大迎角前体涡控制方法综述

翟 建, 张伟伟, 王焕玲

(1.西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室, 陕西 西安 710072;2.中国科学院力学研究所 高温气体动力学国家重点实验室, 北京 100190)



大迎角前体涡控制方法综述

翟 建1,2, 张伟伟1,*, 王焕玲1,2

(1.西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室, 陕西 西安 710072;2.中国科学院力学研究所 高温气体动力学国家重点实验室, 北京 100190)

大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中，偏航控制能力严重下降。同时，背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布，从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力，并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩，在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中，被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等；主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中，涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力，具有一定的工程应用价值。最后，对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。

大迎角；细长体；前体涡控制；侧向力；非对称涡；偏航控制

0 引 言

为了获得战术上的优势，世界各国在现代战斗机和战术导弹的研发过程中，都将机动性和敏捷性列为设计中的重要技术指标。而提高飞行器的机动性和敏捷性很大程度上依赖于大迎角飞行性能的改善。

大迎角下，非对称涡突然出现在飞行器背风部，使得流场变得非常复杂。这种现象由Allen和Perkins[1]在20世纪50年代发现，但直到20世纪70年代末，才被研究人员逐渐重视[2-3]。非对称涡出现后，飞行器的稳定性和操纵性急剧变化。同时，常规的气动控制机构在机身或弹身尾涡的影响下变得效率很低。

a.前体涡流动特点

细长体背涡随迎角有明显的变化规律[4]。图1给出了细长体流场的四种典型流态：1) 附着流动(0°≤α<15°)，细长体轴向流动占主导，横向流动是定常的；2)对称涡流(15°≤α<30°)，流动开始出现分离，细长体背风面出现一对对称涡，流动仍为定常；3)非对称涡流(30°≤α<65°)，非对称涡开始出现在细长体背风侧，诱导出较大的侧向力；4)非定常湍流尾迹(65°≤α<90°)，细长体背风侧开始出现类卡门涡街涡脱落现象，时均侧向力显著减小[5]。

图1 迎角对细长体背风流场的影响[4]Fig.1 Effect of angle of attack on leeside flowfield[4]

b.前体非对称涡的产生机制

目前，前体非对称涡的产生机制主要存在两种观点。一种认为背涡的不对称由旋成体两侧边界层转捩点以及分离点不对称引起，即由对流不稳定引起。这一观点得到Fagley等[6]的认同。他们认为模型上的微小几何不对称或者流场中的微扰动经对流不稳定放大后，使得流场从对称涡状态变为非对称涡状态。这种现象导致细长体背风侧左舷或者右舷的涡脱离前体表面，并使表面压力系数分布出现较大的非对称性。但Keener等[7]分析大迎角细长体非对称涡产生的原因时，指出边界层不对称分离并不是非对称涡形成的必要条件。之后Levy等[8]提出背涡的不对称是由流动的空间不稳定性引起，即由绝对不稳定引起。Cai等[9]对细长圆锥翼身组合体进行稳定性分析后支持此观点。

此外，Bernhardt等[10-11]指出对流不稳定和绝对不稳定与迎角相关。风洞实验结果表明，迎角为45°时，实验模型的背涡流场是对流不稳定的。细长体侧向力与扰动的强度成比例。而且，扰动去除后，流动回到初始状态。但迎角为55°时，背涡流场为全局不稳定流场，涡系清楚地表现出双稳态的特征，即在没有扰动(不包括模型几何不对称)时，流场存在两个稳定的流态。

c.前体涡控制的优势

细长体大迎角侧向力控制最早开始于20世纪70年代末期。Skow等[2]和Peake等[3]利用前体喷气技术分别对F-5战斗机和细长圆锥体的前体背涡进行了初步研究。到了20世纪80年代中期，研究人员开始着重关注这一领域，发展了大量控制方法。

前体涡控制(Forebody Vortex Control, FVC)的目的是系统地操纵前体旋涡，提供偏航控制力矩，弥补甚至代替大迎角下传统舵面降低的控制力距，如图2所示。

图2 大迎角下常规舵面的偏航控制力损失图[12]Fig.2 Typical loss of yaw control power at high angle of attack[12]

前体涡控制的优势有，提供偏航鲁棒操纵、主动增加方向稳定性、主动增加大迎角偏航/滚转阻尼，而且有可能缩小垂直尾翼和舵面的尺寸，节省重量并且降低雷达可探测性[12]。与垂尾相比，前体控制装置一般很小，对安装区域的尺寸和重量等要求非常小。而且现代战斗机和战术导弹细长的前体为侧向力提供了较长的力臂，增强了偏航控制效果[13]。此外，Wang等[14]指出大迎角流动控制机构越靠近细长体顶点越有效。大迎角时，细长体顶点附近的两个旋涡的存在加强了控制效果。

前体涡控制方法可以分为被动控制方法和主动控制方法两类。被动控制方法在控制的过程中不需要持续的能量输入，结构简单，但一般只能针对某一特定状态进行控制，在其它状态下，控制效率降低甚至反效。主动控制方法在控制的过程中需要持续的能量输入，可以对不同状态进行优化控制，但一般机构比较复杂，需要付出较大的重量代价。

另外，从扰动源对流场的激励是否为定常，还可以将前体涡控制方法分为静态控制方法和动态控制方法。静态控制方法产生定常激励，动态控制方法产生非定常激励。

1 被动控制方法

被动控制方法包括：边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、头部钝化、自激振荡旗帜和涡流发生器等。

1.1 边界层转捩带

早在20世纪80年代 Lamont[15]就通过风洞实验研究了雷诺数对尖拱细长体的影响。实验结果如图3所示，随着雷诺数的增加，边界层依次表现出层流、转捩和完全湍流分离；同时，侧向力表现出先减小后增大至初始值的变化特性，即在层流和湍流分离下侧向力的值较大，但在转捩雷诺数范围内侧向力会很小。

图3 侧向力系数随雷诺数变化图15]Fig.3 Variation of overall side force with Re[15]

基于上述机理，Ma等[16]提出一种人工边界层转捩技术，它通过使边界层由层流分离转变为转捩分离，最终达到影响非对称涡系的目的。风洞实验结果表明：迎角为40°时，粗糙转捩带对非对称涡的影响效果取决于它被布置在高位涡一侧还是在低位涡一侧。如果在高位涡一侧，转捩带对非对称涡有强烈的影响并使侧向力降低。

王元靖等[17]通过风洞测压和表面油流实验比较了“条状”转捩带和“环形”转捩带对细长体大迎角非对称涡的影响。结果表明：“条型”转捩带可以有效改善流动非对称性、降低当地侧向力；“环型”转捩带可以改善模型表面的分离状态，但是却增强了流动非对称性。 王晋军等[18]通过流动显示技术研究了机头两侧转捩带对简化飞机模型大迎角涡结构的影响，结果表明转捩带推迟了边条涡非对称破裂的迎角。

此外，邓学蓥等[19-20]还在转捩带的基础上发展了转捩丝技术。并基于此技术分别研究了旋成体雷诺数效应的分区特性和翼身组合体的机翼摇滚运动形态。

1.2 微鼓包

自由来流经过微鼓包后，再附至模型表面时具有较大的动能，可以有效地抑制流动分离，从而控制前体背涡。而且，Chen等[21]指出，当微鼓包置于模型顶点处，且尺度远大于背景扰动的尺度时，对非对称涡的响应具有主控作用。

曾友兵等[22]通过风洞测力实验研究了鼓包大小对细长体侧向力的影响，实验模型如图4所示。结果表明, 在20°～ 70°的迎角范围内，鼓包可使最大侧向力系数从1.98 降到0.53，如图5所示。于昆龙等[23]将头部微扰动技术应用于YF-16战斗机。数值模拟结果表明，迎角小于45°时，飞机的背风面分离涡系由边条涡主导；而迎角超过50°后，飞机头部微扰动将对分离涡系逐渐起主导作用。Liu等[24]的数值模拟结果表明，迎角为50°时，安装头部微扰动后，细长体尖拱头部流线的非对称性基本被消除，如图6所示。贺中等[25-26]研究了可压缩性条件下，头部微扰动对细长体背涡结构的影响。结果表明当横流马赫数Mc<0.42时，背涡非对称性较明显；当Mc>0.42时，背涡非对称性显著减小。这与Keener等[27]的实验结果相近。

图4 模型头部鼓包示意图[22]Fig.4 Shape of bump on cone-cylinder model[22]

图5 鼓包对细长体侧向力系数的影响[22]Fig.5 Side force of elliptic model with different sizes of bumps[22]

图6 多截面流线图[24]Fig.6 Sectional streamlines[24]

此外，Ma等[28]通过风洞实验研究了大迎角下头部微扰动对前体涡破裂的影响。实验模型为带有融合体前机身的翼身组合体，如图7所示。图8给出了头部微扰动影响非对称涡破裂的原理图。从图中可以看出安装微扰动后，大迎角下，融合体前机身背涡由对称破裂演变为非对称破裂。前体背涡非对称破裂后进一步与边条和机翼诱导涡相互作用，导致机翼两侧载荷出现明显差异。

图7 翼身组合体实验模型[28]Fig.7 Wing-body model[28]

(a) 无微扰动

(b) 左侧微扰动

(c) 右侧微扰动

图8 头部微扰动影响非对称涡破裂的原理图[28]

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

1.3 微凹坑

Choi等[29]指出微凹坑抑制细长体非对称背涡的机理是通过诱发当地流动分离并引起剪切层不稳定，导致强湍流的出现，如图9所示。随着湍流强度的增加，流动再附至物面时具有很大的动量，足以克服背风面的逆压梯度。最终的结果是微凹坑诱发出间歇性湍流结构与初始流场相互作用，使细长体从初始的非对称流场演化为对称流场。

图9 微凹坑抑制侧向力的机理图[29]Fig.9 Schematic diagram of drag-reduction mechanism by dimples[29]

基于上述机理，Cui等[30]发展了一种利用微凹坑控制细长体非对称背涡的方法，实验模型如图10所示。图11给出了不同迎角下，微凹坑对细长体背涡流场的控制效果图。从图11中可以看出迎角为40°时，背涡变为对称，侧向力被抑制；迎角为50°时，背涡表现出明显的不对称。

图10 实验模型图[30]Fig.10 Drawings of the front parts of models[30]

(a) α= 40°

(b) α= 50°图11 流场显示图[30]Fig.11 Flow visualization images[30]

1.4 边条

早在20世纪80年代末及90年代初，Malcolm等[31]就对边条控制大迎角细长体非对称背涡的能力进行了研究。而后，Lanser等[32]将边条铰接在F/A-18战斗机头部，在NASA兰利30 ft×60 ft的风洞中进行了自由飞实验，成功证明了边条控制偏航的能力。Cai等[33]指出边条是通过抑制流向涡的相互干扰达到减弱细长体非对称背涡的目的。

Sirangu等[34]研究了头部边条对钝头模型非对称涡的控制效果。研究结果表明，通过调整边条的高度，可以在30°～60°的迎角范围内有效控制侧向力的值。边条的高度和长度超过最佳值后，控制效果不变。Logan等[35]研究了边条对细长火箭模型的侧向力和偏航力矩的影响。Lim等[36]研究了大迎角下，边条/机身融合体对细长飞行器非对称涡流动特性和侧向力的影响。

Cai等[37-38]研究了细长圆锥翼身组合体的背涡稳定性。数值结果表明，当安装在细长体上的三角形边条展长足够大时，不稳定的涡对变为稳定的涡对。而且，当模型横截面如图12所示时，细长圆锥体对称背涡的稳定区范围最大。

图12 细长圆锥翼身组合体示意图[38]Fig.12 Sketch of slender conical wing-body combination[38]

1.5 头部钝化

王刚等[39]指出头部尖端钝化使侧向力大幅度减小的机理，是由于钝头的闭式分离在头部背风侧形成U 形马蹄涡，如图13所示。U 形马蹄涡的作用是为位于模型两侧的背涡提供一个具有公共连接端的涡核。由于模型对其头部扰动的极其敏感性，这个U 形马蹄涡对位于模型两侧的背涡起了相对稳定的作用，对非对称的发展起了限制作用。因此钝拱侧向力起始迎角变大，侧向力幅值减小。而尖拱头部没有形成类似的U 形马蹄涡结构,起源于头部两侧的背涡在顶部具有各自的自由端,涡核没有受到约束,在受到扰动的情况下很容易发展为非对称。

图13 钝拱头部顶端的U 形马蹄涡结构[39]Fig.13 Sketch of U shape horse shoe vortex at the lee side of blunt nose slender[39]

Kumar等[40]研究了头部钝度对细长体大迎角侧向力的影响。图14给出了最大侧向力系数随钝度的变化图。从图14中可以看出，最大侧向力系数随着钝度脉动变化。最大侧向力系数先减小，当钝度超过某值时，又逐渐增大，接着再逐渐减小。另外，实验结果还表明，侧向力系数达到第一个最小值时对应的钝度与圆锥前体的半顶角有关，而与雷诺数几乎无关。

图14 最大侧向力系数随钝度的变化图[40]Fig.14 Variation of sideforce characteristics with bluntness ratio[40]

Lopera等[41]研究了半椭球头部和半圆球头部对大迎角细长体流动的影响。图15给出了侧向力系数随迎角变化图,图中e0.33代表半椭球头部，Hemi代表半圆球头部。从图15中可以看出头部形状对侧向力系数的变化有明显的影响。当迎角在34°～60°范围内时，半圆球头部细长体模型上作用着明显的非对称侧向力，并在42°和48°达到极值。同时，当迎角在0°～42°范围内时，半椭球头部细长体模型上的侧向力很小。当迎角为44°～54°时，侧向力系数从负值变为正值。迎角继续增大至64°，侧向力系数达到最大值，为半圆球头部模型最大侧向力系数的65%。

图15 侧向力系数随迎角变化图 [41]Fig.15 Side force coefficients varying with angles of attack[41]

1.6 自激振荡旗帜

柔性旗帜在来流的作用下自激振荡，产生非定常尾流，这种非定常尾流本质上是一种脉冲激励，可以对大迎角旋成体非对称涡的发展产生强烈的影响。

基于上述机理，Zhang等[42]发展了一种利用自激振荡旗帜控制细长体侧向力的方法。实验装置如图16所示，自激振荡旗帜安装在细长圆锥模型头部顶端。实验结果表明，旗帜自激振荡产生的激励可以使大迎角细长体非对称背涡变为对称背涡，如图17所示。从图 17(a)中可以看出，当V=10 m/s，旗帜对细长体背涡流场影响很小，流场中出现典型的非对称涡系。随着风速增加至50 m/s，如图17(b)所示，细长体背涡的非对称性基本消除，非对称背涡变为对称背涡。图18给出了圆锥段上的侧向力系数随风速变化图。从图18中可以明确看出当旗帜开始振动后，圆锥段侧向力迅速减小，侧向力随风速变化的整个过程近似于一个斜坡函数。风速超过30 m/s后，非对称侧向力趋于0。

Zhai等[43]在文献[42]的基础上，通过风洞测力实验证明，大迎角下细长体侧向力与自激振荡旗帜滚转安装角成近似线性的关系。

图19给出了不同速度下安装和不安装自激振荡旗帜的细长体侧向力系数绝对值随迎角的变化图。从图19(a)可以看出当风速为9 m/s时，不同迎角下细长体模型安装与不安装旗帜侧向力系数绝对值基本相同，这是因为旗帜尚未颤振，不能产生非定常尾流，因而对细长体背涡分布基本没有影响。从图19(b)可以看出当风速为15 m/s时，安装自激振荡旗帜后，从迎角为36°开始，细长体侧向力绝对值逐渐减小；当迎角超过42°后，侧向力系数绝对值约为0，这说明侧向力已经被消除，细长体非对称背涡变为对称背涡。

图16 实验模型图[42]Fig.16 Experimental model[42]

(a) V=10 m/s

(b) V=50 m/s图17 不同来流速度下压力系数分布图[42]Fig.17 Pressure distributions on eight test stations changing with free-stream velocity [42]

图18 圆锥段上的侧向力系数随风速变化图[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图19 侧向力系数绝对值随迎角的变化图[43]Fig.19 Absolute values of side force coefficient changing with angles of attack[43]

图20给出了细长体模型安装旗帜后侧向力系数随滚转安装角变化数据及其拟合直线图。从图20中可以看出当迎角为45°、风速为15 m/s时，在滚转角 -20°～20°范围内，安装旗帜后细长体侧向力系数随滚转安装角近似呈线性变化，侧向力系数幅值范围为-3.2～3。通过最小二乘法拟合得到的直线斜率为-0.158，这种线性关系为大迎角下细长体侧向力控制律设计提供极大方便。

图20 侧向力系数随滚转安装角变化图及拟合直线Fig.20 Side force coefficients changing with roll setting angles and fitting line[43]

1.7 涡流发生器

涡流发生器广泛应用于航空、流体机械、冶金化工、船舶、汽车等领域[44]。上述这些应用领域的涡流发生器当地流动迎角通常小于旋涡的破裂迎角，本质是利用了涡流发生器尾涡对下游流动注入能量，抑制流动分离。

翟建等[45]发展了一种利用涡流发生器控制细长体大迎角侧向力的方法。与常规涡流发生器控制机理不同的是，新方法通过大迎角涡流发生器涡破裂产生的湍流作为激励源。图21给出了涡流发生器安装在细长体模型上的图片。

图22给出了α=45°时，安装不同半展长的涡流发生器后，侧向力系数随滚转安装角的变化图。从图22中可以看出，半展长为4 mm的较小涡流发生器虽然可以在一定范围内连续改变侧向力的大小，但未改变侧向力的方向；而相同的滚转角变化范围内，半展长为8 mm的较大涡流发生器不但连续改变了侧向力的大小，而且改变了侧向力的方向，侧向力系数的幅值从-2.7～2.5。这说明只有涡流发生器的尺寸达到一定大小后，才能够提供足够强度的脉动分离流来控制旋成体的非对称背涡。图23给出了不同迎角下，涡流发生器对细长体非对称涡的控制效果。从图中可以看出，在40°、45°、50°和55°迎角下，侧向力系数随滚转安装角连续变化，并且呈近似线性的关系。

图21 涡流发生器安装示意图[45]Fig.21 Photograph of vortex generators fixed on model[45]

图22 半展长对侧向力控制效果的影响[45]Fig.22 Side force control effect of vortex generators with different sizes[45]

图23 不同迎角下涡流发生器的控制效果[45]Fig.23 Control effect of vortex generators at different angles of attack[45]

2 主动控制方法

主动控制方法包括：等离子体发生器、单孔位微吹气、头部轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和微充气边条等。

2.1 等离子体发生器

吴云和李应红[46-47]根据等离子体和气体电离特性，提出了等离子体流动控制的三种物理作用依据：一是“动力效应”，即在流场中电离形成的等离子体或加入的等离子体在电磁场力作用下定向运动，通过离子与中性气体分子之间的动量输运诱导中性气体分子运动，形成等离子体气动激励，对流场边界施加扰动，从而改变流场的结构和形态；二是“冲击效应”，即流场中的部分空气或外加气体电离时产生局部温度升和压力升(甚至产生冲击波)，形成等离子体气动激励，对流场局部施加扰动，从而改变流场的结构和形态；三是“物性改变”，即等离子体改变气流的物性、粘性和热传导等特性，从而改变流场特性。

前体涡控制现阶段主要使用正弦波等离子体激励器作为扰动源。从激励原理上看，正弦波等离子激励是通过在电场作用下加速的带电粒子与中性粒子碰撞，诱导近壁面气流加速，由“动力效应”占主导[48]。

Liu等[49]、孟宣市等[50]、Zheng等[51]对等离子体控制大迎角细长体侧向力的能力进行了大量研究。图24给出了逆吹型等离子体激励器在模型上的安装示意图。实验结果表明，细长体大迎角侧向力系数和法向力系数随着占空比几乎线性变化，如图25所示。

(a) 安装位置

(b) 单介质阻挡放电图24 等离子体激励器示意图[49]Fig.24 Sketches of the plasma actuators[49]

在上述基础上，Zheng等[52]研究了不同来流风速和迎角下，等离子体激励器占空比循环技术对细长体大迎角背涡的控制效果。Wang等[14]发展了一种新的马蹄形的等离子体激励器，这种激励器可以沿圆锥头部子午线向前/后两个方向给附面层传输能量，将等离子体激励器一侧的旋涡推离圆锥头部表面。孟宣市等[53]对比了顺吹型和逆吹型等离子体激励器对细长体大迎角非对称流场的影响。秦浩等[54]通过PIV测量了圆锥截面绕流速度场、最大绕流速度和最大轴向涡量。之后，王玉帅等[55]根据PIV测量结果计算了等离子体激励器诱导流场的体积力。龙玥宵等[56]对比了交流放电和纳秒脉冲放电等离子体激励器对细长体大迎角非对称流场的控制效果。

图25 占空比对侧向力系数和法向力系数的影响[50]Fig.25 Cz and CN vs.τ, U∞=20 m/s,α=45°, f =500 Hz[50]

Porter等[57]通过风洞实验和数值模拟分别研究了等离子体闭环系统对细长体大迎角背涡的控制效果，闭环控制装置如图26所示。图27给出了闭环控制下侧向力随时间的变化图。从图27中可以看出在等离子体闭环系统的控制下，细长体实际侧向力的值可以跟随预定值改变，虽然实际值有高频波动。

图26 等离子体激励器闭环流动控制系统示意图[57]Fig.26 Feedback flow-control schematic of a plasma actuator at a high angle of attack[57]

图27 闭环控制下侧向力随时间的变化图[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 单孔微吹气

单孔位微吹气通过直接改变前体背涡的强度或者位置来达到控制侧向力的目的。但Deng等[58]指出这种主动控制技术虽然可以实现飞行器大迎角非对称侧向力的主动控制，但是存在致命缺陷，即要求在进行吹气控制之前飞机背涡流场处于预期的非对称状态，而这在实践中是难以实现的。这一缺陷极大地限制了单孔位微吹气扰动主动控制技术的工程应用。

为了克服上述缺点，王延奎等[59]提出了一种基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术，并在某带有细长前体的飞机模型上进行了验证。图28给出了不同组合扰动控制位下全机侧向力Cy～Cμ曲线。从图28中可以看出不同组合扰动控制位下全机侧向力系数随吹气量近似线性变化。文献[60-62]使用数值模拟方法对上述组合扰动技术的流动控制机理进行了研究。结果表明随着吹气量的增加，右侧低位涡逐渐衍变为高位涡，如图29所示。

(a) θr-b=30°, θr-h=120°

(b) θr-b=120°, θr-h=240°图28 不同组合扰动控制位下全机侧向力Cz-Cμ曲线 (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 头部轴向吹气

Kumar等[63]发展了一种利用头部轴向吹气控制细长体大迎角侧向力的方法，控制装置如图30所示。控制机理是头部轴向吹气与自由来流相互作用在模型顶端前方形成流体动态钝化，可以看做增加了头部钝度。

图31给出了雷诺数对最大侧向力系数的影响图。从图31中可以看出，在较大的雷诺数范围内，头部吹气对侧向力有明显的控制效果；侧向力控制的效果与头部喷流速度相关，且在喷流速度比约为1.0时，侧向力达到最小值；ReD=0.4×106、0.9×106、5.4×106时，最大侧向力系数最大减幅分别为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图29 不同吹气量下的截面流线图[62]Fig.29 Streamlines at the different sections[62]

图30 头部轴向吹气装置示意图[63]Fig.30 Geometrical details of blunted cone models with jet flow [63]

图31 雷诺数对最大侧向力的影响图[63]Fig.31 Effect of Reynolds number on maximum side force characteristics[63]

2.4 合成射流

合成射流激励器是近年来发展迅速的一种流动控制手段[64]，它通过控制未充分发展的旋涡相干结构的融合来“合成”湍流剪切流[65]。与常规的流体控制激励器不同，它的结构非常简单，尤其是微传感器、微控制器和微激励器三位一体的MEMS系统具有非常广阔的应用前景[66]。

李斌斌等[67]发展了一种利用合成射流激励器对大迎角非对称涡进行主动控制的方法，控制装置如图32所示。图33给出了迎角α=57.5°、电压U=2.8V、控制频率fs=51Hz、施加/未施加合成射流微扰动控制时，细长体模型侧向力随滚转角的变化情况。由图33中可以看出，在滚转角-140°～-113°和150°～165°范围内，侧向力系数由无控制时的“方波”状态转变为控制后的“线性”状态，这说明在此滚转角范围内，采用合成射流微扰动能够有效克服模型的背景扰动，实现对非对称涡的主动控制。

图32 非定常小扰动控制器件示意图[67]Fig.32 Schematic of unsteady small perturbation control devices combining with the model nose-tip [67]

图33 侧向力随滚转角的变化特性[67]Fig.33 Side force changing with the roll angle in the control of synthetic jet[67]

2.5 非定常小摆振片

顾蕴松等[68]发展了一种利用非定常小扰动片控制细长体侧向力的方法，实验装置如图34所示。图35给出了在0°侧滑角、迎角为55°状态下，大迎角细长体侧向力的比例控制规律。在平衡周向角(ΦS)为±16°之间，侧向力系数的变化呈线性变化规律，其斜率值为0.2141。

顾蕴松等[69]还验证了非定常小扰动激励器对全机模型大迎角侧向力和偏航力矩的控制效果。周欲晓等[70]研究了非零侧滑角下，非定常小扰动激励器对细长体大迎角侧向力的影响。

图34 非定常小扰动摆振片示意图[68]Fig.34 Fast-swing mini-strake on the tip of slender body[68]

图35 大迎角细长体侧向力的比例控制规律[68]Fig.35 Proportional control law of side force on slender body[68]

2.6 微充气边条

Leu等[71-72]发展了一种利用微充气边条控制细长体大迎角侧向力的方法，并通过风洞实验验证了其有效性。图36给出了带充气边条的圆锥-圆柱细长体模型。图37给出了迎角为55°时，不同工况下截面侧向力系数沿X轴分布对比图。从图37中可以看出边条不充气鼓起的情况下，截面侧向力系数主要为负值，细长体总的侧向力系数为-1.87，但是当边条鼓起后，截面侧向力系数变为有正有负，总的侧向力系数明显减小。而且当两侧边条同时鼓起时，侧向力系数被显著的减小至0.221。

图36 带充气边条模型的示意图[71]Fig.36 Schematic of cone-cylinder model with microballoon array actuator[71]

图37 截面侧向力系数沿X轴的分布(α=55°)[71]Fig.37 Sectional side force distribution along X axis at α=55°[71]

3 总结与展望

基于前文分析，近十年出现的前体涡控制方法按控制机理可以分为两类，如表1所示。

1) 控制流动分离，包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、头部钝化等。这些方法本质上是通过促使边界层转捩或者改变分离位置达到控制前体涡的目的。

2) 改变涡的强度或者位置，包括边条、微充气边条、自激振荡旗帜、涡流发生器、等离子体激励器、单孔位微吹气、头部吹气、合成射流、非定常小扰动片等。 在侧向力控制效果方面，两种控制机理均可以抑制或消除大迎角细长体非对称侧向力，但目前只有通过改变非对称背涡的强度或者位置才能够对侧向力进行比例控制。这些方法中，涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片布置在细长体尖头部顶端前方，通过改变激励器的滚转安装角达到比例控制的目的。而等离子体激励器、单孔位微吹气布置在细长体尖头部顶端附近，分别通过改变占空比和吹气量来达到控制侧向力的目的。

在控制策略方面，5种线性比例控制方法中只有单孔位微吹气方法是静态控制策略，它通过产生定常的激励来达到比例控制的目的；而涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片和离子体激励器均采用动态控制策略，它们通过产生非定常的激励来达到比例控制的目的。此外，目前出现的绝大部分方法控制前体涡的有效迎角大于45°，只有微凹坑、头部钝化和头部轴向吹气控制前体涡的有效迎角小于45°。

在工程应用方面，涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大迎角时的机动能力，具有一定的工程应用价值。

前体涡控制技术是一种在飞行器大迎角偏航控制领域具有广阔应用前景的流动控制技术。结合上文所述，对前体涡控制方法有以下展望:

1) 探索非对称涡的新特点。随着研究的深入，研究人员和学者发现细长体非对称涡具有很多新的空气动力特点。如大迎角前体非对称涡系存在非常明显的非定常现象[73-78]。实际飞行中，细长体背涡的非对称分离与非定常运动之间存在耦合的可能性，需要深入探索。

2) 控制方法的普适性。如表1所示，目前出现的控制方法，绝大部分是在层流、不可压缩流场条件下进行的实验，这与飞行器机动飞行时的湍流、可压缩流场有很大不同。Lamont等[79]、Keener等[26]指出Ma数和Re数对非对称涡系有很大影响。尤其是高马赫数下，最大侧向力显著减小，马赫数增大至0.8～1.2时，侧向力甚至减小至0。因此，前体涡控制方法在高Ma数和高Re数下的控制效果需要进一步研究。

3) 工程应用。目前只有等离子体激励器实现了闭环控制研究。闭环控制研究可以促进控制装置整合入自动驾驶系统，对流场进行自适应控制。前体涡控制方法能否进行闭环控制对于战斗机尤为重要。

总之，前体涡控制技术是一种在大迎角机动飞行偏航控制领域具有广阔应用前景的技术。目前出现的方法虽然可以对侧向力进行控制，但仍有很多问题需要解决。探索大迎角细长体非对称涡的产生机理和特点、提出新的控制方法并最终实现工程应用，是这一领域的核心问题。

表1 前体涡控制方法总结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

高等学校创新引智计划(B17037)

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

张伟伟*(1979-),男,教授,研究方向:非定常空气动力学、气动弹性力学及流动控制.E-mail: aeroelastic@nwpu.edu.cn

翟建, 张伟伟, 王焕玲.大迎角前体涡控制方法综述[J].空气动力学学报, 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