旋翼动态失速与反流流动控制研究进展

李国强，赵鑫海，易仕和，宋奎辉，赵光银

1.国防科技大学 空天科学学院，长沙 410073

2.中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，绵阳 621000

0 引 言

直升机具有垂直起降和悬停的独特优势，在紧急医疗、抢险搜救和军事行动中能够发挥不可替代的作用。自诞生以来，直升机性能不断提升，燃油消耗水平和噪声水平持续改善，但受到旋翼气动特性限制，直升机的飞行性能不能满足高速度、大载荷的实际需求。飞行阻力显著增大是限制传统直升机高速飞行的主要因素之一，其原因在于：一方面，旋翼桨盘前行侧当地速度较大，桨叶局部位置产生激波，导致直升机功耗上升；另一方面，桨盘后行侧极易发生流动分离和反流，导致旋翼气动性能下降[1]。

反流区内流场复杂，桨叶周围流场的复杂流动和气动性能变化还会诱发一系列气动弹性耦合效应，给旋翼气动问题研究带来了严峻挑战[1]。在反流区内，叶素处于负迎角工作状态，会产生负升力，而由反流引起的流动分离等现象则会降低桨叶的气动效率，给直升机带来更大的前飞阻力，限制其飞行性能的提升[2]。在反流状态下，叶素的压力中心向几何后缘偏移，此时分离涡沿弦向流动，由此产生更强的非定常气动载荷和俯仰力矩，增大了旋翼变距拉杆的交变负载，影响旋翼的疲劳寿命和直升机的飞行安全。

为保持桨盘升力平衡，当桨叶旋转至前行侧时需减小桨距，旋转至后行侧时则需增大桨距，导致桨叶产生周期性俯仰振荡运动，桨叶易超过临界迎角发生动态失速现象，引起升力、阻力和俯仰力矩急剧变化[3]，直接威胁直升机的飞行安全。

随着直升机飞行速度包线的不断拓展，常规直升机桨叶面临的反流区影响和动态失速问题越发凸显。在高速飞行状态下，反流区的扩大和动态失速的发生不仅会降低旋翼的气动效率，还可能引发严重的桨叶动力学问题，威胁直升机飞行安全。因此，控制旋翼动态失速，提升后行侧旋翼效率，解决旋翼面临的动态失速和反流问题已经成为当前旋翼空气动力学研究的重点之一[4]。在此问题研究的基础上，采用有效的流动控制方法可以进一步提升直升机的飞行性能。

本文首先对旋翼反流区特性和动态失速的影响因素及规律进行总结，进而介绍旋翼反流和动态失速的主动/被动流动控制研究进展，并对相关流动控制方法进行总结和展望。

1 旋翼反流区与动态失速特性研究现状

反流区和动态失速区包含的流动机理复杂，相关问题已成为制约单旋翼直升机向高速领域发展的主要因素之一。为此，国内外针对旋翼动态失速和反流问题开展了一系列研究[5]。

1.1 旋翼反流区特性

直升机以一定的前进比µ（前飞速度与旋翼桨尖速度的比值）飞行时，在来流速度的叠加作用下，旋翼桨盘前行侧和后行侧桨叶相对气流速度不对称。在后行侧桨叶半径小于µR|sinψ|（如图1 所示，R 为桨叶半径，ψ为桨叶所处的方位角）的区域内，会出现气流从桨叶叶素的几何后缘流向几何前缘的现象，该现象对应的区域被称为“反流区”。旋翼反流区内流动复杂，叶素的锐几何后缘成为新的气动前缘，钝几何前缘则成为气动后缘。随着前进比µ增大，反流区的范围增大，如图1 所示（2 个不同颜色的圆圈对应不同前进比下的反流区范围）。此外，当桨叶的方位角ψ发生变化时，反流流动的速度和方向也会发生相应的改变。

图1 不同前进比对应的反流区示意图Fig.1 Reverse region with different µ

为解决固定翼战斗机在倒飞机动时机翼和操纵面上出现的反向流动问题，美国国家航空咨询委员会（National Advisory Committee for Aeronautics,NACA）最先开展了反流研究，初期研究结果表明：在反流环境中，传统翼型的压力分布受到气动前缘流动分离的显著影响。20 世纪30 年代末，Bailey 等[6]利用相机得到了旋翼桨叶表面丝线在流场作用下的运动形态，通过分析丝线的运动方向，在旋翼后行侧靠近旋转轴的部位观察到了反流。

在对UH-60A“黑鹰”直升机进行气动特性研究时，研究者观察到了反流区现象[7]，并发现反流区对变距拉杆载荷和桨叶扭转产生了显著影响。在反流状态下，翼型前缘和后缘更易发生流动分离，且阻力发散迎角和失速迎角及最大升力减小，0°迎角附近的俯仰力矩变化更为剧烈，翼型气动特性比顺流状态下更差[8]。直升机的前飞速度越快（µ越大），反流区面积与阻力系数也更大[9]，由于反流区内的升力系数为负值，旋翼消耗的功率也会增大[10]。在大前进比状态下，后行侧桨叶根部几乎不提供升力，如图2 所示。Lind 等[11]对比了锐几何后缘翼型和钝几何后缘翼型在不同雷诺数下的气动特性，发现几何后缘的钝度也会影响反流区内旋翼的气动性能。

图2 典型状态下直升机桨叶剖面阻力系数分布[10]Fig.2 Distribution of resistance coefficient of helicopter blade under typical conditions[10]

采用共轴刚性旋翼可以提高直升机前飞速度，但同时也会扩大桨盘后行侧反流区范围，导致更大的功率损耗。目前，旋翼反流问题尚无成熟可靠的解决方案。

1.2 旋翼动态失速特性

直升机在高速或机动飞行时，需要增大后行侧桨叶的桨距，以平衡前行侧和后行侧的气动力。当桨距增大时，变距拉杆载荷和桨叶扭转力矩也会急剧增大，且这种情况会随着前飞速度增大进一步恶化。桨叶迎角大于失速迎角时，吸力面会出现大范围的流动分离，进一步产生非定常气动载荷。当非定常气动载荷频率与旋翼结构的共振频率接近时，会直接加剧旋翼的结构疲劳，严重时甚至引发共振并损毁桨叶[12-13]。图3 展示了典型状态下翼型俯仰运动对升力系数CL的影响[14]。

图3 翼型俯仰运动对升力系数的影响[14]Fig.3 Effect of airfoil pitching motion on lift coefficient[14]

在桨叶迎角和来流速度的共同影响下，桨叶可能发生动态失速。与固定翼相比，旋翼动态失速的三维性更强[15]。由于桨叶相对来流的方位角是不断变化的，桨叶表面沿径向的三维流动也在不断变化，流动更为复杂，对桨叶的气动性能会产生重要影响[16]。正向来流情况下，常规翼型的失速一般最先起始于翼面中段[17]，而旋翼的动态失速受到桨叶方位角（后掠角）的影响，与常规的动态失速存在一定差异[18]。为对比不同后掠角对翼型反流气动特性的影响，Raghav 等[19]通过风洞实验证明了后掠角可以促进翼型表面附着涡诱导出附加升力。Smith 等[20]发现，后掠角能够抑制次级涡结构的产生，并延迟动态失速涡的分裂。存在后掠角时，翼型受展向流动的影响更为明显（图4），翼型表面产生了复杂的流动。此外，旋翼桨叶的动态失速还受到挥舞运动和摆振运动的影响。谢凯等[21]研究发现在非定常来流下挥舞运动对翼型动态失速的影响大于摆振运动。

图4 带后掠角翼型的表面流动[19]Fig.4 Surface flow of airfoil with sweepback angle[19]

流场参数变化也会影响旋翼动态失速特性。Critzos 等[22]在对NACA 0012 翼型开展反流实验时发现，在一定范围内，雷诺数通过影响气动前缘的边界层转捩，使翼型在0°迎角附近的升力曲线出现不连续现象。

综上所述，旋翼动态失速同时受到多物理量影响，在时间和空间上具有较大的不稳定性，与之相应的控制方法研究面临较大的挑战。

2 旋翼桨叶动态失速与反流流动控制方法

2019 年，美国空军召集40 余名行业专家，研讨了旋翼动态失速和反流问题研究面临的主要挑战，研究了对应的流动控制方法，试图为旋翼空气动力学问题找到突破口[23]。常见的流动控制方法主要分为被动流动控制方法和主动流动控制方法。被动流动控制方法稳定可靠，如优化翼型几何构型、添加表面机械结构（如安装扰流板和涡流发生器）等；主动流动控制方法需消耗一定能量，但控制效率更高，如吹气控制、等离子体控制、合成射流（Synthetic Jet,SJ）控制及后缘小翼控制等。表1 对比了6 种常见流动控制方法。下文结合反流区和动态失速流动控制需求，逐一介绍这6 种方法的研究现状。

表1 旋翼系统流动控制方法对比Table 1 Comparison of flow methods for rotor system

2.1 优化翼型几何构型

早期研究者从翼型几何构型出发，主要研究了不同翼型对反流和动态失速的作用规律和控制效果。1955 年，Critzos 等[22]研究了翼型在正向流和反向流下的气动载荷分布特性，发现反流状态下钝气动后缘的流动分离增大了翼型阻力，且反流状态下俯仰力矩对迎角的变化非常敏感。Lind 等[28]通过反流静态实验发现，翼型在3°～4°迎角范围内的阻力增大了25%，将翼型的锐几何后缘钝化为椭圆后缘后，阻力明显减小（图5 显示了后缘钝化后的翼型附近流场），为旋翼桨叶设计提供了新思路。

图5 钝后缘翼型在反流中的流动显示结果[28]Fig.5 Flow visualization of blunt tail airfoil in reverse flow[28]

Lind 等[29]开展了旋翼翼型反流实验，发现当迎角增大时，锐几何后缘翼型的分离尾迹比钝几何后缘翼型更大，翼型阻力更大。Lind 等[30]进一步研究了反流动态失速的演变及俯仰运动参数对失速的影响规律，研究表明尖锐的气动前缘会促进动态失速的发生。为改善X2 技术验证机（X2TD）反流区的流动特性[25]，研究者将直升机桨叶弦长设计得更短、根部区域的桨距设计得更小，并为桨叶设计了钝后缘翼型（图6）。这2 项改进措施使X2 验证机比上一代直升机（XH-59）拥有更强的抵抗反流区影响的能力，但降低了直升机的悬停效率[1]。相关研究结果[31]表明：采用动态前缘技术也可以有效抑制桨尖附近分离涡的生成和发展，提升旋翼升力系数和桨叶剖面法向力系数，降低扭矩系数，显著提升旋翼等效升阻比。但是，动态前缘技术较为复杂，工程实现难度较大。

图6 X2TD 和XH-59A 桨叶根部翼型对比[25]Fig.6 Comparison of propeller shank between X2TD and XH-59A[25]

近年来，研究者从仿生学观点出发，结合生物界的流体力学现象，对旋翼翼型的几何构型进行改造，以提高翼型动态失速控制能力。座头鲸在捕食过程中常需作出大曲率迹线运动[32]，此状态下鳍肢（图7）的迎角较大，很容易超过失速点。研究者认为座头鲸鳍肢的波状前缘对其敏捷运动起着关键作用。基于此现象，侯宇飞等[33]借助三维非定常数值模拟方法，研究了翼型仿生前缘（锯齿形正弦前缘）对动态失速的控制机理及运动参数对控制效果的影响。研究结果表明，锯齿形仿生前缘能够较大幅度降低翼型的俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值，且前缘波峰越大、波长越小，对阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越好。张一楠[34]模仿座头鲸的鳍肢前缘，研究了锯齿形前缘对翼型动态失速的控制效果，得到了与侯宇飞相近的结果，即改变翼型的局部几何构型可以有效控制动态失速。

图7 座头鲸鳍肢[32]Fig.7 Flipper of a humpback whale[32]

Hrynuk 等[35]模仿座头鲸鳍肢，为NACA 0012翼型设计了正弦前缘，研究了其对翼型动态失速的控制效果。研究结果揭示了仿生前缘对动态失速的控制机理：前缘凸起诱导产生的流向涡对（图8）增强了翼型边界层内的动量交换，使得波峰处的附着流动能维持到更远的下游位置，而波谷处流动分离提前。当迎角超过某临界值后，流场在空间上呈现出较强非周期性，此时控制效果减弱；当迎角保持不变时，失速沿展向分布不均匀，部分波谷位置出现局部失速涡团，而其他波谷位置保持未失速状态。局部失速区域环量的突降对高环量区产生强下洗作用，减小了该区域的有效迎角，进而抑制了失速发生。

为了更真实地模拟座头鲸鳍肢的前缘形状，Lu 等[36]在规则锯齿前缘的基础上研究了不规则前缘锯齿状仿生结构对翼型气动性能的影响，通过数值模拟证明了不规则前缘可将静态失速迎角提高30%以上。研究者也尝试从鸟类翅膀中寻找提高翼型动态气动特性的方法。吴立明等[37]提取长耳鸮、海鸥、水鸭和雀鹰等4 种鸟类翅膀40%展向截面处的型线进行重构，获得了4 种仿生翼型，研究分析了各重构翼型的动态失速特性及气动性能的差异。近年来，基于深度学习等的优化设计方法[38]也逐渐被应用于旋翼翼型改型研究。

研究者采用上述方法改造翼型前缘或后缘几何型面，在反流和动态失速状态下提升了翼型气动性能。但是，上述方法在实现反流和动态失速控制的同时，较难兼顾翼型气动力性能的综合提升（如提高升力、降低阻力等），有必要进一步深化上述方法的研究，尤其是在旋翼系统上的应用研究。

2.2 添加表面机械结构

改变翼型几何构型的方法直接破坏了原始翼型（baseline），对翼型气动特性影响比较显著。在不破坏原始翼型的前提下，可在原始翼型的前缘、后缘和翼身中部表面添加固定或半固定的机械结构，以改变边界层内外的流场参数，从而达到控制旋翼动态失速和提升反流区气动特性等目的。例如，在桨叶表面安装涡流发生器和扰流板等流动控制装置。

涡流发生器是一种运用广泛的流动控制技术，主要通过在原始翼型表面设置凸起结构来实现，如楔状涡流发生器、圆柱状涡流发生器和片状涡流发生器[39]等。涡流发生器的几何结构相对简单，稳定性较好，在控制旋翼动态失速方面具有较大潜力。Heine 等[40]在研究翼型动态失速时，分别将展向排列的3 种涡流发生器（圆柱、正向三棱柱和反向三棱柱）安装于压力面靠近驻点的区域，发现涡流发生器的形状对动态失速的控制效果存在明显影响。根据流动控制需求，涡流发生器布置位置也不尽相同。Heine 等[40]证明了布置于压力面的涡流发生器虽然几乎不影响翼型上仰阶段的升力系数，但可以显著提高翼型下俯阶段的升力系数。赵振宙等[41]在研究三角形片状涡流发生器对翼型轻失速和深失速的影响效果时也发现了类似规律：涡流发生器能够明显抑制动态失速，且下俯阶段翼型气动性能的提升效果比上仰阶段更为明显（如图9 所示，VGs 为涡流发生器）。此外，深失速和轻失速的分离程度不同，涡流发生器对深失速和轻失速工况下升力的影响也有所不同。研究表明，涡流发生器对深失速的控制效果相对较弱[42]。

图9 涡流发生器对升力系数的影响[42]Fig.9 Impact of VGs on lift coefficient[42]

赵振宙等[43]将矩形、梯形和三角形的片状涡流发生器分别安装于翼段吸力面0.2c 位置（c 为翼型弦长），研究涡流发生器形状及尺度对动态失速控制效果的影响。结果表明，前缘更高的涡流发生器抑制流动分离的效果更好，提升翼型气动性能的效果也更好：前缘高度为5 mm 的涡流发生器产生的平均升力提升效果比前缘高度为 51.25 mm 的涡流发生器高9.1%。涡流发生器的前缘高度增大后，产生的流向涡能够夹带更为充沛的能量，更利于边界层内外流的掺混，使更多的能量传递至边界层内，增强边界层抵抗逆压梯度的能力，进而更好地抑制上翼面流动分离并有效提升翼段气动性能。De Tavernier 等[44]在翼型0.3c 处分别安装了如图10 所示的2 种三角形片状涡流发生器（高度比3∶2，高度与当地边界层厚度相当）并对比研究了两者的控制效果，发现了与赵振宙研究结果类似的规律：更高的涡流发生器能将更多动量带入低速边界层中，使得边界层抵抗逆压梯度的能力增强，从而延迟动态失速的发生。但是，尺度更大的涡流发生器会带来更多的附加阻力，增大旋翼系统的能耗，不利于直升机的高速飞行。

图10 2 种规格的片状涡流发生器阵列[44]Fig.10 Two arrays of VGs[44]

涡流发生器的尺度相对于翼型较小，主要影响边界层能量分布，从而达到控制旋翼动态失速的效果。其他机械控制结构的尺度则相对较大。例如，扰流板的尺度通常为数倍或数十倍边界层厚度，这类结构在影响边界层能量分布的同时还会影响边界层外的流动[45]。Kaufmann 等[46]利用数值模拟方法研究了长度均为0.1c、位于吸力面3 个不同流向位置（0.1c、0.4c 和0.7c）的扰流板对动态失速的控制作用（典型流场如图11 所示），该扰流板可绕其上游端线作周期旋转振荡运动。研究表明：该扰流板可减小俯仰力矩约34%，同时提高下俯阶段的升力；安装于0.4c 处扰流板的动态失速控制效果最好，但缺少试验数据支撑，最优安装位置尚不明确。余海洋等[47]对安装于吸力面0.6c 处的扰流板施加振荡控制，使翼型下俯阶段的平均升力提高了7%、俯仰力矩峰值降低了20%，证明了振荡的扰流板对翼型动态失速具有一定控制效果，同时也说明主动控制方法更有潜力成为控制旋翼动态失速的有效手段。

图11 带扰流板的翼型[46]Fig.11 Airfoil with spoiler[46]

李春团队研究了翼型吸力面后缘[48]和压力面后缘[49]扰流板对动态失速的控制效果。研究结果表明，不论在吸力面还是在压力面，合理运用扰流板都能够有效控制流动分离，延迟动态失速的发生。

上述对扰流板控制效果的研究主要基于数值模拟方法。为进一步验证扰流板装置的实用性，Opitz等[50]设计了扰流板地面实验装置。虽然暂未给出具体风洞实验数据，但Opitz 等认为受限于翼型有限的内部空间，扰流板无法实现和数值模拟一样的控制效果（扰流板打开过程中存在时间延迟，关闭状态的扰流板和模型表面存在狭缝）。此外，扰流板铰链处承受的力矩较大，应结合实际应用需求，综合考虑扰流板在静止和运动状态下的结构强度，进一步优化设计。向斌等[51]提出了一种可从翼身伸出的扰流板，伸出长度可调节，结构强度可靠，可将最大升力系数提高23.2%。类似研究也证实该装置可控制动态失速引起的流动分离和涡脱落[52]。但是，该扰流板的角度无法调节，很难进一步提高控制效率。

张馨艺等[53]在吸力面不同位置设计了不同几何参数的凹腔，凹腔底面具有可沿流向运动的壁面，利用该运动壁面向边界层注入动量，提高边界层抵抗逆压梯度的能力。数值模拟研究验证了该结构控制动态失速的效果，升阻比最大提高了57.1%。研究结果显示其控制动态失速的能效比优于传统射流控制方法。但是，该运动壁面结构较为复杂，很难应用于旋翼系统。因此，在实际应用中的控制效果尚不明确，仍需开展进一步研究。

在原始翼型上添加机械装置，可起到控制动态失速的作用。机械装置的相对尺度和安装位置对流动控制效果存在影响，物理尺寸较大的机械装置会给翼型带来更多“废阻”。旋翼桨叶内部空间有限，部分控制装置机械结构复杂，实现难度较大。此外，该类方法在反流区内的控制效果仍有待进一步研究。

2.3 吹气控制

吹气控制是利用高能气体向翼面附近流场注入能量，从而达到流动控制的目的。20 世纪60 年代，研究者利用吹气控制成功提升了固定翼飞行器的升力[54]。20 世纪末，美国阿姆斯研究中心开展了最早的俯仰振荡翼型吹气流动控制[55]研究，得到了3 种工况下吹气流量和吹气控制效果的关系。吹气控制主要受吹气位置、吹气孔出口形状和吹气流动参数（主要包括吹气的质量流率、速度和压力）的影响。

Cheeseman 和Seed[56]认为吹气控制技术比表面机械控制装置具有更大优势（如，在控制动态失速涡生成的同时不会引入额外的“废阻”），应用于旋翼系统的潜力更大。考虑到切向吹气的方法需要更高的吹气量[57]，Singh 等[58]研究了沿展向排列的斜向吹气阵列对旋翼后行侧桨叶动态失速的控制效果，发现布置于翼型前缘的吹气阵列能有效控制动态失速涡的生成，使俯仰力矩系数降低20%左右，但Singh等未能给出最优吹气阵列布置位置。

Seifert 等[59]在静态失速实验中研究了襟翼前缘狭缝吹气的流动控制效果（图12），结果表明：在固定吹气量条件下，正弦周期振荡吹气的控制效率比定常吹气更高，可将最大失速迎角提高4°。Nishri 等[60]获得了上述条件下抑制流动分离和促使流动再附的最优无量纲吹气频率，分别为F+≈ 1 和3 < F+< 4（F+与吹气频率、来流速度有关），但周期吹气对动态失速的控制效果还有待进一步验证。

图12 襟翼处狭缝吹气示意图[59]Fig.12 Schematic of flap blowing slot[59]

Gardner 等[61]研究了定常吹气孔阵列（图13）对旋翼翼型深失速的控制效果。吹气孔直径为0.01c，以0.067c 的间距沿展向分布于吸力面0.1c 处，供气总压范围为100～1 000 kPa（干燥空气）。每个吹气孔由单独的电磁阀控制，最高控制频率为500 Hz。研究结果证实了存在最优的吹气孔分布间距，且供气压力也存在一上限值，超过该上限值后，控制效果不再明显提升。该系统对气源压力要求较高（高达几百kPa），常规供气系统很难在真实飞行条件下为该系统提供持续恒定的高压空气。Gardner 等进一步研究了周期振荡吹气的控制效果，研究结果表明：周期振荡吹气可将俯仰力矩峰值降低65%；在4 种无量纲吹气频率中，F+=0.99 对应的振荡吹气控制效果相对最好[62]；由于实验数据不够丰富，暂时无法确定最优无量纲吹气频率。Gardner 等还指出，在深失速状态下，振荡吹气的能效比相对定常吹气较低。

图13 沿展向排列的吹气孔阵列[61]Fig.13 Array of blowing holes along the spanwise direction[61]

研究发现，吹气参数对吹气控制的效果存在影响。Müller-Vahl 等[63]在研究狭缝吹气控制时指出，吹气速度应大于边界层最大速度，否则前缘吹气控制可能会加速前缘分离。吹气孔/缝的位置也会影响流动控制效果[64]。Matalanis 等[65]指出，最优吹气控制位置在吸力面0.1c 附近，且该位置不会受到来流速度的显著影响（马赫数在0.1～0.4 之间）。

为探索新的气源供给方式，Crittenden 等[66]利用风洞实验研究了以燃烧室供气的吹气控制方法。该方法在微小的燃烧腔内点燃空气和燃料的混合物，利用计算机控制点火频率和燃料供给速率，将化学能转化为气体的动能和内能，实现周期振荡吹气控制。采用该方法产生的气流具有较高压力（最高可达5 倍环境压力），且无需额外的高压系统，在一定程度上减轻了流动控制系统的整体重量。

在前缘采用吹气控制的基础上，Zha 等[67]提出了协同射流（Co-Flow Jet,CFJ）方法，并通过静态实验验证了其控制失速的能力：可将最大升力系数提高1.8 倍，最大失速迎角提高2°。图14 为协同射流结构简图。压气系统从吸力面后缘收集气体，并将高压气体从前缘狭缝处喷出。压气系统可由外部高/低压气源[68]构成，也可以是内部的增压泵等[69]。

图14 协同射流结构简图[67]Fig.14 Schematic of CFJ[67]

协同射流技术已被证实能够抑制由激波诱导产生的动态失速[70]。Liu 等[71]在直升机桨叶吸力面后缘设置吸气装置，利用数值模拟研究了旋翼桨叶不同径向位置的气动特性。图15 为协同射流控制系统简图。控制系统布置于翼梢附近，能够在翼面产生负压，并有效提高前行侧和后行侧桨叶的升力和动量系数，提高桨叶推力。但是，协同射流供气系统结构复杂，在实际应用中很难在桨叶内部安装满足流动控制需求的供气系统[72]。此外，改进气源方案（特别是射流压力），进一步提高射流速度，也是协同射流技术研究中亟待解决的关键问题[14]。

图15 布置于翼梢附近的协同射流控制系统[71]Fig.15 CFJ near the wing tip[71]

吹气控制方法的控制效率较易受到复杂的结构和气源系统的限制。例如，传统的压气机和风扇系统很难提供较高压力；高压储气罐供气方式很难提供持续的流量供给；采用携带压气机的方式，则会增大直升机整体功率消耗。

2.4 等离子体控制

等离子体气动激励是被广泛研究的主动流动控制技术，能够改变边界层物理参数，从而达到控制流动的效果[73]。图16 为一种典型表面介质阻挡放电等离子体激励器（Surface Dielectric Barrier Discharge,SDBD）的结构简图。激励器由2 个平行电极（暴露电极和植入电极）和介质膜组成。当向2 个电极间施加高频高压周期信号时，裸露电极周围会产生等离子体，在激励器上方非对称电场作用下形成体积力，并诱导出指向植入电极的壁面射流[74-75]。张鑫等[76]发现了“等离子体激励器诱导声流”这一新现象，并首次提出了声激励机制。等离子体激励器通过诱导射流与声流产生的扰动，可以有效抑制前缘流动分离，延迟动态失速，同时还可以促进再附过程，从而使升力系数回升提前，减小动态失速影响的范围，改善失速全过程的气动特性。李国强等[77]针对动态失速引起的翼型气动性能恶化问题，研究了等离子体激励器对翼型动态失速的控制效果，证实了等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速、改善平均气动力、减小气动力随迎角变化的迟滞区域、提高翼型气动效率。

图16 交流等离子体激励器结构示意图[77]Fig.16 Schematic of AC-DBD[77]

等离子体激励器的控制效果受到流场参数和激励信号的共同影响[78]。Clifford 等[79]使用等离子体激励器对翼型进行了反流控制实验，结果表明迎角会影响等离子体激励器的控制效果：迎角为0°时，翼型尾流表现为钝体尾流；迎角为15°时，吸力面流动完全分离，流场表现高度不对称。该结果证明了等离子体具有应用于旋翼反流区控制的潜力。

Sosa 等[80]研究了不同激励电压、频率对等离子体激励器控制效果的影响（激励电压频率范围1～1 000 Hz，高低电平时长一致）。研究表明，周期性激励信号控制的等离子体激励器能效比更高，且最优无量纲频率小于1。在中等失速状态下，脉冲化非定常激励的流动控制效果始终优于定常激励。但是，在过失速及折算频率较高的极端恶劣状态下，等离子体激励器的控制效果则不够理想。Post 等[81]研究了持续交流信号和间歇交流信号等离子体激励器对翼型前缘分离及动态失速涡的控制效果，通过调节控制电压实现了激励器的闭环控制。研究结果显示：在迎角较小的状态下，持续交流电压的激励更有利于提高翼型的升力；在翼型上仰阶段，宜选取频率较高的激励电压（80 Hz），在翼型下俯阶段，选取频率较低的激励电压（20 Hz）可达到更好的效果。不同激励信号对比结果显示，闭环控制、间歇交流激励和持续交流激励对应的最大升力增量分别为12.6%、10.1%和5.4%。这证明等离子体激励器的控制参数对其控制旋翼反流和动态失速的效果具有重要影响。

交流等离子体激励器（AC-DBD）[82]和纳秒脉冲等离子体激励器（Nanosecond Pulses Dielectric Barrier Discharge,NS-DBD）[83]是2 种常见等离子体激励器，主要区别在于激励信号的幅值规律不同，如图17 所示。AC-DBD 和NS-DBD 都能在流场中产生压缩波和诱导射流，随之产生的压力和动量变化能够延迟流动分离。相比而言，NS-DBD 的流动控制效果更好。这是因为当NS-DBD 放电时，等离子体层附近迅速堆积大量热量，NS-DBD 表面空气被快速加热，部分受热空气沿翼型表面向下游传递，从而使得NS-DBD 激励器对边界层的影响范围更广，如图17（b）所示。

图17 AC-DBD 和NS-DBD 示意图[84]Fig.17 AC-DBD and NS-DBD[84]

以上研究表明，等离子体激励器能够有效控制翼型动态失速，提高翼型升阻比，其控制效果主要受激励信号和安装位置的影响。等离子体激励器具有应用于旋翼系统的巨大潜力，但其在旋翼反流区中的控制效果及能效比问题[85]仍待深入研究。

2.5 合成射流控制

合成射流是一种“零质量射流”控制技术，无需气源即可产生与射流近似的流动控制效果，且对翼型型面破坏较小，产生“废阻”也较少。Glezer 等[86]最早研制出了合成射流激励器。合成射流激励器主要由开孔（或开缝）激励器腔体和振动部件（图18 右图下方黑色部件）组成。振动部件是激励器核心部件，它将输入的电能转化为振动膜的动能，振动膜作用于腔体内气体，将能量转化为气体动能，最终以射流形式作用于翼型表面流场[87]。除了振动膜，其他形式的激励也可作为激励源，为腔体内气体提供能量[88]。合成射流最早被应用于翼型静态失速控制研究[89]，研究表明该技术可以抑制大迎角状态下翼型表面流动分离[90]，延迟失速发生[91]。之后，该技术被进一步证实可用于翼型动态失速控制[92]。因此，合成射流技术也具有控制旋翼反流和动态失速的潜力。

图18 合成射流激励器示意图[89]Fig.18 Schematic of synthetic jet[89]

合成射流激励器的工作状态主要以2 个参数表示：合成射流的激励频率和动量系数。激励频率通常以无量纲化的激励频率F+表示：

式中：f 为激励信号频率，xte为激励器至翼型后缘的距离，u∞为来流速度。合成射流的动量系数定义如下：

式中：ρjet和ρ∞分别为合成射流密度和来流密度，h 为射流出口宽度，ujet为射流速度，c 为弦长。

无量纲激励频率对合成射流激励器的控制效果存在显著影响。招启军等[93]通过合成射流控制实验发现，F+=0.5 时翼型升力系数最大，F+=1 或F+=2 时翼型的阻力系数最小。Amitay 等[94]观察到激励频率F+会影响合成射流的控制效果。相关研究结果[95]表明，合成射流在0.5 < F+< 5 时的控制效果较好。Ma 等[96]结合风洞实验数据得出结论：合成射流激励器能够控制动态失速，但是当翼型处于前飞状态时，其消耗功率比悬停状态下更高；翼型迎角进一步增大时，需要更大的射流动量系数才能达到预期的控制效果。

合成射流的控制效果也会受到射流出口位置的影响。Zhao 等[97]利用数值模拟方法研究了合成射流参数对翼型动态失速特性的影响，指出位于气流分离点附近的合成射流激励器对翼型动态失速的控制效果更好，这与静态失速状态下得到的最优布置位置[98]接近。史勇杰等[99]在研究射流位置对动态失速控制效果的影响时发现，“射流出口最优位置在气流分离点附近”的结论更适用于由逆压梯度引起的轻度失速情况，在深度失速情况下，射流出口位于分离点下游附近区域时可以起到更好的动态失速控制效果。胡智[100]研究了合成射流在静态和动态迎角状态下对翼型的控制效果，研究结果证明了切向合成射流的控制效率相对更高。Kim等[101]通过数值模拟方法研究了合成射流出口与壁面夹角对控制效果的影响，发现夹角较小时控制效果较好（22°夹角的切向合成射流可将最大升力系数提高约7.5%）。其原因在于：夹角较小时，激励器能够向边界层注入更多动量，提高边界层抵抗逆压梯度的能力，从而有效控制翼型的动态失速。该结论与翼型静态失速研究中得到的结论一致[102]。

Lee 等[103]对比研究了基于迎角和表面压力的合成射流开环/闭环控制技术，提出的PID 控制方法能够在不同迎角下改变合成射流强度，有效控制吸力面的流动分离（如图19 所示），显著提高合成射流激励器的能效比。

图19 合成射流作用下的翼型表面丝线流动显示结果[103]Fig.19 Surface flow visualization of airfoil under the control of synthetic jet[103]

近年来，采用双腔体技术（图20）的合成双射流激励器[104]克服了压载失效带来的环境适应性问题，具有可控频率倍增特性及特有的矢量功能。与单腔合成射流相比，合成双射流激励器能更有效地提高失速迎角和最大升力系数[105]，且具有更高的能效比，在控制旋翼动态失速等方面具有更大潜能。

综上所述，合成射流激励器对动态失速的控制效果主要受到射流的动量系数、激励频率、出口位置和出口角度的影响。合成射流技术在大迎角状态下的能耗比较低，截至目前，研究工作主要围绕如何提高合成射流激励器的控制效率和能效比开展。合成射流技术对旋翼反流的控制效果尚不明确，仍需开展深入研究。

2.6 后缘小翼控制

后缘小翼控制技术，是在原始翼型的基础上改变翼型后缘的角度和形状，形成对翼型气动特性的控制。根据后缘小翼是否消耗能量，可将后缘小翼控制技术分为被动式后缘小翼控制技术和主动式后缘小翼控制技术。

被动式后缘小翼控制技术以固定角度的后缘偏转达到流动控制目的[106]（被动式后缘小翼如图21 所示）。后缘向上偏转后，翼型在反流区内的升阻比可得到一定程度提升。Jacobellis 等[107]通过风洞实验和数值模拟研究发现，将翼型几何后缘向上平滑偏转一定角度后，翼型在反流中的阻力可减小约50%，这对降低反流区旋翼的阻力具有重要作用。进一步研究发现，偏转的后缘能减少分离气泡及其带来的扰动，从而降低俯仰力矩系数曲线的迟滞[108]（图22）。欧阳炎等[109]通过动态研究发现，平滑偏转的刚性后缘小翼产生的阻力系数和俯仰力矩系数相对于刚性偏转的后缘小翼更小。由此可见，后缘小翼几何参数对其控制效果具有重要影响。

图21 固定偏转角度的后缘小翼[107]Fig.21 Trailing winglet with fixed defection angle[107]

图22 后缘小翼对俯仰力矩系数的影响（红色实线：带控制）[107]Fig.22 Pitching moment change by trailing winglet (red solid line)[107]

Ko 等[110]通过静/动态实验研究了平滑偏转的几何后缘对反流区内翼段的控制效果。在翼段静态实验中发现，平滑偏转的后缘能显著降低分离区面积和尾流强度，并大幅降低翼段的阻力、俯仰力矩和部分负升力。此外，还证明了偏转的后缘能显著降低迟滞环和非定常气动载荷。基于Ko 的研究结果，Nelson 等[111]进一步研究了存在后掠角时（此时存在展向流动）后缘小翼对反流的控制效果（对应的翼型表面流线分布如图23 所示），发现后掠角导致最大升力系数下降了4.5%～13.0%，但后缘小翼仍能够在一定程度上降低俯仰力矩和负升力。

图23 20°后掠角翼型表面流线[111]Fig.23 Surface flow of airfoil with 20° sweepback angle[111]

将后缘小翼控制技术与其他控制技术结合，能够起到更好的流动控制效果。马奕扬等[112]结合后缘小翼控制技术与合成射流控制技术，较好地控制了翼型的动态失速，同时将后行侧最大升力系数提高了约35%。Dai 等[113]结合后缘小翼和下垂前缘技术，提高了旋翼控制动态失速的能力。

被动式后缘小翼的偏转角始终保持固定，而流场状态和旋翼桨叶的方位角是不断变化的。因此，被动式后缘小翼能否兼顾桨盘前行侧和后行侧的气动性能需求，有待进一步研究。

与被动式后缘小翼控制技术相比，主动式后缘小翼控制技术可实时改变小翼偏转角度，研究表明其抑制振动和噪声及改善旋翼气动性能等具有显著优势，应用前景较好。主动式后缘小翼控制技术最早可追溯至1923 年Pateras[114]提出的一项直升机专利。其后，Kaman 公司将其应用于K-125 直升机设计方案，但该方案受驱动装置限制而发展缓慢，直至21 世纪初该技术才得到一定完善，并衍生出以电控旋翼（Electrically Controlled Rotor,ECR）[115]、主动控制后缘小翼（Active Control Flap,ACF）和智能旋翼技术（Smart Rotor Technology,SRT）[116]等为代表的旋翼控制技术。但上述研究的主要目的是对桨距、振动和噪声进行主动控制，对旋翼动态失速和反流控制效果的应用研究较为缺乏。

主动式后缘小翼的控制效果主要受到小翼运动状态的影响，如小翼绕旋转轴运动的振荡频率和幅值（最大旋转角度），以及小翼与主翼的相位差等。Krzysiak 等[117]研究了带主动后缘小翼的翼型在正向流中的非定常气动力特性（该小翼可绕固定轴作俯仰运动，如图24 所示），发现翼型的升力和俯仰力矩曲线形状与翼型和小翼的相位差有关。因此，可以通过调节小翼和翼型的相位差来提高小翼的控制效率，从而更精确地控制翼型在俯仰振荡状态下的气动力。

图24 带后缘小翼的模型[117]Fig.24 Airfoil with active trailing winglet[117]

在Krzysiak 研究工作的基础上，Gerontakos[118]和Lee[119]等基于NACA 0015 翼型研究了正向流中以脉冲形式振荡的后缘小翼对主翼气动载荷的影响（图25）。研究结果显示：当小翼以较大速率从翼型平衡迎角附近开始偏转时，翼型的负俯仰力矩明显改善；翼型的升力系数随着偏转速率的提升及小翼开始偏转时机的滞后而下降。通过分析主翼和小翼在不同振荡状态下对应的气动力数据，改进了小翼控制策略，提高了主动后缘小翼的控制效率。

图25 翼型和小翼偏转角控制方式[118]Fig.25 Controlling strategy of airfoil and trailing winglet[118]

Lee 等[119]在正向流中研究了以正弦形式振荡的后缘小翼，分析了不同参数（偏转相位差、偏转幅值和振荡频率等）对翼型气动载荷的影响。研究结果显示：翼型前缘涡的形成和脱落基本不受后缘小翼影响，但前缘涡的低压特征会受到小翼偏转的影响，小翼偏转越滞后，前缘涡强度变化越大。王进等[120]采用Theodorsen 理论分析方法研究了后缘小翼、主翼在正向流中一起振荡时的气动力特性，发现偏转角不同的小翼对力矩特性的影响大于对升力特性的影响，需根据不同的应用需求调整小翼的振荡模式。马奕扬等[121]利用数值模拟方法研究了在正向流中以正弦形式振荡的小翼，并分析了小翼振荡参数对翼型动态失速的控制效果，发现通过调节后缘小翼的相对运动频率，可将最大阻力系数和最大力矩系数分别降低19%和27%。

马奕扬和招启军[122]进一步研究了后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理，分析了相关控制参数。发现后缘小翼可进一步提升旋翼前行侧的升力潜能，同时降低后行侧动态失速过程中的阻力和扭矩。在相同的旋翼拉力下，后缘小翼可将旋翼的阻力系数和扭矩系数分别降低17%和29%，并将升阻比提高14%。胡志远等[123]利用数值模拟方法研究了主动后缘小翼对后缘涡的控制特性，发现增大后缘小翼摆动频率和幅度能够加快后缘涡产生的速度和强度。Barrio 等[124]通过压力传感器信号获取翼型实时失速情况，从而精确控制后缘小翼的运动形态，进一步提高了后缘小翼的控制效率。Samara 等[125]在研究动态失速导致的负载波动问题时发现，当后缘小翼与翼型运动的相位差为π/2 时，升力和力矩系数的功率谱幅值分别下降26%和24%。由于应用需求、翼型和来流状态不同，Samara 等得到的最优相位差（π/2）并不完全适用于其他翼型或旋翼系统。

后缘小翼的控制效果受到几何构型的影响。Hassan 等[9]在正向流中开展了带后缘小翼的翼型风洞实验，发现小翼偏置尺寸对翼型的俯仰力矩和阻力有显著影响。刘洋等[126]在研究后缘小翼结构参数时发现，小翼和翼型之间的缝隙及小翼前缘相对翼型的凸起都会影响翼型气动性能，当缝隙宽度大于2%弦长后，后缘小翼很难再起到控制失速的作用。

常见的后缘小翼绕固定轴旋转，由于结构的限制，会明显破坏翼型的气动外形，带来额外“废阻”，限制后缘小翼的控制效率。相比而言，光滑偏转的后缘小翼产生的“废阻”更少[127]。Woods 等[128]提出了一种主动式鱼骨形装置（Fishbone Active Camber,FishBAC），如图26 所示。该装置可以连续平滑偏转，从而维持翼面的流线型。风洞实验结果证实该装置比传统后缘小翼具有更高的气动效率。

图26 鱼骨形机翼[128]Fig.26 Fishbone airfoil[128]

Kumar 等[129]使用鱼骨形装置在BO105 直升机上开展了主动控制实验，控制输入达到4 阶旋翼谐波频率，并成功将桨毂振动水平降低了50%，验证了鱼骨形装置用于旋翼主动控制的可行性，对开展反流流动分离和动态失速的主动控制研究具有一定借鉴意义。Rivero 等[130]使用鱼骨形装置（图27）开展了翼型流动控制研究，在正向流中对比了鱼骨形装置与传统后缘小翼的控制效果。研究结果表明：鱼骨形装置对升力系数的贡献与传统后缘小翼相当，但其在减阻方面具有更大优势（能够比传统小翼高一个数量级）。

在正向流状态下，后缘小翼主要影响翼型气动后缘附近的流动特性[131]；在反向流状态下，后缘小翼的作用效果会扩大至气动前缘。主动式后缘小翼的控制效果更好，但其控制效果受到自身几何参数和运动形态的影响，需进一步研究相关控制策略。鱼骨形后缘小翼能在一定程度上避免传统后缘小翼结构缺陷带来的气动性能干扰问题，现有的反流被动控制研究结果也表明平滑偏转的后缘小翼具有更高的控制效率，但该装置对旋翼反流的控制效果仍需开展深入研究。

3 结论与展望

本文总结了旋翼反流区气动特性及桨叶动态失速特性，从被动流动控制和主动流动控制这2 个方面归纳了优化翼型几何构型、添加表面机械结构、吹气控制、等离子体控制、合成射流控制和后缘小翼控制对旋翼反流和动态失速的控制效果及影响因素。

从目前研究进展来看，旋翼空气动力学问题涵盖的流动机理复杂、影响因素极其繁杂，该研究领域仍然面临巨大挑战。被动流动控制方法具有稳定性好、结构简单、无能耗等优点，但部分被动流动控制方法对翼面的几何外形影响较大，产生“废阻”较多。旋翼空气动力学问题具有很强的非定常特性，当桨叶的姿态或来流状态发生变化时，被动流动控制方法的控制效率会降低。因此，被动流动控制方法很难成为旋翼动态失速和反流控制的高效手段。

主动流动控制方法参数可调，具有更高的控制效率，具备成为复杂飞行状态下旋翼流动控制手段的潜力，但目前主动流动控制方法存在一些难点，需要开展进一步研究，例如，吹气控制方法对气源的要求较高，不论是在桨叶内部安装小型压气装置还是连接桨叶外部的高压供气管路，都对旋翼结构强度和工程可行性提出了严苛的要求；等离子体激励器在复杂旋翼气动环境下的控制效果仍需深入研究，其能效比问题也需重点关注；合成射流控制技术虽然能降低气源带来的工程实现难度，但其抗恶劣环境的能力和实际应用效果等尚不明晰。相比而言，后缘小翼控制方法兼具被动流动控制的可靠性和主动流动控制的可控性，在控制旋翼动态失速和解决反流区问题等方面具有较好前景。

在未来研究中，流动控制技术可为旋翼反流和动态失速提供新的解决思路。根据旋翼非定常空气动力学特点，应更加重视主动流动控制技术的研究，重点关注主动控制技术的稳定性、控制效率和工程实现难易程度。经过对比分析，本文认为后缘小翼等电控机械结构具有很好的发展前景。后缘小翼主要绕轴旋转或变形偏转（鱼骨形后缘小翼），其机械结构比扰流板等更简单，系统复杂程度比射流系统更低，极端环境生存能力比合成射流和等离子体更强。在固定偏转后缘小翼的基础上，鱼骨形后缘小翼有望进一步提高反流区和动态失速的控制能力。此外，针对多种控制方法相结合的高效控制技术，还应开展控制效果、参数影响规律、控制机理及智能化自适应控制策略等问题的深入研究。