翼型動態(tài)失速影響因素及流動控制研究進展

楊鶴森，趙光銀,2，梁華,*，王博

1. 空軍工程大學(xué) 等離子體動力學(xué)重點實驗室，西安 710038

2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室，綿陽 621000

3. 南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室，南京 210016

翼型動態(tài)失速[1-2]是指發(fā)生在機翼或槳葉等升力部件上，迎角隨時間周期性變化或急劇動態(tài)變化時，由于翼面上方大范圍氣流分離引起的一種強烈的非定常、非線性的失速延遲流動現(xiàn)象[3-5]。這種現(xiàn)象普遍存在于直升機旋翼后行槳葉[6-8]、快速俯仰機動的戰(zhàn)斗機等大機動飛行器[9-10]、偏航運動的風(fēng)力(渦輪)機葉片[11-12]、旋轉(zhuǎn)喘振的壓氣機[13-14]、低雷諾數(shù)撲翼微型飛行器以及大量鳥類昆蟲的繞流運動中[15]。在20世紀(jì)40年代， Himmelskamp首次在實驗中發(fā)現(xiàn)了動態(tài)失速現(xiàn)象的存在[3]。但由于當(dāng)時對航空器的機動性要求不高而且分析手段有限，所以這一現(xiàn)象未得到深入研究。直到20世紀(jì) 60年代一次直升機旋翼實驗后才引起普遍關(guān)注，關(guān)于動態(tài)失速特性的研究也隨之展開。Ham[4]最早給出了關(guān)于動態(tài)失速發(fā)展過程的理論描述。進入70年代后，人們針對動態(tài)失速現(xiàn)象開展了許多實驗研究，動態(tài)失速的發(fā)生機理得到初步揭示。直到1998年Ekaterinaris和Platzer[5]對過去人們研究翼型動態(tài)失速所采用的數(shù)值方法和研究成果進行了比較全面的總結(jié)，表面型俯仰運動的折合頻率、振幅角、平衡迎角、轉(zhuǎn)軸位置和來流馬赫數(shù)等因素都對失速渦的強度、發(fā)展和脫落有著直接影響，同時翼型的幾何形狀也極大地影響動態(tài)失速特性。

流動顯示手段和數(shù)值模擬[16-20]已經(jīng)揭示正常俯仰情況下充分演化的翼型動態(tài)失速現(xiàn)象的一般歷程。圖1[16]是通過計算模擬得到的翼型在一個俯仰周期T內(nèi)流場演化過程。t=0T～T/8期間，翼型從平均迎角開始上仰，期間前緣未發(fā)生附面層的分離；t=2T/8時刻，翼型上仰至最大迎角，伴隨著前緣渦的形成，附面層內(nèi)的流動開始發(fā)生逆轉(zhuǎn)并逐漸導(dǎo)致大范圍流動分離，同時，前緣渦沿弦向流動，產(chǎn)生額外的升力；t=3T/8時刻，翼型從大迎角狀態(tài)已經(jīng)開始下俯，前緣發(fā)生渦脫現(xiàn)象，這種渦脫現(xiàn)象不僅會造成升力的損失，還會造成俯仰力矩急劇變化；t=4T/8～6T/8期間，翼型經(jīng)過平均迎角繼續(xù)向下低頭，整個過程便是流動重新附著的過程，在此期間，迎角雖降低了，但下俯運動引起的上洗流使得翼型的有效迎角仍較大，翼面上方整體還是分離狀態(tài)；經(jīng)過t=7T/8時刻后，翼型開始抬頭上仰，下洗流開始作用，有效迎角較小，上翼面流動分離得到緩解，同時迎角由小迎角狀態(tài)逐漸增大，升力慢慢恢復(fù)，當(dāng)上仰至t=T時刻位置時即完成了一個俯仰周期內(nèi)的運動[16,21-22]。

圖1 一個俯仰周期內(nèi)不同時刻的流場[16]

可以看出，動態(tài)失速現(xiàn)象由前緣脫體渦主導(dǎo)，脫體渦快速后移引起壓力中心后移，從而產(chǎn)生很大的低頭力矩，致使翼型扭轉(zhuǎn)載荷大幅增加[23]。由于動態(tài)效應(yīng)，振蕩翼型的失速迎角一般大于同等流場環(huán)境下的靜態(tài)失速迎角，具有增大最大升力的作用；然而一旦超過失速迎角，動態(tài)失速渦(Dynamic Stall Vortex, DSV)的產(chǎn)生、移動和脫落會形成非常復(fù)雜的流動現(xiàn)象，產(chǎn)生很大的阻力和俯仰力矩峰值，引發(fā)升力急劇下降、阻力迅速增大的失速和顫振載荷問題，嚴(yán)重破壞流場結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性。對于飛行器來說，動態(tài)失速會極大地限制機翼或槳葉的氣動性能及飛行包線，導(dǎo)致飛行器操作失穩(wěn)；對于風(fēng)力機葉片和壓氣機葉片來說，動態(tài)失速會使其氣動效率驟降、高速運行范圍急劇減小[1-2]；而對于直升機旋翼，動態(tài)失速最直接的影響是限制最大前飛速度。

在直升機前飛狀態(tài)時，旋翼在不同方位角相對來流速度是周期變化的，為保證升力的穩(wěn)定需要槳葉槳距周期變化，因此槳葉局部剖面的迎角是周期變化的，其中迎角的變化幅度隨著前飛速度增加而增加，平均迎角則隨著旋翼載荷的增加而增加，這形成了直升機旋翼槳葉中存在的旋轉(zhuǎn)運動、變距運動、揮舞運動以及擺振運動等一系列復(fù)雜運動。如圖2所示，在前飛狀態(tài)下，旋翼槳葉旋轉(zhuǎn)運動與前飛速度相疊加，導(dǎo)致了嚴(yán)重的氣流不對稱現(xiàn)象，即前行槳葉的相對來流速度大，而后行槳葉來流速度小，需要較大的迎角才能維持前行槳葉氣動力的平衡。槳葉的迎角為周期性變化，前飛速度越大，槳葉迎角的振幅越大，尤其在大載荷時，直升機總距相對較大，很容易進入動態(tài)失速狀態(tài)，給飛行安全帶來隱患，同時會導(dǎo)致旋翼需用功率增加，拉力減小，帶來槳葉顫振及鉸鏈力矩、軸扭矩增加等不良后果，造成直升機旋翼/機體耦合動穩(wěn)定性的降低，限制了其氣動性能和飛行包線，甚至有可能產(chǎn)生空中共振不穩(wěn)定性現(xiàn)象，對整個操縱系統(tǒng)帶來安全威脅[17-18]。

圖2 直升機旋翼速度分布與流場特點

早在2001年，王適存教授[24]對旋翼翼型的設(shè)計提出了5項要求，其中有3項與動態(tài)失速有關(guān)，包括有較高的動態(tài)和靜態(tài)最大升力系數(shù)、有較高的升阻比，以及在較低的Ma下和大迎角時具有較好的失速特性。由動態(tài)失速現(xiàn)象帶來的危害和對現(xiàn)代直升機翼型改進提出的要求可以得出：削弱翼型動態(tài)失速引起的高阻力、大低頭力矩，并盡可能充分利用其動態(tài)渦升力，對提高直升機旋翼性能具有重要意義；同時，動態(tài)失速產(chǎn)生的非定常載荷會直接影響直升機、風(fēng)力發(fā)電機及其他相關(guān)機械性能，包括可操控性、氣彈穩(wěn)定性、噪聲以及推動力等，因此對動態(tài)失速控制的研究具有重要的工程意義。

綜上，通過流動控制手段，或建立相應(yīng)的非定常氣動模型用于動態(tài)失速翼型氣動力計算[18]，改善動態(tài)失速翼型的非定常氣動特性、降低甚至規(guī)避動態(tài)失速帶來的風(fēng)險與危害意義重大。特別是對于以直升機為代表的旋翼飛行器來說，動態(tài)失速流動控制技術(shù)發(fā)展的好壞，決定著其未來的發(fā)展前景與定位。然而，盡管近年來對非定常流動分離的認(rèn)識取得了重大進展，但動態(tài)失速仍然是空氣動力學(xué)中尚未解決的主要問題之一，動態(tài)失速控制也逐漸成為空氣動力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點之一[2]。

1 動態(tài)失速的影響因素

與靜態(tài)失速相比，動態(tài)失速的流場更為復(fù)雜，影響失速行為的參數(shù)和因素更多。對于靜態(tài)失速，當(dāng)迎角增大到某一定值時，在翼型表面會出現(xiàn)大范圍流動分離，導(dǎo)致升力突降和阻力突增；而翼型動態(tài)失速的基本特征是翼型俯仰運動和DSV的作用，流場中存在復(fù)雜的非定常分離和大尺度渦結(jié)構(gòu)，氣動力表現(xiàn)出明顯的非線性遲滯特性。前緣渦的生成、沿翼型表面的輸運直至脫落，導(dǎo)致翼型在上仰和下俯過程中的相同迎角下氣動載荷不對稱，從而引起翼型氣動載荷的遲滯效應(yīng)。

對于翼型靜態(tài)失速，影響失速行為的參數(shù)主要有翼型型面(翼型的幾何形狀)、表面光潔度、來流湍流度、雷諾數(shù)Re以及馬赫數(shù)Ma[25]。而動態(tài)失速依賴于更大范圍的參數(shù)，首先僅僅考慮俯仰運動本身，典型以正弦規(guī)律俯仰振蕩的翼型迎角運動規(guī)律表達(dá)式為

α=αmsin(2kU∞t/c)=α0+αmsin(ωt)

(1)

式中：α0為平均迎角；αm為迎角振幅；k為縮減頻率；U∞為來流速度；c為翼型弦長；ω為俯仰振蕩的角頻率。由俯仰運動的數(shù)學(xué)表達(dá)式可知，若氣動力計算條件不變，簡諧俯仰運動的關(guān)鍵參數(shù)包括振幅、頻率、平均迎角以及俯仰運動的扭轉(zhuǎn)點位置。對于真實的翼型周期性運動來說，即使翼型以恒定俯仰速率的簡單運動，也要依賴于許多相互關(guān)聯(lián)的流場參數(shù)[26-27]，例如雷諾數(shù)、縮減頻率、三維性、風(fēng)洞效應(yīng)以及翼型型面[28]，對于以正弦規(guī)律俯仰振蕩的翼型，振蕩運動的平均迎角和最大迎角也是重要因素[29]，這些因素都能直接影響失速渦的形成、發(fā)展和脫落進而影響翼型的動態(tài)失速特性。本文從縮減頻率、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、翼型型面、迎角振幅、平均迎角和其他因素等7個方面總結(jié)參數(shù)對動態(tài)失速的影響。

1.1 縮減頻率

影響翼型動態(tài)失速的因素很多，其中最重要的是縮減頻率k[21]，縮減頻率用于描述翼型或機翼上的流動不穩(wěn)定性[30]，通常被定義為定常運動的時間尺度(c/2U∞)與振蕩運動的時間尺度(1/ω)的比值[31]。對于弦長為c的翼型，以恒定俯仰速率w圍繞50%弦長俯仰的翼型縮減頻率定義為[32]

k=ωc/(2U∞)

(2)

根據(jù)式(2)，當(dāng)k=1.0時，定常運動的時間尺度和非穩(wěn)定時間尺度(振蕩時間尺度)是相同的，流動是不穩(wěn)定的。文獻(xiàn)[33]發(fā)現(xiàn)了當(dāng)k=0.05 對應(yīng)的翼型動態(tài)失速特性相比于靜態(tài)失速特性存在明顯差異。Wang和Cui[34]指出縮減頻率k>0.05更為關(guān)鍵，因為不穩(wěn)定的空氣動力會導(dǎo)致翼型或機翼表面壓力的大幅波動，從而使載荷增加，故k<0.05時可將流動視為準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)(Quasi-steady)。

國內(nèi)外進行了大量研究以揭示縮減頻率對不同翼型的動態(tài)失速特性的影響規(guī)律[35-37]。結(jié)果表明縮減頻率的增加會導(dǎo)致動態(tài)失速對應(yīng)的最大失速迎角推遲并使翼型產(chǎn)生的升力顯著增加。如圖3[35]所示，不同縮減頻率對翼型動態(tài)失速特性的改善作用可通過觀察升力系數(shù)與迎角的關(guān)系得到，其中NACA0015和NACA0021翼型均以恒定的速率繞50%弦長俯仰。

圖3 不同翼型縮減頻率對升力特性的影響(Re=5×104)[35]

與穩(wěn)態(tài)情況對比表明，隨著縮減頻率的增加，翼型超過臨界失速迎角后產(chǎn)生的升力更大，動態(tài)失速的初始迎角更大，翼型的升力特性潛力得到提升。根據(jù)Choudhry等[38]的實驗，縮減頻率的無限增加不會導(dǎo)致最大升力系數(shù)的無限增加。如圖4(a)所示，由動態(tài)失速引起的最大升力增加量與翼型振蕩縮減頻率的關(guān)系可以觀察到，在一定的縮減頻率之后，翼型升力的變化趨于平穩(wěn)。該情況下縮減頻率的上限取決于雷諾數(shù)Re，并隨著雷諾數(shù)的增加而減小。本文認(rèn)為Choudhry等[38]的實驗選用的縮減頻率有限，得出的結(jié)論不具有一般性。同時圖4也可以看出k<0.05時也不能認(rèn)為流動為準(zhǔn)靜態(tài)。

Sheng等[39]研究表明動態(tài)失速起始迎角隨著縮減頻率的降低而線性變化。這和Choudhry等[38]實驗結(jié)果相似，如圖4(b)中對應(yīng)的最小雷諾數(shù)Re=5×104。然而，對于較大的雷諾數(shù)，動態(tài)失速起始迎角隨縮減頻率的變化呈拋物線趨勢。對于最小的雷諾數(shù)，也可在縮減頻率開始降低時觀察到類似的拋物線趨勢?？s減頻率繼續(xù)減小，失速迎角隨著縮減頻率的變化而線性變化。

圖4 縮減頻率對最大升力系數(shù)和初始動態(tài)失速迎角的影響[38]

直升機旋翼翼型工作的縮減頻率一般在0.03～0.15 之間，趙國慶[40]針對翼型典型工況k= 0.05，0.10，0.15這3個狀態(tài)分別進行了數(shù)值模擬。圖5給出了不同縮減頻率對應(yīng)的翼型升力系數(shù)、力矩系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。隨著縮減頻率的增大，氣動力系數(shù)遲滯效應(yīng)更加強烈，遲滯回線的面積增大，升力系數(shù)峰值增大，并且升力系數(shù)發(fā)散迎角增加。與此同時，低頭力矩的峰值隨著縮減頻率的增大而增大，并且后移。縮減頻率表征了旋翼翼型動態(tài)失速特性的強弱程度，縮減頻率越大，動態(tài)特性越強烈，反之，動態(tài)特性越弱。隨著縮減頻率的增加，一方面，在翼型迎角增大過程中，分離點的滯后作用更加顯著，因此動態(tài)情況下分離點的位置向后移動，即分離迎角增大；另一方面，在迎角減小的過程中，升力恢復(fù)的延遲也更顯著，升力系數(shù)的減小量也更大。

圖5 縮減頻率對翼型升力系數(shù)遲滯回線的影響[40]

上官云信等[41]根據(jù)試驗結(jié)果認(rèn)為，縮減頻率越大，動態(tài)失速迎角越大，但重新附著迎角越小，動態(tài)失速遲滯回線所圍的面積越小；在翼型抬頭階段未失速區(qū)內(nèi)縮減頻率的影響很小。張瑞民等[42]采用計算流體力學(xué)軟件Fluent數(shù)值模擬了NACA 0012翼型繞1/4弦長位置作俯仰振蕩的運動過程，縮減頻率越大，翼型的動態(tài)遲滯效應(yīng)越明顯。

總的來說，形成的普遍共識是：縮減頻率是影響翼型動態(tài)失速的重要參數(shù)，隨著縮減頻率的增大，對最大升力系數(shù)和迎角的影響都是正相關(guān)的，但同時翼型的遲滯效應(yīng)越顯著，動態(tài)失速越難以控制。在上仰階段，k越大，誘導(dǎo)的前緣下洗流作用越明顯，使翼型有效迎角越小，前緣不易分離；而下俯階段隨著k的增大，誘導(dǎo)的前緣上洗流作用越明顯，使翼型有效迎角越大，前緣容易分離，升力恢復(fù)較慢，因此遲滯效應(yīng)越明顯。

1.2 雷諾數(shù)

一些研究機構(gòu)詳細(xì)研究了雷諾數(shù)對翼型翼面壓力分布的影響，并指出雷諾數(shù)在動態(tài)失速過程中并不起主要作用[43-46]。Robinson和Wissler[45]通過表面測壓得出結(jié)論，雷諾數(shù)增加對整個失速過程影響很小，觀察到隨著雷諾數(shù)增加，翼型前緣附近的負(fù)壓峰值增加。類似地，Choudhuri和Knight[43]通過對翼型層流繞流的計算，發(fā)現(xiàn)保持馬赫數(shù)和俯仰速率不變，將雷諾數(shù)從104增加到105可以加速翼型上方主再循環(huán)區(qū)域(Primary Recirculating Region)的出現(xiàn)，且更靠近前緣，與之相關(guān)的渦尺度減小了。Oi等[47]也觀察到，對于俯仰運動的翼型，雷諾數(shù)在1×104～6×104之間變化影響較小。不過，以上研究測試的雷諾數(shù)范圍相對較低，對于適用于工業(yè)實用雷諾數(shù)量級(106級)，美國國家可再生能源實驗室(NREL)選用S809和S813翼型，在平均和最大迎角的不同組合下進行了一系列實驗，結(jié)果顯示不同雷諾數(shù)下，兩個翼型升力系數(shù)的一般趨勢和升力遲滯保持大致相似[48-49]。

Zhang和Schlvter[46]在雷諾數(shù)440～2.1×104范圍內(nèi)，對圍繞50%弦長俯仰的平板進行大渦模擬，表明對于非常小的雷諾數(shù)(通常小于104)，平板的最大升力系數(shù)表現(xiàn)出非線性行為；Amiralaei等[50]也觀察到了簡諧波俯仰振蕩翼型的升力中的類似非線性行為。在圖4中也可看到類似的結(jié)果，隨著雷諾數(shù)增加，翼型產(chǎn)生的最大升力和動態(tài)失速迎角都顯著增加。

Choudhry等[38]認(rèn)為，在雷諾數(shù)為1.2×105時，NACA 0021翼型的吸力側(cè)邊界層經(jīng)歷從層流到湍流的過渡[51]，而在雷諾數(shù)為5×104時邊界層主要是層流，因此在俯仰運動期間更容易受到壓力梯度的影響，在這種情況下邊界層容易分離，并且與較高雷諾數(shù)下的情況相比，動態(tài)失速迎角相對較小，如圖6[38]所示；而湍流邊界層在翼型俯仰期間可以在一定程度上抵抗壓力梯度，從而在更大的角度范圍內(nèi)保持附著，產(chǎn)生更大的動態(tài)失速迎角和升力。而文獻(xiàn)[43-49]中對應(yīng)的邊界層基本為層流范圍，因此在這些研究中沒有觀察到雷諾數(shù)對動態(tài)失速特性的顯著影響。

圖6 NACA0021翼型在相同縮減頻率條件下雷諾數(shù)對升力特性的影響[38]

對于較大的雷諾數(shù)范圍，陳文軒[21]根據(jù)試驗數(shù)據(jù)，分析了Ma=0.1下雷諾數(shù)對A212mkt翼型動態(tài)失速遲滯回線的影響，試驗結(jié)果顯示在所試驗的雷諾數(shù)范圍(2×106～3.5×106)內(nèi)影響較小。夏玉順等[52]在雷諾數(shù)1.4×106～2.7×106范圍內(nèi)通過測壓實驗研究了NACA0012翼型動態(tài)失速特性，實驗結(jié)果如圖7所示，雷諾數(shù)越大，上仰階段失速迎角越小，最大升力系數(shù)減小，下俯階段的升力恢復(fù)越快，遲滯回環(huán)也就越小，這一結(jié)論與文獻(xiàn)[53-54]的結(jié)論相同。通過以上文獻(xiàn)可以看出，除了所用翼型不同，雷諾數(shù)的影響似乎并沒有一個固定的規(guī)律，分析認(rèn)為，這與翼型繞流邊界層狀態(tài)有關(guān)。在雷諾數(shù)2×106～3.5×106范圍，翼型上翼面的流動主要為湍流。而在雷諾數(shù)1.4×106～2.7×106范圍內(nèi)，翼型上方為層流與湍流并存狀態(tài)并在動態(tài)失速的過程中發(fā)生轉(zhuǎn)捩，上仰過程中首先在前緣產(chǎn)生分離泡，分離泡之前為層流，之后為湍流，分離泡向后運動變大，逐漸發(fā)展為分離，最終造成失速。雷諾數(shù)的差異造成轉(zhuǎn)捩點的位置不同，導(dǎo)致上翼面壓力分布不同；下俯階段雷諾數(shù)大，湍流度大，易于分離的附著，導(dǎo)致下俯階段雷諾數(shù)越大升力恢復(fù)得越快。

圖7 雷諾數(shù)對升力遲滯回線的影響[52]

Chandrasekhara等[55]在1987—2004年間做了大量翼型動態(tài)失速的研究工作。研究發(fā)現(xiàn)，在較高雷諾數(shù)下，導(dǎo)致翼型發(fā)生動態(tài)失速的原因是前緣附近的強逆壓梯度和激波誘導(dǎo)分離[56]。因此，大部分針對動態(tài)失速控制的研究都集中于翼型前緣部分[57]。

綜上，雷諾數(shù)對于翼型動態(tài)失速特性是有影響的，雷諾數(shù)表征流體慣性力和黏性力之比，Re增大，慣性力相對增大，對應(yīng)的流體湍流強度增大，對動態(tài)失速渦的形成和產(chǎn)生有一定的抑制作用；而較小的湍流強度有利于氣流的分離和渦的形成。但雷諾數(shù)的影響與雷諾數(shù)的范圍有關(guān)，可能也與翼型型面有關(guān)，現(xiàn)有的研究并不是很系統(tǒng)，有些研究集中在小范圍層流狀態(tài)，有些則聚焦大范圍全湍流狀態(tài)，有些研究的雷諾數(shù)條件下層流與湍流并存。

1.3 馬赫數(shù)

由翼型運動引起的不穩(wěn)定性，即使在低馬赫數(shù)下，壓縮性效應(yīng)對快速俯仰翼型的影響也非常顯著，翼型的俯仰也會在前緣附近引起局部的高馬赫數(shù)，從而導(dǎo)致振蕩形成。McCroskey等[58]指出，在Ma∞≥0.2實驗條件下，經(jīng)歷正弦規(guī)律俯仰運動的翼型的前緣附近可觀察到局部超聲速區(qū)。

在穩(wěn)態(tài)條件下，由于吸力側(cè)的流動加速，可能遇到超聲速條件，在不穩(wěn)定的條件下，該問題會更加嚴(yán)重。很小的來流馬赫數(shù)即可引起超聲速條件，所以研究馬赫數(shù)對動態(tài)失速過程影響很重要。但是，近年來這方面的研究相對較少。Visbal[59]使用非定常、可壓縮、質(zhì)量平均的Navier-Stokes方程和代數(shù)渦黏性湍流模型對NACA 0015翼型進行了數(shù)值研究，觀察到Ma∞≥0.5條件下，翼型上表面的流場是超聲速的且隨著翼型的迎角增大，在前緣附近觀察到超聲速區(qū)域開始增長。Ma∞<0.5時，仍然在前緣附近觀察到小空間范圍的超聲速區(qū)域。進一步研究發(fā)現(xiàn)對于來流馬赫數(shù)為0.3，超聲速區(qū)域的弦向范圍約為3.0% 弦長，表明即使是小的來流馬赫數(shù)，壓縮性的影響也不容忽視。Visbal[59]觀察到，對于這種情況(Ma∞<0.5)，DSV還是通過前緣失速形成，而不是在不可壓縮條件下觀察到的常規(guī)后緣失速開始。

就翼型的升力而言，隨著縮減頻率的增加同時保持馬赫數(shù)恒定，觀察到最大升力系數(shù)的增加，這類似于較低馬赫數(shù)下的行為。Visbal[59]表明，在馬赫數(shù)為0.6時增加縮減頻率不僅導(dǎo)致最大升力系數(shù)的增加，而且導(dǎo)致整個升力曲線的跳躍，這類似于增加翼型彎度的影響。與之相反，當(dāng)馬赫數(shù)依次增加同時保持縮減頻率和雷諾數(shù)恒定時，觀察到失速延遲和最大升力系數(shù)的減小，如圖8所示。McCroskey[58]和Carr[60]等也觀察到最大升力系數(shù)降低的類似現(xiàn)象。然而，這一論點需要進一步研究，因為Choudhuri和Knight[43]研究表明，隨著來流馬赫數(shù)從0.2增加到0.5，DSV的形成被延遲，并且失速也開始出現(xiàn)延遲。

圖8 不同馬赫數(shù)條件下NACA0015翼型的升力特性曲線[38]

Visbal[59]沒有觀察到高來流馬赫數(shù)下DSV的形成，這與 Liiva[61]進行的早期研究相同。Liiva認(rèn)為，增加馬赫數(shù)會導(dǎo)致沖擊效應(yīng)的形成，從某種程度上抑制渦旋脫落的過程。然而，使用高速紋影圖像， Chandrasekhara和Carr[60]觀察到DSV存在于他們所研究的馬赫數(shù)范圍(0.15≤Ma∞≤0.45)。孔衛(wèi)紅等[23]通過計算在不可壓縮到可壓縮范圍(Ma=0.18～0.36，Re=2.34×106～4.68 ×106)來流條件下，研究了不同馬赫數(shù)下升力和力矩遲滯回線，發(fā)現(xiàn)隨著來流馬赫數(shù)的增大，翼型動態(tài)失速迎角越小，這與靜態(tài)失速特性相符，隨著馬赫數(shù)增大，翼型最低壓力點的壓力有額外降低，導(dǎo)致翼型后部分的逆壓梯度增大，從而更容易產(chǎn)生氣流分離。此外，馬赫數(shù)越大，氣流再附速度也會有所降低；馬赫數(shù)越小，最小力矩系數(shù)越小，這是由于壓縮性使得翼型氣流分離發(fā)生的更快，分離渦在翼型上表面沒有得到充分的發(fā)展。

綜上，來流馬赫數(shù)對動態(tài)失速過程具有明顯影響，但是研究結(jié)論尚不統(tǒng)一。在高亞聲速及跨聲速馬赫數(shù)下，振蕩翼型前緣附近的激波情況有待進一步研究，特別是在超聲速來流馬赫數(shù)時的影響亟待研究。

1.4 翼型型面

McCroskey[58]、Sheng[62]和Leishman[63]等研究了翼型型面對動態(tài)失速過程的影響，具有更好穩(wěn)態(tài)失速特性的翼型通常在最大升力系數(shù)和失速延遲方面呈現(xiàn)出更好的動態(tài)失速性能。McCroskey等[58]主要選用用于直升機的NACA 0012、HUGHES HH-02、WORMAN FX-098、NLR-1、AMES-01、VERTOL VR-7、SIKORSKY SC-1095和NLR-7301等8種翼型做動態(tài)失速測試實驗，其厚度與弦長比在9.5%～16.6%之間變化，而彎度在弦長的0%～2%之間變化。

McCroskey等[58]根據(jù)振動的最大迎角與翼型的臨界失速迎角之間的差異，將動態(tài)振蕩翼型所處的失速狀態(tài)定義為輕度失速或深度失速。翼型的輕度動態(tài)失速表現(xiàn)包括前緣附近DSV的明顯形成以及觀察到空氣動力載荷滯后。Mulleners和Raffel[64]更準(zhǔn)確地給出了界定，輕度失速出現(xiàn)在失速完全發(fā)展之前，下行程運動開始時。然而，深度動態(tài)失速狀態(tài)需要通過力和力矩大的滯后以及明顯的DSV形成來識別，Mulleners和Raffel[64]則在上行程運動部分的失速過程中確定了深度動態(tài)失速狀態(tài)的發(fā)生。

在輕度失速條件下4個代表性翼型的動態(tài)失速升力特性如圖9[38]所示。試驗是在其余的參數(shù)相同的條件下進行的，在升力系數(shù)的遲滯回線中觀察到的明顯差異可以認(rèn)為是翼型型面造成的?？梢钥闯?，NACA0012和AMES-01翼型在動態(tài)失速過程中經(jīng)歷了類似類型的后緣分離但兩個翼型的升力行為明顯不同；NACA0012翼型的升力系數(shù)遲滯回線比AMES-01翼型的滯后回路要大得多；與NACA0012翼型相比，WORMAN FX-098翼型經(jīng)歷了升力系數(shù)非常突然的下降。翼型型面的橫向比較表明，具有更圓形前緣的弧形翼型傾向于表現(xiàn)出更小的遲滯回線。

圖9 不同翼型在輕度失速狀態(tài)下的升力特性曲線[38]

文獻(xiàn)[58]研究表明，在深度動態(tài)失速期間，相比輕度動態(tài)失速時各翼型遲滯回線的差異，翼型型面的影響并不顯著。圖10表明了翼型型面對該過程的主要影響。值得注意的是，VERTOL VR-7和NLR-7301翼型在上沖程中具有相似的升力特性，但最大升力系數(shù)和動態(tài)失速角是不同的。與相同條件下測試的其他翼型相比，NLR-7301翼型表現(xiàn)出了對于不穩(wěn)定分離具有更大的彈性。事實上，根據(jù)Mulleners和Raffel[64]的分類，此時NLR-7301翼型仍然在輕度失速狀態(tài)下運行。深度動態(tài)失速的主要特征是在主DSV對流之后形成的次級渦旋結(jié)構(gòu)。對于其他翼型，如圖10所示，在下行程之前的升力中的次級峰值來自次級渦旋結(jié)構(gòu)。此外，可以觀察到不同翼型的升力曲線中的滯后程度的顯著變化，表明翼型過失速行為的明顯區(qū)別。因此翼型型面最重要的是影響翼面周圍的流場，并進而影響動態(tài)失速過程中產(chǎn)生的氣動力與載荷。

此外，王友進等[65]在低馬赫數(shù)下，對3種不同相對厚度的NACA系列基本翼型在俯仰振蕩運動中的動態(tài)失速現(xiàn)象進行了數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)不同厚度翼型在輕度失速和深度失速下，繞翼型DSV的產(chǎn)生和發(fā)展規(guī)律存在以下不同：對于薄翼型，由于分離最初在前緣處出現(xiàn)，故兩種失速狀態(tài)都是在前緣失速渦在向下游發(fā)展中產(chǎn)生；對于厚翼型，由于是后緣處首先發(fā)生分離，故失速發(fā)生在后緣分離渦在向上游擴展的過程中；而對于中等厚度翼型，輕度失速是由于后緣分離引起的，但深度失速主要是前緣DSV的發(fā)展所導(dǎo)致的。冉景洪等[66]研究了相對彎度對低雷諾數(shù)流動中翼型動態(tài)氣動力特性的影響規(guī)律。在Re=500～5×104情況下，選取不同最大相對彎度和不同最大相對彎度位置的翼型，計算了翼型等速上仰時的動態(tài)氣動力，結(jié)果表明后者對氣動力的影響比較顯著，把最大相對彎度位置布置在翼型弦向40%的地方要比布置在30%和50%兩處所獲得的動態(tài)升阻比大。

1.5 迎角振幅

趙國慶[40]針對旋翼后行槳葉的大迎角動態(tài)失速特性，對3個不同迎角振幅αm=5°，10°，15°分別進行了數(shù)值模擬，圖11給出了在不同振幅時翼型升力系數(shù)CL、力矩系數(shù)Cm隨迎角的變化規(guī)律，并給出了定常狀態(tài)升力系數(shù)的計算值。從圖中可以看出，隨著振幅的增大，氣動力的遲滯效應(yīng)增強。在翼型迎角增大時，不同振幅對應(yīng)的升力系數(shù)在相同迎角時計算結(jié)果基本相同，并且發(fā)生失速時的迎角相對于定常狀態(tài)均有所推遲。這是因為當(dāng)迎角大于靜態(tài)分離迎角時，分離點推遲及前緣DSV的影響使得升力不發(fā)生衰減，直到DSV從翼型表面脫落。隨著DSV的脫落，由于翼型上表面氣流分離及渦誘導(dǎo)速度的損失，翼型升力系數(shù)會急劇衰減。翼型迎角減小時，同樣存在升力恢復(fù)的延遲。隨著振幅的增大，升力恢復(fù)的延遲更明顯，即升力遲滯回線的面積更大。與此同時，在DSV的誘導(dǎo)作用下，翼型壓力中心隨著DSV的移動而向后緣移動，從而引起一個附加的低頭力矩。隨著翼型DSV的運動、脫落及氣流分離，壓力中心后移，低頭力矩有一個陡增，并且振幅的增大使得低頭力矩峰值在增大的同時發(fā)生后移。

1.6 平均迎角

趙國慶[40]針對翼型3個不同平均迎角α0=5°，10°，15°分別進行了數(shù)值模擬，圖12給出了在不同平均迎角時翼型升力系數(shù)、力矩系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。隨著平均迎角的增大，翼型的最大迎角也增大，因此，氣流分離現(xiàn)象更加嚴(yán)重，導(dǎo)致動態(tài)失速遲滯現(xiàn)象更加明顯。在小平均迎角狀態(tài)下升力系數(shù)的最大值在最大迎角處，意味著還沒有出現(xiàn)動態(tài)失速或者僅存在輕度的動態(tài)失速；而大迎角狀態(tài)下升力系數(shù)的失速迎角則小于其最大迎角，但依然大于小平均迎角狀態(tài)下的失速迎角。此外，隨著平均迎角的增大，氣流分離后的再附點逐漸消失。但數(shù)值計算的結(jié)果有待進一步驗證。

圖12 不同α0對應(yīng)的翼型氣動力系數(shù)遲滯回線[40]

1.7 其他因素

其他幾個參數(shù)直接影響動態(tài)失速現(xiàn)象及其對工程應(yīng)用的預(yù)測。其中包括振蕩機翼的三維效應(yīng)、不穩(wěn)定運動類型、風(fēng)洞效應(yīng)、來流速度不穩(wěn)定性對動態(tài)失速的影響。

Lorber[67]、Piziali[68]、Spentzos[69]和Visbal[70]等已通過實驗研究了三維效應(yīng)對動態(tài)失速過程的影響，Gadelhak和Ho[71]完成了相關(guān)的流動顯示工作，可以觀察到三維翼周圍的不穩(wěn)定分離流主要由大尺度旋渦結(jié)構(gòu)支配，其空間范圍大約為單位弦長，整個流動區(qū)域可以明顯地區(qū)分為3個不同的區(qū)域：翼尖渦、DSV和翼尖渦與DSV相互作用的中間區(qū)，而三維性的影響主要限于翼尖附近的區(qū)域；進一步觀察可得DSV的核心受到中間區(qū)域中的翼尖渦流的嚴(yán)重影響，并且無論瞬時迎角如何改變，DSV都保持在前緣附近。隨著迎角增加，DSV中間區(qū)域的空間范圍朝向機翼的根部穩(wěn)定地增加。由于這些效應(yīng)，通常認(rèn)為動態(tài)失速的二維-半經(jīng)驗?zāi)Ｐ?The Two-dimensional Semi-empirical Models)適用于大展弦比機翼[63,72]。在直升機和風(fēng)力渦輪機等旋翼機構(gòu)的工程應(yīng)用中，流場也將受到葉片旋轉(zhuǎn)引起的離心流的影響，這進一步增加了三維動態(tài)失速問題的復(fù)雜性。

動態(tài)失速的不穩(wěn)定運動的類型，例如以恒定速率或以正弦規(guī)律俯仰和起伏，對動態(tài)失速過程具有顯著影響，這與不同不穩(wěn)定運動的特定應(yīng)用有關(guān)。比如對于以恒定俯仰速率進行簡單斜坡式運動(Simple Ramp-type Motions)或動態(tài)失速的研究對于急轉(zhuǎn)彎的特技飛行器特別有用[59]；而在處理直升機槳葉時，對正弦俯仰運動引起的動態(tài)失速的研究尤為重要。但無論運動類型如何，主要影響都可以被認(rèn)為是由于特定運動類型而使翼型經(jīng)歷的迎角歷程(Angle of Attack Histories)，這與簡單的穩(wěn)態(tài)情況不同，不穩(wěn)定情況的瞬時迎角取決于翼型所經(jīng)歷的合成速度的若干速度矢量，同一不穩(wěn)定運動類型，不同情況下的瞬時迎角不同；不同類型的不穩(wěn)定運動引起的所有動態(tài)失速情況之間也可觀察到瞬時速度情況和流場演化過程的相似性，故迎角歷程是重要的，而不是運動本身的類型?？梢缘贸鼋Y(jié)論：可將來流速度和翼型經(jīng)歷的合成速度作為所有類型的不穩(wěn)定運動的通用定義參數(shù)[38]。

在直升機前飛過程中，旋翼葉片的運動不僅伴隨著迎角的變化，還伴有上下?lián)]舞運動，并且旋翼葉片在一個周期內(nèi)的旋轉(zhuǎn)運動所經(jīng)歷的來流速度呈周期變化, 在這種情況下只單單考慮翼型本身動態(tài)運動產(chǎn)生的非定常氣動特性是不夠的，非定常自由來流對翼型氣動特性的影響也是十分重要的影響因素[73]。Hird等[74]通過實驗研究了可壓縮馬赫數(shù)下呈正弦變化的來流馬赫數(shù)對翼型俯仰振蕩的耦合作用，其中最小馬赫數(shù)與翼型最大迎角同相位出現(xiàn)，發(fā)現(xiàn)氣流減速可增強動態(tài)失速渦的強度，馬赫數(shù)振蕩表明，在最大迎角下，圍繞翼型前緣的加速流動超過了穩(wěn)定自由流情況，升力系數(shù)峰值的增加遠(yuǎn)超過在穩(wěn)定自由流條件下觀察到的峰值(如圖13所示)。史志偉等[73]利用二維翼型動態(tài)實驗臺, 研究了非定常自由來流對做動態(tài)運動的二維翼型氣動特性的影響，結(jié)果表明，來流風(fēng)速的脈動使升力系數(shù)的遲滯回線進一步擴大，最大升力系數(shù)增加。

圖13 來流速度不穩(wěn)定性的影響[74]

2 動態(tài)失速流動控制研究進展

按照是否需要外部能量注入和能否形成動態(tài)反饋機制來分類，動態(tài)失速控制分為被動控制和主動控制。被動控制操作較為簡單，能達(dá)到一定的控制效果，但受限于特定的裝置，很難有大的突破；主動控制由于其有效性和靈活性一直備受學(xué)界關(guān)注，形成了各種各樣的主動控制策略，且均可以達(dá)到不同程度的控制效果，成為當(dāng)下動態(tài)失速控制研究的主流。

被動流動控制主要是通過改變翼型型面或者增加活動部件，來改變翼型附近的流場，改善動態(tài)失速。被動控制方法包括渦流發(fā)生器[75]、葉尖小翼、后緣偏轉(zhuǎn)襟翼、格尼襟翼[76]、后緣變形[77]、仿生波狀前緣[78]、固定前緣下垂、固定前緣縫翼[79]等。然而這類技術(shù)是通過預(yù)先設(shè)定的被動控制裝置來改變流場環(huán)境的，當(dāng)流場偏離設(shè)計狀態(tài)時，就無法達(dá)到最佳控制效果，難以根據(jù)復(fù)雜工況自適應(yīng)調(diào)整變化，且一般控制周期較長，因此發(fā)展受到了很多限制。組合使用格尼襟翼和固定前緣下垂方法可以起到較佳的控制效果，既可以減小遲滯環(huán)面積，又可以增加升力并減小力矩系數(shù)負(fù)峰值。

主動流動控制則是在動態(tài)失速流場中施加適當(dāng)?shù)臄_動模式并與流動的內(nèi)在模式相互耦合來達(dá)到相應(yīng)的控制目的，其優(yōu)勢在于它能在需要的時間和部位出現(xiàn)，通過局部能量輸入，獲得局部或全局的流動改變，進而使動態(tài)失速性能顯著改善。應(yīng)用于翼型動態(tài)失速的主動流動控制技術(shù)主要分為兩類：一類是在被動控制裝置上的改進機械式控制方式[57]，主要有后緣偏轉(zhuǎn)舵面、動態(tài)前緣下垂、前緣或表面動態(tài)變形等。另一類是氣動式的主動流動控制技術(shù)[2]，主要有邊界層吹/吸氣、合成射流、射流型渦流發(fā)生器、等離子體激勵等。

動態(tài)失速控制的主要目標(biāo)是既保持動態(tài)失速所具有的優(yōu)勢——最大升力有較大增加，同時又要降低阻力和負(fù)力矩峰值以及負(fù)氣動阻尼。DSV的形成、移動以及脫出表征了動態(tài)失速的特性，它是升力增加的來源，同時又是阻力突增以及力矩驟降的來源。該渦是在前緣附近形成，因此動態(tài)失速控制裝置如果位于前緣附近則會更有效地影響動態(tài)失速特性。由于翼型前緣形成脫體渦和氣流分離是動態(tài)失速的原因，動態(tài)失速主動控制的研究大都集中于翼型前緣。另外一部分學(xué)者認(rèn)為后緣控制更具有優(yōu)勢，主要原因是由于大部分旋翼飛行器的槳葉/葉片屬細(xì)長梁結(jié)構(gòu)，旋轉(zhuǎn)氣動面處在非定常氣動環(huán)境中，翼型前緣的變化往往會引起較大的重心位置變化和載荷變化，因此這些前緣控制方法在槳葉上實現(xiàn)都比較困難。相比于前緣，槳葉后緣部分的結(jié)構(gòu)較為簡單，有較大的操作空間。因此，翼型動態(tài)失速控制的研究也可分為前緣控制和后緣控制兩大類，隨著某些控制技術(shù)發(fā)展得越來越成熟，幾年來也出現(xiàn)了前后緣聯(lián)合控制?；趧討B(tài)失速的流場特點和其特有的控制要求，本文從前緣控制、后緣控制以及前后緣聯(lián)合控制3個方面介紹和總結(jié)動態(tài)失速流動控制的研究進展。

2.1 前緣控制

翼型的動態(tài)失速原因是翼型前緣形成脫體渦，產(chǎn)生非定常附加氣動載荷， 基于前緣控制的動態(tài)失速研究的相對較多，被動方式主要有：波狀前緣[78]、Gurney擾流板[80]、前緣渦流發(fā)生器、固定前緣下垂等；主動方式有合成射流、等離子體激勵等，主要出發(fā)點是通過控制改變前緣渦的產(chǎn)生和發(fā)展，進而影響動態(tài)失速的產(chǎn)生和發(fā)展。

渦流發(fā)生器[81-83]是通過產(chǎn)生順氣流方向的不連續(xù)渦流，利用在來流和邊界層外界區(qū)域的高能流體對邊界層內(nèi)緩慢流動的流體進行供給能量，從而使邊界層內(nèi)流體能夠克服逆壓梯度繼續(xù)沿著壁面向下游流動[84]，實物圖如圖14所示。渦流發(fā)生器的效果受厚度、安裝位置、偏角以及間距和高度等參數(shù)的影響，需要組合優(yōu)化研究。文獻(xiàn)[75]開展了渦流發(fā)生器控制翼型動態(tài)失速的研究：當(dāng)來流馬赫數(shù)從0.3增加到0.4時，單獨使用渦流發(fā)生器沒能控制住前緣局部失速，原因是前緣超聲速區(qū)域引起了激波邊界層干擾。最后采用前緣翼套減小超聲速區(qū)以及激波強度，組合使用渦流發(fā)生器，在一些輕度失速的情況下，動態(tài)失速現(xiàn)象完全消除；Ma=0.3時深度失速得到了一定程度的緩解，Ma=0.4時效果不佳。Pape等[83]則提出了可伸縮式的前緣渦流發(fā)生器，通過控制渦流發(fā)生器的伸出和收回，使其只在翼型出現(xiàn)動態(tài)失速時發(fā)揮作用，其余時間保證了翼型氣動外形的干凈。但需要注意的是，雖然渦流發(fā)生器能夠控制后行槳葉的動態(tài)失速，但它是一種被動控制方式，在前行槳葉上有不可接受的性質(zhì)。

圖14 渦流發(fā)生器實物圖[84]

射流型渦流發(fā)生器[85](如圖15所示)與渦流發(fā)生器切向誘導(dǎo)射流不同，切向布置的射流可以增加附面層動量，而射流型渦流發(fā)生器產(chǎn)生的法向射流不直接增加流向動量，靠射流引起的附面層與主流的摻混，迎面而來的邊界層與離散射流錐狀結(jié)構(gòu)之間的相互作用將產(chǎn)生類似于橫流中圓柱體的馬蹄渦，為附面層注入能量，達(dá)到推遲失速、提高最大升力系數(shù)的目的。Frank等[86]在裝有兩排空氣射流渦發(fā)生器(Air-Jet Vortex Generators, AJVGs)的翼型上進行了一系列低速風(fēng)洞試驗，兩個AJVGs的展向陣列位于12%和62%弦長處，翼型以α=15°+10°×sin(ωt)規(guī)律俯仰振蕩，k=0.1，結(jié)果顯示失速得到推遲，法向力滯后明顯減小。

圖15 射流型渦流發(fā)生器誘導(dǎo)渦的產(chǎn)生[85]

變下垂前緣控制[87-91]是指通過對翼型弦線上c/4點之前的控制點做旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角度為前緣下垂的偏轉(zhuǎn)角，進而實現(xiàn)翼型前緣的下垂控制，不同時刻前緣下垂的偏轉(zhuǎn)角不同，用該方法得到不同的前緣下垂翼型，達(dá)到不同的流動控制效果。黃勇等[89]用計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法對VR-12翼型可壓縮動態(tài)失速的變下垂前緣控制概念進行了數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)變下垂前緣控制能在最大升力下降不大的情況下, 非常顯著地降低最大阻力，減小俯仰力矩負(fù)峰值，明顯改善動態(tài)失速的負(fù)面效應(yīng)。在流動機理上，變下垂前緣控制完全消除了DSV。對參數(shù)影響的模擬研究表明，變下垂前緣控制的優(yōu)勢對馬赫數(shù)、縮減頻率或下垂控制方式的變化不敏感，是一種較為穩(wěn)定的翼型可壓縮動態(tài)失速控制手段。

前緣變形技術(shù)[57,92-94]是通過實時改變前緣形狀，能夠改善翼型前緣區(qū)域的速度梯度，進而抑制動態(tài)失速效應(yīng)。許和勇等[57]鑒于基于充氣前緣(Inflatable Leading Edge, ILE)的流動控制方法在抑制靜態(tài)失速方面的良好表現(xiàn)，利用CFD方法對ILE技術(shù)的SC1095旋翼翼型動態(tài)失速抑制進行研究，分析了ILE抑制動態(tài)失速的控制機理，獲得了ILE結(jié)構(gòu)布置和充放氣方式對動態(tài)失速的影響規(guī)律。研究表明：ILE可以有效抑制動態(tài)失速的發(fā)生；ILE最大膨脹程度越大，其抑制動態(tài)失速的效果越好，但膨脹程度過大后抑制效果開始減弱；ILE在翼型上仰至最大迎角時恰好達(dá)到最大膨脹狀態(tài)，其對動態(tài)失速的抑制效果最好；ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間長短對抑制效果影響不大；在翼型上仰至不同迎角時開始對ILE充氣會對動態(tài)失速抑制有較大影響；ILE整流段與翼型連接位置對動態(tài)失速抑制有很大影響，整流段越長，抑制效果越好。

充氣前緣是指在原翼型前緣處安裝的一個由3段彈性結(jié)構(gòu)組成的氣囊，其剖面結(jié)構(gòu)如圖16所示，分為充氣單元和整流單元兩部分，其中β為ILE整流段(線段AC)與翼型弦線的夾角，取逆時針為正，不同的β代表ILE的不同膨脹程度。充氣單元由彈性結(jié)構(gòu)BC、CC′組成，為密封設(shè)計，可以通過翼型表面的氣孔進行充放氣；整流單元由彈性結(jié)構(gòu)AC、CC′組成，內(nèi)部與大氣相通，其不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用。ILE放氣后在自身張力的作用下能緊貼壁面，因此可以保持原翼型的氣動外形。由于AC段所用彈性結(jié)構(gòu)的彈性模量遠(yuǎn)大于BC、CC′段的。在實際實施中，充放氣孔設(shè)置在BC′段的翼型表面，輸氣管道經(jīng)由翼型內(nèi)部與外部的充放氣設(shè)備相連，通過一個受控的往復(fù)運動活塞即可實現(xiàn)對充氣氣囊的外形控制。

圖16 充氣前緣示意圖[57]

德國DLR宇航中心開展了一種用于旋翼的前緣動態(tài)下垂研究[95-96]，通過一種特殊設(shè)計的轉(zhuǎn)動機構(gòu)使得翼型前緣可以剛性旋轉(zhuǎn)，在不同狀態(tài)下對前緣進行變形，從而達(dá)到改變氣動外形的目的。該裝置有效改善了翼型的動態(tài)失速特性。雖然前緣動態(tài)下垂裝置有很好的控制效果，但是裝置復(fù)雜，變形的前緣部件需要一定的彈性，在旋轉(zhuǎn)條件下離心力較大，會引起展向變形，很難在直升機旋翼的彈性槳葉上實際應(yīng)用。

動態(tài)失速的控制主要集中于對動態(tài)失速渦的控制，合成射流是流動控制領(lǐng)域近20多年來比較活躍的一種主動流動控制技術(shù)，它是一種旋渦控制手段，其顯著特點是不需要在流場內(nèi)引入額外的質(zhì)量, 即凈質(zhì)量流率為零，但動量不為零。蔣瑾等[16]對俯仰振蕩的NACA0012翼型的流場進行了數(shù)值模擬, 并對合成射流在此工況下的控制效應(yīng)進行初步研究，分析作動器頻率、射流動量系數(shù)及作動器位置對控制效應(yīng)的影響。計算結(jié)果表明，加控制后能明顯地提高最大升力、減少阻力。

2.2 后緣控制

基于后緣控制[77,97-100]的方式主要有：Gurney襟翼、后緣襟翼、后緣小翼等。

Gurney襟翼(Gurney Flap, GF)是將1%～5% 弦長的平板，沿垂直于翼弦方向安裝在翼型下表面尾緣附近的一種新概念襟翼，可提高翼型的氣動特性。王元元和張彬乾[77]采用CFD數(shù)值方法，研究了NACA0012翼型加裝不對稱Gurney襟翼后翼型的動態(tài)失速特性，發(fā)現(xiàn)不對稱Gurney襟翼可較好改善翼型的動態(tài)失速特性，在增加動態(tài)升力的同時，俯仰低頭力矩明顯減小，可能是直升機旋翼的較理想翼型。

Gerontakos和Lee[101]通過風(fēng)洞試驗研究了后緣襟翼運動對槳葉發(fā)生動態(tài)失速時槳葉載荷的影響。Lee和Su[102]研究了后緣襟翼的運動對槳葉非定常氣動力的影響。王榮和夏品奇[99]研究了多片受控的槳葉后緣襟翼對直升機的后行槳葉動態(tài)失速和槳轂振動載荷的控制方法。劉洋和向錦武[103]針對帶后緣襟翼的智能旋翼直升機典型襟翼參數(shù)對翼型動態(tài)失速特性的影響進行了研究，探討了后緣襟翼(如圖17所示)激勵幅值、時長和起始時刻對升力和俯仰力矩系數(shù)的影響。研究結(jié)果表明：后緣襟翼能夠較好地改善翼型動態(tài)失速時的氣流環(huán)境，并減緩動態(tài)失速發(fā)生。

圖17 文獻(xiàn)[103]采用的襟翼和槳葉

馬奕揚等[100]有效模擬了后緣小翼(Trailing-Edge Flap, TEF)對翼型動態(tài)失速的控制作用并分析了后緣小翼典型運動參數(shù)對翼型動態(tài)失速控制效果的影響，發(fā)現(xiàn)當(dāng)后緣小翼運動規(guī)律與翼型振蕩規(guī)律同相位時，后緣小翼能夠較好地抑制旋翼翼型動態(tài)失速現(xiàn)象。當(dāng)后緣小翼順時針偏轉(zhuǎn)時，后緣小翼會加劇翼型動態(tài)失速的現(xiàn)象；當(dāng)后緣小翼逆時針偏轉(zhuǎn)時，可以較好地抑制翼型動態(tài)失速現(xiàn)象，后緣小翼的下偏會增大整個翼型的彎度，通過有無后緣小翼控制時的對比，可以得出后緣小翼并不直接影響脫體渦的形成和再附過程；文獻(xiàn)[95]對流場進行了分析，得出后緣小翼可以降低動態(tài)失速過程中的阻力和力矩系數(shù)峰值?？梢娨硇秃缶壐郊有∫硎且环N很有潛力的主動流動控制形式。

2.3 前后緣聯(lián)合控制

楊慧強等[2]采用的聯(lián)合射流方法(Co-Flow Jet, CFJ)是前后緣聯(lián)合控制的典型，如圖18所示，利用前緣高壓氣室入流和后緣低壓氣室出流對流場的綜合效應(yīng)對翼型俯仰動態(tài)失速控制進行數(shù)值模擬，在聯(lián)合射流關(guān)閉的情況下，射流通道對動態(tài)失速特性有一定影響。主要體現(xiàn)在翼型上仰時的附著流階段，而對處于失速分離階段的氣動特性影響很??；在打開聯(lián)合射流的情況下，動態(tài)失速特性得到了極大的改善，升阻力系數(shù)遲滯環(huán)和力矩系數(shù)遲滯環(huán)的面積均顯著減小，升力系數(shù)大幅提高，阻力系數(shù)顯著減小，且阻力系數(shù)和力矩系數(shù)曲線的峰值顯著減小。此外，聯(lián)合射流可以完全消除基準(zhǔn)翼型力矩系數(shù)曲線所反映出的負(fù)阻尼區(qū)域，使得整個俯仰周期內(nèi)力矩系數(shù)曲線均表現(xiàn)為正阻尼。

圖18 NACA0012與NACA0012-CFJ翼型對比[2]

Joo等[104]通過分析固定前緣下垂和格尼襟翼在動態(tài)失速控制上效果的優(yōu)缺點，如圖19所示，將兩者結(jié)合起來，通過數(shù)值模擬開展了優(yōu)化設(shè)計，主要優(yōu)化了前緣下垂點和角度、以及尾緣襟翼的長度，發(fā)現(xiàn)聯(lián)合控制可以明顯改善升阻特性和俯仰力矩特性。

圖19 聯(lián)合控制結(jié)果[104]

此外，動態(tài)失速的主要流動控制方式還有表面吹氣[105-106]、智能結(jié)構(gòu)[107-108]等方式。整體上，由于試驗費用較高，翼型動態(tài)失速的風(fēng)洞試驗研究需要復(fù)雜昂貴的儀器設(shè)備，國內(nèi)外實驗研究相對較少且實驗中動態(tài)測壓較多，測力研究較少，微觀上的認(rèn)知需要借助粒子圖像測速(Particle Image Velocimetry,PIV)等手段測量；而利用數(shù)值模擬研究動態(tài)失速更為經(jīng)濟，尤其是近年來計算機技術(shù)和計算流體力學(xué)的迅速發(fā)展，因此目前的研究數(shù)值模擬占據(jù)主導(dǎo)。整體上來看前緣控制和后緣控制都能取得一定的效果，每種方式都有各自的優(yōu)點，聯(lián)合控制可以集中前緣控制和后緣控制的優(yōu)勢，有望成為解決翼型或槳葉動態(tài)失速問題的良好技術(shù)手段。然而，現(xiàn)代的直升機基本還沒有用上這些主動流動控制方式，主要還在技術(shù)研究階段，射流與后緣小翼算比較主流的。相關(guān)針對直升機應(yīng)用背景的動態(tài)失速流動控制的專利技術(shù)也比較少，典型的有：振蕩激勵[109]、渦流發(fā)生器[110]、前緣充放氣的橡膠薄膜[111]、聯(lián)合射流控制[112]、等離子體流動控制方式[113]，主動流動控制方式整體上還處于基礎(chǔ)研究階段，相關(guān)專利也主要集中在針對流動分離的基礎(chǔ)問題上，針對具體工程應(yīng)用背景下的專利還不多。

無論采用什么方法來控制翼型動態(tài)失速，這些方法的有效性一方面與控制方式本身的優(yōu)化有關(guān)，但更重要的是依賴于翼型本身的運動規(guī)律，即影響翼型動態(tài)失速特性的縮減頻率、迎角振幅、馬赫數(shù)以及雷諾數(shù)等重要參數(shù)[114]。

3 等離子體氣動激勵原理

近十多年，等離子體氣動激勵因其固有優(yōu)點和應(yīng)用潛力得到廣泛深入研究，其主要是利用高電壓作用于等離子體激勵器擊穿局部氣體，帶電粒子在電場作用下運動，伴隨著發(fā)光、發(fā)熱現(xiàn)象，對流場形成可控擾動。該方式與傳統(tǒng)流動控制手段相比，易于產(chǎn)生快速、可控的寬頻帶氣動激勵(響應(yīng)時間小于0.1 ms、頻帶0.01～100 kHz)，結(jié)構(gòu)簡單，對原有氣動型面沒有影響，便于實現(xiàn)反饋控制，可解決其他流動控制手段不能解決或難以解決的快速主動控制等問題。

放電原理不同，可產(chǎn)生不同形式的等離子體氣動激勵，常見的激勵方式有用于流動分離控制的表面介質(zhì)阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)激勵[115]，用于激波控制的表面電弧放電激勵[116]，基于弧光放電和火花放電原理產(chǎn)生的等離子體合成射流激勵[117]等。文獻(xiàn)[118]就多種典型等離子體氣動激勵的特性和應(yīng)用，綜述了等離子體流動控制的研究進展。其中就流動分離控制而言，國內(nèi)外對表面DBD的研究最為廣泛和深入。

典型的表面DBD激勵器由絕緣介質(zhì)和其兩側(cè)非對稱布置的高低壓電極組成，如圖20所示。根據(jù)驅(qū)動電壓時間尺度和波形不同，可分為毫秒交流(Alternating Current, AC)[119]、微秒脈沖(Microsecond Pulse, μs)[120]、納秒脈沖(Nanosecond Pulse, NS)[121]、射頻(Radio Frequency, RF)[122]、多相[123]等多種等離子體激勵，不同激勵用于流動控制的基本原理有所不同。普遍認(rèn)為，毫秒等離子體激勵或AC-DBD激勵體積力(Fb)效應(yīng)占主導(dǎo)[124](如圖20(a)所示)，微秒脈沖等離子體激勵可觸發(fā)體積力和熱釋放兩種效應(yīng)[125]，納秒脈沖和射頻放電等離子體激勵快速加熱效應(yīng)占主導(dǎo)[126](如圖20(b)所示)。

圖20 表面介質(zhì)阻擋放電激勵器及原理示意圖

納秒脈沖表面介質(zhì)阻擋放電(NS-DBD)等離子體氣動激勵的基本原理是：當(dāng)施加在激勵器電極兩端的脈沖高壓上升沿或下降沿的時間尺度在幾納秒到幾十納秒的量級時，放電在等離子體層迅速形成能量沉積，導(dǎo)致近激勵器處的空氣被快速加熱，時間不足1 μs，引起局部氣體快速溫升和壓升，可對流場形成強脈沖擾動甚至是沖擊波擾動，如圖21所示，即等離子體沖擊氣動激勵[127]。

圖21 等離子體激勵產(chǎn)生的沖擊波擾動[127]

在探索表面DBD激勵在高速來流下抑制分離流動的研究中，逐步認(rèn)識到，脈沖化的非定常DBD等離子體激勵的控制能力優(yōu)于定常激勵[66]；相比毫、微秒脈沖DBD等離子體激勵，NS-DBD激勵的流動控制能力得到巨大提升[128]。NS-DBD激勵已被驗證在起飛著陸馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下能夠推遲機翼失速[129]，在Ma=0.74下可有效抑制翼型繞流分離，在高馬赫數(shù)下有效控制脫體激波強度和位置[130-131]；在Ma=0.5下有效改善超臨界翼型和后掠飛翼布局的氣動特性[132]。對于直升機而言，后行槳葉失速相對應(yīng)的來流速度為100 m/s(Ma=0.3)，雷諾數(shù)為106量級[22]。這一典型來流條件，在納秒脈沖等離子體激勵可控的范圍內(nèi)。

4 等離子體氣動激勵在翼型動態(tài)失速流動控制上的應(yīng)用

等離子體激勵用于流場分離控制的研究，多集中在靜態(tài)失速方面，用于翼型動態(tài)失速的控制還未得到廣泛研究；已有的相關(guān)研究多采用AC-DBD等離子體激勵，但都是初步探索，可控的來流速度較低。目前在翼型等離子體流動控制方面，圣母大學(xué)、東京理科大學(xué)、普林斯頓大學(xué)、美國陸軍研究實驗室、洛克希德·馬丁公司、俄亥俄州立大學(xué)等單位開展了相關(guān)研究。西北工業(yè)大學(xué)和中國空氣動力研究與發(fā)展中心在國內(nèi)率先開展了翼型動態(tài)失速的等離子體控制研究。

4.1 國內(nèi)主要研究現(xiàn)狀

國內(nèi)開展翼型動態(tài)失速等離子體流動控制研究的單位還不多，期間停滯的時間長。

西北工業(yè)大學(xué)宋科等[133]將DBD激勵對流動的作用以體積力源項形式加入Navier-Stokes方程，通過數(shù)值模擬方法進行了DBD等離子體激勵控制翼型深度動態(tài)失速的研究。在馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=1×106下研究了DBD激勵器對NACA 0012翼型深度動態(tài)失速的控制作用，提出了控制效果較好的激勵器工作方式。采用了3種激勵方法：① 整個俯仰周期始終開啟激勵器進行流動控制；② 上仰迎角23°以前關(guān)閉激勵器,其余開激勵器；③ 方法①的10倍激勵強度，結(jié)果如圖22所示。

圖22 3種等離子體激勵控制效果曲線[133]

與無流動控制情況相比，控制方法A的氣動力遲滯曲線上仰階段，升力提前開始非線性變化，并且增長速度比線性增長更慢，出現(xiàn)“凹坑”，該結(jié)果驗證了Post和Corke[134]的實驗結(jié)論：達(dá)到峰值升力迎角前，前緣分離渦對提高動態(tài)失速升力有積極作用。激勵器使前緣流動加速，削弱了前緣分離渦以及動態(tài)渦升力，導(dǎo)致上仰迎角20°～24°時，升力反而比無控制情況更低，出現(xiàn)升力“凹坑”；控制方法B根據(jù)控制方法A的結(jié)果進行調(diào)整，在上仰迎角23°以前關(guān)閉激勵器，使前緣分離渦能夠像無控制情況那樣產(chǎn)生與發(fā)展，在峰值升力迎角以前提供動態(tài)渦升力，結(jié)果發(fā)現(xiàn)消除了升力“凹坑”；在控制方法A的基礎(chǔ)上增大激勵強度，控制方法C得到的遲滯回線雖然上仰時線性段與非線性段升力稍有增加，但是失速點提前，失速過程變得更加陡峭；平均升力與低頭力矩幾乎沒有改善，而平均阻力大幅度增加。值得說明的是該文獻(xiàn)采用的是連續(xù)的體積力形式的激勵，類似于準(zhǔn)定常激勵，這與脈沖激勵是不同的。這也說明對于定常激勵，提高激勵強度不一定能獲得更好的流動控制效果[123]。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心的李國強等[1]針對動態(tài)失速引起的翼型氣動性能惡化，利用小型等離子體激勵電源和DBD等離子體激勵器，借助動態(tài)壓力測量和PIV等手段開展了風(fēng)力機翼型動態(tài)失速等離子體流動控制試驗研究。研究結(jié)果顯示，等離子體氣動激勵能夠有效控制翼型動態(tài)失速，改善平均氣動力，提高翼型氣動效率，減小氣動力隨迎角變化的遲滯區(qū)域。然而試驗采用的是連續(xù)正弦波高壓驅(qū)動的激勵器，控制能力有限，試驗狀態(tài)對應(yīng)的來流速度(10 m/s)和雷諾數(shù)較低。較高雷諾數(shù)下的翼型動態(tài)分離渦更加難以被抑制。

4.2 國外主要研究現(xiàn)狀

國外對于翼型動態(tài)失速等離子體流動控制研究主要以美國、日本為主，集中在高校，且工業(yè)部門和軍方也有參與，多在雷諾數(shù)較低的條件下進行，近年來NS-DBD引起了各個機構(gòu)的重視。

俄亥俄州立大學(xué)的Frankhouser等[135]在俯仰運動的NACA0015機翼上布置NS-DBD等離子體激勵器，通過動態(tài)測壓開展NS-DBD激勵控制可壓動態(tài)失速流的實驗研究，其中測壓孔的位置如圖23所示。在馬赫數(shù)為0.2和0.4的情況下，翼型無量綱振蕩頻率為0.05，平均雷諾數(shù)分別為1.2×106和2.2×106，NS-DBD激勵布置在4%弦長處，無量綱激勵頻F+的作用范圍在0.4～6.0之間。結(jié)果表明在一定的F+下，激勵誘導(dǎo)產(chǎn)生較弱的DSV，改善了失速狀態(tài)和促進了壓力提前恢復(fù)，如圖24所示。

圖23 NACA0015翼型測壓孔位置[35]

圖24 實驗結(jié)果(Ma=0.4,k=0.05,F+=0.78,Re=2.2×106)[135]

圣母大學(xué)Lombardi等[136]采用脈沖式AC-DBD等離子體激勵進行閉環(huán)的動態(tài)失速控制研究，提出了一種基于初始流分離檢測能力的閉環(huán)等離子體激勵控制方案。在不需要等離子體激勵時，將周期性的激勵引入低功率控制狀態(tài)。采用壓力傳感器測量近前緣處的壓力波動，當(dāng)監(jiān)測到壓力波動超過預(yù)定的閾值水平時，等離子體激勵器被切換到一個高功率控制狀態(tài)。在輕度動態(tài)失速時，激勵僅施加了11.2%周期的時間，使一個周期的集成升力增加了12%，最大低頭力矩減少了60%。此外，激勵產(chǎn)生了一個正的循環(huán)阻尼(在沒有反饋控制時為負(fù))。

美國陸軍研究實驗室和洛克希德·馬丁公司、俄亥俄州立大學(xué)合作，首次研究了NS-DBD激勵下的翼型氣動阻尼特性[137]。在平均迎角15°和雷諾數(shù)1×106時，針對NACA 0015翼型小振幅(1°)俯仰和沉降，研究了NS-DBD激勵對周期平均和瞬時氣動阻尼的影響，從氣彈穩(wěn)定性的角度討論了“最佳”NS-DBD激勵的意義。雖然NS-DBD在失速狀態(tài)可提高最大升力系數(shù)，但根據(jù)研究得出的NS-DBD激勵誘導(dǎo)的相干渦結(jié)構(gòu)與氣動阻尼之間的關(guān)系，激勵在某些時段卻減少了氣動阻尼，如圖25所示(ft=1表示一個周期的時間)。在此基礎(chǔ)上，該文獻(xiàn)[127]提出了一種實現(xiàn)氣動性能與阻尼的最佳組合方法。

圖25 瞬時俯仰氣動阻尼的變化(F+=2，k=0.6)[137]

日本宇宙航空研發(fā)機構(gòu)Mitsuo等[138]與東芝公司合作，在10～50 m/s范圍，采用布置在前緣0%處的脈沖式AC-DBD等離子激勵器，控制周期性振蕩的NACA0012翼型前緣分離。通過對機翼表面的壓力測量，研究了等離子體激勵控制流動分離的有效性。所有工況的周期平均升力得到提升，升力遲滯回環(huán)得到改善。等離子體激勵器的升力增強作用對非定常激勵頻率很敏感，最佳頻率F+=0.5。通過時間分辨的PIV測量，研究了等離子體激勵的流動控制機理，大迎角激勵后翼型前緣出現(xiàn)了清晰的渦結(jié)構(gòu)，并沿翼型表面向后緣移動，這些旋渦引起主氣流的夾帶效應(yīng)，使振蕩機翼的升力增強。

圣母大學(xué)Post和Corke[139]采用AC-DBD等離子體激勵器控制周期性振蕩的NACA0015翼型前緣分離和DSV。通過表面壓力測量和煙流可視化記錄，驗證了激勵的有效性。在來流10 m/s，Re=7.6×104，機翼振蕩符合α=15°+10°sin(ωt)，振蕩縮減頻率k=ωc/(2U∞)=0.08，對應(yīng)翼型周期性運動頻率4 Hz。研究了等離子體激勵器控制的3種情況：穩(wěn)態(tài)等離子體激勵下的開環(huán)控制、非穩(wěn)態(tài)等離子體激勵下的開環(huán)控制和穩(wěn)態(tài)等離子體激勵下的閉環(huán)控制。對于閉環(huán)控制，根據(jù)迎角反饋以及開環(huán)控制的效果在振蕩周期的選定部分激活激勵器。結(jié)果顯示，隨著一個俯仰周期遲滯性的改善，綜合升力較開環(huán)控制有所增加，激勵前后結(jié)果如圖26所示。

圖26 圣母大學(xué)等離子體“Smart”激勵控制效果(k=0.08,NACA0015)[139]

普林斯頓大學(xué)的Starikovskiy等[140]采用NS-DBD等離子體激勵增加直升機懸停模式的升力。槳葉的旋轉(zhuǎn)頻率為18 Hz，實驗固定葉片迎角為20°(遠(yuǎn)大于臨界迎角12°)，在300～2 000 Hz激勵頻率范圍內(nèi)，升力系數(shù)最大可增加50%，表明控制之后的直升機具有更大的載重能力，如圖27 所示。該團隊還開展了NS-DBD等離子體激勵控制翼型動態(tài)失速的測壓實驗研究，在雷諾數(shù)為4.5×105和縮減頻率為0.02時，臨界迎角推遲到32°，升力提升高達(dá)20%[141]。對直升機上常見的后退葉片失速問題也進行了研究。在Re=7× 105、k≤0.05以及α≤32°條件下施加等離子體激勵控制，結(jié)果顯示升力提高達(dá)55%，阻力減小在10%以內(nèi)。

圖27 普林斯頓大學(xué)所用實驗系統(tǒng)[141]

東京理科大學(xué)、東京大學(xué)、空間與航天科學(xué)研究所和東京農(nóng)工大學(xué)合作，在低雷諾數(shù)下針對俯仰運動NACA0015翼型分離，開展脈沖DBD等離子體激勵控制分離的實驗研究[142]。實驗采用二維NACA0015翼型，雷諾數(shù)為6.3×104。機翼迎角5°～25°范圍內(nèi)以2 Hz的頻率振蕩，對應(yīng)的縮減頻率為0.02π。等離子激勵器安裝在前緣，并以連續(xù)和脈沖模式驅(qū)動(F+=0.5～60)，對流場進行非定常壓力測量。在脈沖激勵模式中可以觀察到3種控制效果：① 動態(tài)失速延遲；② 下俯階段升力系數(shù)的增加；③ 下俯階段激勵促使了流體再附著。

4.3 現(xiàn)狀總結(jié)

從目前典型四代直升機的原型機或驗證機發(fā)展來看，各國普遍青睞于共軸對轉(zhuǎn)布局，以實現(xiàn)直升機在速度上的更大突破，同時避免了槳葉動態(tài)失速引起的氣動問題和安全隱患，但是大槳距工況下的分離控制對進一步提升直升機的性能仍具有重要意義。從實用性、維護性與可行性方面考慮，合成射流式的動態(tài)失速流動控制在直升機惡劣的工作條件下，射流孔較易堵塞，不便維護，應(yīng)用前景并不樂觀；相比之下后緣小翼結(jié)構(gòu)簡單、實用性強、便于維護，雖然對動態(tài)載荷遲滯回線有很大的影響，但是并不直接影響DSV，情況較為復(fù)雜，尚未有定性的結(jié)論，前景并不明朗；而前緣變形直接影響DSV的形成和發(fā)展，具有很好的控制效果，但是不便于實際應(yīng)用，需要綜合評價其效費比。

對于等離子體流動控制而言，從發(fā)展趨勢看，DBD等離子體激勵對于動態(tài)失速控制的研究在2004年起步，中間幾年的相關(guān)文獻(xiàn)很少，近年的文獻(xiàn)有增加趨勢，意味著等離子體對翼型動態(tài)失速控制的研究開始引起重視。相對國外，國內(nèi)研究單位還很少，研究內(nèi)容還很初步，相應(yīng)的實驗和仿真亟待開展。

從流場特點來看，一方面相對固定翼飛機的翼型弦長，直升機槳葉弦長相對短很多，旋翼的后行槳葉動態(tài)失速嚴(yán)重的區(qū)域，相對繞流速度不高，使得對應(yīng)的雷諾數(shù)較低，從這個角度看，等離子體流動控制易產(chǎn)生效果；另一方面，旋翼槳葉的來流速度沿展向是變化的，旋翼流場同時包含了槳根的不可壓流動區(qū)域和槳尖的跨聲速流動區(qū)域；在前飛來流速度上疊加旋翼旋轉(zhuǎn)方向的相對來流速度，造成了旋翼槳葉工作在嚴(yán)重非對稱的氣流環(huán)境中，除后行槳葉動態(tài)失速外，高速前飛狀態(tài)下旋翼前行側(cè)槳尖局部的跨聲速特性十分明顯，槳尖附近的強激波對附面層的干擾可能引起復(fù)雜的氣流分離現(xiàn)象。此外，旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生強烈的槳尖渦和尾跡流動，這些尾渦環(huán)繞在旋翼附近，造成復(fù)雜的槳/渦干擾。這些旋翼所特有的可壓與不可壓共存、氣流分離及渦/面干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象對非定常流場及動態(tài)失速特性的數(shù)值模擬分析方法提出了很高的要求，也對等離子體流動控制研究提出了很高的要求。

近年來，國內(nèi)外研究機構(gòu)采用DBD等離子體降低了俯仰振蕩翼型的力矩負(fù)峰值，改善了其氣動力系數(shù)遲滯特性，但來流速度普遍較低；同時在增加翼型正行程(迎角α增大的方向，即α>0)下的升力、減小翼型阻力和提高翼型氣動效率方面則很少有研究結(jié)果。結(jié)合旋翼槳葉尺寸和等離子體激勵流動控制能力，納秒脈沖DBD等離子體激勵在靜態(tài)翼型分離控制上的突出能力，有望為改善旋翼動態(tài)失速問題提供一種新型的控制手段，相關(guān)的控制效果、參數(shù)影響規(guī)律和流動控制機理需要深入研究。