基于環量控制的虛擬舵面飛行器概念與設計綜述

張艷華，張登成，*，周章文，雷玉昌，李林

1.空軍工程大學 航空工程學院，西安 710038

2.中國人民解放軍95034 部隊，百色 542899

3.中國人民解放軍93318 部隊，鐵嶺 112300

在未來新型飛行器設計中，超短距起降、機動性和高隱身性已成為重要的性能指標。其中短距起降直接與高升力相關，為了增加升力，機翼上陸續出現了前后緣襟翼、縫翼、多段翼等活動部件。為了實現機動性，需要副翼、升降舵、方向舵等活動部件的有效偏轉。眾多活動舵面雖然改善了短距起降和機動性，但也帶來了一系列問題，包括：①舵面偏轉導致了一系列尖銳邊緣、鼓包和開口等，使得雷達反射面積顯著增加，影響和制約飛行器的隱身性能提升；②驅動舵面偏轉的機械操縱系統使飛機結構復雜，故障率增加，維護工作繁瑣，降低了飛機的可維護性和使用效率；③大迎角情況，舵面偏轉導致氣流極易發生分離，舵效大幅度降低，影響飛行控制效率，甚至會帶來嚴重的安全隱患。由此可見，活動舵面的增多會帶來諸多弊端，導致飛行性能（包括短距起降和機動性能）與隱身性能之間出現尖銳矛盾，影響了飛行器整體性能的發揮，限制了未來先進飛行器的發展。因此需要尋找一種能夠達到與機械舵面相當甚至更優的增升和控制效果，同時又能夠大大減弱上述不利影響的新型控制方法。

環量控制技術是按照需求量的多少向邊界層輸送能量，以維持、恢復或提高飛行器空氣動力學性能的一項主動控制技術。具體的控制形式為：在翼型/機翼后緣上（或下）表面開縫形成切向射流，射流與外流混合沿著鈍后緣表面形成Coanda 效應（指流體有離開本來的流動方向，改為沿著凸出物面流動的特性），如圖1［1］所示。環量控制的基本原理［1］是利用Coanda 效應，延遲附面層的分離，增加外流速度，使得氣流繞翼型的環量Γ=∫V·dL（V為流體速度，L為流體經過的路徑）增加，由庫塔-儒可夫斯基升力定理Y=ρ∞V∞×Γ（ρ∞為遠場來流密度，V∞為遠場來流速度）可知，升力也會隨環量的增加而增加，所以稱之為環量控制。另外射流會帶動外流發生偏折，類似于襟副翼的作用，稱之為“虛擬舵面”，能夠實現機動飛行。利用環量控制替代活動舵面，整個機翼光滑連續到尾緣，氣動特性和隱身性能都會大大提高。可見，環量控制技術不但可以實現增升和機動飛行，還顯著提高了隱身性能，解決了短距起降、機動性和隱身性之間的矛盾，成為替代活動舵面的優選控制方式。

圖1 環量控制的空氣動力學作用原理［1］Fig.1 Basics of circulation control aerodynamics［1］

本文針對環量控制替代機械舵面，構建虛擬舵面飛行器的相關概念和設計進行綜述分析。梳理國內外環量控制技術的發展歷程，評述未來的發展趨勢；剖析虛擬舵面實現飛行控制的作用機理和控制效果；指出飛行器設計的主要內容和當前遇到的難點問題；期望能借鑒吸收國際該領域先進的技術特征和研究方法，有效促進中國虛擬舵面飛行器的發展和工程應用。

1 環量控制技術發展歷程

1.1 國外發展歷程

1.1.1 萌芽階段

環量控制應用于空氣動力學領域最早可追溯到20 世紀30 年代，甚至更早。它的理論依據是Coanda 效應［2-3］，最初射流速度比較小時，主要作用是延遲附面層分離，是一種有效的邊界層控制方法。隨著射流速度的增加，射流沿著翼型后緣轉過的角度越來越大，使得后緣駐點移動到下表面，此時Coanda 效應提高環量和升力的重要作用凸顯出來。最早的環量控制應用是在20 世紀60 年代，英國國家燃氣輪機機構設計了一種可停旋翼垂直起降飛機，利用環量控制使得雙槳轉子產生非常大的升力，保持飛機懸停［4-5］，旋翼剖面為圓形升力效果最好，但伴隨產生的阻力也非常大，升阻比受限。在20 世紀60 年代末期，美國的David Taylor Naval Ship 研究與發展中心提出了利用橢圓形翼型代替圓形剖面，在產生較大升力的同時阻力較小，升力系數增量與輸入射流的動量系數增量比值（ΔCLΔCμ）可以高達80，即環量控制的收益可達到8 000%，說明環量控制具有優越的增升效果。

1.1.2 初期階段

20 世紀70～80 年代初，Loth 等［6］和Englar等［7］運用環量控制技術在2 架短距起降演示飛機上試飛成功，證實了環量控制能夠產生高于傳統飛機2～3 倍的升力，可以實現短距起降性能提升。之后大量關于環量控制高升力系統的研究開始出現，包括環量控制翼型/機翼的風洞試驗與數值計算研究。研究比較多的有David Taylor Naval Ship 研究與發展中心，在20 世紀70 年代對多個環量控制翼型和旋翼轉子開展風洞試驗［8-9］，為了產生高升力，翼型一般都具有較大厚度和鈍后緣，使得系統的結構尺寸和重量較大。針對這一問題，在20 世紀80 年代優化設計具有更小圓形后緣的超臨界翼型，尺寸和重量大大減少，在產生較大升力的同時，阻力也明顯減小，需要輸入的動量系數也較少。另外提出雙半徑后緣的環量控制翼型，可以產生更大的升力。基于升力特性的不斷提升，有效促進了環量控制在短距起降飛行器上的應用。1986 年 David Taylor Naval Ship 研究與發展中心開展了基于A-6 飛機的環量控制短距起降性能驗證［10-11］，使得最大升力系數增大85%，起飛距離減小60%，著陸距離減小65%。20 世紀80年代以后，在風洞試驗和試飛驗證的基礎上，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）Ames 研究中心和美國空軍技術學院開展了最初的數值計算研究［12-15］，發展了基于Beam-Warning 近似因子格式計算納維-斯托克斯（Navier-Stokes，N-S）方程的數值方法，采用不同的湍流模型，對單縫和雙縫以及不同后緣形狀的翼型進行數值計算，與實驗數據吻合度較好。除此之外，為了減少射流的質量流量輸入，Ghee 和Leishman［16］還開展了脈沖射流環量控制研究。

1.1.3 發展階段

進入21 世紀后，有更多的學者和機構開始研究環量控制技術，從大的方向看，環量控制的研究主要集中于2 個方面：一個是進一步發展高升力系統，改善氣動特性，實現飛行器短距起降；另一個是借助環量控制射流對外流的夾帶或裹挾作用，產生類似于機械舵面偏轉的作用，實現飛行配平和操縱，此時的環量控制系統被稱為虛擬舵面系統。

1）高升力系統發展

21 世紀初，美國通用航空和個人航空對高升阻比巡航、飛機起降過程的噪聲和環境問題提出了新的更迫切需求［17］，這就要求飛行器具有更高的升力和短距起降性能，環量控制的研究意義更加明顯。與此同時，定常射流環量控制的缺點也凸顯出來，環量控制需要的射流流體質量與飛機質量密切相關，產生射流需要的氣源功率與飛機起飛速度的平方成正比，這些都嚴重阻礙了環量控制的工程應用，此時高升力系統的效費比問題引起更多關注。為進一步提高效費比，NASA Langley 研究中心開始對比研究定常和脈沖射流環量控制，Jones［18］通過數值計算和風洞試驗詳細地研究了射流動量系數、射流口高度、脈沖頻率和占空比等參數對氣動和能耗特性的影響，結果表明在獲取同樣升力情況下，脈沖射流需要的質量流量更少，大大提高了環量控制的效費比。英國曼徹斯特大學的Wong 等［19］根據超臨界翼型尾渦的脫落頻率，利用脈沖射流減小了小迎角下翼型的阻力，克服了定常射流中由于圓形Coanda 表面導致阻力增加的缺點。美國佛羅里達大學Jones 等［20］對橢圓形翼型進行定常和脈沖射流的對比實驗研究，結果顯示脈沖頻率在102.4 Hz 左右，50%占空比的脈沖射流對尾渦脫落影響較大，升力明顯增加。2010 年，Englar等［21］總結了環量控制高升力系統的最新實驗進展，將環量控制機翼與噴氣發動機集成，能夠改善飛行器的高升力和巡航效能。從2011 年開始，NASA Langley 研究中心［22-27］在跨聲速風洞中進行了3 次整機模型的半翼展實驗，選用的是基本氣動亞/跨聲速模塊化主動控制（The Fundamental Aerodynamics Subonic/Transonic-Modular Active Control，FAST-MAC）模型，設計了包括FAST-MAC Model 的發動機、供氣裝置、射流噴嘴、測量系統等，全面構建了環量控制射流系統，馬赫數為0.88，雷諾數達3×107。研究結果表明：在跨聲速下，環量控制能夠積極地改變上翼面激波模式，改善流動分離，減小跨聲速阻力，明顯提高氣動效率，有效推動了環量控制在跨聲速飛行階段的應用，圖2［27］分別展示了用于開展實驗的半翼展模型和射流位置區域。

圖2 FAST-MAC 模型［27］Fig.2 FAST-MAC model［27］

進入21 世紀后，數值計算逐漸成為環量控制的重要研究方式，與風洞試驗相互補充和驗證。由于環量控制是通過Coanda 效應使射流在圓后緣產生附體運動，延遲附面層分離，流場中既有高動量的Coanda 表面射流，又有自由剪切流動，這就要求數值計算方法能夠很好的模擬射流與壁面和外流之間的相互作用，以便于準確的預測分離點和升力特性。NASA Langley 研究中心的Swanson 等［28-31］總結了環量控制翼型數值計算的進展，對比研究了不同湍流模型對升阻特性的影響，包括一方程SA（Spalart-Allmaras）模型，帶曲率校正的SARC（Spalart-Allmaras Rotation/Curvature）模型，兩方程剪切應力輸運SST（Shear Stress Transport）模型和k-ε模型，在低動量系數，k-ε模型與SARC 的結果類似，SST 模 型能夠較好的模擬分離點，數據更接近實驗結果，但SA 模型會使得邊界層分離延遲；在高動量系數下，SARC 的模擬更貼近實際。隨著數值方法的快速發展，陸續出現了利用大渦模擬（Large Eddy Simulation，LES）和直接數值模擬（Direct Numerical Simulation，DNS）方法計算環量控制，Rumsey 和Nishino［32］對比了雷諾平均N-S（Reynolds Averaged Navier Stokes，RANS）方程和LES 兩種方法的計算效果，結果顯示相比大渦模擬，RANS 計算的環量和升力值偏大。NASA Ames 研究中心的Nishino 等［33］利用LES進行計算，能夠很好地捕捉后緣渦特性。Madavan 和Rogers［34］采用DNS 方法，結果表明無論是在低動量系數還是高動量系數，都能捕捉到氣流的主要特征。相比RANS 方程，LES 和DNS 能夠更好的模擬后緣附近的湍流分離，計算結果與實驗數據吻合得更好，是未來重要的發展方向。

2）虛擬舵面系統發展

高升力特性為短距起降飛行器的應用提供了理論基礎，但是為獲得高升力所需的射流質量流量比較大，消耗能量高，這也成為限制環量控制高升力系統工程應用的一個重要阻礙。

2000 年，Englar［1］指出環量控制可以產生有效的操縱力矩用來控制飛機運動，相比高升力系統，需要更少的射流質量和能量輸入。Wilde等［35］通過研究發現利用環量控制可以實現飛機的俯仰和滾轉方向控制。由此開始，大量關于環量控制實現飛行控制的可行性研究出現。英國曼徹斯特大學和英國航空航天（British AErospace，BAE）系統公司等機構組成的聯合項目組在20 多年中開發了不同規格型號和復雜程度的環量控制技術驗證飛行器［36］，如圖3［36］所示。這些飛行器在不同程度上都揭示了環量控制實現飛行控制的優越性，并表現出越來越高的集成性。2010 年首次試飛成功DEMON 無人技術驗證機［37］，這次飛行是由英國民航管理局首次批準，并且正式認定為無操縱面飛行器飛行，具有里程碑式的重要意義。DEMON 驗證機的滾轉操縱完全通過環量控制實現，代替了復雜的副翼操縱系統，并且具有響應快、操縱靈活等特點，提高了飛行器的操縱性、機動性和隱身性。2019 年BAE 系統公司和曼徹斯特大學試飛了名為MAGMA 的無人飛行器［38］，目標是將常規飛行控制相關的復雜移動部件全部由射流環量控制系統取代，開展飛機的穩定性和控制特性研究。2021 年，BAE 系統公司和曼徹斯特大學試飛評估MAGMA 無尾飛行器三軸控制的有效性和高效性［39］，采用了4 種控制方案，結果表明通過射流推力矢量實現偏航控制，環量控制實現俯仰和滾轉控制的方案效率最高，整個飛行過程不需要任何機械舵面的輔助。2019 年1月，北約科技組織在美國航空航天學會（American Institute of Aeronautics and Astronautics，AIAA）科學科技大會上介紹了其主動射流控制技術的進展［40］，并將其應用于無尾無人作戰飛機上，可有效提高隱身性。2020 年11 月，北約科技組織技術任務組發布了《用于飛行操縱的創新控制效應器》，研究了將主動射流控制應用于隱身作戰飛機配置的可行性，并進行了性能和集成評估。2020 年7 月，美國DARPA 與極光飛行科學公司簽訂名為“采用全新效應器控制的革命性飛機”的項目開發合同，標志著DARPA 展開了主動射流控制試驗機的開發工作，該項目旨在“設計、建造和飛行測試一種新型飛機，將主動射流控制技術作為主要設計考慮”，其中環量控制是產生俯仰、滾動、高升力和氣動控制力矩的關鍵要素。2021 年9 月，DARPA 授予BAE 系統公司一項合同，設計以主動射流控制為核心的全尺寸演示驗證機，該機使用主動射流控制技術取代機械舵面，可以提高飛機機動性、可維護性及隱身性。為了進一步提高環量控制實現飛行控制的高效性，減少引氣系統的能耗，2023 年，英國曼徹斯特大學和BAE 系統公司開展超臨界翼型環量控制的高射流壓比、后緣Coanda 形狀和附面層分離特性之間的關聯研究［41-42］，目標是用最小的能耗代價，獲得最大的控制效果，加快推進環量控制實現無舵面飛行控制的工程應用。

圖3 流體控制效應器的飛行評估演示驗證飛行器時間發展線［36］Fig.3 Time line of demonstrator aircraft developed for flight evaluation of fluidic control effectors ［36］

從國外的發展歷程看，持續研究環量控制技術的國家主要是美國和英國，包括美國的NASA Langley 研究中 心、David Taylor Naval Ship 研究與發展中心、空軍技術學院等，英國的曼徹斯特大學和BAE 系統公司等。近年來北約科技組織和DARPA 開始加入其中，并且出現了英美多個組織機構合作開展驗證機試飛的研究方式，這對于促進環量控制的發展應用是非常有利的。研究目標不再停留于通過數值計算和風洞試驗分析作用機理，而是利用縮比模型的驗證機試飛評估多種環量控制方案，最終實現無舵面飛行器的工程應用。目前環量控制的有效性已經得到證實，未來更加關注的是它的高效性和適應性，高效性體現在使用最少的質量流量獲取最大的控制效率，適應性體現在占用最小的內部空間，對飛行器的結構和成本影響較小。隨著飛行器本身性能的不斷提高，需要不斷提高環量控制的射流速度，減少后緣Coanda 表面帶來的額外阻力，以及更復雜的非定常運動中環量控制的效果。可見在未來的發展過程中，環量控制還有許多難點問題和關鍵技術需要解決和突破。

1.2 國內發展歷程

國內是即將進入21 世紀時開始關注環量控制技術的，通過數值計算和風洞試驗，研究環量控制在固定翼飛機翼型/機翼、無縫襟翼、直升機槳葉、渦輪葉柵、風力機翼型等方面的應用，并開展了幾個虛擬舵面飛行器的模型試飛，驗證了環量控制替代舵面實現飛行控制的有效性和高效性。

1.2.1 不同應用領域

最早研究環量控制的是北京航空航天大學的王春雨和孫茂［43］，分析了噴口位置、多噴口吹氣對升力特性和能量消耗的影響。中國科學院的徐建中等［44］，分析了環量控制翼型的動態失速特性，指出動量系數是重要影響參數。隨后到2009 年，李志強和杜曼麗［45］對環量控制翼型的附面層分離、升阻特性和射流“裹挾”作用進行數值計算，得出射流口位置、動量系數與吹氣角度是影響氣動性能的關鍵參數，可以有效消除大迎角下的尾緣分離渦，提高升力。王福新等［46］將環量控制應用于無縫襟翼增升系統中，有效減小甚至消除了襟翼后方分離渦，升力系數可以達到4.399，達到了傳統多段翼的升力水平。王華明和楊衛東［47-52］等從2009 年開始研究環量控制尾梁技術在無尾槳直升機航向控制系統中的應用，通過數值計算和風洞試驗，分析了環量控制狹縫高度、位置、數目、動量系數、尾梁截面形狀等對氣動特性的影響規律，提高了直升機的安全性、操縱性和噪音水平。宋彥萍等［53-57］對環量控制渦輪葉柵進行數值計算，分析射流口高度、射流壓力、Coanda 表面形狀等參數對氣動性能和流場的影響，在葉柵出口馬赫數為低速和高亞聲速時，通過調節射流參數，能夠達到并超過原型葉柵的性能水平，在超聲速時，可通過雙射流環量控制獲得比較好的出口氣流角和膨脹比，有效改善了渦輪葉柵性能。許和勇等［58-60］對風力機翼型環量控制方法進行數值模擬，結果表明環量控制能夠大幅提升風力機翼型升力系數，同時有效降低阻力系數，在大型風力機流動控制中具有很好的應用前景。

1.2.2 射流產生方式

在環量控制的應用中，射流的產生方式是影響氣動效率和能耗特性的重要因素，為了提高環量控制的效費比，國內很多學者和機構嘗試了不同的射流產生方式。張攀峰和羅振兵［61-63］等采用等離子體射流和合成射流替代常規吹氣式射流，驗證了它們優越的增升效果。王晉軍等［64-66］將等離子體射流環量控制應用于尖后緣機翼，克服了傳統環量控制技術需要特定的Coanda 曲面的局限性。筆者［67-70］采用等離子射流替代吹氣式射流，數值計算環量控制的效費比ΔCLΔCμ最高可以達到113.49，增升效率明顯，還研究了脈沖射流在不同占空比和頻率下對氣動特性的影響，得出在獲取同等升力情況下，可大幅度減小質量流量［71-73］，與國外研究結果一致。基于大量氣動數據還建立了非定常流場環量控制的氣動力模型［74］。王萬波等［75-77］分析了不同頻率下脈沖吹氣對翼型氣動性能的影響。杜海等［78］設計了一種多級環量增升機翼，三噴口吹氣的最大升阻比提高了95.3%，在分離控制階段功率系數較小，有效升阻比和氣動效率較大。以上的大部分研究都是基于數值計算開展的，2016 年朱自強和吳宗成［79］介紹了環量控制研究的進展，并指出“為避免在飛機設計中應用環量控制技術時僅依靠風洞試驗時的數據，必須大力發展CFD 技術”，并且深入討論了二維環量控制翼型標模和三維翼身融合體全機等可供計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，CFD）驗證用的NASA 實驗研究。

1.2.3 虛擬舵向控制

近年來關于環量控制替代機械舵面實現飛行控制的研究逐漸增多，特別是在不同布局飛行器上的試飛驗證，有效推動了環量控制由理論向工程應用轉變的進程。齊萬濤等［80］研究了環量控制在較低動量系數下對飛機縱向俯仰的控制。徐悅等［81］設計了一種射流環量控制飛行器并進行了試飛，驗證了環量控制技術可以進行飛行控制并提高飛行性能。史志偉等［82-84］先后設計了常規布局、鴨式布局和飛翼布局等環量控制技術驗證機，并成功利用射流實現了驗證機的滾轉控制。羅振兵等［85］將自主可控的合成雙射流激勵器［86-88］集成于常規布局飛行器中，驗證了分布式合成雙射流對三軸無舵面飛行器的姿態調控能力。劉曉冬等［89］以飛翼布局為研究對象，研究了射流壓比、射流口高度、后緣Coanda 型面對環量控制效果的影響，提出環量控制在解決飛翼布局飛機低速邊界問題方面有較大的應用前景。郭正等［90］針對中等展弦比戰術級飛翼布局，開展飛行試驗研究，在寬速域條件下基于環量控制實現滾轉控制，大幅提高典型角域的電磁隱身特性，提出后緣環量控制是一種極具潛力的飛翼布局滾轉控制技術。張劉等［91］開展基于環量控制的無尾飛翼俯仰和滾轉兩軸無舵面姿態控制飛行試驗，形成了閉環主動射流作動系統，實現射流的快速、精準和穩定控制。這些工作為國內環量控制的試飛評估和工程應用提供了重要借鑒。

從國內的發展歷程看，環量控制的研究起步較晚，雖然也有學者和機構對多個環量控制的應用領域開展了研究，包括直升機、風力機、渦輪葉柵、無縫襟翼等，但是研究深度和廣度還不夠，研究方法也比較單一，影響了環量控制在國內的發展進程。近年來縮比模型的試飛驗證研究明顯增多，有效推動了環量控制的發展，但是只有一個驗證機采用了從發動機直接引氣，絕大多數采用的是離心風機，限制了射流速度的增加，導致大部分試飛速度都比較低。跟國外環量控制的研究現狀相比，在引氣系統、射流速度、系統集成、控制效果等方面都有很大的差距，為了加快國內環量控制在未來軍用無人機、民用運輸機等飛行器上的應用，需要學術界和工程界共同關注，呼吁更多的學者和機構投入力量研究環量控制技術。

2 虛擬舵面的作用原理與控制效果

2.1 作用原理

環量控制的理論依據是Coanda 效應，通過射流與外流之間的相互耦合作用改變升力，替代機械舵面實現飛行控制，虛擬舵面的作用原理可以總結為以下2 個方面：①環量控制射流增加附面層動量，延遲附面層分離，使得前緣駐點和后緣分離點下移，增加環量和升力，改善氣動特性，提供虛擬舵面的力學基礎，如圖4［17］所示。②射流對外流產生“裹攜”作用，帶動外流發生偏折，增加了氣動彎度，起到了虛擬舵面作用，如圖5［36］所示。這2 個基本原理分別對應高升力特性和虛擬舵面作用，并且兩者之間有著密切的聯系。環量和升力的改變是實現虛擬舵面作用的基礎，射流帶動外流偏折的角度越大，虛擬舵面作用越明顯，產生的環量和升力也比較大。所以分析虛擬舵面的作用原理，主要是分析獲得優良升力特性的原理，包括升力的大小和方向。

圖4 Coanda 效應影響流線圖［17］Fig.4 Coanda influence on streamlines［17］

圖5 后緣襟翼與后緣吹氣環量控制的等效性［36］Fig.5 Equivalence of circulation control via trailing edge flap and trailing edge blowing［36］

升力特性會受到很多因素的影響，其中影響升力大小的一個重要參數是射流動量系數，它是幾個參數組合形成的無量綱參數，表示為

式中：m表示射流出口處的質量流量；Vjet為射流速度；ρ∞為遠場來流密度；V∞為遠場來流速度；S表示參考面積，對于二維翼型而言，是單位展長的面積，即弦長c。來流迎角是影響升力大小的另一個重要參數，對于無環量控制翼型，升力主要取決于迎角變化，迎角增加，升力增加，失速迎角對應最大升力系數。對于環量控制翼型，隨著動量系數的增加，前后緣駐點位置不斷下移，失速迎角提前，使得迎角對升力的影響規律發生變化，所以為了理解“虛擬舵面”的控制原理，需要深入研究動量系數和迎角對氣動特性的影響規律。另外為了評估環量控制動量輸入和升力收益之間的關系，定義效費比ΔCLΔCμ，升力增量代表氣動特性收益，動量系數增量體現能量和動量輸入，如果通過較小的動量和能量輸入，獲得比較大的氣動收益，即ΔCLΔCμ的值較大，說明效費比較高。

2.1.2 數值計算

NASA Langley 研究中心的Jones 等［17］選用17%厚度的超臨界翼型作為通用航空環量控制（General Aviation Circulation Control，GACC）翼型，對該翼型進行了大量數值計算研究，闡述了升力特性的變化規律和虛擬舵面的作用原理。

采用NASA Langley 研究中心完整的非結構N-S 方程二維代碼數值計算動量系數和迎角對升力的影響。圖6［17］是修型后的超臨界GACC 翼型和內部射流結構，圖7［17］是不同動量系數和迎角下無射流和定常射流2 種情況升力系數的對比，其中α代表迎角，CL代表升力系數。可以發現，定常射流的升力系數明顯大于無射流情況，在0°迎角，隨著動量系數的增加，升力系數逐漸增加，在動量系數等于0.059 時，升力系數就可以達到3，是傳統翼型最大升力系數的2 倍多，體現了環量控制的高升力特性。圖8［17］是0°迎角不同動量系數下后緣流場的速度云圖，可以很明顯地看到Coanda 效應使得分離點逐漸下移，外流發生偏折，形成虛擬舵面。在較大動量系數下，射流甚至出現反向流動，這可能會帶來額外的推力，改善飛行器的力學特性。

圖6 17%厚度和2%后緣半徑的超臨界GACC 翼型內部結構［17］Fig.6 Internal structure of 17% supercritical GACC airfoil with circular trailing edge of 2%［17］

圖7 GACC 翼型不同動量系數下定常射流對升力的影響［17］Fig.7 Influence of steady jet on lift with different momentum coefficients of GACC airfoil［17］

圖8 0°迎角不同動量系數下的Coanda 效應［17］Fig.8 Coanda effect with different momentum coefficients with 0°angle of attack［17］

2.1.3 風洞試驗

滲水系數應作為常規試驗進行檢測，滲水系數標準為不大于300 mL/min，檢測頻率為每車道1點/200m。

圖9［17］是利用水風洞實驗室，氫氣泡流動可視化技術，呈現射流對后緣附近流場的影響特性。可以發現環量控制有效延遲了附面層分離，分離點后移，并且帶動外流偏折，與襟翼的作用相當，實現了虛擬舵面作用。

圖9 翼型的氫氣泡流動顯像 ［17］Fig.9 Hydrogen bubble flow visualization of airfoil［17］

根據環量控制的作用原理，如果在上表面產生射流，尾緣流線向下偏折，類似于舵面向下偏轉，形成向上的正升力，相反，如果在下表面產生射流，則會在大部分動量系數下形成負升力，類似于舵面向上偏轉。Jones 等［17］在NASA Langley 研究中心的基礎氣動研究風洞開展了環量控制系列實驗，包括上表面單獨射流、下表面單獨射流和上下表面雙射流3 種情況。圖10［17］是上表面單獨射流情況，0°迎角不同動量系數下升力系數的變化情況。隨著動量系數的增加，升力系數不斷增大，動量系數增加到0.06，4°迎角左右，最大升力系數已經超過3，再次證明了環量控制的高升力特性，這對于飛行器的短距起降，高效巡航都是非常有利的。隨著動量系數的增加，可以發現失速迎角在減少，這是與翼型前緣提前失速密切相關的，當動量系數增加后，后緣和前緣駐點下移距離增加，當前緣駐點下移到翼型下表面時，會使前緣駐點和前緣點之間的流體出現倒流，很容易發生前緣分離，所以隨著迎角的增加，翼型前緣首先發生附面層分離，并且動量系數越大，前緣駐點下移的越多，失速迎角越小，可見動量系數較大時，小迎角升力較大，但有效迎角范圍縮小。

圖10 二維GACC 翼型的升力特性［17］Fig.10 Lift characteristics of 2-D GACC airfoil［17］

圖11［17］給出了下表面射流在0°迎角、不同動量系數下的升力特性，在較小動量系數下，會產生正升力，主要是因為此時下表面射流對流體向上偏折的帶動作用比較弱，不足以形成向下的升力，隨著動量系數的增加，流體向上偏折效應逐漸增強，負升力形成并逐漸增加。前緣分離導致的失速出現在Cμ=0.05，此時升力系數為-1.0，當動量系數繼續增加后，負升力會逐漸減小，存在動量系數有效范圍。值得注意的是，下表面射流可以很好地改善阻力特性，對于給定的升力系數，相比上表面射流，下表面射流產生的阻力會更小一些，例如CL=0.25 時，最小阻力為0.009 8，如圖12［17］所示，其中CD代表阻力系數，CDmin代表最小阻力系數，阻力的減少對提高巡航階段的升阻比是有利的。

圖11 負升力結構的GACC 二維翼型升力特性（下表面射流，α=0°）［17］Fig.11 Lift performance of GACC 2-D airfoil negative lift configuration（lower surface blowing，α=0°）［17］

圖12 負升力結構的GACC 二維翼型升阻比特性（下表面射流，α=0°）［17］Fig.12 Drag polar for GACC 2-D airfoil negative lift configuration（lower surface blowing，α=0°）［17］

上下表面同時產生射流，射流速度與來流速度的比值成為一個關鍵性參數，實驗結果發現，雙射流可以減小阻力，在迎角為-4°時，速度比值為1.2 時，阻力會有一個38%的減少，這對于提高升阻比和巡航性能是非常有利的，如圖13［17］所示。

圖13 不同速度比值的GACC 翼型升阻特性［17］Fig.13 Lift and drag performance of GACC airfoil at different velocity ratios［17］

從上述GACC 翼型的風洞試驗和數值計算研究可以發現，射流帶動外流偏折的虛擬舵面作用明顯；通過翼型上（或下）表面的單射流環量控制獲得高升力特性，升力大小受動量系數和迎角的影響，升力方向取決于射流偏折的方向；雙射流在適當的射流速度與來流速度比值時能夠獲得較小的阻力，更大的升阻比，巡航性能較好。升阻特性的變化規律為形成虛擬舵面作用提供了力學基礎，另外在整個實驗范圍內，效費比ΔCLΔCμ最大可以達到50，說明了環量控制的高效性。

2.2 控制效果

2.2.1 不同方向的控制方案

環量控制替代副翼實現滾轉操縱是最先開始研究和發展起來的，在左右機翼的外側分別設置環量控制激勵器，雙射流結構。如果兩側產生射流方向不同，則升力方向也不同，或者射流同向但射流速度不同，使得左右機翼的升力大小不同，實現差動控制，這2 種情況都可以形成滾轉力矩，由于外側激勵器距離重心的展向距離較大，所以能夠產生較大的滾轉力矩。俯仰操縱是通過左右機翼的環量控制激勵器產生同向升力，大小相等，形成同相驅動，實現俯仰控制。航向操縱是通過機翼兩側阻力或推力不同實現的，通過兩側激勵器的雙射流狀態，或者采用射流推力矢量控制、翼尖反作用射流等進行偏航控制。

2021 年，英國BAE 系統公司和曼徹斯特大學對MAGMA 無尾飛行器的三軸飛行控制能力進行試飛驗證［40］，采用了4 種控制方案，如圖14［40］所示。第1 種是只用機翼兩側的環量控制（Circulation Control，CC）激勵器實現飛機的滾轉、俯仰和偏航控制；第2 種是尾噴口的射流推力矢量（Fluidic Thrust Vectoring，FTV）實現俯仰控制，機翼兩側的CC 實現滾轉和偏航；第3 種是FTV 實現偏航控制，CC 實現俯仰和滾轉；第4 種是FTV 實現俯仰控制，CC 實現滾轉，翼尖反向射流（Wingtip Reaction Jet，WRJ）實現偏航控制。通過試飛結果分析發現，第1 種方案無法在飛機滾轉機動過程中保持零側滑條件，也就是存在橫航向的耦合特性，所以在設計中CC 主要實現滾轉和俯仰操縱，這一點可以在國內外的模型試飛中得到證實。第3 種方案是最高效的，通過FTV 調節偏航力矩，而CC 則實現俯仰和滾轉，整個過程能夠保持飛機的平衡，并且不需要任何機械舵面的輔助，完成飛行控制。目前國內還沒有開展第3 種方案的研究工作，特別是FTV 在飛行控制中的重要作用，這也是未來一個重要的研究方向。

圖14 飛行器射流控制方案［40］Fig.14 Aircraft fluidic control schemes［40］

2.2.2 不同方向的控制效果

以MAGMA 選用的SACCON（Stability And Control Configuration）平臺為研究對象［92］，通過數值計算［40］，與使用機械舵面的SCAOON實驗和仿真數據［92-94］進行對比分析，說明虛擬舵面的控制效果。SACCON 的平面結構和幾何尺寸如圖15［92］所示，在機翼兩側內外各設置2 個環量控制激勵器，共4 個激勵器，其中左右機翼內側激勵器用IBC（Inboard Coanda，圖16［94］的綠色部分）表示，外側激勵器用OBC（Outboard Coanda，圖16［94］的藍色部分）表示，每組激勵器設置雙射流結構，一側機翼后緣共4 個射流出口。

圖15 SACCON 無人飛行器機翼剖面的三視圖［92］Fig.15 Wing profiles and 3-D view of SACCON UCAV configuration［92］

圖16 后緣環量控制結構平面圖［94］Fig.16 Schematic view of trailing edge circulation control configuration［94］

英國利物浦大學通過CFD 求解器進行數值計算，圖17［40］是迎角為0°和5°時左側內部射流，在不同動量系數下氣動力矩增量的變化規律。圖中的IBC+表示左側機翼內側上表面射流口產生射流情況，IBC-表示左側機翼內側下表面射流口產生射流情況，對應的動量系數值為負。從圖17 中可以發現環量控制對3 個方向的力矩都有一定貢獻，特別是對滾轉力矩、俯仰力矩的影響更大一些，這主要還是跟環量控制產生高升力特性相關聯的。

圖17 左側內部射流（IBC）的俯仰、滾轉和偏航力矩系數增量（下表面射流為負的動量系數）［40］Fig.17 Pitch，roll and yaw moment coefficients with respect to blowing at inboard of left wing（IBC）［40］

為了評估虛擬舵面的控制效果，將SACCON 飛行器內側襟翼偏轉+10°（用IB+10表示）和-10°（用IB-10 表示）的數值計算與風洞試驗結果，與內側上表面、下表面單獨射流（分別對應圖中NPR+3，NPR-3）和上下表面同時射流（NPR±3）的力矩特性進行對比，其中HSWT 代表BAE 系統公司的實驗數據［95］，CFD代表數值計算結果［96］，上下表面單獨射流對應的動量系數Cμ=2.2×10-4，上下表面同時射流對應的動量系數Cμ=4.4×10-4，如圖18［40，95-96］所示。從圖18（a）可以看出，上下表面單獨射流產生的俯仰力矩（分別對應CFD IBC NPR+3 和CFD IBC NPR-3）比機械舵面對應向上和向下偏轉10°（對應HSWT IB+10 和HSWT IB-10）的俯仰力矩都要大，直到15°都如此，而且下表面射流產生的抬頭力矩是最大的，控制效果明顯，充分體現了射流進行俯仰控制的有效性。上下表面同時射流基本不影響俯仰力矩，圖中的黑色圓點對應的是半模數值模擬結果，其余顏色都是全模計算結果。

圖18 不同控制效應器下的俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩系數增量區別［40，95-96］Fig.18 Difference in pitch，roll and yaw moment coefficients due to different control effectors［40，95-96］

從圖18（b）可以看到，上下表面單獨射流產生的滾轉力矩也要比機械舵面偏轉產生的效果明顯。跟實驗值相比，在0°迎角時效果最好，可以增加約0.012 的滾轉力矩，上下表面同時射流基本不影響滾轉力矩。

從圖18（c）可以看到，下表面射流產生的偏航力矩較明顯，在0°～15°之間先增加后減少，在10°迎角達到最大值。值得注意的是，CFD IBC NPR±3 對應上下表面同時產生射流的效果，這種控制導致左側機翼產生一定的推力，進而形成大約3×10-4的偏航力矩，而滾轉和俯仰力矩沒有顯著變化。實驗測得一個機翼外側的開裂式襟翼偏轉10°產生的偏航力矩為-5×10-4，因為開裂式襟翼產生的阻力大于推力，所以偏航力矩值為負。考慮到環量控制射流位于機翼內側，開裂式襟翼位于機翼外側，兩者的力臂是有區別的，如果去除力臂的影響，可以認為雙射流產生的偏航力矩與開裂式襟翼的效果是相當。

從上述研究結果發現，3 個方向的姿態控制可以采用不同的控制方案，基于環量控制的“虛擬舵面”通過差動和同相驅動形成有效的滾轉和俯仰控制，優于機械舵面偏轉效果；雙射流激勵產生一定的偏航力矩，與開裂式襟翼效果相當，同時對滾轉和俯仰力矩影響較小；充分驗證了虛擬舵面的控制效果。

3 虛擬舵面飛行器設計的主要內容

3.1 環量控制翼型

從環量控制的發展歷程上看，環量控制翼型的研究占有重要地位，它不但影響飛行器的氣動特性，還與射流產生系統密切相關，是一個綜合優化的過程，在選擇環量控制翼型時需要考慮以下幾個方面：①翼型內部空間要足夠放置環量控制射流產生系統，所以需要有一定厚度，但是大厚度會導致跨聲速飛行時阻力較大，影響氣動特性；②翼型外形要產生需要的氣動特性，具有良好的穩定性和失速特性；③翼型后緣要進行修型以便于產生Coanda 效應，又要盡量減小由于圓形后緣產生的額外阻力。因此需要合理設計翼型前緣鈍度、厚度、彎度、Coanda 后緣曲面形狀、后緣半徑、射流口位置和射流口高度等參數。

為了獲得高升力特性，環量控制翼型最早設計為圓形，由于阻力較大，氣動效率不高，很快被不同厚度的橢圓形翼型代替。美國佐治亞理工學院的Englar 研究小組將橢圓形和圓形結合起來，設計了對稱翼型，橢圓形的前緣和半圓形的Coanda后緣，兼顧了兩者的優勢，但是最大厚度達到20%，只適合于低速流動［30］。隨著飛行速度的增加，大厚度翼型會產生較大的阻力，特別是尾部圓形結構，需要減少翼型厚度和調整后緣形狀。2004 年NASA/ONR 環量控制會議提出了NCCR 1510-7067N 翼型［97］，外形為雙橢圓，最大厚度15%，彎度1%，美國David Taylor Naval Ship 研發中心對該翼型進行了大量風洞試驗研究。當飛行速度繼續增大到跨聲速時，對翼型提出了新的更高要求，在能夠容納射流控制系統的同時，還要減少跨聲速階段的阻力。滿足跨聲速飛行條件的有NASA Langley 研究中心的二維GACC超臨界翼型［18］，相對厚度17%、2%后緣半徑，能夠容納環量控制射流需要的供氣裝置和管道系統，同時該翼型在跨聲速階段有良好的氣動性能。NASA Langley 研究中心還采用一種6%厚度，0.75%弧度的薄橢圓形翼型進行跨聲速風洞試驗［98］，Coanda 表面為橢圓形后緣，該翼型具有在馬赫數從0.8～0.85 之間產生最大升力增量的最佳厚度，阻力也較小，使得跨聲速階段的氣動效率較高。另外為了適應不同飛行階段，也有可旋轉的環量控制襟翼［99］和雙半徑襟翼［100］，例 如NASA Langley 研究中心設計的NLF-0414 型改進型，翼型后緣是一個帶尖頭的可旋轉襟翼，Coanda 效應使得流體在襟翼偏轉較大時仍然保持附著，通過這種方式可以滿足巡航、爬升條件下的低阻力、高升力需求，提升飛行器的整體氣動性能。

可見，翼型厚度、Coanda 表面形狀和尺寸是環量控制翼型的重要設計參數。隨著飛行速度的不斷提高，翼型厚度逐漸減小，需要進一步簡化和集成射流產生系統，節約內部空間，以適應薄翼型結構。其中適用于跨聲速飛行的超臨界翼型，既可以減少跨聲速階段的阻力，又具有一定厚度安裝射流產生系統，具有較大的應用價值。對于后緣Coanda 表面形狀設計，在不影響Coanda 效應和氣動特性的基礎上，盡量減少后緣半徑，一方面可以減少不使用射流時產生的額外型阻，另一方面也有助于減少整個系統的安裝體積，有效降低成本。這些都是未來環量控制翼型設計中需要重點關注的內容。

3.2 虛擬舵面飛行器氣動布局

在現有氣動布局中，飛翼式或翼身融合體布局具有流暢的氣動外形，氣動效率較高，升阻比較大，隱身性能也較好，并且翼身融合體內部空間較大，可以裝載大量燃油和武器，能夠實現未來飛行器遠程達到、自由進出和持續作戰的能力需求。但是該布局由于無平尾和垂尾，操縱性和穩定性差［101-102］，影響飛行安全，另外飛翼布局飛行器配備的舵面組合系統結構復雜［103-104］，飛控要求高，影響隱身性。如果將環量控制與飛翼式或翼身融合體相結合，不但可以解決上述問題，還可以進一步提升隱身性、升阻比和內部空間，這對于未來飛翼式布局的發展是非常重要的。

從近年來環量控制模型試飛情況來看，無舵面飛行器選用的大多是飛翼式（或翼身融合體）氣動布局。英國的Demon 無人技術驗證機為翼身融合體下單翼布局，機翼為切尖三角翼，翼展約2.5 m，如圖19［105］所示，通過環量控制機翼和射流矢量控制替代襟翼/副翼等部件完成了升降和轉向控制。在此基礎上，2019 年英國BAE 系統公司和曼徹斯特大學以三角翼、翼身融合體為基本布局試飛MAGMA 無人飛行器，將常規飛行控制相關的復雜移動部件全部由射流環量控制系統取代，該飛行器與無尾低可觀測平面一致，前緣后掠角保持在47°，機翼面積約為3 m2，翼展約為4 m，展弦比約為5，如圖20［39］所示。美國空軍技術學院和伊利諾斯理工學院共同研發的ICE 無尾無人機，該飛機使用洛克希德·馬丁公司的ICE-1011 平臺，如圖21［106］所示，有65°前緣后掠角，翼身融合一體化設計，外形采用北約SACCON 構型設計，實現了3 個方向的姿態控制。

圖19 Demon 無人機［105］Fig.19 Demon UAV［105］

圖20 MAGMA 無人機［39］Fig.20 MAGMA UAV［39］

圖21 ICE 飛行器［106］Fig.21 ICE vehicle［106］

國內開展的環量控制驗證機多數也采用了飛翼式（或翼身融合體）氣動布局。中國空氣動力研究與發展中心設計了基于環量控制的無尾飛翼俯仰和滾轉兩軸無舵面飛行器，飛翼式布局，雙后掠角，展長3 m，展弦比4.58，從機身到翼尖，機翼后緣布置有升降舵，射流孔，副翼，擾流板，位于中間的射流環量控制實現俯仰和滾轉操縱，如圖22［91］所示。國防科技大學和軍事科學院設計了中等展弦比飛翼布局無人機后緣射流滾轉控制，機翼外側有升降舵和副翼，射流激勵器取代一半副翼，布置在外側，實現滾轉操縱，如圖23［90］所示。南京航空航天大學設計了基于主動流動控制技術的無舵面飛翼布局飛行器姿態控制系統，在機翼內側布置俯仰激勵器，同時上表面吹氣或同時下表面吹氣，與橫航向力矩解耦。機翼中間布置滾轉激勵器，差動控制產生。機翼外側離后緣有一段距離的反射流激勵器，產生航向控制，如圖24［84］所示。

圖22 無尾飛翼無人飛行器［91］Fig.22 Tailless flying wing unmanned flight aircraft［91］

圖23 射流控制飛翼布局驗證機平臺［90］Fig.23 Demonstrator for flight control using jet［90］

圖24 飛翼布局無人機［84］Fig.24 Flying wing UAV［84］

可見環量控制與飛翼式布局相結合是一種優選方案，除了有效改善飛翼式布局的操穩特性外，還帶來飛行器整體性能的提升，體現在：①原有機械舵面處的尖銳邊緣、突出物、臺階等由連續光滑的機翼表面代替，雷達反射源大大減少，并且可以在原有舵面處連續使用隱身涂層、隱身材料等，全面提高隱身能力；②在小迎角下產生高升力，有效縮短起降距離和時間，改善短距起降性能；③飛機重量和結構復雜度減輕，翼身組合體內部空間變大，可裝載更多燃油和武器，久航遠航性能提升；④通過主動調節射流參數，實時改變環量、升力和阻力，提高機動飛行的主動性和靈活性。可見在未來的虛擬舵面飛行器設計中，可以優選飛翼式無尾布局，合理選擇飛機尺寸和重量，充分利用內部空間，進行環量控制系統與飛翼式布局的一體化設計。

3.3 射流作動系統

為了產生均勻、可控的高速射流，需要合理設計引氣系統、管道系統和環量控制激勵器等，這些部件組成了射流作動系統，圖25［38］是MAGMA 無人機的射流作動系統示意圖，從發動機壓縮段引氣，組成引氣系統；流量計、控制閥和流通管道等組成管道系統；機翼尾緣的射流噴口結構組成環量控制激勵器；3 個部件連接起來，完成了射流的產生、輸運和噴出。

圖25 MAGMA 射流作動系統架構［38］Fig.25 MAGMA fluidic systems architecture［38］

3.3.1 引氣系統

從國內外公開文獻看，引氣系統主要有以下幾種方式：①離心風機；②輔助動力單元（Auxiliary Power Unit，APU）；③發動機壓氣機。離心風機主要針對射流速度不大、重量較輕的飛行器，通過PWM（Pulse Width Modulation）信號控制風機轉速產生一定的高壓射流，PWM 信號作為控制變量，與舵面偏角作用相同，國內采用這種方式的較多。輔助動力單元是額外的空氣壓縮裝置，能夠獲得需要的射流，但是會增加飛機的重量，并且會影響重心位置，需要綜合考量。英國的Demon 無人技術驗證機采用的就是這種方式，使用一個額外的小型燃氣輪機作為壓氣機來提供高壓氣體，如圖26［105］所示。近年來試飛的驗證機大多采用的是第3 種，直接從發動機引氣，獲得較高壓力射流。MAGMA 采用的是這種方式，從壓氣機引氣的最大壓力達到4×105Pa，射流系統的壓力比高達7 以上，在最大功率推力180 N 的情況下射流流量達到0.035 kg/s（主流量的9%）。國內中國空氣動力研究與發展中心的無尾飛翼飛行器采用的是基于集氣環的渦噴發動機引氣方案，將30 kg 推力渦噴發動機改造，在穩定段嵌入集氣環，從壓氣機擴壓器出口收集高壓氣體，如圖27［91］所示。最大引氣壓力3.2 bar（0.32 MPa），最大引氣質量流量45 kg/s，由于壓縮氣體來源于發動機冷卻氣體，所以不影響發動機推力。

圖26 APU/壓氣機［105］Fig.26 APU/compressor installation［105］

圖27 渦噴發動機及引氣系統［91］Fig.27 Turbojet engine and bleed system［91］

3.3.2 管路系統

管路系統是引氣系統和激勵器之間的通道，主要作用是將高壓氣體運輸到機翼后緣，在管道中會安裝流量計、控制閥或傳感器等裝置。其中流量計一方面主動調節質量流量，形成不同的動量系數射流，獲得需要的氣動力和力矩；另一方面會設置最大引氣質量流量，保證引氣量對發動機的影響在可以接受的范圍。如果左右機翼都有環量控制激勵器，則射流通道會被分成兩部分，分別通向左機翼和右機翼，利用控制閥控制對應的激勵器是否工作，如果上下表面都有射流，也會分別設置控制閥，控制單獨射流或上下表面雙射流等不同的組合方式，通過幾個激勵器的協調工作，實現不同方向的飛行控制。另外在射流口前方可能會設置壓力或溫度傳感器，感知射流壓力，與大氣壓進行對比，獲得射流壓比參數。

3.3.3 環量控制激勵器

環量控制激勵器是位于機翼尾緣的射流噴出結構，為了形成穩定、均勻的高速射流，在射流口之前的結構設計緊湊，沿翼展方向快速擴展，沿流向急劇收縮，由于機翼上下表面都會產生射流，所以導流管道分為上下兩層，如圖28［91］所示。超聲速射流可以設計收斂步進噴嘴的結構，其中超聲速流動的膨脹部分發生在向后臺階的下游，而不是在封閉的噴嘴中，這大大降低了對制造精度的要求，因為噴嘴的收斂部分可以是任意的錐度，效率損失很小，而且膨脹側的性能對精確幾何形狀相對不敏感。射流噴口和噴口下面的臺階，如圖29［41］所示，射流口高度為h，臺階高度為hs，圖中的NPR 代表射流壓比，是射流口前壓力與大氣壓的比值。

圖28 環量控制激勵器外形［91］Fig.28 Shape of circulation control actuator［91］

圖29 超聲速射流環量控制激勵器的結構設計［41］Fig.29 Design space for circulation control device［41］

3.4 射流飛控系統

帶機械舵面的飛行控制系統，是通過飛行員輸入指令，飛控計算機解算出舵面偏轉角，通過操縱系統驅動機械舵面發生偏轉，飛機氣動力和力矩發生變化，引起飛行姿態變化，將實際的飛行姿態與輸入指令進行比較，形成姿態變化的閉環控制，如圖30 所示。虛擬舵面飛行器由于沒有機械舵面和對應的操縱系統，控制方式和控制律都發生變化，為了實現虛擬舵面對飛行姿態的控制作用，需要考慮以下幾個方面的內容：一是找到代替機械舵面偏轉角的射流參數；二是建立射流作動系統和原飛行控制系統之間的關聯；三是構建新的飛行控制系統。

圖30 原飛行控制系統Fig.30 Original flight control system

影響虛擬舵面控制效果的環量控制參數較多，通過大量數值計算和風洞試驗數據發現，射流壓比參數（即射流前的壓力與大氣壓的比值）不但與射流速度有關，還與消耗的質量流量相關，射流壓比越大，形成的射流速度越大，同時消耗的質量流量越少，從提高效費比的角度分析，射流壓比應該越大越好，這也是為什么要從發動機壓縮段獲取高壓氣體的原因。由于壓力比較容易測量和調節，易于進行反饋，所以將射流壓比作為射流作動系統的控制參數，相當于舵面偏轉角的作用，成為代替機械舵面偏轉角的射流參數。

原飛行控制系統的內回路是舵面偏轉回路，傳遞舵面偏角信號，驅動舵面偏轉。現在將射流作動系統替代舵面偏轉內回路，形成射流作動系統內回路，傳遞射流壓比信號，產生需要的射流，帶動外流偏折，形成虛擬舵面偏轉，2 個內回路作用相同，可以相互替代，建立了射流作動系統和原飛行控制系統之間的關聯。最后將射流作動系統內回路與外部的姿態變化外回路進行融合，則構建出新的飛行控制系統，稱為射流飛控系統，實現飛行姿態的閉環控制，如圖31 所示。可見，射流飛控系統創新了飛行控制方式，未來可能取代最新現役電傳飛行控制系統，將對飛機的設計和制造產生深遠影響。

圖31 射流飛控系統Fig.31 Fluidic flight control system

4 虛擬舵面飛行器發展中的關鍵問題

4.1 射流引氣系統問題

從發動機壓縮段直接引氣，能夠獲得需要的高壓射流，實現替代舵面和飛行控制的目的，但要消耗一定的質量流量和能量，需要系統評估這些對發動機性能和飛行性能的影響，即帶來氣動特性收益的同時，付出的代價也是可接受的，這是未來環量控制技術實現工程應用的關鍵問題之一。北約科技組織通過系統評估，得到關于發動機引氣產生射流的相關結論：足量的引氣量可產生主動射流控制所需的足夠控制功率，對現代發動機是可承受的，最大使用不到3%。主動射流控制在進入戰場階段的平均引氣量為0.5%，對航程產生1%的影響，從性能角度是可接受的。中國空氣動力研究與發展中心設計的無舵面飛行器從發動機壓氣機擴壓器出口收集高壓氣體，具備持續引氣功能，并且壓縮氣體來源于發動機冷卻氣體，實現了壓縮氣體引出流量及流量變化與發動機推力解耦，對發動機性能和系統影響小，為了防止流量超限導致渦輪過熱發生損壞，通過設置臨界壓力限制引氣量流量上限。未來環量控制將應用于更高的來流速度，比如跨聲速或超聲速，這就要求射流速度是超聲速的，此時對引氣系統的引氣量和壓力提出了更高的要求，需要全面評估引氣系統對發動機性能的影響。

4.2 虛擬舵面高效性問題

機械舵面飛行控制系統的偏轉角響應和姿態變化具有一定的延遲性，影響操縱的實時性，同時還要受舵面偏轉最大角度的限制。利用虛擬舵面替代機械舵面，射流飛控系統將飛行員姿態指令通過飛控計算機解算成射流壓比指令和PWM 信號，利用射流管道系統和控制裝置，快速形成射流壓比響應，延遲小，響應速度快，射流帶動外部流場形成新的流場，改變飛機受力和力矩，流場響應時間可以忽略，說明射流飛控系統具備實時性優勢，是虛擬舵面高效性的重要體現。中國空氣動力研究與發展中心設計的無舵面飛行器，射流作動系統響應延遲＜0.02 s，姿態角速度響應時間＜0.02 s，都優于機械舵面的延遲和姿態參數響應時間。通過大量數值計算、風洞試驗和模型試飛結果表明，虛擬舵面可以實現飛行器不同方向的姿態變化，控制效果已經達到甚至優于機械舵面。另外隨著技術的發展，射流速度不斷提高，能夠產生更大的氣動力和力矩，可以改善機械舵面偏轉受最大角度限制的弊端，進一步提高飛機的操縱性和機動性，這些都體現了虛擬舵面的高效性。在實現高效飛行控制的過程中，射流飛控系統的控制律設計是一個關鍵環節，需要摸清姿態變化與射流壓比之間的內部關聯，此時要以大量的環量控制數值計算、風洞試驗和試飛數據作為樣本數據，探索利用機器學習和人工智能等方法，將離散的氣動特性數據進行擬合，獲得氣動力和力矩與射流壓比等關鍵參數的關系模型，建立姿態角與射流壓比之間的控制律。

4.3 飛行器一體化設計問題

環量控制需要的管路系統需要一定的空間尺寸，對機翼外形有一定的要求，希望機翼厚度大一些，同時機翼外形會影響飛行器的氣動特性，特別是隨著飛行速度的提高，機翼的厚度不能太大，所以環量控制與飛行器之間需要進行協調和一體化設計。特別是對于機翼后緣，為了產生Coanda 效應，后緣修型為一定鈍度的半圓形，這會增加機翼后緣的厚度，為了滿足各種性能要求，相較機械控制面，后緣厚度不能過大，并能夠提供同等的控制效率，當這些要求應用于飛行器平臺的時候，對于一個弦長為幾米量級的全尺寸機翼，后緣高度需要設置到5～15 mm 的量級，這意味著后緣半徑與弦長的比值r/c＜1%，這些對于飛行器的設計和制造來說都是一個關鍵性問題，需要進一步的探索研究。

4.4 飛行安全和任務適用性問題

環量控制的射流高度依賴于主要推進系統的有效性，依賴于發動機壓氣機引氣系統的正常工作，如果發動機出現故障，將直接影響氣源和引氣系統，環量控制系統將無法工作。因此，考慮飛行安全，一般需要使用雙發動機、輔助動力系統或者發動機故障時依賴常規控制面。為了產生需要的射流速度，要求通過管道系統和流量控制設備的合理設計來精確控制流量，并且管路系統和控制設備要保證正常的工作。為了產生高速射流，一般射流口的尺寸比較小，容易被水和污垢堵塞，影響射流的運動，在使用過程中要考慮這些問題。此外，發動機排氣作為氣源是熱的，會導致相應部件的熱應力。所以從安全性和適用性的角度考慮，在保證整個環量控制系統正常運行，在保持與機械舵面相同作用的前提下，盡量多地減少飛機重量，提高飛機的安全性、適用性和可維護性。

5 結論

環量控制技術作為一種新穎的主動流動控制方式，通過局部敏感區域的射流產生，改變全局性能，能夠起到四兩撥千斤的重要意義。

1）通過梳理總結國內外環量控制的發展歷程，呈現出該技術在無人機、直升機、風力機、民用飛機、私人飛機和渦輪葉珊等領域發揮的重要作用，虛擬舵面飛行器的發展和應用將是未來一段時間的重要研究內容。

2）基于NASA Langley 研究中心對GACC翼型的數值計算和風洞試驗結果，得到高升力特性取決于動量系數和迎角變化，上（或下）表面單射流產生不同方向的升力，闡述了升力大小和方向的變化依據，獲得虛擬舵面的作用原理。利用SACOON 平臺滾轉、俯仰和偏航力矩的實驗研究，得出虛擬舵面的環量控制效果，驗證了控制的高效性。

3）為了推進虛擬舵面飛行器的設計和工程應用，需要重點關注環量控制翼型、氣動布局、射流作動系統和飛控系統幾個方面的設計與研究，充分考慮環量控制技術在飛翼式布局飛行器上的潛在應用價值，融合射流作動系統與原飛行控制系統，構建新的射流飛控系統，探索研究姿態角與射流壓比參數之間的控制律。

4）持續探索射流引氣系統、虛擬舵面高效性、飛行器一體化設計和飛行安全與任務適用性等方面的關鍵問題。在未來一段時間內，應不斷提高射流速度，減少能量消耗，創新飛行控制方式，與高隱身性相結合，探索環量控制技術應用于未來飛行器高威脅環境下的遠程到達、自由進出、持續作戰和高生存等性能優勢，推動未來輕型、隱身、更快更高效的軍、民用飛機成為可能。