李廣佳，王紅波，張凱，儀志勝

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 創(chuàng)新與應(yīng)用中心，北京 100074

臨近空間是指距離地面20～100 km 高度的空域，介于航空器和航天器飛行區(qū)域。臨近空間太陽能無人機(jī)作為這一空域飛行器的典型代表，直接跨越了傳統(tǒng)航空器難以永久飛行的技術(shù)瓶頸，具有飛得高、待得久的顯著特點(diǎn)。2022 年，Zypher S 無人機(jī)持續(xù)64 天的不間斷飛行有力印證了該類無人機(jī)無可比擬的平臺(tái)優(yōu)勢(shì)。

太陽能無人機(jī)先天具備長(zhǎng)時(shí)間滯空能力，既可以在指定區(qū)域持久盤旋，發(fā)揮空中定點(diǎn)平臺(tái)作用，執(zhí)行區(qū)域通信、導(dǎo)航、應(yīng)急保障、跟蹤監(jiān)視等任務(wù)；又可憑借其機(jī)動(dòng)能力，靈活部署，快速響應(yīng)。作為高空“偽衛(wèi)星”，臨近空間太陽能無人機(jī)在軍民領(lǐng)域都有著重要的應(yīng)用價(jià)值。隨著太陽能無人機(jī)逐漸進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用階段，未來各國(guó)將會(huì)以此平臺(tái)為重要支撐點(diǎn)展開臨近空間資源的激烈爭(zhēng)奪。

當(dāng)前，受太陽能電池光電轉(zhuǎn)換效率和二次電池能量密度限制，太陽能飛機(jī)能源系統(tǒng)的功率密度遠(yuǎn)不及常規(guī)燃油飛行器。為實(shí)現(xiàn)跨晝夜不間斷飛行的平臺(tái)優(yōu)勢(shì)，該類飛行器在氣動(dòng)增效、結(jié)構(gòu)減重、節(jié)能降耗等方面的設(shè)計(jì)要求較常規(guī)動(dòng)力飛行器有過之而無不及。在太陽能無人機(jī)的功耗組成中，飛行功耗占比最大。面對(duì)固定的儲(chǔ)能電池容量，降低飛行功耗意味著更高的越夜高度或更充裕的可用功率。顯然，開展臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻技術(shù)攻關(guān)，提高全機(jī)氣動(dòng)效率和推進(jìn)系統(tǒng)效率是實(shí)現(xiàn)該類平臺(tái)節(jié)能降耗最直接有效的解決途徑。然而低雷諾數(shù)空氣動(dòng)力學(xué)問題［1］給這一設(shè)計(jì)目標(biāo)帶來了一定的困難和挑戰(zhàn)。

巡航狀態(tài)下臨近空間太陽能無人機(jī)的飛行雷諾數(shù)一般為104～105量級(jí)，處于低雷諾數(shù)［2］范疇。當(dāng)雷諾數(shù)低于一定范圍時(shí)，翼型最大升力系數(shù)急劇降低，失速迎角急劇減小，升阻比特性嚴(yán)重惡化［3-5］，翼型最大升阻比可能只有常規(guī)雷諾數(shù)下的1/10 左右。對(duì)于太陽能無人機(jī)平/垂尾安定面、操縱舵面等氣動(dòng)部件，其特征尺度小，各自氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)的變化更為敏感。氣動(dòng)性能的惡化將導(dǎo)致全機(jī)橫航向操縱能力和配平能力下降，配平阻力增加，這進(jìn)一步削弱了全機(jī)的氣動(dòng)效率。臨近空間螺旋槳工作于高空低密度的大氣環(huán)境，低雷諾數(shù)效應(yīng)使槳葉表面容易出現(xiàn)層流分離，槳葉局部剖面的氣動(dòng)特性嚴(yán)重偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)，螺旋槳推進(jìn)效率嚴(yán)重下降。此外，臨近空間螺旋槳工作剖面涵蓋起飛、爬升、巡航、慢車下滑等復(fù)雜工況，工作剖面的多變性使螺旋槳適應(yīng)復(fù)雜工況的能力變差。

關(guān)于臨近空間太陽能無人機(jī)的增升減阻設(shè)計(jì)，國(guó)內(nèi)外都開展了長(zhǎng)期的技術(shù)積累，相關(guān)研究成果為發(fā)掘臨近空間太陽能飛機(jī)的氣動(dòng)潛力具有重要的借鑒意義。本文主要從低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)、氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、螺旋槳/機(jī)翼氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)、流動(dòng)控制技術(shù)、低雷諾數(shù)螺旋槳增效設(shè)計(jì)5 個(gè)方面對(duì)臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的相關(guān)技術(shù)進(jìn)行綜述，總結(jié)當(dāng)前研究現(xiàn)狀，梳理研究思路，分析優(yōu)勢(shì)與不足，給出未來發(fā)展建議。

1 低雷諾數(shù)翼型增升減阻設(shè)計(jì)

臨近空間太陽能無人機(jī)多采用大展弦比機(jī)翼以降低誘導(dǎo)阻力，三維機(jī)翼的氣動(dòng)性能幾乎取決于二維翼型。圍繞低雷諾數(shù)翼型增升減阻的設(shè)計(jì)目標(biāo)，國(guó)內(nèi)外通過風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬手段開展了諸多研究工作，整體上形成了2 條主要技術(shù)路線：一是基于常規(guī)思路，開展低雷諾數(shù)翼型的設(shè)計(jì)與優(yōu)化。另一路線是基于仿生等非常規(guī)思路，對(duì)基礎(chǔ)翼型進(jìn)行改型或重新設(shè)計(jì)，獲得氣動(dòng)性能優(yōu)異的非常規(guī)翼型。

1.1 低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)與優(yōu)化

數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)在飛行器氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)中發(fā)揮著重要作用［6］。單點(diǎn)/多點(diǎn)、單目標(biāo)/多目標(biāo)優(yōu)化均是優(yōu)化設(shè)計(jì)領(lǐng)域的重要方法，優(yōu)化成果在型號(hào)設(shè)計(jì)中得到了一定應(yīng)用。目前，常規(guī)翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)大多針對(duì)百萬量級(jí)以上雷諾數(shù)，相應(yīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)體系日益完善可靠，從而促進(jìn)了低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)和優(yōu)化方法的發(fā)展。

翼型設(shè)計(jì)通常有反設(shè)計(jì)和直接設(shè)計(jì)2 種思路。反設(shè)計(jì)方法是指給定壓力或速度分布獲得對(duì)應(yīng)翼型，多為單點(diǎn)設(shè)計(jì)。該方法計(jì)算代價(jià)小，但對(duì)設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)要求高，且難以保證非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能。對(duì)于低雷諾數(shù)翼型，由于流動(dòng)狀態(tài)存在不確定性，難以預(yù)先給出理想壓力分布，因此以上因素制約了反設(shè)計(jì)方法的應(yīng)用。而直接設(shè)計(jì)方法相對(duì)更適合此類問題，也是目前應(yīng)用較為廣泛的設(shè)計(jì)方法。

Gopalarathnam 和Selig［7］采用耦合邊界層理論的面元法開展了層流翼型的多點(diǎn)反設(shè)計(jì)方法研究。張維智等［8］基于反設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了低雷諾數(shù)高升力翼型設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，最大失速迎角達(dá)到了34°?？追泵赖龋?］以可阻止或推遲前緣陡峭吸力峰形成的目標(biāo)壓力分布為出發(fā)點(diǎn)，反設(shè)計(jì)了高升力、緩失速和較小低頭力矩的翼型，最大升力系數(shù)和巡航因子分別提高15%和25%。左林玄和王晉軍［10］以最大巡航因子和俯仰力矩變化量最小為目標(biāo)，開展了低雷諾數(shù)翼型的單點(diǎn)多目標(biāo)直接設(shè)計(jì)。翼型最大升阻比、最大效率因子分別提高了14.5%和15.2%。張亞鋒等［11］以最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，基于遺傳算法開展了單點(diǎn)優(yōu)化，其設(shè)計(jì)點(diǎn)升阻比提升了10%。

低雷諾數(shù)翼型單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)的主要局限在于該方法是對(duì)特定設(shè)計(jì)狀態(tài)的優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行評(píng)價(jià)，真實(shí)飛行狀態(tài)一旦偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)，翼型氣動(dòng)性能可能損失嚴(yán)重（如圖1［2］所示）。臨近空間太陽能飛機(jī)的飛行剖面主要在晝/夜巡航-下滑/爬升階段交替變換，具有典型的周期性特征，全機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)狀態(tài)相應(yīng)呈現(xiàn)周期性循環(huán)。因此，僅針對(duì)單一飛行狀態(tài)的單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)難以滿足該類飛行器任務(wù)周期內(nèi)氣動(dòng)性能綜合最優(yōu)的設(shè)計(jì)要求。而采用多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)將更具有實(shí)際意義，有望解決工程需求。

圖1 低雷諾數(shù)翼型性能［2］Fig.1 Low Reynolds number airfoil performance［2］

關(guān)于多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)，鄧?yán)诘龋?2］基于響應(yīng)面的優(yōu)化方法開展了高升阻比自然層流翼型的多點(diǎn)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。陳學(xué)孔等［13］以巡航因子最大為出發(fā)點(diǎn)，以SD7032 為基準(zhǔn)翼型，對(duì)比研究了低雷諾數(shù)翼型單點(diǎn)和多點(diǎn)正優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化過程中，將阻力最小設(shè)為優(yōu)化目標(biāo)，升力系數(shù)的1.5 次冪和俯仰力矩系數(shù)作為約束條件，以期獲得最大巡航因子并兼顧良好升阻特性的翼型。設(shè)計(jì)結(jié)果表明：?jiǎn)吸c(diǎn)優(yōu)化的翼型在某些非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能低于基準(zhǔn)翼型，力矩系數(shù)隨雷諾數(shù)變化的不穩(wěn)定性增加。而增加力矩約束的多點(diǎn)優(yōu)化翼型，在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)巡航因子得到提升的同時(shí)，力矩系數(shù)的方差也優(yōu)于基準(zhǔn)翼型，對(duì)全機(jī)縱向力矩配平狀態(tài)影響較小。

進(jìn)行低雷諾數(shù)翼型多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，常利用靜態(tài)或動(dòng)態(tài)加權(quán)系數(shù)將多目標(biāo)優(yōu)化轉(zhuǎn)化為單目標(biāo)優(yōu)化，而權(quán)重系數(shù)如何選擇則是當(dāng)前面臨的主要困難。對(duì)此，文獻(xiàn)［13］采用平均分配權(quán)重處理方法，而文獻(xiàn)［14］針對(duì)太陽能飛機(jī)“夜間巡航-上午爬升-白天巡航-傍晚下滑”的周期性飛行剖面，以上述各飛行階段的飛行功耗作為分配權(quán)重，開展了低雷諾數(shù)翼型的多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化后的低雷諾數(shù)翼型巡航因子在上述4 個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)分別提升7.84%、7.95%、11.34%和6.98%。

整體而言，低雷諾翼型優(yōu)化的技術(shù)積累相比于常規(guī)翼型優(yōu)化有所欠缺，技術(shù)難度相對(duì)較大。主要原因有以下幾個(gè)方面：①低雷諾數(shù)流動(dòng)穩(wěn)定性差，翼型氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)、幾何外形、來流湍流度的變化相對(duì)敏感，常常難以獲得最優(yōu)結(jié)果；②數(shù)值優(yōu)化后的低雷諾數(shù)翼型在進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證時(shí)，試驗(yàn)結(jié)果往往散布度大［15］，存在很大不確定性，給設(shè)計(jì)結(jié)果的驗(yàn)證與確認(rèn)帶來很大困難；③氣動(dòng)設(shè)計(jì)計(jì)算誤差、加工生產(chǎn)幾何誤差以及真實(shí)飛行狀態(tài)都包含不同程度的不確定性。設(shè)計(jì)性能與最終使用狀態(tài)存在偏差。

目前，針對(duì)低雷諾數(shù)翼型的設(shè)計(jì)優(yōu)化，無論是單點(diǎn)還是多點(diǎn)優(yōu)化，都未能考慮這些不確定因素，導(dǎo)致設(shè)計(jì)結(jié)果隨擾動(dòng)變化敏感［16］。而解決這些實(shí)際問題，需要發(fā)展完善考慮不確定性的低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)。

1.2 非常規(guī)低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)

除傳統(tǒng)的翼型設(shè)計(jì)優(yōu)化方法外，基于仿生設(shè)計(jì)、柔性設(shè)計(jì)、翼型改型等方法，探索非常規(guī)翼型的設(shè)計(jì)為低雷諾數(shù)翼型的增升減阻提供了新的解決思路和技術(shù)途徑。

張慶等［17］設(shè)計(jì)了一種仿生分離流翼型。該翼型使氣流在削尖平板的前緣點(diǎn)強(qiáng)制分離，并形成大范圍低壓分離流動(dòng)，可在4°～20°迎角范圍內(nèi)保持高升力，4°迎角時(shí)升力系數(shù)提高了112%。

張子良和張明明［18］研究了仿鯊魚皮結(jié)構(gòu)的仿生肋條減阻翼型（見圖2（a））的氣動(dòng)性能。研究發(fā)現(xiàn)當(dāng)在翼型上下表面的湍流區(qū)域同時(shí)布置肋條結(jié)構(gòu)時(shí)，仿生翼型阻力可降低1.73%～3.07%，其中黏性阻力的減小為主要因素，升阻比可提高2.10%～4.08%。

圖2 仿生翼型Fig.2 Bionic airfoil model

關(guān)惠仁等［19］以NACA0012 翼型為基準(zhǔn)，研究了翼型帶前后緣鋸齒（見圖2（b））的氣動(dòng)影響。結(jié)果表明鋸齒形尾緣在一定程度上阻止了大渦的形成，鋸齒振幅越大翼型升阻比越高，但俯仰力矩越小。升阻比最大可提高7%，俯仰力矩系數(shù)最大降低10%。

陶真新等［20］研究了柔性翼型（圖3［20］所示）在不同彈性模量影響下的氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)響應(yīng)。結(jié)果表明，當(dāng)彈性模量大于一定值時(shí)，升力系數(shù)主要以定常為主；而小于一定值后，升力系數(shù)將發(fā)生非定常波動(dòng)，對(duì)翼型氣動(dòng)力的提升效果也有所減緩。

圖3 柔性翼型流場(chǎng)分布［20］Fig.3 Pressure contours of flexible airfoil［20］

Giguere 等［21］進(jìn)行了2 種翼 型加裝格尼襟翼（圖4）影響的風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在25 萬雷諾數(shù)下，格尼襟翼可顯著提高升力，同時(shí)阻力的增量較小，翼型氣動(dòng)效率和續(xù)航因子均得到提升。Storms 和Jang［22］在低速風(fēng)洞對(duì)比了NACA4412翼型加裝格尼襟翼和渦流發(fā)生器的氣動(dòng)效果。試驗(yàn)證明，格尼襟翼相對(duì)于后者具有更明顯的增升作用。Brown 和Filippone［23］通過風(fēng)洞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)襟翼高度為90%邊界層厚度時(shí)翼型具有最大升阻比；襟翼高度小于邊界層厚度時(shí)，阻力增量可以忽略。崔釗等［24］針對(duì)E387 翼型加裝格尼襟翼開展風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)升力系數(shù)小于0.9 時(shí)，加裝格尼襟翼后的翼型最大升阻比幾乎都小于原翼型。Liebeck 指出格尼襟翼能在全迎角范圍提高升阻比的情況僅限于厚翼型［25］。

2 新型氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

優(yōu)良可靠的氣動(dòng)布局是臨近空間太陽能無人機(jī)穩(wěn)定飛行、持久續(xù)航、提高任務(wù)可靠度的關(guān)鍵保證。太陽能無人機(jī)自誕生起主要經(jīng)歷了概念探索、技術(shù)儲(chǔ)備、平臺(tái)發(fā)展和實(shí)踐應(yīng)用4 個(gè)典型階段［26］。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，歐美、俄羅斯、中國(guó)、韓國(guó)等諸多國(guó)家和地區(qū)均發(fā)展了不同功能用途的太陽能無人機(jī)平臺(tái)。在氣動(dòng)布局方面，主要以常規(guī)布局和飛翼布局為主。當(dāng)前，國(guó)內(nèi)外多采用技術(shù)相對(duì)成熟的常規(guī)氣動(dòng)布局方案，典型代表有空客的Zephyr-S、中國(guó)的彩虹[27]。飛翼布局方案的技術(shù)成熟度僅次于常規(guī)布局，如美國(guó)的Helios、Aquila 太陽能無人機(jī)均采用這一布局形式。表1[28]對(duì)比國(guó)內(nèi)外了典型太陽能無人機(jī)氣動(dòng)布局形式及主要設(shè)計(jì)參數(shù)，常規(guī)布局與飛翼布局的典型氣動(dòng)外形分別見圖5 和圖6。

表1 典型太陽能無人機(jī)氣動(dòng)構(gòu)型對(duì)比［28］Table 1 Comparison of aerodynamic configurations of typical solar-powered UAVs［28］

圖5 常規(guī)布局太陽能無人機(jī)Fig.5 Traditional configurations of solar-powered UAVs

圖6 飛翼布局太陽能無人機(jī)Fig.6 Flying-wing configurations of solar-powered UAVs

2.1 常規(guī)氣動(dòng)布局及飛翼布局

常規(guī)氣動(dòng)布局的優(yōu)點(diǎn)在于氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論和方法十分成熟，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)低，工程可實(shí)現(xiàn)性好。但由于該布局利用平/垂尾進(jìn)行配平和操縱，尾翼產(chǎn)生的配平阻力以及機(jī)身/機(jī)翼/尾翼等部件所產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾一定程度上犧牲了全機(jī)的氣動(dòng)效率?；谠摬季诌M(jìn)一步開展增升減阻設(shè)計(jì)，其優(yōu)化提升空間相對(duì)有限。

飛翼布局太陽能無人機(jī)取消了機(jī)身和尾翼，相同展長(zhǎng)下，具有更高的升阻比，是提升臨近空間太陽能無人機(jī)氣動(dòng)效率的理想布局形式。通常采用反彎翼型實(shí)現(xiàn)縱向自配平，橫航向操縱通過舵面（升降舵、阻力舵）或分布式螺旋槳差動(dòng)輔助完成。飛翼布局缺點(diǎn)在于：①操縱舵面在縱向、航向的操縱力臂短，穩(wěn)定性和操控性差；②大迎角下，縱向氣動(dòng)特性變化劇烈、俯仰力矩系數(shù)曲線拐點(diǎn)較早，導(dǎo)致全機(jī)可用迎角范圍較小，操縱性與穩(wěn)定性匹配設(shè)計(jì)困難；③當(dāng)遭遇外部風(fēng)場(chǎng)干擾時(shí)，全機(jī)航向、航跡相比于常規(guī)布局更加難以控制。

2.2 非常規(guī)氣動(dòng)布局

除常規(guī)布局與飛翼布局外，國(guó)內(nèi)外也進(jìn)行了太陽能無人機(jī)新型氣動(dòng)布局的探索和技術(shù)驗(yàn)證，綜合公開資料來看，主要有T 構(gòu)型設(shè)計(jì)、菱形翼布局、串置翼布局、鴨式布局、變體布局、組合體布局等。

闕建鋒等［29］針對(duì)太陽能飛機(jī)氣動(dòng)配平損失帶來的持續(xù)能耗問題，提出了一種T 構(gòu)型太陽能飛機(jī)布局以降低配平損失。結(jié)果表明在巡航狀態(tài)下，T 構(gòu)型太陽能飛機(jī)單位面積平飛需用功率比常規(guī)構(gòu)型太陽能飛機(jī)減少6.2%。

趙煒等［30］基于CFD 方法研究分析了螺旋槳滑流對(duì)菱形翼布局（圖7［30］）太陽能無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明，通過合理設(shè)置螺旋槳轉(zhuǎn)速與位置，可有效利用螺旋槳滑流提升全機(jī)升阻比。

圖7 太陽能無人機(jī)菱形翼布局［30］Fig.7 Diamond joined-wing configuration of solarpowered UAV［30］

ApusDuo 無人機(jī)采用了前后串置翼布局（如圖8 所示），該布局前后機(jī)翼均產(chǎn)生氣動(dòng)力，俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)由前后機(jī)翼協(xié)同完成。在2018 年10 月的首飛測(cè)試中，重點(diǎn)驗(yàn)證了氣動(dòng)特性和控制算法。Scharpf和Mueller［31］針對(duì)近距耦合串置翼布局，基于風(fēng)洞試驗(yàn)方法研究了不同安裝角組合下的氣動(dòng)特性。結(jié)果證明串列翼布局具有增升減阻，提高升阻比的布局優(yōu)勢(shì)。李廣佳等［32］數(shù)值模擬了串置翼的氣動(dòng)特性，結(jié)果表明串置翼的前后機(jī)翼相對(duì)安裝角與兩者的相對(duì)安裝距離存在耦合關(guān)系。在正翼差角下，較近的水平位置有利于提高升阻比；而在負(fù)翼差角下，結(jié)果則相反。王紅波等［33］提出了鴨式布局太陽能無人機(jī)（圖9［33］），并開展了分布式螺旋槳滑流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響分析。

圖8 ApusDuo 串置翼太陽能無人機(jī)Fig.8 Tandem wing configuration of solar-powered UAV

圖9 鴨式布局太陽能無人機(jī)（半模）［33］Fig.9 Canard configuration of solar-powered UAV［33］

美國(guó)“Odysseus”太陽能無人機(jī)（圖10［34］）采用“Z”型變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)思路［34］，這一布局設(shè)計(jì)使全機(jī)白天能量收集比平直翼布局大4～5 倍［28］，十分有利于高緯度飛行。越夜飛行階段，機(jī)翼則伸展為大展弦比平直機(jī)翼狀態(tài)，通過降低誘導(dǎo)阻力減小飛行功耗。

圖10 Z 型變體太陽能無人機(jī)［34］Fig.10 Z-shaped morphing-wing solar-powered UAV［34］

德國(guó)柏林大學(xué)設(shè)計(jì)了組合式太陽能無人機(jī)［35］（圖11［35］），通過利用組合狀態(tài)后的超大展弦比換取高升阻比以達(dá)到全年滯空飛行目的。2017 年完成了3 架無人機(jī)組合的首飛試驗(yàn)。

圖11 組合體太陽能無人機(jī)［35］Fig.11 Combined fixed-wing solar-powered UAV［35］

由于缺乏應(yīng)用需求牽引，以上非常規(guī)新型氣動(dòng)布局大多處于概念方案或者技術(shù)探索驗(yàn)證階段，國(guó)內(nèi)外都尚未系統(tǒng)性、計(jì)劃性開展新型氣動(dòng)布局的技術(shù)攻關(guān)。相比于現(xiàn)有的常規(guī)布局和飛翼布局太陽能無人機(jī)，新型氣動(dòng)布局所能達(dá)到的增升減阻的性能上限目前缺少對(duì)照參考，但相關(guān)成果為臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的技術(shù)攻關(guān)提供了重要的技術(shù)儲(chǔ)備。

3 螺旋槳/機(jī)翼氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)

對(duì)于臨近空間太陽能無人機(jī)平臺(tái)的增升減阻，節(jié)能降耗，實(shí)現(xiàn)臨近空間螺旋槳推進(jìn)效率與低雷諾數(shù)機(jī)翼氣動(dòng)效率的同步提升，二者同等重要。這是因?yàn)椋号R近空間太陽能飛機(jī)通常采用分布式螺旋槳推進(jìn)方式，且螺旋槳相對(duì)于機(jī)翼為前拉式布置。由此帶來了螺旋槳滑流與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾問題。一方面，分布式螺旋槳滑流的加速和旋轉(zhuǎn)作用，顯著改變了機(jī)翼展向氣動(dòng)載荷分布。以圖6（a）的Helios 無人機(jī)為例，其機(jī)翼大部分面積都處于螺旋槳滑流中，滑流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾十分嚴(yán)重；另一方面，處于滑流區(qū)下游的機(jī)翼對(duì)螺旋槳也存在反向氣動(dòng)干擾，使得螺旋槳最佳工作點(diǎn)偏離了單獨(dú)螺旋槳設(shè)計(jì)過程中的設(shè)計(jì)點(diǎn)。

由此可見，完全依靠傳統(tǒng)的翼型-機(jī)翼-干凈氣動(dòng)外形這一串行的氣動(dòng)設(shè)計(jì)模式，已經(jīng)難以滿足臨近空間太陽能無人機(jī)越來越嚴(yán)苛的增升減阻設(shè)計(jì)要求，分布式螺旋槳與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾問題有可能抵消傳統(tǒng)串行氣動(dòng)設(shè)計(jì)模式所獲得的氣動(dòng)收益。因此，必須開展分布式螺旋槳與機(jī)翼的氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)，研究如何利用螺旋槳滑流的誘導(dǎo)作用實(shí)現(xiàn)螺旋槳與機(jī)翼有利的氣動(dòng)耦合，進(jìn)而達(dá)到增升減阻、提高巡航效率、節(jié)能降耗的目標(biāo)要求，保證臨近空間無人機(jī)的持久續(xù)航和任務(wù)執(zhí)行能力。

關(guān)于螺旋槳與機(jī)翼的氣動(dòng)耦合研究，國(guó)內(nèi)外均開展了一定的研究工作。Kroo［36］的研究結(jié)論指出螺旋槳對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)干擾影響要大于機(jī)翼對(duì)螺旋槳的影響；滑流干擾下，機(jī)翼展向載荷分布形狀要比干凈翼型近似橢圓形分布形狀更為復(fù)雜。Rakshith 等［37］對(duì)考慮螺旋槳滑流影響的機(jī)翼平面形狀進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。NASA 對(duì)機(jī)翼前緣分布式螺旋槳進(jìn)行了地面車載試驗(yàn)，結(jié)果表明在分布式螺旋槳滑流影響下，機(jī)翼升力至少為相同條件下干凈機(jī)翼的2 倍［38］。Stoll 等［39］基 于CFD 方法，采用等效激勵(lì)盤模型近似代替18 個(gè)分布式螺旋槳（圖12［39］）模擬滑流干擾。其計(jì)算結(jié)果表明飛機(jī)最大升力系數(shù)可達(dá)到5.2；在相同升力下，機(jī)翼面積可減小為原來的1/3；由于機(jī)翼面積減小，摩擦阻力隨之降低，巡航升阻比可達(dá)到20。Veldhuis［40］提出了翼上螺旋槳布局，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果證明在螺旋槳誘導(dǎo)作用下，機(jī)翼能夠產(chǎn)生顯著的增升減阻效果。當(dāng)槳盤載荷增大到一定值時(shí)，機(jī)翼能夠產(chǎn)生負(fù)阻力（如圖13［40］）。

圖12 分布式螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾［39］Fig.12 Aerodynamic interference between distributed propeller slipstreams and wing［39］

圖13 翼上螺旋槳布局及減阻效果［40］Fig.13 Over-the-wing configuration and its capability of drag reduction［40］

國(guó)內(nèi)方面，楊偉等［41］基于激勵(lì)盤模型開展了考慮滑流影響的分布式螺旋槳布局優(yōu)化設(shè)計(jì)。通過優(yōu)化分布式螺旋槳相對(duì)機(jī)翼的安裝位置，起飛狀態(tài)下機(jī)翼升力系數(shù)提高了5.6%，阻力系數(shù)減小13.9%。王科雷等［42］基于構(gòu)建分布式滑流影響下機(jī)翼近壁面理想流態(tài)的設(shè)計(jì)思路，開展了分布式螺旋槳參數(shù)設(shè)計(jì)、低雷諾數(shù)區(qū)域翼型設(shè)計(jì)以及高雷諾數(shù)區(qū)域耦合滑流影響的翼段設(shè)計(jì)（圖14［42］）。結(jié)果表明：與只通過翼型優(yōu)化來改善機(jī)翼氣動(dòng)性能的設(shè)計(jì)結(jié)果相比，合理利用分布式滑流影響可使機(jī)翼阻力降低8.8%，升阻比增大12.2%。

圖14 優(yōu)化前后分布式推進(jìn)-機(jī)翼耦合布局對(duì)比［42］Fig.14 Comparison of distributed propulsion wing coupling layout before and after optimization［42］

王紅波等［43-44］基于螺旋槳槳盤前抽吸和槳盤后方高速滑流的雙重加速作用，提出了動(dòng)力誘導(dǎo)增升平直雙機(jī)翼氣動(dòng)構(gòu)型，如圖15 所示。它綜合了常規(guī)拉力螺旋槳布局增升優(yōu)勢(shì)以及翼上螺旋槳布局的減阻優(yōu)勢(shì)，以期利用滑流干擾達(dá)到機(jī)翼的增升減阻。表2 對(duì)比了不同氣動(dòng)構(gòu)型在巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)性能。結(jié)果表明，在相同機(jī)翼面積條件下，動(dòng)力誘導(dǎo)增升雙機(jī)翼氣動(dòng)構(gòu)型通過螺旋槳的抽吸加速和滑流誘導(dǎo)作用，能夠緩解常規(guī)拉力螺旋槳構(gòu)型中滑流干擾導(dǎo)致機(jī)翼增升增阻，升阻比下降問題。

表2 不同氣動(dòng)構(gòu)型對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)力影響對(duì)比Table 2 Comparison of effects of different aerodynamic configurations on wing aerodynamic forces

圖15 動(dòng)力誘導(dǎo)增升平直雙翼布局［43］Fig.15 Power-induced lift-enhancement double rectangular wing configuration［43］

4 流動(dòng)控制技術(shù)

高空低雷諾數(shù)是臨近空間太陽能飛機(jī)的主要飛行狀態(tài)。低雷諾數(shù)下，無人機(jī)機(jī)翼、尾翼、舵面、螺旋槳等氣動(dòng)部件上的層流分離問題十分突出，引起機(jī)翼氣動(dòng)效率和螺旋槳推進(jìn)效率降低，削弱了大展弦比太陽能無人機(jī)低誘導(dǎo)阻力的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。

通常對(duì)翼型、機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)手段主要是從宏觀層面實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)性能的改善提升。而對(duì)于全機(jī)局部出現(xiàn)的流動(dòng)分離現(xiàn)象，若仍然采用常規(guī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法，極有可能面臨事倍功半的困境，最終收效甚微。因此，需另辟新徑，借助新的增升減阻手段，以作為常規(guī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法的增強(qiáng)和補(bǔ)充。近些年來，流動(dòng)控制技術(shù)的迅速發(fā)展為解決上述問題提供了可能。

當(dāng)前流動(dòng)控制技術(shù)主要分為主動(dòng)和被動(dòng)2 種方式。被動(dòng)流動(dòng)控制主要借助于被動(dòng)控制裝置改變流動(dòng)環(huán)境來實(shí)現(xiàn)控制。渦流發(fā)生器是其中應(yīng)用較為廣泛的一種控制方式。

常規(guī)渦流發(fā)生器由于幾何高度一般與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸认喈?dāng)，通常會(huì)產(chǎn)生附加阻力。而微型渦流發(fā)生器其高度通常只有當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/10～1/2［45］，附加阻力小。Jirásek［46］和Brunet［47］等通過大量試驗(yàn)，研究了渦流發(fā)生器幾何形狀、安裝參數(shù)的影響，提出了浸沒于邊界層內(nèi)的微型渦流發(fā)生器概念。Godard 和Stanislas［48］研究了三角形渦流發(fā)生器控制邊界層分離的效果。張惠等［49］研究了三角形、矩形、梯形渦流發(fā)生器參數(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型性能的影響。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，上述3 種不同形狀渦流發(fā)生器在失速迎角前均產(chǎn)生增升增阻效果，但升阻比不及光滑翼型。而在失速迎角之后，渦流發(fā)生器能夠延緩流動(dòng)分離，提高升阻比。最大升力系數(shù)分別提高48.5%、50.3%和51.1%，失速迎角推遲近10°。宗昕[50]實(shí)驗(yàn)研究了渦流發(fā)生器不同偏角對(duì)流場(chǎng)的影響，如圖16[50]所示。結(jié)果表明，隨著偏角增大，渦流發(fā)生器帶來了一定的廢阻，并且類前緣渦提前破碎，渦流發(fā)生器的流動(dòng)控制效果逐漸減弱。

圖16 不同偏角渦流發(fā)生器影響下的機(jī)翼表面流態(tài)［50］Fig.16 Streamlines on wing under influence of vortex generators with different deflection angles［50］

除渦流發(fā)生器的被動(dòng)控制方式外，表面凹陷也是一種實(shí)用的被動(dòng)控制方式。主要思路是誘使邊界層提前轉(zhuǎn)捩，通過提高近壁面流體動(dòng)量以增強(qiáng)抵抗逆壓梯度能力，從而緩解低雷諾數(shù)分離流動(dòng)產(chǎn)生的 不利影響。Veldhuis 和Vervoort［51］研究了帶凹陷平板的阻力影響。試驗(yàn)表明最大阻力可降 低20%。Beves 和Barber［52］測(cè)量了表面加工有凹坑的機(jī)翼尾流，發(fā)現(xiàn)表面凹陷結(jié)構(gòu)可使尾跡區(qū)域減小50%。焦雪文等［53］的研究結(jié)果證明凹坑結(jié)構(gòu)（見圖17［53］）能夠抑制低雷諾數(shù)下的層流分離，對(duì)翼型具有增升減阻的作用，當(dāng)深徑比為0.25 時(shí)，升力系數(shù)增加11.16%，阻力降低19.89%。

圖17 機(jī)翼表面凹陷結(jié)構(gòu)［53］Fig.17 Model of dented surface of wing［53］

被動(dòng)流動(dòng)控制具有使用方便，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠的優(yōu)點(diǎn)。所面臨的問題在于：無法根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)；控制效果容易受到流動(dòng)狀態(tài)變化的影響；在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下通產(chǎn)會(huì)帶來附加阻力，降低原有氣動(dòng)性能。

相比于被動(dòng)控制，主動(dòng)流動(dòng)控制通過向流場(chǎng)注入能量或者微尺度的擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)對(duì)流場(chǎng)的控制，控制參數(shù)和控制時(shí)機(jī)可根據(jù)飛行狀態(tài)靈活調(diào)整。常見的控制方法有：吹吸氣法、零質(zhì)量射流（合成射流）、協(xié)同射流、等離子體控制等。

Wahidi 和Bridges［54］研究了抽吸氣控制用于層流分離泡尺寸的控制效果。在合適的抽吸氣速率下，翼型阻力可以減小14%～24%。劉沛清等［55］基于E387 低雷諾數(shù)翼型，數(shù)值模擬了表面吹/吸氣層流控制方法對(duì)層流分離泡的控制規(guī)律。結(jié)果顯示吹吸氣控制能夠有效控制層流分離泡的發(fā)展，提高翼型升阻比。另外吸氣控制比吹氣控制對(duì)層流分離泡的抑制作用更為明顯。

合成射流又稱零質(zhì)量射流，通過空腔內(nèi)的激勵(lì)器以活塞或壓電膜等的規(guī)律振動(dòng)實(shí)現(xiàn)交替吹氣，是對(duì)傳統(tǒng)吹吸氣方法的改進(jìn)。左偉［3］在低速風(fēng)洞中開展了NACA633-421 直機(jī)翼模型氣動(dòng)特性試驗(yàn)和流動(dòng)控制研究。結(jié)果表明，采用合成射流（圖18［3］所示）對(duì)翼面層流分離泡進(jìn)行主動(dòng)流動(dòng)控制后，機(jī)翼失速迎角推遲了11°，最大升力系數(shù)由0.59 提高至1.1，最大升阻比增加13.6%。鄧雄等［56］提出了一種基于合成雙射流的飛翼布局縱向氣動(dòng)控制技術(shù)。結(jié)果表明，前緣陣列式合成雙射流可有效提高大迎角升力，減小阻力，增大升阻比，但會(huì)使俯仰力矩出現(xiàn)非線性變化。

圖18 合成射流主動(dòng)流動(dòng)控制方式示意［3］Fig.18 Synthetic-jet active flow control［3］

隨著智能材料的發(fā)展，機(jī)翼局部蒙皮振動(dòng)方法也表現(xiàn)出了改善低雷諾數(shù)飛行器氣動(dòng)特性的潛力［57］。李冠雄等［58］采用非定常數(shù)值模擬方法研究了蒙皮振動(dòng)位置、頻率、振幅對(duì)低雷諾數(shù)翼型的影響，最終使阻力減小15.3%，升阻比提高23.8%，增升減阻效果顯著。婁斌［59］深入研究了局部振動(dòng)的頻率、位置、振動(dòng)區(qū)域?qū)挾鹊葏?shù)對(duì)機(jī)翼增升減阻的影響規(guī)律。結(jié)果表明局部振動(dòng)方法可使機(jī)翼阻力系數(shù)減小23%，風(fēng)洞試驗(yàn)也驗(yàn)證了這一技術(shù)的有效性。

協(xié)同射流（Co-Flow Jet，CFJ）流動(dòng)控制概念最早由Zha 和Paxton［60］提出并應(yīng)用于外流翼型的研究。該方法結(jié)合了吹氣和吸氣的控制方式，在翼型上表面吸力峰附近布置吹氣口，同時(shí)在后緣高壓區(qū)設(shè)置吸氣口（如圖19［61］所示），理論上能夠以較低功耗實(shí)現(xiàn)增升。張順磊等［61］將協(xié)同射流控制用于旋翼翼型的增升減阻，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示：小迎角下，協(xié)同射流可顯著降低阻力系數(shù)，甚至出現(xiàn)負(fù)阻力現(xiàn)象；大迎角時(shí)，協(xié)同射流使最大升力系數(shù)提升約67.5%，失速迎角推遲近14.8°。宋超等［62］對(duì)比研究了連續(xù)型和離散型協(xié)同射流的增升減阻效果。在相同噴口動(dòng)量系數(shù)下，離散型協(xié)同射流可使翼型的最大升力系數(shù)高于連續(xù)型控制9.2%。相同功耗條件下，離散型CFJ 可使翼型零度迎角的阻力比連續(xù)型CFJ 小35%。有力證明了離散型協(xié)同射流具有更好的增升減阻效果和更高的能量利用率。

圖19 協(xié)同射流主動(dòng)流動(dòng)控制示意［61］Fig.19 Co-flow jet active flow control［61］

等離子體流動(dòng)控制的原理是通過等離子體發(fā)生器將周圍空氣擊穿、電離，在電勢(shì)差驅(qū)動(dòng)下對(duì)機(jī)翼附近的空氣產(chǎn)生定向作用力，誘導(dǎo)周圍氣體運(yùn)動(dòng)，具有響應(yīng)速度快、頻帶范圍寬、控制效果顯著的特點(diǎn)。于金革等［63］開展了飛翼布局模型的等離子體增升減阻試驗(yàn)研究。施加等離子體控制后，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖畲笊ο禂?shù)增大13.2%，失速迎角推遲4°，阻力系數(shù)最大減小24.6%。陽鵬宇等［64］開展了機(jī)翼尺度效應(yīng)對(duì)等離子體控制的影響研究。研究發(fā)現(xiàn)相同雷諾數(shù)下，機(jī)翼尺度對(duì)分離流動(dòng)控制效果影響較??；隨著機(jī)翼尺度增加，單位長(zhǎng)度內(nèi)的激勵(lì)器平均功耗降低，大尺度機(jī)翼分離流等離子體控制的效率更高。

綜合上述對(duì)比可以看出，被動(dòng)流動(dòng)控制結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，對(duì)機(jī)翼和螺旋槳?dú)鈩?dòng)外形影響小，增升減阻效果良好，在工程型號(hào)中得到了一定的應(yīng)用。不足之處在于偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)后，增升減阻效果迅速減弱，類似于單點(diǎn)優(yōu)化方法。主動(dòng)流動(dòng)控制，控制方式靈活多變，增升減阻效果對(duì)飛行狀態(tài)的變化具有良好的適應(yīng)性，類似于多點(diǎn)設(shè)計(jì)優(yōu)化方法。

5 低雷諾數(shù)螺旋槳增效技術(shù)

在高空巡航階段，螺旋槳長(zhǎng)時(shí)間工作于低雷諾數(shù)飛行狀態(tài)。低雷諾數(shù)效應(yīng)將引起螺旋槳局部氣動(dòng)性能嚴(yán)重惡化，整體推進(jìn)效率明顯降低。此外，臨近空間螺旋槳工作剖面主要在“爬升-巡航-下滑-巡航”4 個(gè)典型飛行狀態(tài)之間周期性循環(huán)。飛行高度、速度的周期性變化要求臨近空間螺旋槳在多個(gè)飛行狀態(tài)下都必須擁有良好的推進(jìn)性能，如何在寬工況約束下不斷提升螺旋槳效率是亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。

提升螺旋槳推進(jìn)效率本質(zhì)上仍然是二維螺旋槳翼型以及三維槳葉的增升減阻設(shè)計(jì)問題，但螺旋槳?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì)仍具有自身的復(fù)雜性。當(dāng)前，提升低雷諾數(shù)螺旋槳效率的常用方法以傳統(tǒng)翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)優(yōu)化手段為主。近些年來，隨著流動(dòng)控制機(jī)理的研究深入，將流動(dòng)控制技術(shù)用于臨近空間螺旋槳的增效設(shè)計(jì)逐漸引起了人們的關(guān)注。

5.1 低雷諾數(shù)螺旋槳設(shè)計(jì)優(yōu)化

螺旋槳常規(guī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法主要包括基于傳統(tǒng)葉素理論、渦流理論的快速設(shè)計(jì)以及基于CFD方法的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)。上述設(shè)計(jì)方法經(jīng)過長(zhǎng)期的技術(shù)積累，目前已經(jīng)比較成熟可靠。國(guó)外方面，Larrabee［65］提出了最小誘導(dǎo)損失的螺旋槳設(shè)計(jì)方法；D’angelo 等［66］提出了給定工作狀態(tài)下計(jì)算槳葉弦長(zhǎng)和扭轉(zhuǎn)角分布的方法；Morgado 等［67］基于最小誘導(dǎo)損失，采用反設(shè)方法設(shè)計(jì)了2 種外形的高空螺旋槳（圖20［67］）。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，基于最大巡航因子設(shè)計(jì)出的螺旋槳推力要大于基于最大升阻比設(shè)計(jì)出的螺旋槳。項(xiàng)松等［68］針對(duì)給定的螺旋槳工作狀態(tài)，以最小能量損失為目標(biāo)，開展了螺旋槳巡航狀態(tài)的單點(diǎn)設(shè)計(jì)。梁撐剛等［69］將最佳螺旋槳Betz 條件和遺傳算法相結(jié)合，提出了一種給定工況下的螺旋槳的快速優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。劉芳等［70］結(jié)合渦流理論與數(shù)值模擬方法，對(duì)螺旋槳翼型及三維槳葉進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)狀態(tài)下計(jì)算效率達(dá)到了80%。劉坤澎等［71］基于片條理論，建立了螺旋槳多設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)外形優(yōu)化方法和多工況變槳距角策略。計(jì)算結(jié)果表明，基于螺旋槳多設(shè)計(jì)點(diǎn)優(yōu)化后，螺旋槳在高空多設(shè)計(jì)點(diǎn)效率達(dá)到80%。

圖20 基于最大續(xù)航因子L1.5/D 和最大升阻比L/D 優(yōu)化后的兩種螺旋槳外形對(duì)比（V=30 m/s，550 r/min）［67］Fig.20 Comparison of two propeller shapes according to maximum endurance factor and maximue lift-todrag ratio optimization methods（V=30 m/s，550 r/min）［67］

從上述的研究工作來看，當(dāng)前螺旋槳設(shè)計(jì)與優(yōu)化研究主要從翼型性能、剖面弦長(zhǎng)分布、扭轉(zhuǎn)角分布著手開展設(shè)計(jì)工作，在臨近空間螺旋槳的設(shè)計(jì)應(yīng)用上取得了較大進(jìn)步，使螺旋槳高空巡航階段的效率普遍在80%以上［28］。例如美國(guó)Helios 無人機(jī)在27 km 高度，前進(jìn)比0.83 時(shí)，效率可達(dá)80%；德國(guó)宇航院所測(cè)試的臨近空間螺旋槳前進(jìn)比為2 時(shí)，效率可達(dá)84%。然而對(duì)于制約螺旋槳效率進(jìn)一步提升的低雷諾數(shù)流動(dòng)分離問題，常規(guī)設(shè)計(jì)優(yōu)化手段當(dāng)前難以給出有效解決辦法。

5.2 低雷諾數(shù)螺旋槳流動(dòng)控制技術(shù)

鑒于上述傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的局限性，針對(duì)螺旋槳的流動(dòng)控制技術(shù)逐漸受到國(guó)內(nèi)外關(guān)注，有望成為提升螺旋槳性能的重要增強(qiáng)和補(bǔ)充手段，并與傳統(tǒng)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，相互促進(jìn)，共同構(gòu)成臨近空間螺旋槳?dú)鈩?dòng)增效的綜合設(shè)計(jì)方法。從國(guó)內(nèi)外的發(fā)展現(xiàn)狀來看，現(xiàn)有的主動(dòng)、被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)均在螺旋槳增效設(shè)計(jì)中開展了應(yīng)用研究。

Wei 等［72］研究了鋸齒尾緣的仿生螺旋槳（圖21［72］）被動(dòng)流動(dòng)控制，對(duì)比了3 種鋸齒尾緣螺旋槳的氣動(dòng)與聲學(xué)性能。測(cè)量結(jié)果表明鋸齒尾緣螺旋槳的拉力相對(duì)基準(zhǔn)構(gòu)型可提高10%。

圖21 鋸齒尾緣螺旋槳［72］Fig.21 Propeller with trailing-edge serrations［72］

朱敏等［73］研究了臨近空間螺旋槳協(xié)同射流增效方法。結(jié)果表明協(xié)同射流控制使螺旋槳翼型最大升力系數(shù)提高了60%～130%，而阻力降低100%～440%，流動(dòng)分離現(xiàn)象明顯得到抑制（如圖22［73］所示），失速迎角提高近10°，螺旋槳效率提高5%以上。李玉杰等［74］設(shè)計(jì)了合成雙射流控制方式并試驗(yàn)驗(yàn)證了翼型大迎角流動(dòng)分離的控制效果。研究發(fā)現(xiàn)，雙射流中任一出口越靠近分離點(diǎn)位置，則對(duì)邊界層的控制效果越好；且雙射流對(duì)分離點(diǎn)的有效控制區(qū)域明顯大于單射流。程鈺鋒等［75］開展了等離子體對(duì)臨近空間螺旋槳的增效研究。結(jié)果表明雖然等離子體技術(shù)可以抑制槳葉上的分離，但對(duì)于負(fù)迎角工況的槳根和槳尖控制作用不明顯。小前進(jìn)比時(shí)，等離子體控制效果較好，螺旋槳拉力和效率分別提高29.63%和14.3%。隨著前進(jìn)比增大，其控制效果逐漸變差。

圖22 20°攻角下有/無協(xié)同射流控制的螺旋槳剖面流線分布對(duì)比［73］Fig.22 Comparison of slipstreams at certain propeller blade section with and without co-flow jet control at angle of attack of 20°［73］

6 結(jié)束語

受限于太陽能電池轉(zhuǎn)換效率和儲(chǔ)能電池能量密度的技術(shù)限制，臨近空間太陽能無人機(jī)要實(shí)現(xiàn)節(jié)能降耗，增強(qiáng)越夜能力，保證超長(zhǎng)航時(shí)飛行仍需依賴于無人機(jī)平臺(tái)氣動(dòng)效率和螺旋槳推進(jìn)效率的進(jìn)一步提升。然而低雷諾數(shù)效應(yīng)給上述設(shè)計(jì)目標(biāo)帶來了較大的困難和挑戰(zhàn)。本文從翼型設(shè)計(jì)與優(yōu)化、氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、螺旋槳/機(jī)翼氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)、流動(dòng)控制技術(shù)、螺旋槳增效設(shè)計(jì)5 個(gè)方面闡述了相關(guān)技術(shù)的研究現(xiàn)狀，梳理了不同增升減阻技術(shù)的研究路線，分析了現(xiàn)有增升減阻方法的優(yōu)勢(shì)與不足，總結(jié)如下：

1）低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)方面，低雷諾數(shù)效應(yīng)給臨近空間太陽能無人機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來了困難。低雷諾數(shù)翼型、機(jī)翼以及全機(jī)氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)性能需綜合利用風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬甚至飛行試驗(yàn)手段相互驗(yàn)證。結(jié)合太陽能無人機(jī)典型任務(wù)剖面，開展多點(diǎn)設(shè)計(jì)優(yōu)化更適合于該類無人機(jī)的工程需求?？紤]到設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、試驗(yàn)驗(yàn)證、實(shí)際飛行中均存在不同程度的不確定性，為使設(shè)計(jì)性能與最終實(shí)際氣動(dòng)性能偏差最小化，需發(fā)展考慮不確定性的低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)。

2）氣動(dòng)布局研究方面，常規(guī)布局、飛翼布局已得到了工程應(yīng)用，是臨近空間太陽能無人機(jī)的主要?dú)鈩?dòng)布局形式。非常規(guī)新型氣動(dòng)布局由于缺乏應(yīng)用需求牽引，大多處于概念方案或技術(shù)探索驗(yàn)證階段，因此未能結(jié)合工程實(shí)際問題系統(tǒng)性開展技術(shù)攻關(guān)。但新型布局潛在的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)值得深刻關(guān)注。尤其是鴨式布局、串置翼布局有望在貢獻(xiàn)高升阻比的同時(shí)，改善全機(jī)結(jié)構(gòu)剛性問題，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)雙贏的效果。隨著臨近空間太陽能無人機(jī)技術(shù)的日益成熟以及應(yīng)用場(chǎng)景的多樣化需求，采用新型氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的臨近空間太陽能無人機(jī)平臺(tái)將成為一種發(fā)展趨勢(shì)，有必要預(yù)先開展相關(guān)的技術(shù)儲(chǔ)備工作。

3）螺旋槳/機(jī)翼氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)方面，分布式螺旋槳滑流改變了機(jī)翼的展向載荷分布。因此，在大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)階段，充分考慮分布式螺旋槳滑流影響，開展螺旋槳/機(jī)翼的氣動(dòng)耦合設(shè)計(jì)相比于單獨(dú)的干凈機(jī)翼設(shè)計(jì)更具有實(shí)際意義。

4）流動(dòng)控制技術(shù)可以作為常規(guī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化方法的重要增強(qiáng)和補(bǔ)充手段，有望與后者一起構(gòu)成臨近空間太陽能無人機(jī)增升減阻的綜合設(shè)計(jì)方法。目前流動(dòng)控制技術(shù)，尤其是主動(dòng)流動(dòng)控制大多處于技術(shù)驗(yàn)證階段，在可靠性、可行性、工程實(shí)用性方面仍存在許多技術(shù)問題亟待解決。等離子體流動(dòng)控制響應(yīng)快，但激勵(lì)電源與能耗較高；協(xié)同射流需要引入吹吸氣裝置，對(duì)機(jī)翼外形改動(dòng)較大，控制裝置較復(fù)雜；合成射流控制裝置相對(duì)簡(jiǎn)單，對(duì)氣動(dòng)外形附加破壞小，但在較大來流速度時(shí)控制效果減弱。綜合國(guó)內(nèi)外研究結(jié)果來看，主動(dòng)流動(dòng)控制對(duì)大迎角分離流動(dòng)具有顯著的改善效果，能夠大幅提升翼型或機(jī)翼的最大升力系數(shù)、失速迎角。然而在小迎角范圍下，幾乎無明顯控制效果。因此，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)對(duì)于以小迎角持久續(xù)航的太陽能無人機(jī)而言，如何發(fā)揮其技術(shù)優(yōu)勢(shì)，相關(guān)應(yīng)用方式有待詳細(xì)研究。而將其應(yīng)用于提升臨近空間螺旋槳的推進(jìn)效率，預(yù)期會(huì)有良好的應(yīng)用前景。

綜上所述，對(duì)于臨近空間太陽能無人機(jī)的增升減阻設(shè)計(jì)，現(xiàn)有成熟可靠的氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化方法仍是主要的解決途徑。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步發(fā)展考慮不確定性的設(shè)計(jì)優(yōu)化，構(gòu)建分布式螺旋槳與機(jī)翼氣動(dòng)耦合干擾的多點(diǎn)/多目標(biāo)設(shè)計(jì)優(yōu)化體系，將更具有工程應(yīng)用意義。流動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展為緩解太陽能飛機(jī)、螺旋槳的低雷諾數(shù)流動(dòng)問題提供了有效可行的新思路。被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)有望在該類飛行器上率先實(shí)現(xiàn)工程實(shí)用化。而主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在未來一段時(shí)間內(nèi)，仍需充分結(jié)合臨近空間太陽能飛機(jī)的應(yīng)用需求，開展深入的可行性分析、探索有效的應(yīng)用方式，完善與其他子系統(tǒng)集成的試驗(yàn)驗(yàn)證。以上相關(guān)技術(shù)攻關(guān)成果將為主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)向?qū)嵱没l(fā)展提供堅(jiān)實(shí)的技術(shù)儲(chǔ)備，最終加快臨近空間太陽能無人機(jī)的能力升級(jí)。