飛翼布局飛機耦合運動失穩(wěn)的主動流動控制

馮立好，魏凌云，董磊，王晉軍,*

1. 北京航空航天大學 流體力學研究所，北京 100191 2. 上海機電工程研究所，上海 201109 3. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100071

飛翼布局飛機具有高隱身性、高升阻比等優(yōu)點，由于沒有平尾和垂尾，縱向和橫航向穩(wěn)定性較差[1]。一旦進入失速攻角，飛翼布局飛機表現(xiàn)出強非線性俯仰力矩特性[2]，甚至發(fā)生縱向與橫向運動的耦合，穩(wěn)定性嚴重惡化[3]，導致操縱困難。值得注意的是，飛翼布局飛機在小于失速攻角時會出現(xiàn)自由搖滾的失穩(wěn)現(xiàn)象，限制了飛行攻角，影響飛行包線。自由搖滾會進一步耦合多個自由度的運動，引起橫向與縱向、橫向與航向耦合等問題，嚴重影響飛行安全。因此，研究飛翼布局飛機縱向及橫航向耦合特性進而提出高效控制策略具有重要意義。

但是，即便不考慮縱向與橫航向耦合運動，滾轉(zhuǎn)運動的非線性動力學機理依然不甚清楚。早期針對三角翼的搖滾實驗研究獲得了一些初步結(jié)論：當攻角小于臨界值，機翼受擾能夠收斂，并趨于穩(wěn)定平衡滾轉(zhuǎn)角；當攻角大于臨界值，機翼受擾時橫向運動發(fā)散，形成極限環(huán)振動形式的搖滾運動[4-6]。后掠角參數(shù)影響靜態(tài)特性、強迫滾轉(zhuǎn)特性和自由滾轉(zhuǎn)特性[7]，對搖滾運動產(chǎn)生的機理還沒有一致的認識，且很難用單一理論進行解釋。Ericsson[8]認為細長機翼搖滾是由前緣渦的非對稱升降振蕩引起的，Ng等[6]則發(fā)現(xiàn)在沒有非對稱渦的升降振蕩、沒有渦破裂和沒有靜態(tài)遲滯條件下也會產(chǎn)生機翼搖滾現(xiàn)象。此外，Nelson和Pelletier[9]認為前緣渦法向位置的滯后效應(yīng)是促進搖滾振動的原因。

在滾轉(zhuǎn)運動加入偏航及俯仰運動的自由度后，非定常流動分離和動態(tài)穩(wěn)定性問題進一步耦合：一方面，流動分離產(chǎn)生的非對稱擾動力矩誘發(fā)滾轉(zhuǎn)、偏航及俯仰運動；另一方面，飛行器做滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰運動時也會誘發(fā)非定常流動分離。對任何種類的飛行器，耦合效應(yīng)都會極大地改變橫向穩(wěn)定性特征。對于常規(guī)布局而言[10]，大攻角下的橫航向耦合滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)方向與橫向運動完全相反。對于與小展弦比飛翼布局飛機相近的三角翼布局[11]，在任意攻角下橫航向耦合情況的平均滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，相比單純的橫向運動和航向運動都表現(xiàn)出強非線性。

楊小亮等[12]在三角翼強迫俯仰運動中發(fā)現(xiàn)圍繞0°滾轉(zhuǎn)角的不等幅自激振蕩。美國空軍[13-14]在對F-16c等模型研究中也發(fā)現(xiàn)了圍繞0°滾轉(zhuǎn)角帶有側(cè)偏的不規(guī)則自激振蕩，表明了耦合運動的存在。三角翼的縱向與橫向耦合實驗結(jié)果表明[15]，由于拉起運動或俯沖運動本身會對前緣渦破裂有較大影響，在特定縱向運動頻率下，能夠使渦破裂位置更為對稱，從而使自由搖滾運動衰減。Kandil和Menzies[16]通過數(shù)值模擬研究了滾轉(zhuǎn)和俯仰耦合運動對三角翼跨聲速激波誘導渦破裂流動的影響，他們發(fā)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和俯仰運動的起始相位和運動頻率之差對機翼的氣動響應(yīng)和渦破裂有較大影響，表明縱向運動能夠影響橫向特性。

耦合運動對飛行控制提出了極高的要求，在大攻角下，由于前緣渦的不對稱破裂，極易引發(fā)耦合運動，傳統(tǒng)襟副翼等被動流動控制方式出現(xiàn)操縱效率降低等問題，因此有必要引入主動流動控制彌補舵效不足。通過主動流動控制改善飛行器氣動性能和提供操縱力矩一直是近年來的研究熱點[17]。已有針對飛翼布局飛機靜態(tài)和單自由度動態(tài)運動的研究表明，主動流動控制能夠提高升力及提供操縱力矩以控制俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等運動[18-20]。其他布局飛機的飛行試驗也表明主動流動控制能夠取代襟副翼，獨立提供操縱力矩以控制飛行中的俯仰和航向姿態(tài)角[21-22]。但是，對于耦合運動狀態(tài)的主動流動控制策略研究較少，控制規(guī)律和機理的認識還不充分。

綜上，飛翼布局飛機失穩(wěn)是動態(tài)過程，通過流動控制改善其穩(wěn)定性具有重要意義。但是，相比針對靜態(tài)物體的控制，針對動態(tài)運動模型施加有效控制涉及流動、運動、激勵相互作用問題，難度更大，相關(guān)研究積累有限。因此，本文重點關(guān)注飛翼布局飛機橫向、橫向與縱向耦合、橫向與航向耦合等運動失穩(wěn)特性的流動控制，提出改善飛機動態(tài)失穩(wěn)特性的有效控制方法，揭示動態(tài)運動及耦合效應(yīng)對流動控制效果的影響規(guī)律和機理，為飛翼布局飛機增穩(wěn)控制提供技術(shù)支撐。

1 計算模型及方法

本文研究對象為小展弦比飛翼布局飛機，如圖1所示。飛翼布局飛機模型后掠角65°，根弦長0.60 m，展長b=0.46 m，平均氣動弦長c=0.38 m，重心距離機頭0.34 m。

采用合成射流作為流動控制激勵器。合成射流作為一種高效流動控制技術(shù)已被廣泛應(yīng)用[23]，但是目前主要應(yīng)用于靜態(tài)模型，針對動態(tài)模型施加控制的研究相對較少。本文合成射流激勵器出口沿飛翼布局飛機機翼前緣布置，合成射流出口速度方向為展向。合成射流通過腔體入口設(shè)為速度入口條件進行模擬，當合成射流激勵器開始工作時，入口速度的控制方程為uj(t)=Umsin(2πfjt)，激勵器關(guān)閉時入口速度設(shè)為0 m/s。對于周期性的強迫運動，本文所采用的控制手段需要周期性地開啟一側(cè)和關(guān)閉另一側(cè)的激勵器來達到控制效果。研究過程中，自由來流速度U∞=60 m/s，合成射流峰值速度Um=120 m/s，激勵頻率fj=40 Hz。單個激勵器的動量系數(shù)Cμ=ρjUj2bjlj/(0.5ρU∞2S)=0.003，其中合成射流密度ρj與來流密度ρ一樣，Uj是基于射流吹程流量計算得出的整個周期時均速度，bj=0.001 2 m和lj=0.42 m分別是射流出口寬度和長度，S是飛機投影面積。

采用數(shù)值模擬方法研究飛翼布局飛機動態(tài)運動過程的氣動特性和流場特性。流動控制方程為非定常雷諾平均Navier-Stokes方程，采用有限體積法，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用中心差分格式，時間項采用一階隱式格式，壓力耦合方程采用Simple算法，湍流模型為DDES-SST模型，動態(tài)運動時間步長為特征周期的1/2 000。

飛翼布局飛機網(wǎng)格如圖2所示。網(wǎng)格類型為混合網(wǎng)格，飛機邊緣及合成射流出口網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其余區(qū)域為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。計算域為球型，分為內(nèi)計算域及外計算域，內(nèi)計算域作為動網(wǎng)格的剛體運動部分；外計算域為網(wǎng)格變形重構(gòu)區(qū)域，半徑為特征長度10倍；加密了飛翼布局飛機前緣渦所在區(qū)域。計算域外邊界設(shè)置為壓力遠場，合成射流腔體入口設(shè)置為正弦信號的速度入口條件。

為驗證網(wǎng)格無關(guān)性，繪制了3套不同密度網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為500萬、1 000萬及1 500萬，與風洞靜態(tài)試驗數(shù)據(jù)對比如圖3所示，試驗結(jié)果為飛翼布局飛機模型在40 m/s來流風速下不同攻角α的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD測量數(shù)據(jù)。網(wǎng)格逐漸加密時，數(shù)值模擬和試驗數(shù)據(jù)之間的誤差逐漸減小。由于中等密度網(wǎng)格與密網(wǎng)格數(shù)值相近，并與試驗結(jié)果吻合較好，本文選用1 000萬數(shù)量網(wǎng)格，以提高計算效率。

為驗證飛翼布局飛機動態(tài)氣動特性計算的準確性，選用中等密度網(wǎng)格與相同模型在0.2 Hz大振幅俯仰運動的試驗數(shù)據(jù)進行對比[24]，結(jié)果如圖4所示。數(shù)值模擬計算獲得的俯仰力矩系數(shù)Cm遲滯環(huán)與試驗結(jié)果基本趨勢一致。結(jié)合以往關(guān)于動態(tài)運動模型數(shù)值模擬和試驗結(jié)果所呈現(xiàn)的對比結(jié)果和一般規(guī)律[25-27]，可以認為本文數(shù)值模擬方法能夠較好反映飛翼布局飛機動態(tài)運動特性，計算結(jié)果可信。

2 流動控制策略與效果

2.1 控制原理與策略設(shè)計

橫向失穩(wěn)的表現(xiàn)形式有很多種，其產(chǎn)生的原因比較復雜，滾轉(zhuǎn)阻尼導數(shù)可能是引起橫向失穩(wěn)的重要因素。當飛機繞體軸滾轉(zhuǎn)時，沿展向出現(xiàn)附加流動，改變了局部攻角。左右翼面產(chǎn)生的附加升力形成與角速度方向相反的滾轉(zhuǎn)力矩，阻礙飛機滾轉(zhuǎn)，因此稱為滾轉(zhuǎn)阻尼力矩。大攻角時，流動分離嚴重，前緣渦失穩(wěn)破裂，局部攻角效應(yīng)增加帶來的附加升力減小，導致滾轉(zhuǎn)阻尼力矩減弱。滾轉(zhuǎn)阻尼不足，飛翼布局飛機開始呈現(xiàn)小幅滾轉(zhuǎn)振蕩，前緣渦呈現(xiàn)的周期性、非對稱性等特征進一步促成了極限環(huán)振蕩。

合成射流是一種基于旋渦的高效流動控制技術(shù)。本文對靜態(tài)飛翼布局飛機施加前緣合成射流控制，如圖5所示，合成射流可顯著增強飛翼布局飛機前緣渦強度，延緩前緣渦破裂，進而增強其穩(wěn)定性。因此，基于該旋渦控制思想，本文提出的控制原理是：通過單側(cè)合成射流控制提高飛翼布局飛機單側(cè)前緣渦強度，從而提供滾轉(zhuǎn)操縱力矩。強迫滾轉(zhuǎn)運動時若操縱力矩矢量與滾轉(zhuǎn)方向相反，則可起到阻尼作用，改變遲滯環(huán)形狀。具體控制方式為飛機右滾運動時開啟右側(cè)控制，左滾運動時開啟左側(cè)控制。

2.2 滾轉(zhuǎn)運動控制

飛翼布局飛機的滾轉(zhuǎn)運動及滾轉(zhuǎn)耦合運動極其復雜，本文開展動態(tài)失穩(wěn)特性研究的目的之一是提出相應(yīng)的流動控制策略，因此根據(jù)已有研究出現(xiàn)的失穩(wěn)現(xiàn)象[12-14]，主要關(guān)注飛翼布局飛機圍繞0°滾轉(zhuǎn)角的極限環(huán)振蕩，相應(yīng)的飛翼布局滾轉(zhuǎn)運動可描述為

φ=φmsin(2πft)

(1)

式中：φ表示滾轉(zhuǎn)角；φm表示滾轉(zhuǎn)振幅；f表示滾轉(zhuǎn)運動頻率。滾轉(zhuǎn)運動工況俯仰角α0=45°，滾轉(zhuǎn)振幅φm=20°，運動頻率f=0.5 Hz，滾轉(zhuǎn)角隨時間變化如圖6所示。采用合成射流施加控制，控制策略為：飛翼布局往右側(cè)滾轉(zhuǎn)時開啟右側(cè)激勵器，左側(cè)滾轉(zhuǎn)時開啟左側(cè)激勵器。

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl遲滯環(huán)變化對比結(jié)果如圖7所示。參考相關(guān)研究的一般方法[28]，可根據(jù)遲滯環(huán)方向與面積作為穩(wěn)定性是否改善的判斷依據(jù)，遲滯環(huán)逆時針變化則表明外力矩做負功，運動特性為阻尼，具有穩(wěn)定性。未控制時，飛翼布局飛機滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)基本形狀為一個非中心對稱的“雙8字環(huán)”?！半p8字環(huán)”表明飛翼布局在45°攻角下橫向不穩(wěn)定，非中心對稱表明前緣渦破裂具有隨機性和不規(guī)則性。滾轉(zhuǎn)角φ=-4°～4°時，遲滯環(huán)曲線構(gòu)成順時針遲滯環(huán)，表明外力矩對飛翼布局做正功，運動特性發(fā)散；在滾轉(zhuǎn)角φ=4°～20°的范圍內(nèi)，力矩系數(shù)遲滯環(huán)曲線為逆時針，外力矩對滾轉(zhuǎn)運動做負功，運動特性為阻尼。施加合成射流控制后，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)呈現(xiàn)為逆時針變化，外力矩做負功，運動特性為阻尼，橫向動態(tài)穩(wěn)定性得到提高。

為了驗證上述控制思想并揭示控制機理，圖8給出了飛翼布局飛機典型展向截面瞬時渦量場變化。圖中的流線分布表明存在較強的展向流動，使得局部擾動可進一步影響全場。施加右側(cè)控制，飛翼布局右側(cè)前緣渦顯著增強，由于旋渦相互誘導作用及展向流動效應(yīng)，左側(cè)前緣渦也得到增強。結(jié)果表明合成射流可以有效增強飛翼布局前緣渦強度，進而實現(xiàn)氣動力、力矩的控制。需要注意的是，不同于靜態(tài)控制，合成射流應(yīng)用于動態(tài)運動氣動力、力矩的控制時需要考慮運動慣性對氣流的影響。

合成射流控制滾轉(zhuǎn)運動對應(yīng)的旋渦演化過程如圖9所示。滾轉(zhuǎn)角φ=0°時，未控制工況前緣渦處于完全破裂狀態(tài)；施加合成射流控制后，控制側(cè)前緣渦得到顯著增強，為滾轉(zhuǎn)運動提供了阻尼力矩，解釋了滾轉(zhuǎn)力矩逆時針遲滯環(huán)面積增大的原因；施加控制不僅使相應(yīng)一側(cè)的旋渦得到增強，而且非控制側(cè)旋渦也同樣得到增強。滾轉(zhuǎn)角φ=±20°時，同樣出現(xiàn)了控制側(cè)和非控制側(cè)旋渦均得到增強的控制效果。旋渦增強可提高升力，提供滾轉(zhuǎn)阻尼力矩，改善橫向運動失穩(wěn)特性。

2.3 俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動控制

飛翼布局俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動可用式(1)和式(2)描述。

θ=θ0+θmsin(2πft)

(2)

該運動是在2.2節(jié)單獨滾轉(zhuǎn)運動的基礎(chǔ)上耦合頻率相同的俯仰運動。模型繞與通過重心并平行z軸的軸線做俯仰運動，俯仰角θ為機身軸線與地面夾角，初始俯仰角θ0=45°，振幅θm=10°。在此基礎(chǔ)上，飛翼布局繞體軸做振幅φm=20°的滾轉(zhuǎn)運動。俯仰和滾轉(zhuǎn)運動頻率相同，均為f=0.5 Hz。姿態(tài)角隨時間變化如圖10所示，圖中同樣標注了合成射流的控制策略，亦即，飛翼布局上仰右滾運動時開啟右側(cè)控制，下俯左滾運動時開啟左側(cè)控制。

飛翼布局俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化如圖11所示。未控制時，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)基本形狀不再具備“雙8字形”特征，整體方向為逆時針，表明運動橫向穩(wěn)定。當滾轉(zhuǎn)角φ=-20°～0°，對應(yīng)俯仰角θ=35°～45°，遲滯環(huán)面積較大；當滾轉(zhuǎn)角φ=0°～20°，對應(yīng)俯仰角θ=45°～55°，遲滯環(huán)寬度隨俯仰角增大而減小。

對俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動的分析需要同時考慮俯仰角的變化和俯仰角速度的影響。當滾轉(zhuǎn)角φ=-20° ～ -10°，由于并未超過失速攻角，且上仰角速度具有延緩流動分離效果，因此運動仍然具有滾轉(zhuǎn)阻尼，遲滯環(huán)斜率較大；當滾轉(zhuǎn)角φ>-10°，飛翼布局處于失速狀態(tài)，上仰角速度延緩分離的作用由于攻角的持續(xù)增大而減弱，同時阻尼特性減弱、遲滯環(huán)斜率減小。對于下俯左滾區(qū)域，雖然整個過程中攻角變化較大，但遲滯環(huán)斜率特征基本相同，表明下俯角速度在動態(tài)運動過程中主導橫向穩(wěn)定性。

施加合成射流控制后，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)整體面積略微增加，表明外力矩在一個周期內(nèi)做負功略微增加，提高了橫向穩(wěn)定性。此外，俯仰角較小時，控制效果更為明顯。

飛翼布局俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動過程中旋渦結(jié)構(gòu)的演化如圖12所示，由t/T=0可知，由于上仰角速度已經(jīng)使得流動分離得到抑制，因此合成射流控制效果并不明顯。從t/T=0.5可以看出，下俯角速度使得流動分離進一步加重，同時也使得流動控制效果減弱。因此大攻角下縱向耦合運動無論角速度方向是抬頭或低頭，均不利于合成射流控制。相比之下，對比t/T=0.25和t/T=0.75的情況，可見合成射流控制具有一定效果，但是攻角過大會降低合成射流的控制能力。

對比圖7滾轉(zhuǎn)運動和圖11俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化可發(fā)現(xiàn)，縱向耦合使得橫向穩(wěn)定性得到極大改變，順時針遲滯環(huán)區(qū)域完全消失，運動整體是橫向穩(wěn)定的。圖13進一步比較了合成射流控制效果，俯仰角速度對控制效果產(chǎn)生負面影響，縱向耦合之后控制力矩在俯仰角速度較大的區(qū)域被削弱。這表明俯仰角速度帶來的慣性作用對前緣渦起到主導作用，導致合成射流增強前緣渦的作用減弱。

2.4 偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運動控制

飛翼布局偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運動可由式(1)和式(3)進行描述。

ψ=ψmsin(2πft)

(3)

即在滾轉(zhuǎn)運動基礎(chǔ)上耦合頻率相同的偏航運動。模型體軸保持與地面夾角呈45°，繞通過重心并平行y軸的軸線做偏航運動，偏航角ψ為機身軸線在地面投影與地面坐標系x軸夾角，偏航振幅ψm=20°；在此基礎(chǔ)上，飛翼繞體軸做滾轉(zhuǎn)運動，振幅為ψm=20°，偏航和滾轉(zhuǎn)頻率均為f=0.5 Hz。姿態(tài)角隨時間變化及控制策略如圖14所示，飛翼布局右偏航右滾運動時開啟右側(cè)控制，左偏航左滾運動時開啟左側(cè)控制。

合成射流控制對滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的影響如圖15所示。未控制時，飛翼布局遲滯環(huán)基本形狀為多個“8字環(huán)”，且非中心對稱，表明滾轉(zhuǎn)運動耦合偏航運動后氣動特性更加復雜，橫向穩(wěn)定性變化劇烈。施加合成射流控制后，“8字環(huán)”全部消失，遲滯環(huán)形狀雖然無規(guī)則，但整體為逆時針方向，順時針區(qū)域全部消除，表明橫向動穩(wěn)定性得到改善。

偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運動過程的瞬時旋渦演化如圖16所示。從總體上看，合成射流控制顯著改變了旋渦生成和演化過程，特別是控制一側(cè)的旋渦得到增強，同時非控制側(cè)的前緣渦也得到增強，表明側(cè)滑角速度進一步促進了展向動量交換，使得控制側(cè)擾動轉(zhuǎn)移至非控制側(cè)。

通過對比圖7和圖15未施加控制工況滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化，可以發(fā)現(xiàn)，相比強迫滾轉(zhuǎn)運動，偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運動滾轉(zhuǎn)力矩遲滯環(huán)斜率整體減小，穩(wěn)定性削弱。耦合工況更多的“8字環(huán)”表明失穩(wěn)情況極為復雜。施加合成射流控制后，圖17表明，偏航耦合運動帶來的側(cè)滑角速度不僅使控制效果減弱，并使控制力矩產(chǎn)生振蕩。

3 結(jié) 論

針對飛翼布局飛機強迫滾轉(zhuǎn)及其耦合運動施加合成射流控制，研究了合成射流增強滾轉(zhuǎn)運動橫向穩(wěn)定性效果，分析了耦合效應(yīng)對橫向氣動特性與合成射流控制效果的影響及機理。主要結(jié)論如下：

1) 提出并驗證了改善飛翼布局飛機滾轉(zhuǎn)及其耦合運動橫向穩(wěn)定性的控制策略。合成射流通過增強前緣渦進而提供控制力拒，單側(cè)控制可使得控制力矩矢量始終與角速度方向相反，進而達到控制力矩充當滾轉(zhuǎn)阻尼的作用，提高橫向的穩(wěn)定性。

2) 分析了合成射流對飛翼布局飛機滾轉(zhuǎn)運動及其耦合運動的控制規(guī)律。對于滾轉(zhuǎn)運動，施加主動控制使得滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)由未控制狀態(tài)的“雙8字環(huán)”變?yōu)槟鏁r針變化的單環(huán)，表明飛翼布局飛機由失穩(wěn)狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榉€(wěn)定狀態(tài)。對于俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運動，耦合俯仰運動改善了運動穩(wěn)定性，施加合成射流控制后，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)整體面積略有增加。對于偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運動，施加主動流動控制可消除滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)的多個“8字環(huán)”特征，雖然遲滯環(huán)形狀無規(guī)則，但整體為逆時針方向變化。上述結(jié)果均表明，合成射流主動控制可有效改善飛翼布局飛機橫向穩(wěn)定性。

3) 揭示了飛翼布局飛機動態(tài)運動及耦合效應(yīng)對合成射流控制效果的影響機理。由于飛機滾轉(zhuǎn)運動誘導產(chǎn)生的展向流動效應(yīng)，合成射流可影響到非控制側(cè)流場，俯仰角速度較大給流動控制效果帶來不利影響，偏航角速度增大則進一步增強展向流動。