杨鹤森，赵光银,2，梁华,*，王博

1. 空军工程大学 等离子体动力学重点实验室，西安 710038

2. 中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000

3. 南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京 210016

翼型动态失速[1-2]是指发生在机翼或桨叶等升力部件上，迎角随时间周期性变化或急剧动态变化时，由于翼面上方大范围气流分离引起的一种强烈的非定常、非线性的失速延迟流动现象[3-5]。这种现象普遍存在于直升机旋翼后行桨叶[6-8]、快速俯仰机动的战斗机等大机动飞行器[9-10]、偏航运动的风力(涡轮)机叶片[11-12]、旋转喘振的压气机[13-14]、低雷诺数扑翼微型飞行器以及大量鸟类昆虫的绕流运动中[15]。在20世纪40年代， Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[3]。但由于当时对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以这一现象未得到深入研究。直到20世纪 60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。进入70年代后，人们针对动态失速现象开展了许多实验研究，动态失速的发生机理得到初步揭示。直到1998年Ekaterinaris和Platzer[5]对过去人们研究翼型动态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面型俯仰运动的折合频率、振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状也极大地影响动态失速特性。

流动显示手段和数值模拟[16-20]已经揭示正常俯仰情况下充分演化的翼型动态失速现象的一般历程。图1[16]是通过计算模拟得到的翼型在一个俯仰周期T内流场演化过程。t=0T～T/8期间，翼型从平均迎角开始上仰，期间前缘未发生附面层的分离；t=2T/8时刻，翼型上仰至最大迎角，伴随着前缘涡的形成，附面层内的流动开始发生逆转并逐渐导致大范围流动分离，同时，前缘涡沿弦向流动，产生额外的升力；t=3T/8时刻，翼型从大迎角状态已经开始下俯，前缘发生涡脱现象，这种涡脱现象不仅会造成升力的损失，还会造成俯仰力矩急剧变化；t=4T/8～6T/8期间，翼型经过平均迎角继续向下低头，整个过程便是流动重新附着的过程，在此期间，迎角虽降低了，但下俯运动引起的上洗流使得翼型的有效迎角仍较大，翼面上方整体还是分离状态；经过t=7T/8时刻后，翼型开始抬头上仰，下洗流开始作用，有效迎角较小，上翼面流动分离得到缓解，同时迎角由小迎角状态逐渐增大，升力慢慢恢复，当上仰至t=T时刻位置时即完成了一个俯仰周期内的运动[16,21-22]。

图1 一个俯仰周期内不同时刻的流场[16]

可以看出，动态失速现象由前缘脱体涡主导，脱体涡快速后移引起压力中心后移，从而产生很大的低头力矩，致使翼型扭转载荷大幅增加[23]。由于动态效应，振荡翼型的失速迎角一般大于同等流场环境下的静态失速迎角，具有增大最大升力的作用；然而一旦超过失速迎角，动态失速涡(Dynamic Stall Vortex, DSV)的产生、移动和脱落会形成非常复杂的流动现象，产生很大的阻力和俯仰力矩峰值，引发升力急剧下降、阻力迅速增大的失速和颤振载荷问题，严重破坏流场结构的稳定性。对于飞行器来说，动态失速会极大地限制机翼或桨叶的气动性能及飞行包线，导致飞行器操作失稳；对于风力机叶片和压气机叶片来说，动态失速会使其气动效率骤降、高速运行范围急剧减小[1-2]；而对于直升机旋翼，动态失速最直接的影响是限制最大前飞速度。

在直升机前飞状态时，旋翼在不同方位角相对来流速度是周期变化的，为保证升力的稳定需要桨叶桨距周期变化，因此桨叶局部剖面的迎角是周期变化的，其中迎角的变化幅度随着前飞速度增加而增加，平均迎角则随着旋翼载荷的增加而增加，这形成了直升机旋翼桨叶中存在的旋转运动、变距运动、挥舞运动以及摆振运动等一系列复杂运动。如图2所示，在前飞状态下，旋翼桨叶旋转运动与前飞速度相叠加，导致了严重的气流不对称现象，即前行桨叶的相对来流速度大，而后行桨叶来流速度小，需要较大的迎角才能维持前行桨叶气动力的平衡。桨叶的迎角为周期性变化，前飞速度越大，桨叶迎角的振幅越大，尤其在大载荷时，直升机总距相对较大，很容易进入动态失速状态，给飞行安全带来隐患，同时会导致旋翼需用功率增加，拉力减小，带来桨叶颤振及铰链力矩、轴扭矩增加等不良后果，造成直升机旋翼/机体耦合动稳定性的降低，限制了其气动性能和飞行包线，甚至有可能产生空中共振不稳定性现象，对整个操纵系统带来安全威胁[17-18]。

图2 直升机旋翼速度分布与流场特点

早在2001年，王适存教授[24]对旋翼翼型的设计提出了5项要求，其中有3项与动态失速有关，包括有较高的动态和静态最大升力系数、有较高的升阻比，以及在较低的Ma下和大迎角时具有较好的失速特性。由动态失速现象带来的危害和对现代直升机翼型改进提出的要求可以得出：削弱翼型动态失速引起的高阻力、大低头力矩，并尽可能充分利用其动态涡升力，对提高直升机旋翼性能具有重要意义；同时，动态失速产生的非定常载荷会直接影响直升机、风力发电机及其他相关机械性能，包括可操控性、气弹稳定性、噪声以及推动力等，因此对动态失速控制的研究具有重要的工程意义。

综上，通过流动控制手段，或建立相应的非定常气动模型用于动态失速翼型气动力计算[18]，改善动态失速翼型的非定常气动特性、降低甚至规避动态失速带来的风险与危害意义重大。特别是对于以直升机为代表的旋翼飞行器来说，动态失速流动控制技术发展的好坏，决定着其未来的发展前景与定位。然而，尽管近年来对非定常流动分离的认识取得了重大进展，但动态失速仍然是空气动力学中尚未解决的主要问题之一，动态失速控制也逐渐成为空气动力学领域的研究热点之一[2]。

1 动态失速的影响因素

与静态失速相比，动态失速的流场更为复杂，影响失速行为的参数和因素更多。对于静态失速，当迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大范围流动分离，导致升力突降和阻力突增；而翼型动态失速的基本特征是翼型俯仰运动和DSV的作用，流场中存在复杂的非定常分离和大尺度涡结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。前缘涡的生成、沿翼型表面的输运直至脱落，导致翼型在上仰和下俯过程中的相同迎角下气动载荷不对称，从而引起翼型气动载荷的迟滞效应。

对于翼型静态失速，影响失速行为的参数主要有翼型型面(翼型的几何形状)、表面光洁度、来流湍流度、雷诺数Re以及马赫数Ma[25]。而动态失速依赖于更大范围的参数，首先仅仅考虑俯仰运动本身，典型以正弦规律俯仰振荡的翼型迎角运动规律表达式为

α=αmsin(2kU∞t/c)=α0+αmsin(ωt)

(1)

式中：α0为平均迎角；αm为迎角振幅；k为缩减频率；U∞为来流速度；c为翼型弦长；ω为俯仰振荡的角频率。由俯仰运动的数学表达式可知，若气动力计算条件不变，简谐俯仰运动的关键参数包括振幅、频率、平均迎角以及俯仰运动的扭转点位置。对于真实的翼型周期性运动来说，即使翼型以恒定俯仰速率的简单运动，也要依赖于许多相互关联的流场参数[26-27]，例如雷诺数、缩减频率、三维性、风洞效应以及翼型型面[28]，对于以正弦规律俯仰振荡的翼型，振荡运动的平均迎角和最大迎角也是重要因素[29]，这些因素都能直接影响失速涡的形成、发展和脱落进而影响翼型的动态失速特性。本文从缩减频率、雷诺数、马赫数、翼型型面、迎角振幅、平均迎角和其他因素等7个方面总结参数对动态失速的影响。

1.1 缩减频率

影响翼型动态失速的因素很多，其中最重要的是缩减频率k[21]，缩减频率用于描述翼型或机翼上的流动不稳定性[30]，通常被定义为定常运动的时间尺度(c/2U∞)与振荡运动的时间尺度(1/ω)的比值[31]。对于弦长为c的翼型，以恒定俯仰速率w围绕50%弦长俯仰的翼型缩减频率定义为[32]

k=ωc/(2U∞)

(2)

根据式(2)，当k=1.0时，定常运动的时间尺度和非稳定时间尺度(振荡时间尺度)是相同的，流动是不稳定的。文献[33]发现了当k=0.05 对应的翼型动态失速特性相比于静态失速特性存在明显差异。Wang和Cui[34]指出缩减频率k>0.05更为关键，因为不稳定的空气动力会导致翼型或机翼表面压力的大幅波动，从而使载荷增加，故k<0.05时可将流动视为准稳态(Quasi-steady)。

国内外进行了大量研究以揭示缩减频率对不同翼型的动态失速特性的影响规律[35-37]。结果表明缩减频率的增加会导致动态失速对应的最大失速迎角推迟并使翼型产生的升力显著增加。如图3[35]所示，不同缩减频率对翼型动态失速特性的改善作用可通过观察升力系数与迎角的关系得到，其中NACA0015和NACA0021翼型均以恒定的速率绕50%弦长俯仰。

图3 不同翼型缩减频率对升力特性的影响(Re=5×104)[35]

与稳态情况对比表明，随着缩减频率的增加，翼型超过临界失速迎角后产生的升力更大，动态失速的初始迎角更大，翼型的升力特性潜力得到提升。根据Choudhry等[38]的实验，缩减频率的无限增加不会导致最大升力系数的无限增加。如图4(a)所示，由动态失速引起的最大升力增加量与翼型振荡缩减频率的关系可以观察到，在一定的缩减频率之后，翼型升力的变化趋于平稳。该情况下缩减频率的上限取决于雷诺数Re，并随着雷诺数的增加而减小。本文认为Choudhry等[38]的实验选用的缩减频率有限，得出的结论不具有一般性。同时图4也可以看出k<0.05时也不能认为流动为准静态。

Sheng等[39]研究表明动态失速起始迎角随着缩减频率的降低而线性变化。这和Choudhry等[38]实验结果相似，如图4(b)中对应的最小雷诺数Re=5×104。然而，对于较大的雷诺数，动态失速起始迎角随缩减频率的变化呈抛物线趋势。对于最小的雷诺数，也可在缩减频率开始降低时观察到类似的抛物线趋势。缩减频率继续减小，失速迎角随着缩减频率的变化而线性变化。

图4 缩减频率对最大升力系数和初始动态失速迎角的影响[38]

直升机旋翼翼型工作的缩减频率一般在0.03～0.15 之间，赵国庆[40]针对翼型典型工况k= 0.05，0.10，0.15这3个状态分别进行了数值模拟。图5给出了不同缩减频率对应的翼型升力系数、力矩系数随迎角的变化规律。随着缩减频率的增大，气动力系数迟滞效应更加强烈，迟滞回线的面积增大，升力系数峰值增大，并且升力系数发散迎角增加。与此同时，低头力矩的峰值随着缩减频率的增大而增大，并且后移。缩减频率表征了旋翼翼型动态失速特性的强弱程度，缩减频率越大，动态特性越强烈，反之，动态特性越弱。随着缩减频率的增加，一方面，在翼型迎角增大过程中，分离点的滞后作用更加显著，因此动态情况下分离点的位置向后移动，即分离迎角增大；另一方面，在迎角减小的过程中，升力恢复的延迟也更显著，升力系数的减小量也更大。

图5 缩减频率对翼型升力系数迟滞回线的影响[40]

上官云信等[41]根据试验结果认为，缩减频率越大，动态失速迎角越大，但重新附着迎角越小，动态失速迟滞回线所围的面积越小；在翼型抬头阶段未失速区内缩减频率的影响很小。张瑞民等[42]采用计算流体力学软件Fluent数值模拟了NACA 0012翼型绕1/4弦长位置作俯仰振荡的运动过程，缩减频率越大，翼型的动态迟滞效应越明显。

总的来说，形成的普遍共识是：缩减频率是影响翼型动态失速的重要参数，随着缩减频率的增大，对最大升力系数和迎角的影响都是正相关的，但同时翼型的迟滞效应越显著，动态失速越难以控制。在上仰阶段，k越大，诱导的前缘下洗流作用越明显，使翼型有效迎角越小，前缘不易分离；而下俯阶段随着k的增大，诱导的前缘上洗流作用越明显，使翼型有效迎角越大，前缘容易分离，升力恢复较慢，因此迟滞效应越明显。

1.2 雷诺数

一些研究机构详细研究了雷诺数对翼型翼面压力分布的影响，并指出雷诺数在动态失速过程中并不起主要作用[43-46]。Robinson和Wissler[45]通过表面测压得出结论，雷诺数增加对整个失速过程影响很小，观察到随着雷诺数增加，翼型前缘附近的负压峰值增加。类似地，Choudhuri和Knight[43]通过对翼型层流绕流的计算，发现保持马赫数和俯仰速率不变，将雷诺数从104增加到105可以加速翼型上方主再循环区域(Primary Recirculating Region)的出现，且更靠近前缘，与之相关的涡尺度减小了。Oi等[47]也观察到，对于俯仰运动的翼型，雷诺数在1×104～6×104之间变化影响较小。不过，以上研究测试的雷诺数范围相对较低，对于适用于工业实用雷诺数量级(106级)，美国国家可再生能源实验室(NREL)选用S809和S813翼型，在平均和最大迎角的不同组合下进行了一系列实验，结果显示不同雷诺数下，两个翼型升力系数的一般趋势和升力迟滞保持大致相似[48-49]。

Zhang和Schlvter[46]在雷诺数440～2.1×104范围内，对围绕50%弦长俯仰的平板进行大涡模拟，表明对于非常小的雷诺数(通常小于104)，平板的最大升力系数表现出非线性行为；Amiralaei等[50]也观察到了简谐波俯仰振荡翼型的升力中的类似非线性行为。在图4中也可看到类似的结果，随着雷诺数增加，翼型产生的最大升力和动态失速迎角都显著增加。

Choudhry等[38]认为，在雷诺数为1.2×105时，NACA 0021翼型的吸力侧边界层经历从层流到湍流的过渡[51]，而在雷诺数为5×104时边界层主要是层流，因此在俯仰运动期间更容易受到压力梯度的影响，在这种情况下边界层容易分离，并且与较高雷诺数下的情况相比，动态失速迎角相对较小，如图6[38]所示；而湍流边界层在翼型俯仰期间可以在一定程度上抵抗压力梯度，从而在更大的角度范围内保持附着，产生更大的动态失速迎角和升力。而文献[43-49]中对应的边界层基本为层流范围，因此在这些研究中没有观察到雷诺数对动态失速特性的显著影响。

图6 NACA0021翼型在相同缩减频率条件下雷诺数对升力特性的影响[38]

对于较大的雷诺数范围，陈文轩[21]根据试验数据，分析了Ma=0.1下雷诺数对A212mkt翼型动态失速迟滞回线的影响，试验结果显示在所试验的雷诺数范围(2×106～3.5×106)内影响较小。夏玉顺等[52]在雷诺数1.4×106～2.7×106范围内通过测压实验研究了NACA0012翼型动态失速特性，实验结果如图7所示，雷诺数越大，上仰阶段失速迎角越小，最大升力系数减小，下俯阶段的升力恢复越快，迟滞回环也就越小，这一结论与文献[53-54]的结论相同。通过以上文献可以看出，除了所用翼型不同，雷诺数的影响似乎并没有一个固定的规律，分析认为，这与翼型绕流边界层状态有关。在雷诺数2×106～3.5×106范围，翼型上翼面的流动主要为湍流。而在雷诺数1.4×106～2.7×106范围内，翼型上方为层流与湍流并存状态并在动态失速的过程中发生转捩，上仰过程中首先在前缘产生分离泡，分离泡之前为层流，之后为湍流，分离泡向后运动变大，逐渐发展为分离，最终造成失速。雷诺数的差异造成转捩点的位置不同，导致上翼面压力分布不同；下俯阶段雷诺数大，湍流度大，易于分离的附着，导致下俯阶段雷诺数越大升力恢复得越快。

图7 雷诺数对升力迟滞回线的影响[52]

Chandrasekhara等[55]在1987—2004年间做了大量翼型动态失速的研究工作。研究发现，在较高雷诺数下，导致翼型发生动态失速的原因是前缘附近的强逆压梯度和激波诱导分离[56]。因此，大部分针对动态失速控制的研究都集中于翼型前缘部分[57]。

综上，雷诺数对于翼型动态失速特性是有影响的，雷诺数表征流体惯性力和黏性力之比，Re增大，惯性力相对增大，对应的流体湍流强度增大，对动态失速涡的形成和产生有一定的抑制作用；而较小的湍流强度有利于气流的分离和涡的形成。但雷诺数的影响与雷诺数的范围有关，可能也与翼型型面有关，现有的研究并不是很系统，有些研究集中在小范围层流状态，有些则聚焦大范围全湍流状态，有些研究的雷诺数条件下层流与湍流并存。

1.3 马赫数

由翼型运动引起的不稳定性，即使在低马赫数下，压缩性效应对快速俯仰翼型的影响也非常显著，翼型的俯仰也会在前缘附近引起局部的高马赫数，从而导致振荡形成。McCroskey等[58]指出，在Ma∞≥0.2实验条件下，经历正弦规律俯仰运动的翼型的前缘附近可观察到局部超声速区。

在稳态条件下，由于吸力侧的流动加速，可能遇到超声速条件，在不稳定的条件下，该问题会更加严重。很小的来流马赫数即可引起超声速条件，所以研究马赫数对动态失速过程影响很重要。但是，近年来这方面的研究相对较少。Visbal[59]使用非定常、可压缩、质量平均的Navier-Stokes方程和代数涡黏性湍流模型对NACA 0015翼型进行了数值研究，观察到Ma∞≥0.5条件下，翼型上表面的流场是超声速的且随着翼型的迎角增大，在前缘附近观察到超声速区域开始增长。Ma∞<0.5时，仍然在前缘附近观察到小空间范围的超声速区域。进一步研究发现对于来流马赫数为0.3，超声速区域的弦向范围约为3.0% 弦长，表明即使是小的来流马赫数，压缩性的影响也不容忽视。Visbal[59]观察到，对于这种情况(Ma∞<0.5)，DSV还是通过前缘失速形成，而不是在不可压缩条件下观察到的常规后缘失速开始。

就翼型的升力而言，随着缩减频率的增加同时保持马赫数恒定，观察到最大升力系数的增加，这类似于较低马赫数下的行为。Visbal[59]表明，在马赫数为0.6时增加缩减频率不仅导致最大升力系数的增加，而且导致整个升力曲线的跳跃，这类似于增加翼型弯度的影响。与之相反，当马赫数依次增加同时保持缩减频率和雷诺数恒定时，观察到失速延迟和最大升力系数的减小，如图8所示。McCroskey[58]和Carr[60]等也观察到最大升力系数降低的类似现象。然而，这一论点需要进一步研究，因为Choudhuri和Knight[43]研究表明，随着来流马赫数从0.2增加到0.5，DSV的形成被延迟，并且失速也开始出现延迟。

图8 不同马赫数条件下NACA0015翼型的升力特性曲线[38]

Visbal[59]没有观察到高来流马赫数下DSV的形成，这与 Liiva[61]进行的早期研究相同。Liiva认为，增加马赫数会导致冲击效应的形成，从某种程度上抑制涡旋脱落的过程。然而，使用高速纹影图像， Chandrasekhara和Carr[60]观察到DSV存在于他们所研究的马赫数范围(0.15≤Ma∞≤0.45)。孔卫红等[23]通过计算在不可压缩到可压缩范围(Ma=0.18～0.36，Re=2.34×106～4.68 ×106)来流条件下，研究了不同马赫数下升力和力矩迟滞回线，发现随着来流马赫数的增大，翼型动态失速迎角越小，这与静态失速特性相符，随着马赫数增大，翼型最低压力点的压力有额外降低，导致翼型后部分的逆压梯度增大，从而更容易产生气流分离。此外，马赫数越大，气流再附速度也会有所降低；马赫数越小，最小力矩系数越小，这是由于压缩性使得翼型气流分离发生的更快，分离涡在翼型上表面没有得到充分的发展。

综上，来流马赫数对动态失速过程具有明显影响，但是研究结论尚不统一。在高亚声速及跨声速马赫数下，振荡翼型前缘附近的激波情况有待进一步研究，特别是在超声速来流马赫数时的影响亟待研究。

1.4 翼型型面

McCroskey[58]、Sheng[62]和Leishman[63]等研究了翼型型面对动态失速过程的影响，具有更好稳态失速特性的翼型通常在最大升力系数和失速延迟方面呈现出更好的动态失速性能。McCroskey等[58]主要选用用于直升机的NACA 0012、HUGHES HH-02、WORMAN FX-098、NLR-1、AMES-01、VERTOL VR-7、SIKORSKY SC-1095和NLR-7301等8种翼型做动态失速测试实验，其厚度与弦长比在9.5%～16.6%之间变化，而弯度在弦长的0%～2%之间变化。

McCroskey等[58]根据振动的最大迎角与翼型的临界失速迎角之间的差异，将动态振荡翼型所处的失速状态定义为轻度失速或深度失速。翼型的轻度动态失速表现包括前缘附近DSV的明显形成以及观察到空气动力载荷滞后。Mulleners和Raffel[64]更准确地给出了界定，轻度失速出现在失速完全发展之前，下行程运动开始时。然而，深度动态失速状态需要通过力和力矩大的滞后以及明显的DSV形成来识别，Mulleners和Raffel[64]则在上行程运动部分的失速过程中确定了深度动态失速状态的发生。

在轻度失速条件下4个代表性翼型的动态失速升力特性如图9[38]所示。试验是在其余的参数相同的条件下进行的，在升力系数的迟滞回线中观察到的明显差异可以认为是翼型型面造成的。可以看出，NACA0012和AMES-01翼型在动态失速过程中经历了类似类型的后缘分离但两个翼型的升力行为明显不同；NACA0012翼型的升力系数迟滞回线比AMES-01翼型的滞后回路要大得多；与NACA0012翼型相比，WORMAN FX-098翼型经历了升力系数非常突然的下降。翼型型面的横向比较表明，具有更圆形前缘的弧形翼型倾向于表现出更小的迟滞回线。

图9 不同翼型在轻度失速状态下的升力特性曲线[38]

文献[58]研究表明，在深度动态失速期间，相比轻度动态失速时各翼型迟滞回线的差异，翼型型面的影响并不显著。图10表明了翼型型面对该过程的主要影响。值得注意的是，VERTOL VR-7和NLR-7301翼型在上冲程中具有相似的升力特性，但最大升力系数和动态失速角是不同的。与相同条件下测试的其他翼型相比，NLR-7301翼型表现出了对于不稳定分离具有更大的弹性。事实上，根据Mulleners和Raffel[64]的分类，此时NLR-7301翼型仍然在轻度失速状态下运行。深度动态失速的主要特征是在主DSV对流之后形成的次级涡旋结构。对于其他翼型，如图10所示，在下行程之前的升力中的次级峰值来自次级涡旋结构。此外，可以观察到不同翼型的升力曲线中的滞后程度的显著变化，表明翼型过失速行为的明显区别。因此翼型型面最重要的是影响翼面周围的流场，并进而影响动态失速过程中产生的气动力与载荷。

此外，王友进等[65]在低马赫数下，对3种不同相对厚度的NACA系列基本翼型在俯仰振荡运动中的动态失速现象进行了数值研究，发现不同厚度翼型在轻度失速和深度失速下，绕翼型DSV的产生和发展规律存在以下不同：对于薄翼型，由于分离最初在前缘处出现，故两种失速状态都是在前缘失速涡在向下游发展中产生；对于厚翼型，由于是后缘处首先发生分离，故失速发生在后缘分离涡在向上游扩展的过程中；而对于中等厚度翼型，轻度失速是由于后缘分离引起的，但深度失速主要是前缘DSV的发展所导致的。冉景洪等[66]研究了相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律。在Re=500～5×104情况下，选取不同最大相对弯度和不同最大相对弯度位置的翼型，计算了翼型等速上仰时的动态气动力，结果表明后者对气动力的影响比较显著，把最大相对弯度位置布置在翼型弦向40%的地方要比布置在30%和50%两处所获得的动态升阻比大。

1.5 迎角振幅

赵国庆[40]针对旋翼后行桨叶的大迎角动态失速特性，对3个不同迎角振幅αm=5°，10°，15°分别进行了数值模拟，图11给出了在不同振幅时翼型升力系数CL、力矩系数Cm随迎角的变化规律，并给出了定常状态升力系数的计算值。从图中可以看出，随着振幅的增大，气动力的迟滞效应增强。在翼型迎角增大时，不同振幅对应的升力系数在相同迎角时计算结果基本相同，并且发生失速时的迎角相对于定常状态均有所推迟。这是因为当迎角大于静态分离迎角时，分离点推迟及前缘DSV的影响使得升力不发生衰减，直到DSV从翼型表面脱落。随着DSV的脱落，由于翼型上表面气流分离及涡诱导速度的损失，翼型升力系数会急剧衰减。翼型迎角减小时，同样存在升力恢复的延迟。随着振幅的增大，升力恢复的延迟更明显，即升力迟滞回线的面积更大。与此同时，在DSV的诱导作用下，翼型压力中心随着DSV的移动而向后缘移动，从而引起一个附加的低头力矩。随着翼型DSV的运动、脱落及气流分离，压力中心后移，低头力矩有一个陡增，并且振幅的增大使得低头力矩峰值在增大的同时发生后移。

1.6 平均迎角

赵国庆[40]针对翼型3个不同平均迎角α0=5°，10°，15°分别进行了数值模拟，图12给出了在不同平均迎角时翼型升力系数、力矩系数随迎角的变化规律。随着平均迎角的增大，翼型的最大迎角也增大，因此，气流分离现象更加严重，导致动态失速迟滞现象更加明显。在小平均迎角状态下升力系数的最大值在最大迎角处，意味着还没有出现动态失速或者仅存在轻度的动态失速；而大迎角状态下升力系数的失速迎角则小于其最大迎角，但依然大于小平均迎角状态下的失速迎角。此外，随着平均迎角的增大，气流分离后的再附点逐渐消失。但数值计算的结果有待进一步验证。

图12 不同α0对应的翼型气动力系数迟滞回线[40]

1.7 其他因素

其他几个参数直接影响动态失速现象及其对工程应用的预测。其中包括振荡机翼的三维效应、不稳定运动类型、风洞效应、来流速度不稳定性对动态失速的影响。

Lorber[67]、Piziali[68]、Spentzos[69]和Visbal[70]等已通过实验研究了三维效应对动态失速过程的影响，Gadelhak和Ho[71]完成了相关的流动显示工作，可以观察到三维翼周围的不稳定分离流主要由大尺度旋涡结构支配，其空间范围大约为单位弦长，整个流动区域可以明显地区分为3个不同的区域：翼尖涡、DSV和翼尖涡与DSV相互作用的中间区，而三维性的影响主要限于翼尖附近的区域；进一步观察可得DSV的核心受到中间区域中的翼尖涡流的严重影响，并且无论瞬时迎角如何改变，DSV都保持在前缘附近。随着迎角增加，DSV中间区域的空间范围朝向机翼的根部稳定地增加。由于这些效应，通常认为动态失速的二维-半经验模型(The Two-dimensional Semi-empirical Models)适用于大展弦比机翼[63,72]。在直升机和风力涡轮机等旋翼机构的工程应用中，流场也将受到叶片旋转引起的离心流的影响，这进一步增加了三维动态失速问题的复杂性。

动态失速的不稳定运动的类型，例如以恒定速率或以正弦规律俯仰和起伏，对动态失速过程具有显著影响，这与不同不稳定运动的特定应用有关。比如对于以恒定俯仰速率进行简单斜坡式运动(Simple Ramp-type Motions)或动态失速的研究对于急转弯的特技飞行器特别有用[59]；而在处理直升机桨叶时，对正弦俯仰运动引起的动态失速的研究尤为重要。但无论运动类型如何，主要影响都可以被认为是由于特定运动类型而使翼型经历的迎角历程(Angle of Attack Histories)，这与简单的稳态情况不同，不稳定情况的瞬时迎角取决于翼型所经历的合成速度的若干速度矢量，同一不稳定运动类型，不同情况下的瞬时迎角不同；不同类型的不稳定运动引起的所有动态失速情况之间也可观察到瞬时速度情况和流场演化过程的相似性，故迎角历程是重要的，而不是运动本身的类型。可以得出结论：可将来流速度和翼型经历的合成速度作为所有类型的不稳定运动的通用定义参数[38]。

在直升机前飞过程中，旋翼叶片的运动不仅伴随着迎角的变化，还伴有上下挥舞运动，并且旋翼叶片在一个周期内的旋转运动所经历的来流速度呈周期变化, 在这种情况下只单单考虑翼型本身动态运动产生的非定常气动特性是不够的，非定常自由来流对翼型气动特性的影响也是十分重要的影响因素[73]。Hird等[74]通过实验研究了可压缩马赫数下呈正弦变化的来流马赫数对翼型俯仰振荡的耦合作用，其中最小马赫数与翼型最大迎角同相位出现，发现气流减速可增强动态失速涡的强度，马赫数振荡表明，在最大迎角下，围绕翼型前缘的加速流动超过了稳定自由流情况，升力系数峰值的增加远超过在稳定自由流条件下观察到的峰值(如图13所示)。史志伟等[73]利用二维翼型动态实验台, 研究了非定常自由来流对做动态运动的二维翼型气动特性的影响，结果表明，来流风速的脉动使升力系数的迟滞回线进一步扩大，最大升力系数增加。

图13 来流速度不稳定性的影响[74]

2 动态失速流动控制研究进展

按照是否需要外部能量注入和能否形成动态反馈机制来分类，动态失速控制分为被动控制和主动控制。被动控制操作较为简单，能达到一定的控制效果，但受限于特定的装置，很难有大的突破；主动控制由于其有效性和灵活性一直备受学界关注，形成了各种各样的主动控制策略，且均可以达到不同程度的控制效果，成为当下动态失速控制研究的主流。

被动流动控制主要是通过改变翼型型面或者增加活动部件，来改变翼型附近的流场，改善动态失速。被动控制方法包括涡流发生器[75]、叶尖小翼、后缘偏转襟翼、格尼襟翼[76]、后缘变形[77]、仿生波状前缘[78]、固定前缘下垂、固定前缘缝翼[79]等。然而这类技术是通过预先设定的被动控制装置来改变流场环境的，当流场偏离设计状态时，就无法达到最佳控制效果，难以根据复杂工况自适应调整变化，且一般控制周期较长，因此发展受到了很多限制。组合使用格尼襟翼和固定前缘下垂方法可以起到较佳的控制效果，既可以减小迟滞环面积，又可以增加升力并减小力矩系数负峰值。

主动流动控制则是在动态失速流场中施加适当的扰动模式并与流动的内在模式相互耦合来达到相应的控制目的，其优势在于它能在需要的时间和部位出现，通过局部能量输入，获得局部或全局的流动改变，进而使动态失速性能显著改善。应用于翼型动态失速的主动流动控制技术主要分为两类：一类是在被动控制装置上的改进机械式控制方式[57]，主要有后缘偏转舵面、动态前缘下垂、前缘或表面动态变形等。另一类是气动式的主动流动控制技术[2]，主要有边界层吹/吸气、合成射流、射流型涡流发生器、等离子体激励等。

动态失速控制的主要目标是既保持动态失速所具有的优势——最大升力有较大增加，同时又要降低阻力和负力矩峰值以及负气动阻尼。DSV的形成、移动以及脱出表征了动态失速的特性，它是升力增加的来源，同时又是阻力突增以及力矩骤降的来源。该涡是在前缘附近形成，因此动态失速控制装置如果位于前缘附近则会更有效地影响动态失速特性。由于翼型前缘形成脱体涡和气流分离是动态失速的原因，动态失速主动控制的研究大都集中于翼型前缘。另外一部分学者认为后缘控制更具有优势，主要原因是由于大部分旋翼飞行器的桨叶/叶片属细长梁结构，旋转气动面处在非定常气动环境中，翼型前缘的变化往往会引起较大的重心位置变化和载荷变化，因此这些前缘控制方法在桨叶上实现都比较困难。相比于前缘，桨叶后缘部分的结构较为简单，有较大的操作空间。因此，翼型动态失速控制的研究也可分为前缘控制和后缘控制两大类，随着某些控制技术发展得越来越成熟，几年来也出现了前后缘联合控制。基于动态失速的流场特点和其特有的控制要求，本文从前缘控制、后缘控制以及前后缘联合控制3个方面介绍和总结动态失速流动控制的研究进展。

2.1 前缘控制

翼型的动态失速原因是翼型前缘形成脱体涡，产生非定常附加气动载荷， 基于前缘控制的动态失速研究的相对较多，被动方式主要有：波状前缘[78]、Gurney扰流板[80]、前缘涡流发生器、固定前缘下垂等；主动方式有合成射流、等离子体激励等，主要出发点是通过控制改变前缘涡的产生和发展，进而影响动态失速的产生和发展。

涡流发生器[81-83]是通过产生顺气流方向的不连续涡流，利用在来流和边界层外界区域的高能流体对边界层内缓慢流动的流体进行供给能量，从而使边界层内流体能够克服逆压梯度继续沿着壁面向下游流动[84]，实物图如图14所示。涡流发生器的效果受厚度、安装位置、偏角以及间距和高度等参数的影响，需要组合优化研究。文献[75]开展了涡流发生器控制翼型动态失速的研究：当来流马赫数从0.3增加到0.4时，单独使用涡流发生器没能控制住前缘局部失速，原因是前缘超声速区域引起了激波边界层干扰。最后采用前缘翼套减小超声速区以及激波强度，组合使用涡流发生器，在一些轻度失速的情况下，动态失速现象完全消除；Ma=0.3时深度失速得到了一定程度的缓解，Ma=0.4时效果不佳。Pape等[83]则提出了可伸缩式的前缘涡流发生器，通过控制涡流发生器的伸出和收回，使其只在翼型出现动态失速时发挥作用，其余时间保证了翼型气动外形的干净。但需要注意的是，虽然涡流发生器能够控制后行桨叶的动态失速，但它是一种被动控制方式，在前行桨叶上有不可接受的性质。

图14 涡流发生器实物图[84]

射流型涡流发生器[85](如图15所示)与涡流发生器切向诱导射流不同，切向布置的射流可以增加附面层动量，而射流型涡流发生器产生的法向射流不直接增加流向动量，靠射流引起的附面层与主流的掺混，迎面而来的边界层与离散射流锥状结构之间的相互作用将产生类似于横流中圆柱体的马蹄涡，为附面层注入能量，达到推迟失速、提高最大升力系数的目的。Frank等[86]在装有两排空气射流涡发生器(Air-Jet Vortex Generators, AJVGs)的翼型上进行了一系列低速风洞试验，两个AJVGs的展向阵列位于12%和62%弦长处，翼型以α=15°+10°×sin(ωt)规律俯仰振荡，k=0.1，结果显示失速得到推迟，法向力滞后明显减小。

图15 射流型涡流发生器诱导涡的产生[85]

变下垂前缘控制[87-91]是指通过对翼型弦线上c/4点之前的控制点做旋转，旋转角度为前缘下垂的偏转角，进而实现翼型前缘的下垂控制，不同时刻前缘下垂的偏转角不同，用该方法得到不同的前缘下垂翼型，达到不同的流动控制效果。黄勇等[89]用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法对VR-12翼型可压缩动态失速的变下垂前缘控制概念进行了数值模拟研究，发现变下垂前缘控制能在最大升力下降不大的情况下, 非常显著地降低最大阻力，减小俯仰力矩负峰值，明显改善动态失速的负面效应。在流动机理上，变下垂前缘控制完全消除了DSV。对参数影响的模拟研究表明，变下垂前缘控制的优势对马赫数、缩减频率或下垂控制方式的变化不敏感，是一种较为稳定的翼型可压缩动态失速控制手段。

前缘变形技术[57,92-94]是通过实时改变前缘形状，能够改善翼型前缘区域的速度梯度，进而抑制动态失速效应。许和勇等[57]鉴于基于充气前缘(Inflatable Leading Edge, ILE)的流动控制方法在抑制静态失速方面的良好表现，利用CFD方法对ILE技术的SC1095旋翼翼型动态失速抑制进行研究，分析了ILE抑制动态失速的控制机理，获得了ILE结构布置和充放气方式对动态失速的影响规律。研究表明：ILE可以有效抑制动态失速的发生；ILE最大膨胀程度越大，其抑制动态失速的效果越好，但膨胀程度过大后抑制效果开始减弱；ILE在翼型上仰至最大迎角时恰好达到最大膨胀状态，其对动态失速的抑制效果最好；ILE保持最大膨胀状态的时间长短对抑制效果影响不大；在翼型上仰至不同迎角时开始对ILE充气会对动态失速抑制有较大影响；ILE整流段与翼型连接位置对动态失速抑制有很大影响，整流段越长，抑制效果越好。

充气前缘是指在原翼型前缘处安装的一个由3段弹性结构组成的气囊，其剖面结构如图16所示，分为充气单元和整流单元两部分，其中β为ILE整流段(线段AC)与翼型弦线的夹角，取逆时针为正，不同的β代表ILE的不同膨胀程度。充气单元由弹性结构BC、CC′组成，为密封设计，可以通过翼型表面的气孔进行充放气；整流单元由弹性结构AC、CC′组成，内部与大气相通，其不仅能改变充气单元的外形，还能起到整流的作用。ILE放气后在自身张力的作用下能紧贴壁面，因此可以保持原翼型的气动外形。由于AC段所用弹性结构的弹性模量远大于BC、CC′段的。在实际实施中，充放气孔设置在BC′段的翼型表面，输气管道经由翼型内部与外部的充放气设备相连，通过一个受控的往复运动活塞即可实现对充气气囊的外形控制。

图16 充气前缘示意图[57]

德国DLR宇航中心开展了一种用于旋翼的前缘动态下垂研究[95-96]，通过一种特殊设计的转动机构使得翼型前缘可以刚性旋转，在不同状态下对前缘进行变形，从而达到改变气动外形的目的。该装置有效改善了翼型的动态失速特性。虽然前缘动态下垂装置有很好的控制效果，但是装置复杂，变形的前缘部件需要一定的弹性，在旋转条件下离心力较大，会引起展向变形，很难在直升机旋翼的弹性桨叶上实际应用。

动态失速的控制主要集中于对动态失速涡的控制，合成射流是流动控制领域近20多年来比较活跃的一种主动流动控制技术，它是一种旋涡控制手段，其显著特点是不需要在流场内引入额外的质量, 即净质量流率为零，但动量不为零。蒋瑾等[16]对俯仰振荡的NACA0012翼型的流场进行了数值模拟, 并对合成射流在此工况下的控制效应进行初步研究，分析作动器频率、射流动量系数及作动器位置对控制效应的影响。计算结果表明，加控制后能明显地提高最大升力、减少阻力。

2.2 后缘控制

基于后缘控制[77,97-100]的方式主要有：Gurney襟翼、后缘襟翼、后缘小翼等。

Gurney襟翼(Gurney Flap, GF)是将1%～5% 弦长的平板，沿垂直于翼弦方向安装在翼型下表面尾缘附近的一种新概念襟翼，可提高翼型的气动特性。王元元和张彬乾[77]采用CFD数值方法，研究了NACA0012翼型加装不对称Gurney襟翼后翼型的动态失速特性，发现不对称Gurney襟翼可较好改善翼型的动态失速特性，在增加动态升力的同时，俯仰低头力矩明显减小，可能是直升机旋翼的较理想翼型。

Gerontakos和Lee[101]通过风洞试验研究了后缘襟翼运动对桨叶发生动态失速时桨叶载荷的影响。Lee和Su[102]研究了后缘襟翼的运动对桨叶非定常气动力的影响。王荣和夏品奇[99]研究了多片受控的桨叶后缘襟翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制方法。刘洋和向锦武[103]针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究，探讨了后缘襟翼(如图17所示)激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明：后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境，并减缓动态失速发生。

图17 文献[103]采用的襟翼和桨叶

马奕扬等[100]有效模拟了后缘小翼(Trailing-Edge Flap, TEF)对翼型动态失速的控制作用并分析了后缘小翼典型运动参数对翼型动态失速控制效果的影响，发现当后缘小翼运动规律与翼型振荡规律同相位时，后缘小翼能够较好地抑制旋翼翼型动态失速现象。当后缘小翼顺时针偏转时，后缘小翼会加剧翼型动态失速的现象；当后缘小翼逆时针偏转时，可以较好地抑制翼型动态失速现象，后缘小翼的下偏会增大整个翼型的弯度，通过有无后缘小翼控制时的对比，可以得出后缘小翼并不直接影响脱体涡的形成和再附过程；文献[95]对流场进行了分析，得出后缘小翼可以降低动态失速过程中的阻力和力矩系数峰值。可见翼型后缘附加小翼是一种很有潜力的主动流动控制形式。

2.3 前后缘联合控制

杨慧强等[2]采用的联合射流方法(Co-Flow Jet, CFJ)是前后缘联合控制的典型，如图18所示，利用前缘高压气室入流和后缘低压气室出流对流场的综合效应对翼型俯仰动态失速控制进行数值模拟，在联合射流关闭的情况下，射流通道对动态失速特性有一定影响。主要体现在翼型上仰时的附着流阶段，而对处于失速分离阶段的气动特性影响很小；在打开联合射流的情况下，动态失速特性得到了极大的改善，升阻力系数迟滞环和力矩系数迟滞环的面积均显著减小，升力系数大幅提高，阻力系数显著减小，且阻力系数和力矩系数曲线的峰值显著减小。此外，联合射流可以完全消除基准翼型力矩系数曲线所反映出的负阻尼区域，使得整个俯仰周期内力矩系数曲线均表现为正阻尼。

图18 NACA0012与NACA0012-CFJ翼型对比[2]

Joo等[104]通过分析固定前缘下垂和格尼襟翼在动态失速控制上效果的优缺点，如图19所示，将两者结合起来，通过数值模拟开展了优化设计，主要优化了前缘下垂点和角度、以及尾缘襟翼的长度，发现联合控制可以明显改善升阻特性和俯仰力矩特性。

图19 联合控制结果[104]

此外，动态失速的主要流动控制方式还有表面吹气[105-106]、智能结构[107-108]等方式。整体上，由于试验费用较高，翼型动态失速的风洞试验研究需要复杂昂贵的仪器设备，国内外实验研究相对较少且实验中动态测压较多，测力研究较少，微观上的认知需要借助粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)等手段测量；而利用数值模拟研究动态失速更为经济，尤其是近年来计算机技术和计算流体力学的迅速发展，因此目前的研究数值模拟占据主导。整体上来看前缘控制和后缘控制都能取得一定的效果，每种方式都有各自的优点，联合控制可以集中前缘控制和后缘控制的优势，有望成为解决翼型或桨叶动态失速问题的良好技术手段。然而，现代的直升机基本还没有用上这些主动流动控制方式，主要还在技术研究阶段，射流与后缘小翼算比较主流的。相关针对直升机应用背景的动态失速流动控制的专利技术也比较少，典型的有：振荡激励[109]、涡流发生器[110]、前缘充放气的橡胶薄膜[111]、联合射流控制[112]、等离子体流动控制方式[113]，主动流动控制方式整体上还处于基础研究阶段，相关专利也主要集中在针对流动分离的基础问题上，针对具体工程应用背景下的专利还不多。

无论采用什么方法来控制翼型动态失速，这些方法的有效性一方面与控制方式本身的优化有关，但更重要的是依赖于翼型本身的运动规律，即影响翼型动态失速特性的缩减频率、迎角振幅、马赫数以及雷诺数等重要参数[114]。

3 等离子体气动激励原理

近十多年，等离子体气动激励因其固有优点和应用潜力得到广泛深入研究，其主要是利用高电压作用于等离子体激励器击穿局部气体，带电粒子在电场作用下运动，伴随着发光、发热现象，对流场形成可控扰动。该方式与传统流动控制手段相比，易于产生快速、可控的宽频带气动激励(响应时间小于0.1 ms、频带0.01～100 kHz)，结构简单，对原有气动型面没有影响，便于实现反馈控制，可解决其他流动控制手段不能解决或难以解决的快速主动控制等问题。

放电原理不同，可产生不同形式的等离子体气动激励，常见的激励方式有用于流动分离控制的表面介质阻挡放电(Dielectric Barrier Discharge, DBD)激励[115]，用于激波控制的表面电弧放电激励[116]，基于弧光放电和火花放电原理产生的等离子体合成射流激励[117]等。文献[118]就多种典型等离子体气动激励的特性和应用，综述了等离子体流动控制的研究进展。其中就流动分离控制而言，国内外对表面DBD的研究最为广泛和深入。

典型的表面DBD激励器由绝缘介质和其两侧非对称布置的高低压电极组成，如图20所示。根据驱动电压时间尺度和波形不同，可分为毫秒交流(Alternating Current, AC)[119]、微秒脉冲(Microsecond Pulse, μs)[120]、纳秒脉冲(Nanosecond Pulse, NS)[121]、射频(Radio Frequency, RF)[122]、多相[123]等多种等离子体激励，不同激励用于流动控制的基本原理有所不同。普遍认为，毫秒等离子体激励或AC-DBD激励体积力(Fb)效应占主导[124](如图20(a)所示)，微秒脉冲等离子体激励可触发体积力和热释放两种效应[125]，纳秒脉冲和射频放电等离子体激励快速加热效应占主导[126](如图20(b)所示)。

图20 表面介质阻挡放电激励器及原理示意图

纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)等离子体气动激励的基本原理是：当施加在激励器电极两端的脉冲高压上升沿或下降沿的时间尺度在几纳秒到几十纳秒的量级时，放电在等离子体层迅速形成能量沉积，导致近激励器处的空气被快速加热，时间不足1 μs，引起局部气体快速温升和压升，可对流场形成强脉冲扰动甚至是冲击波扰动，如图21所示，即等离子体冲击气动激励[127]。

图21 等离子体激励产生的冲击波扰动[127]

在探索表面DBD激励在高速来流下抑制分离流动的研究中，逐步认识到，脉冲化的非定常DBD等离子体激励的控制能力优于定常激励[66]；相比毫、微秒脉冲DBD等离子体激励，NS-DBD激励的流动控制能力得到巨大提升[128]。NS-DBD激励已被验证在起飞着陆马赫数和雷诺数下能够推迟机翼失速[129]，在Ma=0.74下可有效抑制翼型绕流分离，在高马赫数下有效控制脱体激波强度和位置[130-131]；在Ma=0.5下有效改善超临界翼型和后掠飞翼布局的气动特性[132]。对于直升机而言，后行桨叶失速相对应的来流速度为100 m/s(Ma=0.3)，雷诺数为106量级[22]。这一典型来流条件，在纳秒脉冲等离子体激励可控的范围内。

4 等离子体气动激励在翼型动态失速流动控制上的应用

等离子体激励用于流场分离控制的研究，多集中在静态失速方面，用于翼型动态失速的控制还未得到广泛研究；已有的相关研究多采用AC-DBD等离子体激励，但都是初步探索，可控的来流速度较低。目前在翼型等离子体流动控制方面，圣母大学、东京理科大学、普林斯顿大学、美国陆军研究实验室、洛克希德·马丁公司、俄亥俄州立大学等单位开展了相关研究。西北工业大学和中国空气动力研究与发展中心在国内率先开展了翼型动态失速的等离子体控制研究。

4.1 国内主要研究现状

国内开展翼型动态失速等离子体流动控制研究的单位还不多，期间停滞的时间长。

西北工业大学宋科等[133]将DBD激励对流动的作用以体积力源项形式加入Navier-Stokes方程，通过数值模拟方法进行了DBD等离子体激励控制翼型深度动态失速的研究。在马赫数Ma=0.2，雷诺数Re=1×106下研究了DBD激励器对NACA 0012翼型深度动态失速的控制作用，提出了控制效果较好的激励器工作方式。采用了3种激励方法：① 整个俯仰周期始终开启激励器进行流动控制；② 上仰迎角23°以前关闭激励器,其余开激励器；③ 方法①的10倍激励强度，结果如图22所示。

图22 3种等离子体激励控制效果曲线[133]

与无流动控制情况相比，控制方法A的气动力迟滞曲线上仰阶段，升力提前开始非线性变化，并且增长速度比线性增长更慢，出现“凹坑”，该结果验证了Post和Corke[134]的实验结论：达到峰值升力迎角前，前缘分离涡对提高动态失速升力有积极作用。激励器使前缘流动加速，削弱了前缘分离涡以及动态涡升力，导致上仰迎角20°～24°时，升力反而比无控制情况更低，出现升力“凹坑”；控制方法B根据控制方法A的结果进行调整，在上仰迎角23°以前关闭激励器，使前缘分离涡能够像无控制情况那样产生与发展，在峰值升力迎角以前提供动态涡升力，结果发现消除了升力“凹坑”；在控制方法A的基础上增大激励强度，控制方法C得到的迟滞回线虽然上仰时线性段与非线性段升力稍有增加，但是失速点提前，失速过程变得更加陡峭；平均升力与低头力矩几乎没有改善，而平均阻力大幅度增加。值得说明的是该文献采用的是连续的体积力形式的激励，类似于准定常激励，这与脉冲激励是不同的。这也说明对于定常激励，提高激励强度不一定能获得更好的流动控制效果[123]。

中国空气动力研究与发展中心的李国强等[1]针对动态失速引起的翼型气动性能恶化，利用小型等离子体激励电源和DBD等离子体激励器，借助动态压力测量和PIV等手段开展了风力机翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。研究结果显示，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，提高翼型气动效率，减小气动力随迎角变化的迟滞区域。然而试验采用的是连续正弦波高压驱动的激励器，控制能力有限，试验状态对应的来流速度(10 m/s)和雷诺数较低。较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制。

4.2 国外主要研究现状

国外对于翼型动态失速等离子体流动控制研究主要以美国、日本为主，集中在高校，且工业部门和军方也有参与，多在雷诺数较低的条件下进行，近年来NS-DBD引起了各个机构的重视。

俄亥俄州立大学的Frankhouser等[135]在俯仰运动的NACA0015机翼上布置NS-DBD等离子体激励器，通过动态测压开展NS-DBD激励控制可压动态失速流的实验研究，其中测压孔的位置如图23所示。在马赫数为0.2和0.4的情况下，翼型无量纲振荡频率为0.05，平均雷诺数分别为1.2×106和2.2×106，NS-DBD激励布置在4%弦长处，无量纲激励频F+的作用范围在0.4～6.0之间。结果表明在一定的F+下，激励诱导产生较弱的DSV，改善了失速状态和促进了压力提前恢复，如图24所示。

图23 NACA0015翼型测压孔位置[35]

图24 实验结果(Ma=0.4,k=0.05,F+=0.78,Re=2.2×106)[135]

圣母大学Lombardi等[136]采用脉冲式AC-DBD等离子体激励进行闭环的动态失速控制研究，提出了一种基于初始流分离检测能力的闭环等离子体激励控制方案。在不需要等离子体激励时，将周期性的激励引入低功率控制状态。采用压力传感器测量近前缘处的压力波动，当监测到压力波动超过预定的阈值水平时，等离子体激励器被切换到一个高功率控制状态。在轻度动态失速时，激励仅施加了11.2%周期的时间，使一个周期的集成升力增加了12%，最大低头力矩减少了60%。此外，激励产生了一个正的循环阻尼(在没有反馈控制时为负)。

美国陆军研究实验室和洛克希德·马丁公司、俄亥俄州立大学合作，首次研究了NS-DBD激励下的翼型气动阻尼特性[137]。在平均迎角15°和雷诺数1×106时，针对NACA 0015翼型小振幅(1°)俯仰和沉降，研究了NS-DBD激励对周期平均和瞬时气动阻尼的影响，从气弹稳定性的角度讨论了“最佳”NS-DBD激励的意义。虽然NS-DBD在失速状态可提高最大升力系数，但根据研究得出的NS-DBD激励诱导的相干涡结构与气动阻尼之间的关系，激励在某些时段却减少了气动阻尼，如图25所示(ft=1表示一个周期的时间)。在此基础上，该文献[127]提出了一种实现气动性能与阻尼的最佳组合方法。

图25 瞬时俯仰气动阻尼的变化(F+=2，k=0.6)[137]

日本宇宙航空研发机构Mitsuo等[138]与东芝公司合作，在10～50 m/s范围，采用布置在前缘0%处的脉冲式AC-DBD等离子激励器，控制周期性振荡的NACA0012翼型前缘分离。通过对机翼表面的压力测量，研究了等离子体激励控制流动分离的有效性。所有工况的周期平均升力得到提升，升力迟滞回环得到改善。等离子体激励器的升力增强作用对非定常激励频率很敏感，最佳频率F+=0.5。通过时间分辨的PIV测量，研究了等离子体激励的流动控制机理，大迎角激励后翼型前缘出现了清晰的涡结构，并沿翼型表面向后缘移动，这些旋涡引起主气流的夹带效应，使振荡机翼的升力增强。

圣母大学Post和Corke[139]采用AC-DBD等离子体激励器控制周期性振荡的NACA0015翼型前缘分离和DSV。通过表面压力测量和烟流可视化记录，验证了激励的有效性。在来流10 m/s，Re=7.6×104，机翼振荡符合α=15°+10°sin(ωt)，振荡缩减频率k=ωc/(2U∞)=0.08，对应翼型周期性运动频率4 Hz。研究了等离子体激励器控制的3种情况：稳态等离子体激励下的开环控制、非稳态等离子体激励下的开环控制和稳态等离子体激励下的闭环控制。对于闭环控制，根据迎角反馈以及开环控制的效果在振荡周期的选定部分激活激励器。结果显示，随着一个俯仰周期迟滞性的改善，综合升力较开环控制有所增加，激励前后结果如图26所示。

图26 圣母大学等离子体“Smart”激励控制效果(k=0.08,NACA0015)[139]

普林斯顿大学的Starikovskiy等[140]采用NS-DBD等离子体激励增加直升机悬停模式的升力。桨叶的旋转频率为18 Hz，实验固定叶片迎角为20°(远大于临界迎角12°)，在300～2 000 Hz激励频率范围内，升力系数最大可增加50%，表明控制之后的直升机具有更大的载重能力，如图27 所示。该团队还开展了NS-DBD等离子体激励控制翼型动态失速的测压实验研究，在雷诺数为4.5×105和缩减频率为0.02时，临界迎角推迟到32°，升力提升高达20%[141]。对直升机上常见的后退叶片失速问题也进行了研究。在Re=7× 105、k≤0.05以及α≤32°条件下施加等离子体激励控制，结果显示升力提高达55%，阻力减小在10%以内。

图27 普林斯顿大学所用实验系统[141]

东京理科大学、东京大学、空间与航天科学研究所和东京农工大学合作，在低雷诺数下针对俯仰运动NACA0015翼型分离，开展脉冲DBD等离子体激励控制分离的实验研究[142]。实验采用二维NACA0015翼型，雷诺数为6.3×104。机翼迎角5°～25°范围内以2 Hz的频率振荡，对应的缩减频率为0.02π。等离子激励器安装在前缘，并以连续和脉冲模式驱动(F+=0.5～60)，对流场进行非定常压力测量。在脉冲激励模式中可以观察到3种控制效果：① 动态失速延迟；② 下俯阶段升力系数的增加；③ 下俯阶段激励促使了流体再附着。

4.3 现状总结

从目前典型四代直升机的原型机或验证机发展来看，各国普遍青睐于共轴对转布局，以实现直升机在速度上的更大突破，同时避免了桨叶动态失速引起的气动问题和安全隐患，但是大桨距工况下的分离控制对进一步提升直升机的性能仍具有重要意义。从实用性、维护性与可行性方面考虑，合成射流式的动态失速流动控制在直升机恶劣的工作条件下，射流孔较易堵塞，不便维护，应用前景并不乐观；相比之下后缘小翼结构简单、实用性强、便于维护，虽然对动态载荷迟滞回线有很大的影响，但是并不直接影响DSV，情况较为复杂，尚未有定性的结论，前景并不明朗；而前缘变形直接影响DSV的形成和发展，具有很好的控制效果，但是不便于实际应用，需要综合评价其效费比。

对于等离子体流动控制而言，从发展趋势看，DBD等离子体激励对于动态失速控制的研究在2004年起步，中间几年的相关文献很少，近年的文献有增加趋势，意味着等离子体对翼型动态失速控制的研究开始引起重视。相对国外，国内研究单位还很少，研究内容还很初步，相应的实验和仿真亟待开展。

从流场特点来看，一方面相对固定翼飞机的翼型弦长，直升机桨叶弦长相对短很多，旋翼的后行桨叶动态失速严重的区域，相对绕流速度不高，使得对应的雷诺数较低，从这个角度看，等离子体流动控制易产生效果；另一方面，旋翼桨叶的来流速度沿展向是变化的，旋翼流场同时包含了桨根的不可压流动区域和桨尖的跨声速流动区域；在前飞来流速度上叠加旋翼旋转方向的相对来流速度，造成了旋翼桨叶工作在严重非对称的气流环境中，除后行桨叶动态失速外，高速前飞状态下旋翼前行侧桨尖局部的跨声速特性十分明显，桨尖附近的强激波对附面层的干扰可能引起复杂的气流分离现象。此外，旋翼旋转产生强烈的桨尖涡和尾迹流动，这些尾涡环绕在旋翼附近，造成复杂的桨/涡干扰。这些旋翼所特有的可压与不可压共存、气流分离及涡/面干扰等复杂流动现象对非定常流场及动态失速特性的数值模拟分析方法提出了很高的要求，也对等离子体流动控制研究提出了很高的要求。

近年来，国内外研究机构采用DBD等离子体降低了俯仰振荡翼型的力矩负峰值，改善了其气动力系数迟滞特性，但来流速度普遍较低；同时在增加翼型正行程(迎角α增大的方向，即α>0)下的升力、减小翼型阻力和提高翼型气动效率方面则很少有研究结果。结合旋翼桨叶尺寸和等离子体激励流动控制能力，纳秒脉冲DBD等离子体激励在静态翼型分离控制上的突出能力，有望为改善旋翼动态失速问题提供一种新型的控制手段，相关的控制效果、参数影响规律和流动控制机理需要深入研究。