基于环量控制的虚拟舵面飞行器概念与设计综述

张艳华，张登成，*，周章文，雷玉昌，李林

1.空军工程大学 航空工程学院，西安 710038

2.中国人民解放军95034 部队，百色 542899

3.中国人民解放军93318 部队，铁岭 112300

在未来新型飞行器设计中，超短距起降、机动性和高隐身性已成为重要的性能指标。其中短距起降直接与高升力相关，为了增加升力，机翼上陆续出现了前后缘襟翼、缝翼、多段翼等活动部件。为了实现机动性，需要副翼、升降舵、方向舵等活动部件的有效偏转。众多活动舵面虽然改善了短距起降和机动性，但也带来了一系列问题，包括：①舵面偏转导致了一系列尖锐边缘、鼓包和开口等，使得雷达反射面积显著增加，影响和制约飞行器的隐身性能提升；②驱动舵面偏转的机械操纵系统使飞机结构复杂，故障率增加，维护工作繁琐，降低了飞机的可维护性和使用效率；③大迎角情况，舵面偏转导致气流极易发生分离，舵效大幅度降低，影响飞行控制效率，甚至会带来严重的安全隐患。由此可见，活动舵面的增多会带来诸多弊端，导致飞行性能（包括短距起降和机动性能）与隐身性能之间出现尖锐矛盾，影响了飞行器整体性能的发挥，限制了未来先进飞行器的发展。因此需要寻找一种能够达到与机械舵面相当甚至更优的增升和控制效果，同时又能够大大减弱上述不利影响的新型控制方法。

环量控制技术是按照需求量的多少向边界层输送能量，以维持、恢复或提高飞行器空气动力学性能的一项主动控制技术。具体的控制形式为：在翼型/机翼后缘上（或下）表面开缝形成切向射流，射流与外流混合沿着钝后缘表面形成Coanda 效应（指流体有离开本来的流动方向，改为沿着凸出物面流动的特性），如图1［1］所示。环量控制的基本原理［1］是利用Coanda 效应，延迟附面层的分离，增加外流速度，使得气流绕翼型的环量Γ=∫V·dL（V为流体速度，L为流体经过的路径）增加，由库塔-儒可夫斯基升力定理Y=ρ∞V∞×Γ（ρ∞为远场来流密度，V∞为远场来流速度）可知，升力也会随环量的增加而增加，所以称之为环量控制。另外射流会带动外流发生偏折，类似于襟副翼的作用，称之为“虚拟舵面”，能够实现机动飞行。利用环量控制替代活动舵面，整个机翼光滑连续到尾缘，气动特性和隐身性能都会大大提高。可见，环量控制技术不但可以实现增升和机动飞行，还显著提高了隐身性能，解决了短距起降、机动性和隐身性之间的矛盾，成为替代活动舵面的优选控制方式。

图1 环量控制的空气动力学作用原理［1］Fig.1 Basics of circulation control aerodynamics［1］

本文针对环量控制替代机械舵面，构建虚拟舵面飞行器的相关概念和设计进行综述分析。梳理国内外环量控制技术的发展历程，评述未来的发展趋势；剖析虚拟舵面实现飞行控制的作用机理和控制效果；指出飞行器设计的主要内容和当前遇到的难点问题；期望能借鉴吸收国际该领域先进的技术特征和研究方法，有效促进中国虚拟舵面飞行器的发展和工程应用。

1 环量控制技术发展历程

1.1 国外发展历程

1.1.1 萌芽阶段

环量控制应用于空气动力学领域最早可追溯到20 世纪30 年代，甚至更早。它的理论依据是Coanda 效应［2-3］，最初射流速度比较小时，主要作用是延迟附面层分离，是一种有效的边界层控制方法。随着射流速度的增加，射流沿着翼型后缘转过的角度越来越大，使得后缘驻点移动到下表面，此时Coanda 效应提高环量和升力的重要作用凸显出来。最早的环量控制应用是在20 世纪60 年代，英国国家燃气轮机机构设计了一种可停旋翼垂直起降飞机，利用环量控制使得双桨转子产生非常大的升力，保持飞机悬停［4-5］，旋翼剖面为圆形升力效果最好，但伴随产生的阻力也非常大，升阻比受限。在20 世纪60 年代末期，美国的David Taylor Naval Ship 研究与发展中心提出了利用椭圆形翼型代替圆形剖面，在产生较大升力的同时阻力较小，升力系数增量与输入射流的动量系数增量比值（ΔCLΔCμ）可以高达80，即环量控制的收益可达到8 000%，说明环量控制具有优越的增升效果。

1.1.2 初期阶段

20 世纪70～80 年代初，Loth 等［6］和Englar等［7］运用环量控制技术在2 架短距起降演示飞机上试飞成功，证实了环量控制能够产生高于传统飞机2～3 倍的升力，可以实现短距起降性能提升。之后大量关于环量控制高升力系统的研究开始出现，包括环量控制翼型/机翼的风洞试验与数值计算研究。研究比较多的有David Taylor Naval Ship 研究与发展中心，在20 世纪70 年代对多个环量控制翼型和旋翼转子开展风洞试验［8-9］，为了产生高升力，翼型一般都具有较大厚度和钝后缘，使得系统的结构尺寸和重量较大。针对这一问题，在20 世纪80 年代优化设计具有更小圆形后缘的超临界翼型，尺寸和重量大大减少，在产生较大升力的同时，阻力也明显减小，需要输入的动量系数也较少。另外提出双半径后缘的环量控制翼型，可以产生更大的升力。基于升力特性的不断提升，有效促进了环量控制在短距起降飞行器上的应用。1986 年 David Taylor Naval Ship 研究与发展中心开展了基于A-6 飞机的环量控制短距起降性能验证［10-11］，使得最大升力系数增大85%，起飞距离减小60%，着陆距离减小65%。20 世纪80年代以后，在风洞试验和试飞验证的基础上，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）Ames 研究中心和美国空军技术学院开展了最初的数值计算研究［12-15］，发展了基于Beam-Warning 近似因子格式计算纳维-斯托克斯（Navier-Stokes，N-S）方程的数值方法，采用不同的湍流模型，对单缝和双缝以及不同后缘形状的翼型进行数值计算，与实验数据吻合度较好。除此之外，为了减少射流的质量流量输入，Ghee 和Leishman［16］还开展了脉冲射流环量控制研究。

1.1.3 发展阶段

进入21 世纪后，有更多的学者和机构开始研究环量控制技术，从大的方向看，环量控制的研究主要集中于2 个方面：一个是进一步发展高升力系统，改善气动特性，实现飞行器短距起降；另一个是借助环量控制射流对外流的夹带或裹挟作用，产生类似于机械舵面偏转的作用，实现飞行配平和操纵，此时的环量控制系统被称为虚拟舵面系统。

1）高升力系统发展

21 世纪初，美国通用航空和个人航空对高升阻比巡航、飞机起降过程的噪声和环境问题提出了新的更迫切需求［17］，这就要求飞行器具有更高的升力和短距起降性能，环量控制的研究意义更加明显。与此同时，定常射流环量控制的缺点也凸显出来，环量控制需要的射流流体质量与飞机质量密切相关，产生射流需要的气源功率与飞机起飞速度的平方成正比，这些都严重阻碍了环量控制的工程应用，此时高升力系统的效费比问题引起更多关注。为进一步提高效费比，NASA Langley 研究中心开始对比研究定常和脉冲射流环量控制，Jones［18］通过数值计算和风洞试验详细地研究了射流动量系数、射流口高度、脉冲频率和占空比等参数对气动和能耗特性的影响，结果表明在获取同样升力情况下，脉冲射流需要的质量流量更少，大大提高了环量控制的效费比。英国曼彻斯特大学的Wong 等［19］根据超临界翼型尾涡的脱落频率，利用脉冲射流减小了小迎角下翼型的阻力，克服了定常射流中由于圆形Coanda 表面导致阻力增加的缺点。美国佛罗里达大学Jones 等［20］对椭圆形翼型进行定常和脉冲射流的对比实验研究，结果显示脉冲频率在102.4 Hz 左右，50%占空比的脉冲射流对尾涡脱落影响较大，升力明显增加。2010 年，Englar等［21］总结了环量控制高升力系统的最新实验进展，将环量控制机翼与喷气发动机集成，能够改善飞行器的高升力和巡航效能。从2011 年开始，NASA Langley 研究中心［22-27］在跨声速风洞中进行了3 次整机模型的半翼展实验，选用的是基本气动亚/跨声速模块化主动控制（The Fundamental Aerodynamics Subonic/Transonic-Modular Active Control，FAST-MAC）模型，设计了包括FAST-MAC Model 的发动机、供气装置、射流喷嘴、测量系统等，全面构建了环量控制射流系统，马赫数为0.88，雷诺数达3×107。研究结果表明：在跨声速下，环量控制能够积极地改变上翼面激波模式，改善流动分离，减小跨声速阻力，明显提高气动效率，有效推动了环量控制在跨声速飞行阶段的应用，图2［27］分别展示了用于开展实验的半翼展模型和射流位置区域。

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

进入21 世纪后，数值计算逐渐成为环量控制的重要研究方式，与风洞试验相互补充和验证。由于环量控制是通过Coanda 效应使射流在圆后缘产生附体运动，延迟附面层分离，流场中既有高动量的Coanda 表面射流，又有自由剪切流动，这就要求数值计算方法能够很好的模拟射流与壁面和外流之间的相互作用，以便于准确的预测分离点和升力特性。NASA Langley 研究中心的Swanson 等［28-31］总结了环量控制翼型数值计算的进展，对比研究了不同湍流模型对升阻特性的影响，包括一方程SA（Spalart-Allmaras）模型，带曲率校正的SARC（Spalart-Allmaras Rotation/Curvature）模型，两方程剪切应力输运SST（Shear Stress Transport）模型和k-ε模型，在低动量系数，k-ε模型与SARC 的结果类似，SST 模 型能够较好的模拟分离点，数据更接近实验结果，但SA 模型会使得边界层分离延迟；在高动量系数下，SARC 的模拟更贴近实际。随着数值方法的快速发展，陆续出现了利用大涡模拟（Large Eddy Simulation，LES）和直接数值模拟（Direct Numerical Simulation，DNS）方法计算环量控制，Rumsey 和Nishino［32］对比了雷诺平均N-S（Reynolds Averaged Navier Stokes，RANS）方程和LES 两种方法的计算效果，结果显示相比大涡模拟，RANS 计算的环量和升力值偏大。NASA Ames 研究中心的Nishino 等［33］利用LES进行计算，能够很好地捕捉后缘涡特性。Madavan 和Rogers［34］采用DNS 方法，结果表明无论是在低动量系数还是高动量系数，都能捕捉到气流的主要特征。相比RANS 方程，LES 和DNS 能够更好的模拟后缘附近的湍流分离，计算结果与实验数据吻合得更好，是未来重要的发展方向。

2）虚拟舵面系统发展

高升力特性为短距起降飞行器的应用提供了理论基础，但是为获得高升力所需的射流质量流量比较大，消耗能量高，这也成为限制环量控制高升力系统工程应用的一个重要阻碍。

2000 年，Englar［1］指出环量控制可以产生有效的操纵力矩用来控制飞机运动，相比高升力系统，需要更少的射流质量和能量输入。Wilde等［35］通过研究发现利用环量控制可以实现飞机的俯仰和滚转方向控制。由此开始，大量关于环量控制实现飞行控制的可行性研究出现。英国曼彻斯特大学和英国航空航天（British AErospace，BAE）系统公司等机构组成的联合项目组在20 多年中开发了不同规格型号和复杂程度的环量控制技术验证飞行器［36］，如图3［36］所示。这些飞行器在不同程度上都揭示了环量控制实现飞行控制的优越性，并表现出越来越高的集成性。2010 年首次试飞成功DEMON 无人技术验证机［37］，这次飞行是由英国民航管理局首次批准，并且正式认定为无操纵面飞行器飞行，具有里程碑式的重要意义。DEMON 验证机的滚转操纵完全通过环量控制实现，代替了复杂的副翼操纵系统，并且具有响应快、操纵灵活等特点，提高了飞行器的操纵性、机动性和隐身性。2019 年BAE 系统公司和曼彻斯特大学试飞了名为MAGMA 的无人飞行器［38］，目标是将常规飞行控制相关的复杂移动部件全部由射流环量控制系统取代，开展飞机的稳定性和控制特性研究。2021 年，BAE 系统公司和曼彻斯特大学试飞评估MAGMA 无尾飞行器三轴控制的有效性和高效性［39］，采用了4 种控制方案，结果表明通过射流推力矢量实现偏航控制，环量控制实现俯仰和滚转控制的方案效率最高，整个飞行过程不需要任何机械舵面的辅助。2019 年1月，北约科技组织在美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics，AIAA）科学科技大会上介绍了其主动射流控制技术的进展［40］，并将其应用于无尾无人作战飞机上，可有效提高隐身性。2020 年11 月，北约科技组织技术任务组发布了《用于飞行操纵的创新控制效应器》，研究了将主动射流控制应用于隐身作战飞机配置的可行性，并进行了性能和集成评估。2020 年7 月，美国DARPA 与极光飞行科学公司签订名为“采用全新效应器控制的革命性飞机”的项目开发合同，标志着DARPA 展开了主动射流控制试验机的开发工作，该项目旨在“设计、建造和飞行测试一种新型飞机，将主动射流控制技术作为主要设计考虑”，其中环量控制是产生俯仰、滚动、高升力和气动控制力矩的关键要素。2021 年9 月，DARPA 授予BAE 系统公司一项合同，设计以主动射流控制为核心的全尺寸演示验证机，该机使用主动射流控制技术取代机械舵面，可以提高飞机机动性、可维护性及隐身性。为了进一步提高环量控制实现飞行控制的高效性，减少引气系统的能耗，2023 年，英国曼彻斯特大学和BAE 系统公司开展超临界翼型环量控制的高射流压比、后缘Coanda 形状和附面层分离特性之间的关联研究［41-42］，目标是用最小的能耗代价，获得最大的控制效果，加快推进环量控制实现无舵面飞行控制的工程应用。

图3 流体控制效应器的飞行评估演示验证飞行器时间发展线［36］Fig.3 Time line of demonstrator aircraft developed for flight evaluation of fluidic control effectors ［36］

从国外的发展历程看，持续研究环量控制技术的国家主要是美国和英国，包括美国的NASA Langley 研究中 心、David Taylor Naval Ship 研究与发展中心、空军技术学院等，英国的曼彻斯特大学和BAE 系统公司等。近年来北约科技组织和DARPA 开始加入其中，并且出现了英美多个组织机构合作开展验证机试飞的研究方式，这对于促进环量控制的发展应用是非常有利的。研究目标不再停留于通过数值计算和风洞试验分析作用机理，而是利用缩比模型的验证机试飞评估多种环量控制方案，最终实现无舵面飞行器的工程应用。目前环量控制的有效性已经得到证实，未来更加关注的是它的高效性和适应性，高效性体现在使用最少的质量流量获取最大的控制效率，适应性体现在占用最小的内部空间，对飞行器的结构和成本影响较小。随着飞行器本身性能的不断提高，需要不断提高环量控制的射流速度，减少后缘Coanda 表面带来的额外阻力，以及更复杂的非定常运动中环量控制的效果。可见在未来的发展过程中，环量控制还有许多难点问题和关键技术需要解决和突破。

1.2 国内发展历程

国内是即将进入21 世纪时开始关注环量控制技术的，通过数值计算和风洞试验，研究环量控制在固定翼飞机翼型/机翼、无缝襟翼、直升机桨叶、涡轮叶栅、风力机翼型等方面的应用，并开展了几个虚拟舵面飞行器的模型试飞，验证了环量控制替代舵面实现飞行控制的有效性和高效性。

1.2.1 不同应用领域

最早研究环量控制的是北京航空航天大学的王春雨和孙茂［43］，分析了喷口位置、多喷口吹气对升力特性和能量消耗的影响。中国科学院的徐建中等［44］，分析了环量控制翼型的动态失速特性，指出动量系数是重要影响参数。随后到2009 年，李志强和杜曼丽［45］对环量控制翼型的附面层分离、升阻特性和射流“裹挟”作用进行数值计算，得出射流口位置、动量系数与吹气角度是影响气动性能的关键参数，可以有效消除大迎角下的尾缘分离涡，提高升力。王福新等［46］将环量控制应用于无缝襟翼增升系统中，有效减小甚至消除了襟翼后方分离涡，升力系数可以达到4.399，达到了传统多段翼的升力水平。王华明和杨卫东［47-52］等从2009 年开始研究环量控制尾梁技术在无尾桨直升机航向控制系统中的应用，通过数值计算和风洞试验，分析了环量控制狭缝高度、位置、数目、动量系数、尾梁截面形状等对气动特性的影响规律，提高了直升机的安全性、操纵性和噪音水平。宋彦萍等［53-57］对环量控制涡轮叶栅进行数值计算，分析射流口高度、射流压力、Coanda 表面形状等参数对气动性能和流场的影响，在叶栅出口马赫数为低速和高亚声速时，通过调节射流参数，能够达到并超过原型叶栅的性能水平，在超声速时，可通过双射流环量控制获得比较好的出口气流角和膨胀比，有效改善了涡轮叶栅性能。许和勇等［58-60］对风力机翼型环量控制方法进行数值模拟，结果表明环量控制能够大幅提升风力机翼型升力系数，同时有效降低阻力系数，在大型风力机流动控制中具有很好的应用前景。

1.2.2 射流产生方式

在环量控制的应用中，射流的产生方式是影响气动效率和能耗特性的重要因素，为了提高环量控制的效费比，国内很多学者和机构尝试了不同的射流产生方式。张攀峰和罗振兵［61-63］等采用等离子体射流和合成射流替代常规吹气式射流，验证了它们优越的增升效果。王晋军等［64-66］将等离子体射流环量控制应用于尖后缘机翼，克服了传统环量控制技术需要特定的Coanda 曲面的局限性。笔者［67-70］采用等离子射流替代吹气式射流，数值计算环量控制的效费比ΔCLΔCμ最高可以达到113.49，增升效率明显，还研究了脉冲射流在不同占空比和频率下对气动特性的影响，得出在获取同等升力情况下，可大幅度减小质量流量［71-73］，与国外研究结果一致。基于大量气动数据还建立了非定常流场环量控制的气动力模型［74］。王万波等［75-77］分析了不同频率下脉冲吹气对翼型气动性能的影响。杜海等［78］设计了一种多级环量增升机翼，三喷口吹气的最大升阻比提高了95.3%，在分离控制阶段功率系数较小，有效升阻比和气动效率较大。以上的大部分研究都是基于数值计算开展的，2016 年朱自强和吴宗成［79］介绍了环量控制研究的进展，并指出“为避免在飞机设计中应用环量控制技术时仅依靠风洞试验时的数据，必须大力发展CFD 技术”，并且深入讨论了二维环量控制翼型标模和三维翼身融合体全机等可供计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）验证用的NASA 实验研究。

1.2.3 虚拟舵向控制

近年来关于环量控制替代机械舵面实现飞行控制的研究逐渐增多，特别是在不同布局飞行器上的试飞验证，有效推动了环量控制由理论向工程应用转变的进程。齐万涛等［80］研究了环量控制在较低动量系数下对飞机纵向俯仰的控制。徐悦等［81］设计了一种射流环量控制飞行器并进行了试飞，验证了环量控制技术可以进行飞行控制并提高飞行性能。史志伟等［82-84］先后设计了常规布局、鸭式布局和飞翼布局等环量控制技术验证机，并成功利用射流实现了验证机的滚转控制。罗振兵等［85］将自主可控的合成双射流激励器［86-88］集成于常规布局飞行器中，验证了分布式合成双射流对三轴无舵面飞行器的姿态调控能力。刘晓冬等［89］以飞翼布局为研究对象，研究了射流压比、射流口高度、后缘Coanda 型面对环量控制效果的影响，提出环量控制在解决飞翼布局飞机低速边界问题方面有较大的应用前景。郭正等［90］针对中等展弦比战术级飞翼布局，开展飞行试验研究，在宽速域条件下基于环量控制实现滚转控制，大幅提高典型角域的电磁隐身特性，提出后缘环量控制是一种极具潜力的飞翼布局滚转控制技术。张刘等［91］开展基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验，形成了闭环主动射流作动系统，实现射流的快速、精准和稳定控制。这些工作为国内环量控制的试飞评估和工程应用提供了重要借鉴。

从国内的发展历程看，环量控制的研究起步较晚，虽然也有学者和机构对多个环量控制的应用领域开展了研究，包括直升机、风力机、涡轮叶栅、无缝襟翼等，但是研究深度和广度还不够，研究方法也比较单一，影响了环量控制在国内的发展进程。近年来缩比模型的试飞验证研究明显增多，有效推动了环量控制的发展，但是只有一个验证机采用了从发动机直接引气，绝大多数采用的是离心风机，限制了射流速度的增加，导致大部分试飞速度都比较低。跟国外环量控制的研究现状相比，在引气系统、射流速度、系统集成、控制效果等方面都有很大的差距，为了加快国内环量控制在未来军用无人机、民用运输机等飞行器上的应用，需要学术界和工程界共同关注，呼吁更多的学者和机构投入力量研究环量控制技术。

2 虚拟舵面的作用原理与控制效果

2.1 作用原理

环量控制的理论依据是Coanda 效应，通过射流与外流之间的相互耦合作用改变升力，替代机械舵面实现飞行控制，虚拟舵面的作用原理可以总结为以下2 个方面：①环量控制射流增加附面层动量，延迟附面层分离，使得前缘驻点和后缘分离点下移，增加环量和升力，改善气动特性，提供虚拟舵面的力学基础，如图4［17］所示。②射流对外流产生“裹携”作用，带动外流发生偏折，增加了气动弯度，起到了虚拟舵面作用，如图5［36］所示。这2 个基本原理分别对应高升力特性和虚拟舵面作用，并且两者之间有着密切的联系。环量和升力的改变是实现虚拟舵面作用的基础，射流带动外流偏折的角度越大，虚拟舵面作用越明显，产生的环量和升力也比较大。所以分析虚拟舵面的作用原理，主要是分析获得优良升力特性的原理，包括升力的大小和方向。

图4 Coanda 效应影响流线图［17］Fig.4 Coanda influence on streamlines［17］

图5 后缘襟翼与后缘吹气环量控制的等效性［36］Fig.5 Equivalence of circulation control via trailing edge flap and trailing edge blowing［36］

升力特性会受到很多因素的影响，其中影响升力大小的一个重要参数是射流动量系数，它是几个参数组合形成的无量纲参数，表示为

式中：m表示射流出口处的质量流量；Vjet为射流速度；ρ∞为远场来流密度；V∞为远场来流速度；S表示参考面积，对于二维翼型而言，是单位展长的面积，即弦长c。来流迎角是影响升力大小的另一个重要参数，对于无环量控制翼型，升力主要取决于迎角变化，迎角增加，升力增加，失速迎角对应最大升力系数。对于环量控制翼型，随着动量系数的增加，前后缘驻点位置不断下移，失速迎角提前，使得迎角对升力的影响规律发生变化，所以为了理解“虚拟舵面”的控制原理，需要深入研究动量系数和迎角对气动特性的影响规律。另外为了评估环量控制动量输入和升力收益之间的关系，定义效费比ΔCLΔCμ，升力增量代表气动特性收益，动量系数增量体现能量和动量输入，如果通过较小的动量和能量输入，获得比较大的气动收益，即ΔCLΔCμ的值较大，说明效费比较高。

2.1.2 数值计算

NASA Langley 研究中心的Jones 等［17］选用17%厚度的超临界翼型作为通用航空环量控制（General Aviation Circulation Control，GACC）翼型，对该翼型进行了大量数值计算研究，阐述了升力特性的变化规律和虚拟舵面的作用原理。

采用NASA Langley 研究中心完整的非结构N-S 方程二维代码数值计算动量系数和迎角对升力的影响。图6［17］是修型后的超临界GACC 翼型和内部射流结构，图7［17］是不同动量系数和迎角下无射流和定常射流2 种情况升力系数的对比，其中α代表迎角，CL代表升力系数。可以发现，定常射流的升力系数明显大于无射流情况，在0°迎角，随着动量系数的增加，升力系数逐渐增加，在动量系数等于0.059 时，升力系数就可以达到3，是传统翼型最大升力系数的2 倍多，体现了环量控制的高升力特性。图8［17］是0°迎角不同动量系数下后缘流场的速度云图，可以很明显地看到Coanda 效应使得分离点逐渐下移，外流发生偏折，形成虚拟舵面。在较大动量系数下，射流甚至出现反向流动，这可能会带来额外的推力，改善飞行器的力学特性。

图6 17%厚度和2%后缘半径的超临界GACC 翼型内部结构［17］Fig.6 Internal structure of 17% supercritical GACC airfoil with circular trailing edge of 2%［17］

图7 GACC 翼型不同动量系数下定常射流对升力的影响［17］Fig.7 Influence of steady jet on lift with different momentum coefficients of GACC airfoil［17］

图8 0°迎角不同动量系数下的Coanda 效应［17］Fig.8 Coanda effect with different momentum coefficients with 0°angle of attack［17］

2.1.3 风洞试验

渗水系数应作为常规试验进行检测，渗水系数标准为不大于300 mL/min，检测频率为每车道1点/200m。

图9［17］是利用水风洞实验室，氢气泡流动可视化技术，呈现射流对后缘附近流场的影响特性。可以发现环量控制有效延迟了附面层分离，分离点后移，并且带动外流偏折，与襟翼的作用相当，实现了虚拟舵面作用。

图9 翼型的氢气泡流动显像 ［17］Fig.9 Hydrogen bubble flow visualization of airfoil［17］

根据环量控制的作用原理，如果在上表面产生射流，尾缘流线向下偏折，类似于舵面向下偏转，形成向上的正升力，相反，如果在下表面产生射流，则会在大部分动量系数下形成负升力，类似于舵面向上偏转。Jones 等［17］在NASA Langley 研究中心的基础气动研究风洞开展了环量控制系列实验，包括上表面单独射流、下表面单独射流和上下表面双射流3 种情况。图10［17］是上表面单独射流情况，0°迎角不同动量系数下升力系数的变化情况。随着动量系数的增加，升力系数不断增大，动量系数增加到0.06，4°迎角左右，最大升力系数已经超过3，再次证明了环量控制的高升力特性，这对于飞行器的短距起降，高效巡航都是非常有利的。随着动量系数的增加，可以发现失速迎角在减少，这是与翼型前缘提前失速密切相关的，当动量系数增加后，后缘和前缘驻点下移距离增加，当前缘驻点下移到翼型下表面时，会使前缘驻点和前缘点之间的流体出现倒流，很容易发生前缘分离，所以随着迎角的增加，翼型前缘首先发生附面层分离，并且动量系数越大，前缘驻点下移的越多，失速迎角越小，可见动量系数较大时，小迎角升力较大，但有效迎角范围缩小。

图10 二维GACC 翼型的升力特性［17］Fig.10 Lift characteristics of 2-D GACC airfoil［17］

图11［17］给出了下表面射流在0°迎角、不同动量系数下的升力特性，在较小动量系数下，会产生正升力，主要是因为此时下表面射流对流体向上偏折的带动作用比较弱，不足以形成向下的升力，随着动量系数的增加，流体向上偏折效应逐渐增强，负升力形成并逐渐增加。前缘分离导致的失速出现在Cμ=0.05，此时升力系数为-1.0，当动量系数继续增加后，负升力会逐渐减小，存在动量系数有效范围。值得注意的是，下表面射流可以很好地改善阻力特性，对于给定的升力系数，相比上表面射流，下表面射流产生的阻力会更小一些，例如CL=0.25 时，最小阻力为0.009 8，如图12［17］所示，其中CD代表阻力系数，CDmin代表最小阻力系数，阻力的减少对提高巡航阶段的升阻比是有利的。

图11 负升力结构的GACC 二维翼型升力特性（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］

图12 负升力结构的GACC 二维翼型升阻比特性（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］

上下表面同时产生射流，射流速度与来流速度的比值成为一个关键性参数，实验结果发现，双射流可以减小阻力，在迎角为-4°时，速度比值为1.2 时，阻力会有一个38%的减少，这对于提高升阻比和巡航性能是非常有利的，如图13［17］所示。

图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］

从上述GACC 翼型的风洞试验和数值计算研究可以发现，射流带动外流偏折的虚拟舵面作用明显；通过翼型上（或下）表面的单射流环量控制获得高升力特性，升力大小受动量系数和迎角的影响，升力方向取决于射流偏折的方向；双射流在适当的射流速度与来流速度比值时能够获得较小的阻力，更大的升阻比，巡航性能较好。升阻特性的变化规律为形成虚拟舵面作用提供了力学基础，另外在整个实验范围内，效费比ΔCLΔCμ最大可以达到50，说明了环量控制的高效性。

2.2 控制效果

2.2.1 不同方向的控制方案

环量控制替代副翼实现滚转操纵是最先开始研究和发展起来的，在左右机翼的外侧分别设置环量控制激励器，双射流结构。如果两侧产生射流方向不同，则升力方向也不同，或者射流同向但射流速度不同，使得左右机翼的升力大小不同，实现差动控制，这2 种情况都可以形成滚转力矩，由于外侧激励器距离重心的展向距离较大，所以能够产生较大的滚转力矩。俯仰操纵是通过左右机翼的环量控制激励器产生同向升力，大小相等，形成同相驱动，实现俯仰控制。航向操纵是通过机翼两侧阻力或推力不同实现的，通过两侧激励器的双射流状态，或者采用射流推力矢量控制、翼尖反作用射流等进行偏航控制。

2021 年，英国BAE 系统公司和曼彻斯特大学对MAGMA 无尾飞行器的三轴飞行控制能力进行试飞验证［40］，采用了4 种控制方案，如图14［40］所示。第1 种是只用机翼两侧的环量控制（Circulation Control，CC）激励器实现飞机的滚转、俯仰和偏航控制；第2 种是尾喷口的射流推力矢量（Fluidic Thrust Vectoring，FTV）实现俯仰控制，机翼两侧的CC 实现滚转和偏航；第3 种是FTV 实现偏航控制，CC 实现俯仰和滚转；第4 种是FTV 实现俯仰控制，CC 实现滚转，翼尖反向射流（Wingtip Reaction Jet，WRJ）实现偏航控制。通过试飞结果分析发现，第1 种方案无法在飞机滚转机动过程中保持零侧滑条件，也就是存在横航向的耦合特性，所以在设计中CC 主要实现滚转和俯仰操纵，这一点可以在国内外的模型试飞中得到证实。第3 种方案是最高效的，通过FTV 调节偏航力矩，而CC 则实现俯仰和滚转，整个过程能够保持飞机的平衡，并且不需要任何机械舵面的辅助，完成飞行控制。目前国内还没有开展第3 种方案的研究工作，特别是FTV 在飞行控制中的重要作用，这也是未来一个重要的研究方向。

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

2.2.2 不同方向的控制效果

以MAGMA 选用的SACCON（Stability And Control Configuration）平台为研究对象［92］，通过数值计算［40］，与使用机械舵面的SCAOON实验和仿真数据［92-94］进行对比分析，说明虚拟舵面的控制效果。SACCON 的平面结构和几何尺寸如图15［92］所示，在机翼两侧内外各设置2 个环量控制激励器，共4 个激励器，其中左右机翼内侧激励器用IBC（Inboard Coanda，图16［94］的绿色部分）表示，外侧激励器用OBC（Outboard Coanda，图16［94］的蓝色部分）表示，每组激励器设置双射流结构，一侧机翼后缘共4 个射流出口。

图15 SACCON 无人飞行器机翼剖面的三视图［92］Fig.15 Wing profiles and 3-D view of SACCON UCAV configuration［92］

图16 后缘环量控制结构平面图［94］Fig.16 Schematic view of trailing edge circulation control configuration［94］

英国利物浦大学通过CFD 求解器进行数值计算，图17［40］是迎角为0°和5°时左侧内部射流，在不同动量系数下气动力矩增量的变化规律。图中的IBC+表示左侧机翼内侧上表面射流口产生射流情况，IBC-表示左侧机翼内侧下表面射流口产生射流情况，对应的动量系数值为负。从图17 中可以发现环量控制对3 个方向的力矩都有一定贡献，特别是对滚转力矩、俯仰力矩的影响更大一些，这主要还是跟环量控制产生高升力特性相关联的。

图17 左侧内部射流（IBC）的俯仰、滚转和偏航力矩系数增量（下表面射流为负的动量系数）［40］Fig.17 Pitch，roll and yaw moment coefficients with respect to blowing at inboard of left wing（IBC）［40］

为了评估虚拟舵面的控制效果，将SACCON 飞行器内侧襟翼偏转+10°（用IB+10表示）和-10°（用IB-10 表示）的数值计算与风洞试验结果，与内侧上表面、下表面单独射流（分别对应图中NPR+3，NPR-3）和上下表面同时射流（NPR±3）的力矩特性进行对比，其中HSWT 代表BAE 系统公司的实验数据［95］，CFD代表数值计算结果［96］，上下表面单独射流对应的动量系数Cμ=2.2×10-4，上下表面同时射流对应的动量系数Cμ=4.4×10-4，如图18［40，95-96］所示。从图18（a）可以看出，上下表面单独射流产生的俯仰力矩（分别对应CFD IBC NPR+3 和CFD IBC NPR-3）比机械舵面对应向上和向下偏转10°（对应HSWT IB+10 和HSWT IB-10）的俯仰力矩都要大，直到15°都如此，而且下表面射流产生的抬头力矩是最大的，控制效果明显，充分体现了射流进行俯仰控制的有效性。上下表面同时射流基本不影响俯仰力矩，图中的黑色圆点对应的是半模数值模拟结果，其余颜色都是全模计算结果。

图18 不同控制效应器下的俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩系数增量区别［40，95-96］Fig.18 Difference in pitch，roll and yaw moment coefficients due to different control effectors［40，95-96］

从图18（b）可以看到，上下表面单独射流产生的滚转力矩也要比机械舵面偏转产生的效果明显。跟实验值相比，在0°迎角时效果最好，可以增加约0.012 的滚转力矩，上下表面同时射流基本不影响滚转力矩。

从图18（c）可以看到，下表面射流产生的偏航力矩较明显，在0°～15°之间先增加后减少，在10°迎角达到最大值。值得注意的是，CFD IBC NPR±3 对应上下表面同时产生射流的效果，这种控制导致左侧机翼产生一定的推力，进而形成大约3×10-4的偏航力矩，而滚转和俯仰力矩没有显著变化。实验测得一个机翼外侧的开裂式襟翼偏转10°产生的偏航力矩为-5×10-4，因为开裂式襟翼产生的阻力大于推力，所以偏航力矩值为负。考虑到环量控制射流位于机翼内侧，开裂式襟翼位于机翼外侧，两者的力臂是有区别的，如果去除力臂的影响，可以认为双射流产生的偏航力矩与开裂式襟翼的效果是相当。

从上述研究结果发现，3 个方向的姿态控制可以采用不同的控制方案，基于环量控制的“虚拟舵面”通过差动和同相驱动形成有效的滚转和俯仰控制，优于机械舵面偏转效果；双射流激励产生一定的偏航力矩，与开裂式襟翼效果相当，同时对滚转和俯仰力矩影响较小；充分验证了虚拟舵面的控制效果。

3 虚拟舵面飞行器设计的主要内容

3.1 环量控制翼型

从环量控制的发展历程上看，环量控制翼型的研究占有重要地位，它不但影响飞行器的气动特性，还与射流产生系统密切相关，是一个综合优化的过程，在选择环量控制翼型时需要考虑以下几个方面：①翼型内部空间要足够放置环量控制射流产生系统，所以需要有一定厚度，但是大厚度会导致跨声速飞行时阻力较大，影响气动特性；②翼型外形要产生需要的气动特性，具有良好的稳定性和失速特性；③翼型后缘要进行修型以便于产生Coanda 效应，又要尽量减小由于圆形后缘产生的额外阻力。因此需要合理设计翼型前缘钝度、厚度、弯度、Coanda 后缘曲面形状、后缘半径、射流口位置和射流口高度等参数。

为了获得高升力特性，环量控制翼型最早设计为圆形，由于阻力较大，气动效率不高，很快被不同厚度的椭圆形翼型代替。美国佐治亚理工学院的Englar 研究小组将椭圆形和圆形结合起来，设计了对称翼型，椭圆形的前缘和半圆形的Coanda后缘，兼顾了两者的优势，但是最大厚度达到20%，只适合于低速流动［30］。随着飞行速度的增加，大厚度翼型会产生较大的阻力，特别是尾部圆形结构，需要减少翼型厚度和调整后缘形状。2004 年NASA/ONR 环量控制会议提出了NCCR 1510-7067N 翼型［97］，外形为双椭圆，最大厚度15%，弯度1%，美国David Taylor Naval Ship 研发中心对该翼型进行了大量风洞试验研究。当飞行速度继续增大到跨声速时，对翼型提出了新的更高要求，在能够容纳射流控制系统的同时，还要减少跨声速阶段的阻力。满足跨声速飞行条件的有NASA Langley 研究中心的二维GACC超临界翼型［18］，相对厚度17%、2%后缘半径，能够容纳环量控制射流需要的供气装置和管道系统，同时该翼型在跨声速阶段有良好的气动性能。NASA Langley 研究中心还采用一种6%厚度，0.75%弧度的薄椭圆形翼型进行跨声速风洞试验［98］，Coanda 表面为椭圆形后缘，该翼型具有在马赫数从0.8～0.85 之间产生最大升力增量的最佳厚度，阻力也较小，使得跨声速阶段的气动效率较高。另外为了适应不同飞行阶段，也有可旋转的环量控制襟翼［99］和双半径襟翼［100］，例 如NASA Langley 研究中心设计的NLF-0414 型改进型，翼型后缘是一个带尖头的可旋转襟翼，Coanda 效应使得流体在襟翼偏转较大时仍然保持附着，通过这种方式可以满足巡航、爬升条件下的低阻力、高升力需求，提升飞行器的整体气动性能。

可见，翼型厚度、Coanda 表面形状和尺寸是环量控制翼型的重要设计参数。随着飞行速度的不断提高，翼型厚度逐渐减小，需要进一步简化和集成射流产生系统，节约内部空间，以适应薄翼型结构。其中适用于跨声速飞行的超临界翼型，既可以减少跨声速阶段的阻力，又具有一定厚度安装射流产生系统，具有较大的应用价值。对于后缘Coanda 表面形状设计，在不影响Coanda 效应和气动特性的基础上，尽量减少后缘半径，一方面可以减少不使用射流时产生的额外型阻，另一方面也有助于减少整个系统的安装体积，有效降低成本。这些都是未来环量控制翼型设计中需要重点关注的内容。

3.2 虚拟舵面飞行器气动布局

在现有气动布局中，飞翼式或翼身融合体布局具有流畅的气动外形，气动效率较高，升阻比较大，隐身性能也较好，并且翼身融合体内部空间较大，可以装载大量燃油和武器，能够实现未来飞行器远程达到、自由进出和持续作战的能力需求。但是该布局由于无平尾和垂尾，操纵性和稳定性差［101-102］，影响飞行安全，另外飞翼布局飞行器配备的舵面组合系统结构复杂［103-104］，飞控要求高，影响隐身性。如果将环量控制与飞翼式或翼身融合体相结合，不但可以解决上述问题，还可以进一步提升隐身性、升阻比和内部空间，这对于未来飞翼式布局的发展是非常重要的。

从近年来环量控制模型试飞情况来看，无舵面飞行器选用的大多是飞翼式（或翼身融合体）气动布局。英国的Demon 无人技术验证机为翼身融合体下单翼布局，机翼为切尖三角翼，翼展约2.5 m，如图19［105］所示，通过环量控制机翼和射流矢量控制替代襟翼/副翼等部件完成了升降和转向控制。在此基础上，2019 年英国BAE 系统公司和曼彻斯特大学以三角翼、翼身融合体为基本布局试飞MAGMA 无人飞行器，将常规飞行控制相关的复杂移动部件全部由射流环量控制系统取代，该飞行器与无尾低可观测平面一致，前缘后掠角保持在47°，机翼面积约为3 m2，翼展约为4 m，展弦比约为5，如图20［39］所示。美国空军技术学院和伊利诺斯理工学院共同研发的ICE 无尾无人机，该飞机使用洛克希德·马丁公司的ICE-1011 平台，如图21［106］所示，有65°前缘后掠角，翼身融合一体化设计，外形采用北约SACCON 构型设计，实现了3 个方向的姿态控制。

图19 Demon 无人机［105］Fig.19 Demon UAV［105］

图20 MAGMA 无人机［39］Fig.20 MAGMA UAV［39］

图21 ICE 飞行器［106］Fig.21 ICE vehicle［106］

国内开展的环量控制验证机多数也采用了飞翼式（或翼身融合体）气动布局。中国空气动力研究与发展中心设计了基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面飞行器，飞翼式布局，双后掠角，展长3 m，展弦比4.58，从机身到翼尖，机翼后缘布置有升降舵，射流孔，副翼，扰流板，位于中间的射流环量控制实现俯仰和滚转操纵，如图22［91］所示。国防科技大学和军事科学院设计了中等展弦比飞翼布局无人机后缘射流滚转控制，机翼外侧有升降舵和副翼，射流激励器取代一半副翼，布置在外侧，实现滚转操纵，如图23［90］所示。南京航空航天大学设计了基于主动流动控制技术的无舵面飞翼布局飞行器姿态控制系统，在机翼内侧布置俯仰激励器，同时上表面吹气或同时下表面吹气，与横航向力矩解耦。机翼中间布置滚转激励器，差动控制产生。机翼外侧离后缘有一段距离的反射流激励器，产生航向控制，如图24［84］所示。

图22 无尾飞翼无人飞行器［91］Fig.22 Tailless flying wing unmanned flight aircraft［91］

图23 射流控制飞翼布局验证机平台［90］Fig.23 Demonstrator for flight control using jet［90］

图24 飞翼布局无人机［84］Fig.24 Flying wing UAV［84］

可见环量控制与飞翼式布局相结合是一种优选方案，除了有效改善飞翼式布局的操稳特性外，还带来飞行器整体性能的提升，体现在：①原有机械舵面处的尖锐边缘、突出物、台阶等由连续光滑的机翼表面代替，雷达反射源大大减少，并且可以在原有舵面处连续使用隐身涂层、隐身材料等，全面提高隐身能力；②在小迎角下产生高升力，有效缩短起降距离和时间，改善短距起降性能；③飞机重量和结构复杂度减轻，翼身组合体内部空间变大，可装载更多燃油和武器，久航远航性能提升；④通过主动调节射流参数，实时改变环量、升力和阻力，提高机动飞行的主动性和灵活性。可见在未来的虚拟舵面飞行器设计中，可以优选飞翼式无尾布局，合理选择飞机尺寸和重量，充分利用内部空间，进行环量控制系统与飞翼式布局的一体化设计。

3.3 射流作动系统

为了产生均匀、可控的高速射流，需要合理设计引气系统、管道系统和环量控制激励器等，这些部件组成了射流作动系统，图25［38］是MAGMA 无人机的射流作动系统示意图，从发动机压缩段引气，组成引气系统；流量计、控制阀和流通管道等组成管道系统；机翼尾缘的射流喷口结构组成环量控制激励器；3 个部件连接起来，完成了射流的产生、输运和喷出。

图25 MAGMA 射流作动系统架构［38］Fig.25 MAGMA fluidic systems architecture［38］

3.3.1 引气系统

从国内外公开文献看，引气系统主要有以下几种方式：①离心风机；②辅助动力单元（Auxiliary Power Unit，APU）；③发动机压气机。离心风机主要针对射流速度不大、重量较轻的飞行器，通过PWM（Pulse Width Modulation）信号控制风机转速产生一定的高压射流，PWM 信号作为控制变量，与舵面偏角作用相同，国内采用这种方式的较多。辅助动力单元是额外的空气压缩装置，能够获得需要的射流，但是会增加飞机的重量，并且会影响重心位置，需要综合考量。英国的Demon 无人技术验证机采用的就是这种方式，使用一个额外的小型燃气轮机作为压气机来提供高压气体，如图26［105］所示。近年来试飞的验证机大多采用的是第3 种，直接从发动机引气，获得较高压力射流。MAGMA 采用的是这种方式，从压气机引气的最大压力达到4×105Pa，射流系统的压力比高达7 以上，在最大功率推力180 N 的情况下射流流量达到0.035 kg/s（主流量的9%）。国内中国空气动力研究与发展中心的无尾飞翼飞行器采用的是基于集气环的涡喷发动机引气方案，将30 kg 推力涡喷发动机改造，在稳定段嵌入集气环，从压气机扩压器出口收集高压气体，如图27［91］所示。最大引气压力3.2 bar（0.32 MPa），最大引气质量流量45 kg/s，由于压缩气体来源于发动机冷却气体，所以不影响发动机推力。

图26 APU/压气机［105］Fig.26 APU/compressor installation［105］

图27 涡喷发动机及引气系统［91］Fig.27 Turbojet engine and bleed system［91］

3.3.2 管路系统

管路系统是引气系统和激励器之间的通道，主要作用是将高压气体运输到机翼后缘，在管道中会安装流量计、控制阀或传感器等装置。其中流量计一方面主动调节质量流量，形成不同的动量系数射流，获得需要的气动力和力矩；另一方面会设置最大引气质量流量，保证引气量对发动机的影响在可以接受的范围。如果左右机翼都有环量控制激励器，则射流通道会被分成两部分，分别通向左机翼和右机翼，利用控制阀控制对应的激励器是否工作，如果上下表面都有射流，也会分别设置控制阀，控制单独射流或上下表面双射流等不同的组合方式，通过几个激励器的协调工作，实现不同方向的飞行控制。另外在射流口前方可能会设置压力或温度传感器，感知射流压力，与大气压进行对比，获得射流压比参数。

3.3.3 环量控制激励器

环量控制激励器是位于机翼尾缘的射流喷出结构，为了形成稳定、均匀的高速射流，在射流口之前的结构设计紧凑，沿翼展方向快速扩展，沿流向急剧收缩，由于机翼上下表面都会产生射流，所以导流管道分为上下两层，如图28［91］所示。超声速射流可以设计收敛步进喷嘴的结构，其中超声速流动的膨胀部分发生在向后台阶的下游，而不是在封闭的喷嘴中，这大大降低了对制造精度的要求，因为喷嘴的收敛部分可以是任意的锥度，效率损失很小，而且膨胀侧的性能对精确几何形状相对不敏感。射流喷口和喷口下面的台阶，如图29［41］所示，射流口高度为h，台阶高度为hs，图中的NPR 代表射流压比，是射流口前压力与大气压的比值。

图28 环量控制激励器外形［91］Fig.28 Shape of circulation control actuator［91］

图29 超声速射流环量控制激励器的结构设计［41］Fig.29 Design space for circulation control device［41］

3.4 射流飞控系统

带机械舵面的飞行控制系统，是通过飞行员输入指令，飞控计算机解算出舵面偏转角，通过操纵系统驱动机械舵面发生偏转，飞机气动力和力矩发生变化，引起飞行姿态变化，将实际的飞行姿态与输入指令进行比较，形成姿态变化的闭环控制，如图30 所示。虚拟舵面飞行器由于没有机械舵面和对应的操纵系统，控制方式和控制律都发生变化，为了实现虚拟舵面对飞行姿态的控制作用，需要考虑以下几个方面的内容：一是找到代替机械舵面偏转角的射流参数；二是建立射流作动系统和原飞行控制系统之间的关联；三是构建新的飞行控制系统。

图30 原飞行控制系统Fig.30 Original flight control system

影响虚拟舵面控制效果的环量控制参数较多，通过大量数值计算和风洞试验数据发现，射流压比参数（即射流前的压力与大气压的比值）不但与射流速度有关，还与消耗的质量流量相关，射流压比越大，形成的射流速度越大，同时消耗的质量流量越少，从提高效费比的角度分析，射流压比应该越大越好，这也是为什么要从发动机压缩段获取高压气体的原因。由于压力比较容易测量和调节，易于进行反馈，所以将射流压比作为射流作动系统的控制参数，相当于舵面偏转角的作用，成为代替机械舵面偏转角的射流参数。

原飞行控制系统的内回路是舵面偏转回路，传递舵面偏角信号，驱动舵面偏转。现在将射流作动系统替代舵面偏转内回路，形成射流作动系统内回路，传递射流压比信号，产生需要的射流，带动外流偏折，形成虚拟舵面偏转，2 个内回路作用相同，可以相互替代，建立了射流作动系统和原飞行控制系统之间的关联。最后将射流作动系统内回路与外部的姿态变化外回路进行融合，则构建出新的飞行控制系统，称为射流飞控系统，实现飞行姿态的闭环控制，如图31 所示。可见，射流飞控系统创新了飞行控制方式，未来可能取代最新现役电传飞行控制系统，将对飞机的设计和制造产生深远影响。

图31 射流飞控系统Fig.31 Fluidic flight control system

4 虚拟舵面飞行器发展中的关键问题

4.1 射流引气系统问题

从发动机压缩段直接引气，能够获得需要的高压射流，实现替代舵面和飞行控制的目的，但要消耗一定的质量流量和能量，需要系统评估这些对发动机性能和飞行性能的影响，即带来气动特性收益的同时，付出的代价也是可接受的，这是未来环量控制技术实现工程应用的关键问题之一。北约科技组织通过系统评估，得到关于发动机引气产生射流的相关结论：足量的引气量可产生主动射流控制所需的足够控制功率，对现代发动机是可承受的，最大使用不到3%。主动射流控制在进入战场阶段的平均引气量为0.5%，对航程产生1%的影响，从性能角度是可接受的。中国空气动力研究与发展中心设计的无舵面飞行器从发动机压气机扩压器出口收集高压气体，具备持续引气功能，并且压缩气体来源于发动机冷却气体，实现了压缩气体引出流量及流量变化与发动机推力解耦，对发动机性能和系统影响小，为了防止流量超限导致涡轮过热发生损坏，通过设置临界压力限制引气量流量上限。未来环量控制将应用于更高的来流速度，比如跨声速或超声速，这就要求射流速度是超声速的，此时对引气系统的引气量和压力提出了更高的要求，需要全面评估引气系统对发动机性能的影响。

4.2 虚拟舵面高效性问题

机械舵面飞行控制系统的偏转角响应和姿态变化具有一定的延迟性，影响操纵的实时性，同时还要受舵面偏转最大角度的限制。利用虚拟舵面替代机械舵面，射流飞控系统将飞行员姿态指令通过飞控计算机解算成射流压比指令和PWM 信号，利用射流管道系统和控制装置，快速形成射流压比响应，延迟小，响应速度快，射流带动外部流场形成新的流场，改变飞机受力和力矩，流场响应时间可以忽略，说明射流飞控系统具备实时性优势，是虚拟舵面高效性的重要体现。中国空气动力研究与发展中心设计的无舵面飞行器，射流作动系统响应延迟＜0.02 s，姿态角速度响应时间＜0.02 s，都优于机械舵面的延迟和姿态参数响应时间。通过大量数值计算、风洞试验和模型试飞结果表明，虚拟舵面可以实现飞行器不同方向的姿态变化，控制效果已经达到甚至优于机械舵面。另外随着技术的发展，射流速度不断提高，能够产生更大的气动力和力矩，可以改善机械舵面偏转受最大角度限制的弊端，进一步提高飞机的操纵性和机动性，这些都体现了虚拟舵面的高效性。在实现高效飞行控制的过程中，射流飞控系统的控制律设计是一个关键环节，需要摸清姿态变化与射流压比之间的内部关联，此时要以大量的环量控制数值计算、风洞试验和试飞数据作为样本数据，探索利用机器学习和人工智能等方法，将离散的气动特性数据进行拟合，获得气动力和力矩与射流压比等关键参数的关系模型，建立姿态角与射流压比之间的控制律。

4.3 飞行器一体化设计问题

环量控制需要的管路系统需要一定的空间尺寸，对机翼外形有一定的要求，希望机翼厚度大一些，同时机翼外形会影响飞行器的气动特性，特别是随着飞行速度的提高，机翼的厚度不能太大，所以环量控制与飞行器之间需要进行协调和一体化设计。特别是对于机翼后缘，为了产生Coanda 效应，后缘修型为一定钝度的半圆形，这会增加机翼后缘的厚度，为了满足各种性能要求，相较机械控制面，后缘厚度不能过大，并能够提供同等的控制效率，当这些要求应用于飞行器平台的时候，对于一个弦长为几米量级的全尺寸机翼，后缘高度需要设置到5～15 mm 的量级，这意味着后缘半径与弦长的比值r/c＜1%，这些对于飞行器的设计和制造来说都是一个关键性问题，需要进一步的探索研究。

4.4 飞行安全和任务适用性问题

环量控制的射流高度依赖于主要推进系统的有效性，依赖于发动机压气机引气系统的正常工作，如果发动机出现故障，将直接影响气源和引气系统，环量控制系统将无法工作。因此，考虑飞行安全，一般需要使用双发动机、辅助动力系统或者发动机故障时依赖常规控制面。为了产生需要的射流速度，要求通过管道系统和流量控制设备的合理设计来精确控制流量，并且管路系统和控制设备要保证正常的工作。为了产生高速射流，一般射流口的尺寸比较小，容易被水和污垢堵塞，影响射流的运动，在使用过程中要考虑这些问题。此外，发动机排气作为气源是热的，会导致相应部件的热应力。所以从安全性和适用性的角度考虑，在保证整个环量控制系统正常运行，在保持与机械舵面相同作用的前提下，尽量多地减少飞机重量，提高飞机的安全性、适用性和可维护性。

5 结论

环量控制技术作为一种新颖的主动流动控制方式，通过局部敏感区域的射流产生，改变全局性能，能够起到四两拨千斤的重要意义。

1）通过梳理总结国内外环量控制的发展历程，呈现出该技术在无人机、直升机、风力机、民用飞机、私人飞机和涡轮叶珊等领域发挥的重要作用，虚拟舵面飞行器的发展和应用将是未来一段时间的重要研究内容。

2）基于NASA Langley 研究中心对GACC翼型的数值计算和风洞试验结果，得到高升力特性取决于动量系数和迎角变化，上（或下）表面单射流产生不同方向的升力，阐述了升力大小和方向的变化依据，获得虚拟舵面的作用原理。利用SACOON 平台滚转、俯仰和偏航力矩的实验研究，得出虚拟舵面的环量控制效果，验证了控制的高效性。

3）为了推进虚拟舵面飞行器的设计和工程应用，需要重点关注环量控制翼型、气动布局、射流作动系统和飞控系统几个方面的设计与研究，充分考虑环量控制技术在飞翼式布局飞行器上的潜在应用价值，融合射流作动系统与原飞行控制系统，构建新的射流飞控系统，探索研究姿态角与射流压比参数之间的控制律。

4）持续探索射流引气系统、虚拟舵面高效性、飞行器一体化设计和飞行安全与任务适用性等方面的关键问题。在未来一段时间内，应不断提高射流速度，减少能量消耗，创新飞行控制方式，与高隐身性相结合，探索环量控制技术应用于未来飞行器高威胁环境下的远程到达、自由进出、持续作战和高生存等性能优势，推动未来轻型、隐身、更快更高效的军、民用飞机成为可能。