種主動流動控制技術，它是一種旋渦控制手段，其顯著特點是不需要在流場內引入額外的質量, 即凈質量流率為零，但動量不為零。蔣瑾等[16]對俯仰振蕩的NACA0012翼型的流場進行了數值模擬, 并對合成射流在此工況下的控制效應進行初步研究，分析作動器頻率、射流動量系數及作動器位置對控制效應的影響。計算結果表明，加控制后能明顯地提高最大升力、減少阻力。

2.2 后緣控制

基于后緣控制[77,97-100]的方式主要有：Gurney襟翼、后緣襟翼、后緣小翼等。

Gurney襟翼(Gurney Flap, GF)是將1%～5% 弦長的平板，沿垂直于翼弦方向安裝在翼型下表面尾緣附近的一種新概念襟翼，可提高翼型的氣動特性。王元元和張彬乾[77]采用CFD數值方法，研究了NACA0012翼型加裝不對稱Gurney襟翼后翼型的動態失速特性，發現不對稱Gurney襟翼可較好改善翼型的動態失速特性，在增加動態升力的同時，俯仰低頭力矩明顯減小，可能是直升機旋翼的較理想翼型。

Gerontakos和Lee[101]通過風洞試驗研究了后緣襟翼運動對槳葉發生動態失速時槳葉載荷的影響。Lee和Su[102]研究了后緣襟翼的運動對槳葉非定常氣動力的影響。王榮和夏品奇[99]研究了多片受控的槳葉后緣襟翼對直升機的后行槳葉動態失速和槳轂振動載荷的控制方法。劉洋和向錦武[103]針對帶后緣襟翼的智能旋翼直升機典型襟翼參數對翼型動態失速特性的影響進行了研究，探討了后緣襟翼(如圖17所示)激勵幅值、時長和起始時刻對升力和俯仰力矩系數的影響。研究結果表明：后緣襟翼能夠較好地改善翼型動態失速時的氣流環境，并減緩動態失速發生。

圖17 文獻[103]采用的襟翼和槳葉

馬奕揚等[100]有效模擬了后緣小翼(Trailing-Edge Flap, TEF)對翼型動態失速的控制作用并分析了后緣小翼典型運動參數對翼型動態失速控制效果的影響，發現當后緣小翼運動規律與翼型振蕩規律同相位時，后緣小翼能夠較好地抑制旋翼翼型動態失速現象。當后緣小翼順時針偏轉時，后緣小翼會加劇翼型動態失速的現象；當后緣小翼逆時針偏轉時，可以較好地抑制翼型動態失速現象，后緣小翼的下偏會增大整個翼型的彎度，通過有無后緣小翼控制時的對比，可以得出后緣小翼并不直接影響脫體渦的形成和再附過程；文獻[95]對流場進行了分析，得出后緣小翼可以降低動態失速過程中的阻力和力矩系數峰值。可見翼型后緣附加小翼是一種很有潛力的主動流動控制形式。

2.3 前后緣聯合控制

楊慧強等[2]采用的聯合射流方法(Co-Flow Jet, CFJ)是前后緣聯合控制的典型，如圖18所示，利用前緣高壓氣室入流和后緣低壓氣室出流對流場的綜合效應對翼型俯仰動態失速控制進行數值模擬，在聯合射流關閉的情況下，射流通道對動態失速特性有一定影響。主要體現在翼型上仰時的附著流階段，而對處于失速分離階段的氣動特性影響很?。辉诖蜷_聯合射流的情況下，動態失速特性得到了極大的改善，升阻力系數遲滯環和力矩系數遲滯環的面積均顯著減小，升力系數大幅提高，阻力系數顯著減小，且阻力系數和力矩系數曲線的峰值顯著減小。此外，聯合射流可以完全消除基準翼型力矩系數曲線所反映出的負阻尼區域，使得整個俯仰周期內力矩系數曲線均表現為正阻尼。

圖18 NACA0012與NACA0012-CFJ翼型對比[2]

Joo等[104]通過分析固定前緣下垂和格尼襟翼在動態失速控制上效果的優缺點，如圖19所示，將兩者結合起來，通過數值模擬開展了優化設計，主要優化了前緣下垂點和角度、以及尾緣襟翼的長度，發現聯合控制可以明顯改善升阻特性和俯仰力矩特性。

圖19 聯合控制結果[104]

此外，動態失速的主要流動控制方式還有表面吹氣[105-106]、智能結構[107-108]等方式。整體上，由于試驗費用較高，翼型動態失速的風洞試驗研究需要復雜昂貴的儀器設備，國內外實驗研究相對較少且實驗中動態測壓較多，測力研究較少，微觀上的認知需要借助粒子圖像測速(Particle Image Velocimetry,PIV)等手段測量；而利用數值模擬研究動態失速更為經濟，尤其是近年來計算機技術和計算流體力學的迅速發展，因此目前的研究數值模擬占據主導。整體上來看前緣控制和后緣控制都能取得一定的效果，每種方式都有各自的優點，聯合控制可以集中前緣控制和后緣控制的優勢，有望成為解決翼型或槳葉動態失速問題的良好技術手段。然而，現代的直升機基本還沒有用上這些主動流動控制方式，主要還在技術研究階段，射流與后緣小翼算比較主流的。相關針對直升機應用背景的動態失速流動控制的專利技術也比較少，典型的有：振蕩激勵[109]、渦流發生器[110]、前緣充放氣的橡膠薄膜[111]、聯合射流控制[112]、等離子體流動控制方式[113]，主動流動控制方式整體上還處于基礎研究階段，相關專利也主要集中在針對流動分離的基礎問題上，針對具體工程應用背景下的專利還不多。

無論采用什么方法來控制翼型動態失速，這些方法的有效性一方面與控制方式本身的優化有關，但更重要的是依賴于翼型本身的運動規律，即影響翼型動態失速特性的縮減頻率、迎角振幅、馬赫數以及雷諾數等重要參數[114]。

3 等離子體氣動激勵原理

近十多年，等離子體氣動激勵因其固有優點和應用潛力得到廣泛深入研究，其主要是利用高電壓作用于等離子體激勵器擊穿局部氣體，帶電粒子在電場作用下運動，伴隨著發光、發熱現象，對流場形成可控擾動。該方式與傳統流動控制手段相比，易于產生快速、可控的寬頻帶氣動激勵(響應時間小于0.1 ms、頻帶0.01～100 kHz)，結構簡單，對原有氣動型面沒有影響，便于實現反饋控制，可解決其他流動控制手段不能解決或難以解決的快速主動控制等問題。

放電原理不同，可產生不同形式的等離子體氣動激勵，常見的激勵方式有用于流動分離控制的表面介質阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)激勵[115]，用于激波控制的表面電弧放電激勵[116]，基于弧光放電和火花放電原理產生的等離子體合成射流激勵[117]等。文獻[118]就多種典型等離子體氣動激勵的特性和應用，綜述了等離子體流動控制的研究進展。其中就流動分離控制而言，國內外對表面DBD的研究最為廣泛和深入。

典型的表面DBD激勵器由絕緣介質和其兩側非對稱布置的高低壓電極組成，如圖20所示。根據驅動電壓時間尺度和波形不同，可分為毫秒交流(Alternating Current, AC)[119]、微秒脈沖(Microsecond Pulse, μs)[120]、納秒脈沖(Nanosecond Pulse, NS)[121]、射頻(Radio Frequency, RF)[122]、多相[123]等多種等離子體激勵，不同激勵用于流動控制的基本原理有所不同。普遍認為，毫秒等離子體激勵或AC-DBD激勵體積力(Fb)效應占主導[124](如圖20(a)所示)，微秒脈沖等離子體激勵可觸發體積力和熱釋放兩種效應[125]，納秒脈沖和射頻放電等離子體激勵快速加熱效應占主導[126](如圖20(b)所示)。

圖20 表面介質阻擋放電激勵器及原理示意圖

納秒脈沖表面介質阻擋放電(NS-DBD)等離子體氣動激勵的基本原理是：當施加在激勵器電極兩端的脈沖高壓上升沿或下降沿的時間尺度在幾納秒到幾十納秒的量級時，放電在等離子體層迅速形成能量沉積，導致近激勵器處的空氣被快速加熱，時間不足1 μs，引起局部氣體快速溫升和壓升，可對流場形成強脈沖擾動甚至是沖擊波擾動，如圖21所示，即等離子體沖擊氣動激勵[127]。

圖21 等離子體激勵產生的沖擊波擾動[127]

在探索表面DBD激勵在高速來流下抑制分離流動的研究中，逐步認識到，脈沖化的非定常DBD等離子體激勵的控制能力優于定常激勵[66]；相比毫、微秒脈沖DBD等離子體激勵，NS-DBD激勵的流動控制能力得到巨大提升[128]。NS-DBD激勵已被驗證在起飛著陸馬赫數和雷諾數下能夠推遲機翼失速[129]，在Ma=0.74下可有效抑制翼型繞流分離，在高馬赫數下有效控制脫體激波強度和位置[130-131]；在Ma=0.5下有效改善超臨界翼型和后掠飛翼布局的氣動特性[132]。對于直升機而言，后行槳葉失速相對應的來流速度為100 m/s(Ma=0.3)，雷諾數為106量級[22]。這一典型來流條件，在納秒脈沖等離子體激勵可控的范圍內。

4 等離子體氣動激勵在翼型動態失速流動控制上的應用

等離子體激勵用于流場分離控制的研究，多集中在靜態失速方面，用于翼型動態失速的控制還未得到廣泛研究；已有的相關研究多采用AC-DBD等離子體激勵，但都是初步探索，可控的來流速度較低。目前在翼型等離子體流動控制方面，圣母大學、東京理科大學、普林斯頓大學、美國陸軍研究實驗室、洛克希德·馬丁公司、俄亥俄州立大學等單位開展了相關研究。西北工業大學和中國空氣動力研究與發展中心在國內率先開展了翼型動態失速的等離子體控制研究。

4.1 國內主要研究現狀

國內開展翼型動態失速等離子體流動控制研究的單位還不多，期間停滯的時間長。

西北工業大學宋科等[133]將DBD激勵對流動的作用以體積力源項形式加入Navier-Stokes方程，通過數值模擬方法進行了DBD等離子體激勵控制翼型深度動態失速的研究。在馬赫數Ma=0.2，雷諾數Re=1×106下研究了DBD激勵器對NACA 0012翼型深度動態失速的控制作用，提出了控制效果較好的激勵器工作方式。采用了3種激勵方法：① 整個俯仰周期始終開啟激勵器進行流動控制；② 上仰迎角23°以前關閉激勵器,其余開激勵器；③ 方法①的10倍激勵強度，結果如圖22所示。

圖22 3種等離子體激勵控制效果曲線[133]

與無流動控制情況相比，控制方法A的氣動力遲滯曲線上仰階段，升力提前開始非線性變化，并且增長速度比線性增長更慢，出現“凹坑”，該結果驗證了Post和Corke[134]的實驗結論：達到峰值升力迎角前，前緣分離渦對提高動態失速升力有積極作用。激勵器使前緣流動加速，削弱了前緣分離渦以及動態渦升力，導致上仰迎角20°～24°時，升力反而比無控制情況更低，出現升力“凹坑”；控制方法B根據控制方法A的結果進行調整，在上仰迎角23°以前關閉激勵器，使前緣分離渦能夠像無控制情況那樣產生與發展，在峰值升力迎角以前提供動態渦升力，結果發現消除了升力“凹坑”；在控制方法A的基礎上增大激勵強度，控制方法C得到的遲滯回線雖然上仰時線性段與非線性段升力稍有增加，但是失速點提前，失速過程變得更加陡峭；平均升力與低頭力矩幾乎沒有改善，而平均阻力大幅度增加。值得說明的是該文獻采用的是連續的體積力形式的激勵，類似于準定常激勵，這與脈沖激勵是不同的。這也說明對于定常激勵，提高激勵強度不一定能獲得更好的流動控制效果[123]。

中國空氣動力研究與發展中心的李國強等[1]針對動態失速引起的翼型氣動性能惡化，利用小型等離子體激勵電源和DBD等離子體激勵器，借助動態壓力測量和PIV等手段開展了風力機翼型動態失速等離子體流動控制試驗研究。研究結果顯示，等離子體氣動激勵能夠有效控制翼型動態失速，改善平均氣動力，提高翼型氣動效率，減小氣動力隨迎角變化的遲滯區域。然而試驗采用的是連續正弦波高壓驅動的激勵器，控制能力有限，試驗狀態對應的來流速度(10 m/s)和雷諾數較低。較高雷諾數下的翼型動態分離渦更加難以被抑制。

4.2 國外主要研究現狀

國外對于翼型動態失速等離子體流動控制研究主要以美國、日本為主，集中在高校，且工業部門和軍方也有參與，多在雷諾數較低的條件下進行，近年來NS-DBD引起了各個機構的重視。

俄亥俄州立大學的Frankhouser等[135]在俯仰運動的NACA0015機翼上布置NS-DBD等離子體激勵器，通過動態測壓開展NS-DBD激勵控制可壓動態失速流的實驗研究，其中測壓孔的位置如圖23所示。在馬赫數為0.2和0.4的情況下，翼型無量綱振蕩頻率為0.05，平均雷諾數分別為1.2×106和2.2×106，NS-DBD激勵布置在4%弦長處，無量綱激勵頻F+的作用范圍在0.4～6.0之間。結果表明在一定的F+下，激勵誘導產生較弱的DSV，改善了失速狀態和促進了壓力提前恢復，如圖24所示。

圖23 NACA0015翼型測壓孔位置[35]

圖24 實驗結果(Ma=0.4,k=0.05,F+=0.78,Re=2.2×106)[135]

圣母大學Lombardi等[136]采用脈沖式AC-DBD等離子體激勵進行閉環的動態失速控制研究，提出了一種基于初始流分離檢測能力的閉環等離子體激勵控制方案。在不需要等離子體激勵時，將周期性的激勵引入低功率控制狀態。采用壓力傳感器測量近前緣處的壓力波動，當監測到壓力波動超過預定的閾值水平時，等離子體激勵器被切換到一個高功率控制狀態。在輕度動態失速時，激勵僅施加了11.2%周期的時間，使一個周期的集成升力增加了12%，最大低頭力矩減少了60%。此外，激勵產生了一個正的循環阻尼(在沒有反饋控制時為負)。

美國陸軍研究實驗室和洛克希德·馬丁公司、俄亥俄州立大學合作，首次研究了NS-DBD激勵下的翼型氣動阻尼特性[137]。在平均迎角15°和雷諾數1×106時，針對NACA 0015翼型小振幅(1°)俯仰和沉降，研究了NS-DBD激勵對周期平均和瞬時氣動阻尼的影響，從氣彈穩定性的角度討論了“最佳”NS-DBD激勵的意義。雖然NS-DBD在失速狀態可提高最大升力系數，但根據研究得出的NS-DBD激勵誘導的相干渦結構與氣動阻尼之間的關系，激勵在某些時段卻減少了氣動阻尼，如圖25所示(ft=1表示一個周期的時間)。在此基礎上，該文獻[127]提出了一種實現氣動性能與阻尼的最佳組合方法。

圖25 瞬時俯仰氣動阻尼的變化(F+=2，k=0.6)[137]

日本宇宙航空研發機構Mitsuo等[138]與東芝公司合作，在10～50 m/s范圍，采用布置在前緣0%處的脈沖式AC-DBD等離子激勵器，控制周期性振蕩的NACA0012翼型前緣分離。通過對機翼表面的壓力測量，研究了等離子體激勵控制流動分離的有效性。所有工況的周期平均升力得到提升，升力遲滯回環得到改善。等離子體激勵器的升力增強作用對非定常激勵頻率很敏感，最佳頻率F+=0.5。通過時間分辨的PIV測量，研究了等離子體激勵的流動控制機理，大迎角激勵后翼型前緣出現了清晰的渦結構，并沿翼型表面向后緣移動，這些旋渦引起主氣流的夾帶效應，使振蕩機翼的升力增強。

圣母大學Post和Corke[139]采用AC-DBD等離子體激勵器控制周期性振蕩的NACA0015翼型前緣分離和DSV。通過表面壓力測量和煙流可視化記錄，驗證了激勵的有效性。在來流10 m/s，Re=7.6×104，機翼振蕩符合α=15°+10°sin(ωt)，振蕩縮減頻率k=ωc/(2U∞)=0.08，對應翼型周期性運動頻率4 Hz。研究了等離子體激勵器控制的3種情況：穩態等離子體激勵下的開環控制、非穩態等離子體激勵下的開環控制和穩態等離子體激勵下的閉環控制。對于閉環控制，根據迎角反饋以及開環控制的效果在振蕩周期的選定部分激活激勵器。結果顯示，隨著一個俯仰周期遲滯性的改善，綜合升力較開環控制有所增加，激勵前后結果如圖26所示。

圖26 圣母大學等離子體“Smart”激勵控制效果(k=0.08,NACA0015)[139]

普林斯頓大學的Starikovskiy等[140]采用NS-DBD等離子體激勵增加直升機懸停模式的升力。槳葉的旋轉頻率為18 Hz，實驗固定葉片迎角為20°(遠大于臨界迎角12°)，在300～2 000 Hz激勵頻率范圍內，升力系數最大可增加50%，表明控制之后的直升機具有更大的載重能力，如圖27 所示。該團隊還開展了NS-DBD等離子體激勵控制翼型動態失速的測壓實驗研究，在雷諾數為4.5×105和縮減頻率為0.02時，臨界迎角推遲到32°，升力提升高達20%[141]。對直升機上常見的后退葉片失速問題也進行了研究。在Re=7× 105、k≤0.05以及α≤32°條件下施加等離子體激勵控制，結果顯示升力提高達55%，阻力減小在10%以內。

圖27 普林斯頓大學所用實驗系統[141]

東京理科大學、東京大學、空間與航天科學研究所和東京農工大學合作，在低雷諾數下針對俯仰運動NACA0015翼型分離，開展脈沖DBD等離子體激勵控制分離的實驗研究[142]。實驗采用二維NACA0015翼型，雷諾數為6.3×104。機翼迎角5°～25°范圍內以2 Hz的頻率振蕩，對應的縮減頻率為0.02π。等離子激勵器安裝在前緣，并以連續和脈沖模式驅動(F+=0.5～60)，對流場進行非定常壓力測量。在脈沖激勵模式中可以觀察到3種控制效果：① 動態失速延遲；② 下俯階段升力系數的增加；③ 下俯階段激勵促使了流體再附著。

4.3 現狀總結

從目前典型四代直升機的原型機或驗證機發展來看，各國普遍青睞于共軸對轉布局，以實現直升機在速度上的更大突破，同時避免了槳葉動態失速引起的氣動問題和安全隱患，但是大槳距工況下的分離控制對進一步提升直升機的性能仍具有重要意義。從實用性、維護性與可行性方面考慮，合成射流式的動態失速流動控制在直升機惡劣的工作條件下，射流孔較易堵塞，不便維護，應用前景并不樂觀；相比之下后緣小翼結構簡單、實用性強、便于維護，雖然對動態載荷遲滯回線有很大的影響，但是并不直接影響DSV，情況較為復雜，尚未有定性的結論，前景并不明朗；而前緣變形直接影響DSV的形成和發展，具有很好的控制效果，但是不便于實際應用，需要綜合評價其效費比。

對于等離子體流動控制而言，從發展趨勢看，DBD等離子體激勵對于動態失速控制的研究在2004年起步，中間幾年的相關文獻很少，近年的文獻有增加趨勢，意味著等離子體對翼型動態失速控制的研究開始引起重視。相對國外，國內研究單位還很少，研究內容還很初步，相應的實驗和仿真亟待開展。

從流場特點來看，一方面相對固定翼飛機的翼型弦長，直升機槳葉弦長相對短很多，旋翼的后行槳葉動態失速嚴重的區域，相對繞流速度不高，使得對應的雷諾數較低，從這個角度看，等離子體流動控制易產生效果；另一方面，旋翼槳葉的來流速度沿展向是變化的，旋翼流場同時包含了槳根的不可壓流動區域和槳尖的跨聲速流動區域；在前飛來流速度上疊加旋翼旋轉方向的相對來流速度，造成了旋翼槳葉工作在嚴重非對稱的氣流環境中，除后行槳葉動態失速外，高速前飛狀態下旋翼前行側槳尖局部的跨聲速特性十分明顯，槳尖附近的強激波對附面層的干擾可能引起復雜的氣流分離現象。此外，旋翼旋轉產生強烈的槳尖渦和尾跡流動，這些尾渦環繞在旋翼附近，造成復雜的槳/渦干擾。這些旋翼所特有的可壓與不可壓共存、氣流分離及渦/面干擾等復雜流動現象對非定常流場及動態失速特性的數值模擬分析方法提出了很高的要求，也對等離子體流動控制研究提出了很高的要求。

近年來，國內外研究機構采用DBD等離子體降低了俯仰振蕩翼型的力矩負峰值，改善了其氣動力系數遲滯特性，但來流速度普遍較低；同時在增加翼型正行程(迎角α增大的方向，即α>0)下的升力、減小翼型阻力和提高翼型氣動效率方面則很少有研究結果。結合旋翼槳葉尺寸和等離子體激勵流動控制能力，納秒脈沖DBD等離子體激勵在靜態翼型分離控制上的突出能力，有望為改善旋翼動態失速問題提供一種新型的控制手段，相關的控制效果、參數影響規律和流動控制機理需要深入研究。