臨近空間太陽能無人機增升減阻技術綜述

李廣佳，王紅波，張凱，儀志勝

中國航天空氣動力技術研究院 創新與應用中心，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域。臨近空間太陽能無人機作為這一空域飛行器的典型代表，直接跨越了傳統航空器難以永久飛行的技術瓶頸，具有飛得高、待得久的顯著特點。2022 年，Zypher S 無人機持續64 天的不間斷飛行有力印證了該類無人機無可比擬的平臺優勢。

太陽能無人機先天具備長時間滯空能力，既可以在指定區域持久盤旋，發揮空中定點平臺作用，執行區域通信、導航、應急保障、跟蹤監視等任務；又可憑借其機動能力，靈活部署，快速響應。作為高空“偽衛星”，臨近空間太陽能無人機在軍民領域都有著重要的應用價值。隨著太陽能無人機逐漸進入實際應用階段，未來各國將會以此平臺為重要支撐點展開臨近空間資源的激烈爭奪。

當前，受太陽能電池光電轉換效率和二次電池能量密度限制，太陽能飛機能源系統的功率密度遠不及常規燃油飛行器。為實現跨晝夜不間斷飛行的平臺優勢，該類飛行器在氣動增效、結構減重、節能降耗等方面的設計要求較常規動力飛行器有過之而無不及。在太陽能無人機的功耗組成中，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增升減阻技術攻關，提高全機氣動效率和推進系統效率是實現該類平臺節能降耗最直接有效的解決途徑。然而低雷諾數空氣動力學問題［1］給這一設計目標帶來了一定的困難和挑戰。

巡航狀態下臨近空間太陽能無人機的飛行雷諾數一般為104～105量級，處于低雷諾數［2］范疇。當雷諾數低于一定范圍時，翼型最大升力系數急劇降低，失速迎角急劇減小，升阻比特性嚴重惡化［3-5］，翼型最大升阻比可能只有常規雷諾數下的1/10 左右。對于太陽能無人機平/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的變化更為敏感。氣動性能的惡化將導致全機橫航向操縱能力和配平能力下降，配平阻力增加，這進一步削弱了全機的氣動效率。臨近空間螺旋槳工作于高空低密度的大氣環境，低雷諾數效應使槳葉表面容易出現層流分離，槳葉局部剖面的氣動特性嚴重偏離設計點，螺旋槳推進效率嚴重下降。此外，臨近空間螺旋槳工作剖面涵蓋起飛、爬升、巡航、慢車下滑等復雜工況，工作剖面的多變性使螺旋槳適應復雜工況的能力變差。

關于臨近空間太陽能無人機的增升減阻設計，國內外都開展了長期的技術積累，相關研究成果為發掘臨近空間太陽能飛機的氣動潛力具有重要的借鑒意義。本文主要從低雷諾數翼型設計、氣動布局設計、螺旋槳/機翼氣動耦合設計、流動控制技術、低雷諾數螺旋槳增效設計5 個方面對臨近空間太陽能無人機增升減阻的相關技術進行綜述，總結當前研究現狀，梳理研究思路，分析優勢與不足，給出未來發展建議。

1 低雷諾數翼型增升減阻設計

臨近空間太陽能無人機多采用大展弦比機翼以降低誘導阻力，三維機翼的氣動性能幾乎取決于二維翼型。圍繞低雷諾數翼型增升減阻的設計目標，國內外通過風洞試驗和數值模擬手段開展了諸多研究工作，整體上形成了2 條主要技術路線：一是基于常規思路，開展低雷諾數翼型的設計與優化。另一路線是基于仿生等非常規思路，對基礎翼型進行改型或重新設計，獲得氣動性能優異的非常規翼型。

1.1 低雷諾數翼型設計與優化

數值優化設計技術在飛行器氣動外形綜合設計中發揮著重要作用［6］。單點/多點、單目標/多目標優化均是優化設計領域的重要方法，優化成果在型號設計中得到了一定應用。目前，常規翼型優化設計大多針對百萬量級以上雷諾數，相應優化設計體系日益完善可靠，從而促進了低雷諾數翼型設計和優化方法的發展。

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

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反設計方法研究。張維智等［8］基于反設計方法進行了低雷諾數高升力翼型設計和風洞試驗驗證，最大失速迎角達到了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壓力分布為出發點，反設計了高升力、緩失速和較小低頭力矩的翼型，最大升力系數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，開展了低雷諾數翼型的單點多目標直接設計。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］以最大升阻比為優化目標，基于遺傳算法開展了單點優化，其設計點升阻比提升了10%。

低雷諾數翼型單點優化設計的主要局限在于該方法是對特定設計狀態的優化目標進行評價，真實飛行狀態一旦偏離設計點，翼型氣動性能可能損失嚴重（如圖1［2］所示）。臨近空間太陽能飛機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，全機的氣動設計狀態相應呈現周期性循環。因此，僅針對單一飛行狀態的單點優化設計難以滿足該類飛行器任務周期內氣動性能綜合最優的設計要求。而采用多點優化設計將更具有實際意義，有望解決工程需求。

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

關于多點優化設計，鄧磊等［12］基于響應面的優化方法開展了高升阻比自然層流翼型的多點多目標優化設計。陳學孔等［13］以巡航因子最大為出發點，以SD7032 為基準翼型，對比研究了低雷諾數翼型單點和多點正優化設計。優化過程中，將阻力最小設為優化目標，升力系數的1.5 次冪和俯仰力矩系數作為約束條件，以期獲得最大巡航因子并兼顧良好升阻特性的翼型。設計結果表明：單點優化的翼型在某些非設計點的性能低于基準翼型，力矩系數隨雷諾數變化的不穩定性增加。而增加力矩約束的多點優化翼型，在設計范圍內巡航因子得到提升的同時，力矩系數的方差也優于基準翼型，對全機縱向力矩配平狀態影響較小。

進行低雷諾數翼型多點優化設計時，常利用靜態或動態加權系數將多目標優化轉化為單目標優化，而權重系數如何選擇則是當前面臨的主要困難。對此，文獻［13］采用平均分配權重處理方法，而文獻［14］針對太陽能飛機“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重，開展了低雷諾數翼型的多點優化設計。優化后的低雷諾數翼型巡航因子在上述4 個設計點分別提升7.84%、7.95%、11.34%和6.98%。

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

目前，針對低雷諾數翼型的設計優化，無論是單點還是多點優化，都未能考慮這些不確定因素，導致設計結果隨擾動變化敏感［16］。而解決這些實際問題，需要發展完善考慮不確定性的低雷諾數翼型設計優化技術。

1.2 非常規低雷諾數翼型設計

除傳統的翼型設計優化方法外，基于仿生設計、柔性設計、翼型改型等方法，探索非常規翼型的設計為低雷諾數翼型的增升減阻提供了新的解決思路和技術途徑。

張慶等［17］設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強制分離，并形成大范圍低壓分離流動，可在4°～20°迎角范圍內保持高升力，4°迎角時升力系數提高了112%。

張子良和張明明［18］研究了仿鯊魚皮結構的仿生肋條減阻翼型（見圖2（a））的氣動性能。研究發現當在翼型上下表面的湍流區域同時布置肋條結構時，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

關惠仁等［19］以NACA0012 翼型為基準，研究了翼型帶前后緣鋸齒（見圖2（b））的氣動影響。結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構響應。結果表明，當彈性模量大于一定值時，升力系數主要以定常為主；而小于一定值后，升力系數將發生非定常波動，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］進行了2 種翼 型加裝格尼襟翼（圖4）影響的風洞試驗。試驗發現，在25 萬雷諾數下，格尼襟翼可顯著提高升力，同時阻力的增量較小，翼型氣動效率和續航因子均得到提升。Storms 和Jang［22］在低速風洞對比了NACA4412翼型加裝格尼襟翼和渦流發生器的氣動效果。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］通過風洞試驗發現，當襟翼高度為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洞試驗，結果發現當升力系數小于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 新型氣動布局設計

優良可靠的氣動布局是臨近空間太陽能無人機穩定飛行、持久續航、提高任務可靠度的關鍵保證。太陽能無人機自誕生起主要經歷了概念探索、技術儲備、平臺發展和實踐應用4 個典型階段［26］。經過幾十年的發展，歐美、俄羅斯、中國、韓國等諸多國家和地區均發展了不同功能用途的太陽能無人機平臺。在氣動布局方面，主要以常規布局和飛翼布局為主。當前，國內外多采用技術相對成熟的常規氣動布局方案，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成熟度僅次于常規布局，如美國的Helios、Aquila 太陽能無人機均采用這一布局形式。表1[28]對比國內外了典型太陽能無人機氣動布局形式及主要設計參數，常規布局與飛翼布局的典型氣動外形分別見圖5 和圖6。

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

圖5 常規布局太陽能無人機Fig.5 Traditional configurations of solar-powered UAVs

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

2.1 常規氣動布局及飛翼布局

常規氣動布局的優點在于氣動設計理論和方法十分成熟，技術風險低，工程可實現性好。但由于該布局利用平/垂尾進行配平和操縱，尾翼產生的配平阻力以及機身/機翼/尾翼等部件所產生的氣動干擾一定程度上犧牲了全機的氣動效率。基于該布局進一步開展增升減阻設計，其優化提升空間相對有限。

飛翼布局太陽能無人機取消了機身和尾翼，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氣動效率的理想布局形式。通常采用反彎翼型實現縱向自配平，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。飛翼布局缺點在于：①操縱舵面在縱向、航向的操縱力臂短，穩定性和操控性差；②大迎角下，縱向氣動特性變化劇烈、俯仰力矩系數曲線拐點較早，導致全機可用迎角范圍較小，操縱性與穩定性匹配設計困難；③當遭遇外部風場干擾時，全機航向、航跡相比于常規布局更加難以控制。

2.2 非常規氣動布局

除常規布局與飛翼布局外，國內外也進行了太陽能無人機新型氣動布局的探索和技術驗證，綜合公開資料來看，主要有T 構型設計、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］針對太陽能飛機氣動配平損失帶來的持續能耗問題，提出了一種T 構型太陽能飛機布局以降低配平損失。結果表明在巡航狀態下，T 構型太陽能飛機單位面積平飛需用功率比常規構型太陽能飛機減少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］）太陽能無人機氣動特性的影響。結果表明，通過合理設置螺旋槳轉速與位置，可有效利用螺旋槳滑流提升全機升阻比。

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

ApusDuo 無人機采用了前后串置翼布局（如圖8 所示），該布局前后機翼均產生氣動力，俯仰和滾轉運動由前后機翼協同完成。在2018 年10 月的首飛測試中，重點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，基于風洞試驗方法研究了不同安裝角組合下的氣動特性。結果證明串列翼布局具有增升減阻，提高升阻比的布局優勢。李廣佳等［32］數值模擬了串置翼的氣動特性，結果表明串置翼的前后機翼相對安裝角與兩者的相對安裝距離存在耦合關系。在正翼差角下，較近的水平位置有利于提高升阻比；而在負翼差角下，結果則相反。王紅波等［33］提出了鴨式布局太陽能無人機（圖9［33］），并開展了分布式螺旋槳滑流對全機氣動特性的影響分析。

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

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

美國“Odysseus”太陽能無人機（圖10［34］）采用“Z”型變形機翼的設計思路［34］，這一布局設計使全機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，機翼則伸展為大展弦比平直機翼狀態，通過降低誘導阻力減小飛行功耗。

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

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

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

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

3 螺旋槳/機翼氣動耦合設計

對于臨近空間太陽能無人機平臺的增升減阻，節能降耗，實現臨近空間螺旋槳推進效率與低雷諾數機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通常采用分布式螺旋槳推進方式，且螺旋槳相對于機翼為前拉式布置。由此帶來了螺旋槳滑流與機翼的氣動干擾問題。一方面，分布式螺旋槳滑流的加速和旋轉作用，顯著改變了機翼展向氣動載荷分布。以圖6（a）的Helios 無人機為例，其機翼大部分面積都處于螺旋槳滑流中，滑流對機翼的氣動干擾十分嚴重；另一方面，處于滑流區下游的機翼對螺旋槳也存在反向氣動干擾，使得螺旋槳最佳工作點偏離了單獨螺旋槳設計過程中的設計點。

由此可見，完全依靠傳統的翼型-機翼-干凈氣動外形這一串行的氣動設計模式，已經難以滿足臨近空間太陽能無人機越來越嚴苛的增升減阻設計要求，分布式螺旋槳與機翼的氣動干擾問題有可能抵消傳統串行氣動設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翼的氣動耦合設計，研究如何利用螺旋槳滑流的誘導作用實現螺旋槳與機翼有利的氣動耦合，進而達到增升減阻、提高巡航效率、節能降耗的目標要求，保證臨近空間無人機的持久續航和任務執行能力。

關于螺旋槳與機翼的氣動耦合研究，國內外均開展了一定的研究工作。Kroo［36］的研究結論指出螺旋槳對機翼氣動干擾影響要大于機翼對螺旋槳的影響；滑流干擾下，機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雜。Rakshith 等［37］對考慮螺旋槳滑流影響的機翼平面形狀進行了優化設計。NASA 對機翼前緣分布式螺旋槳進行了地面車載試驗，結果表明在分布式螺旋槳滑流影響下，機翼升力至少為相同條件下干凈機翼的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。其計算結果表明飛機最大升力系數可達到5.2；在相同升力下，機翼面積可減小為原來的1/3；由于機翼面積減小，摩擦阻力隨之降低，巡航升阻比可達到20。Veldhuis［40］提出了翼上螺旋槳布局，風洞試驗結果證明在螺旋槳誘導作用下，機翼能夠產生顯著的增升減阻效果。當槳盤載荷增大到一定值時，機翼能夠產生負阻力（如圖13［40］）。

圖12 分布式螺旋槳滑流對機翼的氣動干擾［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化設計。通過優化分布式螺旋槳相對機翼的安裝位置，起飛狀態下機翼升力系數提高了5.6%，阻力系數減小13.9%。王科雷等［42］基于構建分布式滑流影響下機翼近壁面理想流態的設計思路，開展了分布式螺旋槳參數設計、低雷諾數區域翼型設計以及高雷諾數區域耦合滑流影響的翼段設計（圖14［42］）。結果表明：與只通過翼型優化來改善機翼氣動性能的設計結果相比，合理利用分布式滑流影響可使機翼阻力降低8.8%，升阻比增大12.2%。

圖14 優化前后分布式推進-機翼耦合布局對比［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，提出了動力誘導增升平直雙機翼氣動構型，如圖15 所示。它綜合了常規拉力螺旋槳布局增升優勢以及翼上螺旋槳布局的減阻優勢，以期利用滑流干擾達到機翼的增升減阻。表2 對比了不同氣動構型在巡航狀態下的氣動性能。結果表明，在相同機翼面積條件下，動力誘導增升雙機翼氣動構型通過螺旋槳的抽吸加速和滑流誘導作用，能夠緩解常規拉力螺旋槳構型中滑流干擾導致機翼增升增阻，升阻比下降問題。

表2 不同氣動構型對機翼氣動力影響對比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

高空低雷諾數是臨近空間太陽能飛機的主要飛行狀態。低雷諾數下，無人機機翼、尾翼、舵面、螺旋槳等氣動部件上的層流分離問題十分突出，引起機翼氣動效率和螺旋槳推進效率降低，削弱了大展弦比太陽能無人機低誘導阻力的氣動優勢。

通常對翼型、機翼的氣動設計手段主要是從宏觀層面實現氣動性能的改善提升。而對于全機局部出現的流動分離現象，若仍然采用常規的氣動設計方法，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，以作為常規氣動設計方法的增強和補充。近些年來，流動控制技術的迅速發展為解決上述問題提供了可能。

當前流動控制技術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境來實現控制。渦流發生器是其中應用較為廣泛的一種控制方式。

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

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

除渦流發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捩，通過提高近壁面流體動量以增強抵抗逆壓梯度能力，從而緩解低雷諾數分離流動產生的 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翼尾流，發現表面凹陷結構可使尾跡區域減小50%。焦雪文等［53］的研究結果證明凹坑結構（見圖17［53］）能夠抑制低雷諾數下的層流分離，對翼型具有增升減阻的作用，當深徑比為0.25 時，升力系數增加11.16%，阻力降低19.89%。

圖17 機翼表面凹陷結構［53］Fig.17 Model of dented surface of wing［53］

被動流動控制具有使用方便，結構簡單可靠的優點。所面臨的問題在于：無法根據實際飛行狀態進行調節；控制效果容易受到流動狀態變化的影響；在非設計狀態下通產會帶來附加阻力，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對流場的控制，控制參數和控制時機可根據飛行狀態靈活調整。常見的控制方法有：吹吸氣法、零質量射流（合成射流）、協同射流、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 低雷諾數翼型，數值模擬了表面吹/吸氣層流控制方法對層流分離泡的控制規律。結果顯示吹吸氣控制能夠有效控制層流分離泡的發展，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。

合成射流又稱零質量射流，通過空腔內的激勵器以活塞或壓電膜等的規律振動實現交替吹氣，是對傳統吹吸氣方法的改進。左偉［3］在低速風洞中開展了NACA633-421 直機翼模型氣動特性試驗和流動控制研究。結果表明，采用合成射流（圖18［3］所示）對翼面層流分離泡進行主動流動控制后，機翼失速迎角推遲了11°，最大升力系數由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。結果表明，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］

隨著智能材料的發展，機翼局部蒙皮振動方法也表現出了改善低雷諾數飛行器氣動特性的潛力［57］。李冠雄等［58］采用非定常數值模擬方法研究了蒙皮振動位置、頻率、振幅對低雷諾數翼型的影響，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、振動區域寬度等參數對機翼增升減阻的影響規律。結果表明局部振動方法可使機翼阻力系數減小23%，風洞試驗也驗證了這一技術的有效性。

協同射流（Co-Flow Jet，CFJ）流動控制概念最早由Zha 和Paxton［60］提出并應用于外流翼型的研究。該方法結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，同時在后緣高壓區設置吸氣口（如圖19［61］所示），理論上能夠以較低功耗實現增升。張順磊等［61］將協同射流控制用于旋翼翼型的增升減阻，風洞試驗結果顯示：小迎角下，協同射流可顯著降低阻力系數，甚至出現負阻力現象；大迎角時，協同射流使最大升力系數提升約67.5%，失速迎角推遲近14.8°。宋超等［62］對比研究了連續型和離散型協同射流的增升減阻效果。在相同噴口動量系數下，離散型協同射流可使翼型的最大升力系數高于連續型控制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型CFJ 小35%。有力證明了離散型協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生器將周圍空氣擊穿、電離，在電勢差驅動下對機翼附近的空氣產生定向作用力，誘導周圍氣體運動，具有響應速度快、頻帶范圍寬、控制效果顯著的特點。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，試驗模型的最大升力系數增大13.2%，失速迎角推遲4°，阻力系數最大減小24.6%。陽鵬宇等［64］開展了機翼尺度效應對等離子體控制的影響研究。研究發現相同雷諾數下，機翼尺度對分離流動控制效果影響較小；隨著機翼尺度增加，單位長度內的激勵器平均功耗降低，大尺度機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，被動流動控制結構簡單可靠，對機翼和螺旋槳氣動外形影響小，增升減阻效果良好，在工程型號中得到了一定的應用。不足之處在于偏離設計狀態后，增升減阻效果迅速減弱，類似于單點優化方法。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的變化具有良好的適應性，類似于多點設計優化方法。

5 低雷諾數螺旋槳增效技術

在高空巡航階段，螺旋槳長時間工作于低雷諾數飛行狀態。低雷諾數效應將引起螺旋槳局部氣動性能嚴重惡化，整體推進效率明顯降低。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 個典型飛行狀態之間周期性循環。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下都必須擁有良好的推進性能，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鍵技術問題。

提升螺旋槳推進效率本質上仍然是二維螺旋槳翼型以及三維槳葉的增升減阻設計問題，但螺旋槳氣動設計仍具有自身的復雜性。當前，提升低雷諾數螺旋槳效率的常用方法以傳統翼型和機翼的設計優化手段為主。近些年來，隨著流動控制機理的研究深入，將流動控制技術用于臨近空間螺旋槳的增效設計逐漸引起了人們的關注。

5.1 低雷諾數螺旋槳設計優化

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

圖20 基于最大續航因子L1.5/D 和最大升阻比L/D 優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，當前螺旋槳設計與優化研究主要從翼型性能、剖面弦長分布、扭轉角分布著手開展設計工作，在臨近空間螺旋槳的設計應用上取得了較大進步，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 無人機在27 km 高度，前進比0.83 時，效率可達80%；德國宇航院所測試的臨近空間螺旋槳前進比為2 時，效率可達84%。然而對于制約螺旋槳效率進一步提升的低雷諾數流動分離問題，常規設計優化手段當前難以給出有效解決辦法。

5.2 低雷諾數螺旋槳流動控制技術

鑒于上述傳統設計方法的局限性，針對螺旋槳的流動控制技術逐漸受到國內外關注，有望成為提升螺旋槳性能的重要增強和補充手段，并與傳統氣動設計方法優勢互補，相互促進，共同構成臨近空間螺旋槳氣動增效的綜合設計方法。從國內外的發展現狀來看，現有的主動、被動流動控制技術均在螺旋槳增效設計中開展了應用研究。

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性能。測量結果表明鋸齒尾緣螺旋槳的拉力相對基準構型可提高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同射流增效方法。結果表明協同射流控制使螺旋槳翼型最大升力系數提高了60%～130%，而阻力降低100%～440%，流動分離現象明顯得到抑制（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。研究發現，雙射流中任一出口越靠近分離點位置，則對邊界層的控制效果越好；且雙射流對分離點的有效控制區域明顯大于單射流。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。結果表明雖然等離子體技術可以抑制槳葉上的分離，但對于負迎角工況的槳根和槳尖控制作用不明顯。小前進比時，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%。隨著前進比增大，其控制效果逐漸變差。

圖22 20°攻角下有/無協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 結束語

受限于太陽能電池轉換效率和儲能電池能量密度的技術限制，臨近空間太陽能無人機要實現節能降耗，增強越夜能力，保證超長航時飛行仍需依賴于無人機平臺氣動效率和螺旋槳推進效率的進一步提升。然而低雷諾數效應給上述設計目標帶來了較大的困難和挑戰。本文從翼型設計與優化、氣動布局設計、螺旋槳/機翼氣動耦合設計、流動控制技術、螺旋槳增效設計5 個方面闡述了相關技術的研究現狀，梳理了不同增升減阻技術的研究路線，分析了現有增升減阻方法的優勢與不足，總結如下：

1）低雷諾數翼型設計方面，低雷諾數效應給臨近空間太陽能無人機的氣動設計帶來了困難。低雷諾數翼型、機翼以及全機氣動布局的設計性能需綜合利用風洞試驗、數值模擬甚至飛行試驗手段相互驗證。結合太陽能無人機典型任務剖面，開展多點設計優化更適合于該類無人機的工程需求。考慮到設計、生產、試驗驗證、實際飛行中均存在不同程度的不確定性，為使設計性能與最終實際氣動性能偏差最小化，需發展考慮不確定性的低雷諾數翼型設計優化技術。

2）氣動布局研究方面，常規布局、飛翼布局已得到了工程應用，是臨近空間太陽能無人機的主要氣動布局形式。非常規新型氣動布局由于缺乏應用需求牽引，大多處于概念方案或技術探索驗證階段，因此未能結合工程實際問題系統性開展技術攻關。但新型布局潛在的氣動優勢值得深刻關注。尤其是鴨式布局、串置翼布局有望在貢獻高升阻比的同時，改善全機結構剛性問題，實現氣動/結構雙贏的效果。隨著臨近空間太陽能無人機技術的日益成熟以及應用場景的多樣化需求，采用新型氣動布局設計的臨近空間太陽能無人機平臺將成為一種發展趨勢，有必要預先開展相關的技術儲備工作。

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

4）流動控制技術可以作為常規氣動設計優化方法的重要增強和補充手段，有望與后者一起構成臨近空間太陽能無人機增升減阻的綜合設計方法。目前流動控制技術，尤其是主動流動控制大多處于技術驗證階段，在可靠性、可行性、工程實用性方面仍存在許多技術問題亟待解決。等離子體流動控制響應快，但激勵電源與能耗較高；協同射流需要引入吹吸氣裝置，對機翼外形改動較大，控制裝置較復雜；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。綜合國內外研究結果來看，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翼的最大升力系數、失速迎角。然而在小迎角范圍下，幾乎無明顯控制效果。因此，主動流動控制技術對于以小迎角持久續航的太陽能無人機而言，如何發揮其技術優勢，相關應用方式有待詳細研究。而將其應用于提升臨近空間螺旋槳的推進效率，預期會有良好的應用前景。

綜上所述，對于臨近空間太陽能無人機的增升減阻設計，現有成熟可靠的氣動設計優化方法仍是主要的解決途徑。在此基礎上，進一步發展考慮不確定性的設計優化，構建分布式螺旋槳與機翼氣動耦合干擾的多點/多目標設計優化體系，將更具有工程應用意義。流動控制技術的發展為緩解太陽能飛機、螺旋槳的低雷諾數流動問題提供了有效可行的新思路。被動流動控制技術有望在該類飛行器上率先實現工程實用化。而主動流動控制技術在未來一段時間內，仍需充分結合臨近空間太陽能飛機的應用需求，開展深入的可行性分析、探索有效的應用方式，完善與其他子系統集成的試驗驗證。以上相關技術攻關成果將為主動流動控制技術向實用化發展提供堅實的技術儲備，最終加快臨近空間太陽能無人機的能力升級。