[科普中国]-非对称涡

非对称流动现象

由于非对称流动只出现在旋成体绕流攻角较大的情况，这促使人们需首先认清非对称流场与来流攻角之间的关系。经过多年的研究，现在一般认为随攻角从0度到90度变化流场可分为四种绕流形态：当攻角较小，在0度~15度之间时，流场呈定常附着对称流动状态，旋成体无明显侧向力；当攻角在15度到30度之间时，旋成体两侧有不对称分离涡卷起，仍为定常流动，但旋成体有明显的侧向力出现；攻角增大到30度到65度之间时，分离背涡非对称特性显著，流动介于定常与非定常之间；当攻角很大时，大于65度时，流场进入非定常流动状态，发生类似二维卡门涡街或随机尾迹的脱落现象。

攻角在50度~60度附近时非对称背涡诱导出的侧向力最大，因此这一攻角范围成为旋成体非对称绕流研究的重点区间，对该区间背涡空间结构的认识一直是人们关注的重点。五十年代末，Hall等人通过对实验获得的纹影照片观察，并结合脉冲起动流比拟的思想，提出旋成体背风流场按涡结构沿轴向可分为位流、对称涡、非对称涡和非定常涡脱落等区域。九十年代，Zilliac与Degani通过流动显示技术将非对称流场分为三个区域，即离头部较近的定常强非对称区，离头部较远的弱非对称区，以及旋成体下游流场的类二维圆柱绕流区域，该分区思想能很好地解释侧向力沿旋成体轴向类正弦形式衰减的分布特征。近来，邓学蓥等人通过水洞显示实验及表面测压实验给出了非对称背涡的空间演化规律，并将背风流场沿旋成体轴向分为多个涡区，细化了涡系脱落与侧向力变化之间的对应关系。以上背涡空间结构的研究成果促进了人们对非对称流动现象的认识。

简介现代先进飞行器往往具有细长前体，大攻角条件下细长前体的背风面会形成非对称涡结构，从而产生很大的侧向力和偏航力矩，严重影响飞行器的控制品质和飞行安全。随着先进飞行器的性能提高，大攻角非对称流动问题越来越受到重视。但是大攻角非对称流动的高度复杂性使该研究非常困难，到目前为止还没有从机理上把握大攻角非对称流动产生原因;对大攻角非对称流动的研究滞后于飞行器的研制需求，目前只能在地面常规风洞中进行飞行武器的气动性能预估。但是在实际飞行过程当中，很多先进飞行器比如F-15等都遇到过风洞试验中没有预测到的大攻角横向偏离问题，这种横向偏离不仅有着突发性，且同一构型不同架次飞机的大攻角横侧特性存在很大差异。这些现象对于准确预估飞行器大攻角性能产生了较大的影响，由于地面风洞中模型尺度很小，与真实飞机实际飞行相比，雷诺数相差巨大，因此雷诺数对于大攻角非对称流动的影响研究非常必要。1

形成原因对非对称背涡形成的原因，学术界一直以来都存有争论，主要存在着两种不同的看法:一是旋成体背涡的空间动力不稳定性；另一是旋成体两侧边界层由于转挨不对称而引起的分离不对称。目前，人们普遍认为旋成体头部区域扰动对非对称流场的形成有重大影响。

非对称涡控制九十年代以来，由于对第四代战斗机大攻角机动能力和过失速机动能力的迫切需要，人们对抑制和控制旋成体大攻角绕流出现的非对称流动现象做了大量的研究工作，Malcolm与Williams对这方面的工作做了很好的回顾。

旋成体横侧向控制方法可以分为多种类型。一种是通过抑制或降低分离背涡的非对称程度，达到减小或消除旋成体侧向力的目的。另一种是通过控制背涡的非对称状态以获得希望的旋成体侧向力及偏航力矩水平。

第一种控制思想有多种实现方式，如在细长体尖拱头部粘贴人工转捩条、顶部设置固定扰动块或改变模型外型等方法。增大头部钝度是一种较简单常见的方法，Kumar R详细研究了头部钝度对圆锥体大攻角绕流时的侧向力影响情况，结果表明在相同攻角下头部较钝锥体的侧向力水平较低。Malcolm[52]通过在旋成体侧面布置不同形式的边条以延迟边界层分离或固定边界层分离位置，也可达到减小或消除背涡非对称性的目的。国内顾蕴松等人利用在模型头部设置往复振荡的微小扰动片也能达到减小旋成体侧向力的目的。以上方法均属于第一种控制思想，然而这种控制思想存在着很多局限性，例如对飞行器头部进行钝化会影响飞行器高速飞行时减小波阻的能力，且一般的控制手段也不能够完全消除背涡的非对称性，而只是达到减弱的目的。

Levy等人使用数值模拟方法研究头部扰动时，发现随着几何扰动块高度的增加，旋成体背涡流场的不对称程度也逐渐增大，并最终达到最大状态，这一规律表明人工扰动强度的改变与流场非对称性之间存在确定对应的关系，这为上面第二种控制思想的实现提供了有力的依据。

第二种控制思想通过有目的地控制背涡的非对称状态，获得所希望的侧向力水平，是一种更加积极的控制思想。这类控制方法通常是在模型尖拱头部设置几何扰动块、吹气孔等扰动，通过调整扰动强度以实现对整体非对称流场的控制。由于几何扰动块的位置和大小不易改变，因而难以应用于工程实践中，吹气方法则由于可连续调节扰动强度而被人们广泛采用。目前较为流行的吹气控制方法有

Bernhardt等人的不定常微吹吸气控制技术和Roos的定常微吹气控制技术。Bernhardt通过调整布置在模型头部背风侧正负135度的两个吹气孔的吹吸气强度，对旋成体侧向力进行比例控制，然而在双稳态流场下该方法容易引起流场流型突变及旋成体侧向力阶跃的问题，导致控制变得困难。Roos采用的方法与Bernhardt相似，在旋成体模型头部施加微吹气扰动控制背涡的非对称性，当该方法应用到F-15飞机模型时取得了一定的控制效果，然而该控制方法在双稳态流场下同样遇到了侧向力阶跃的问题，Roos提出增大模型头部钝度或减小绕流攻角的办法以解决这一问题，但这样却减小了吹气扰动的控制容量。

邓学蓥在研究吹气扰动控制非对称背涡时，引入吹气控制容量和控制灵敏度两个概念，用以表征某一吹气孔位下侧向力对吹气动量系数变化的反应能力。吹气控制容量指吹气流量范围内所能控制的最大侧向力变化范围，由于非对称背涡只在双稳态的两正则态之间变化，侧向力变化范围受此限制，吹气控制容量存在最大值。吹气控制灵敏度指单位吹气量改变引起的侧向力增量，灵敏度高的控制方法在单位吹气变化量下引起的侧向力增量较大，即可以用小的吹气变化量获得大的侧向力改变，控制灵敏度低则在单位吹气变化量下引起的侧向力增量较小，但控制灵敏度低时吹气增量范围增加，更便于对侧向力进行精确控制。

为了满足以上两个控制性能指标，邓学蓥等提出了单孔位微吹气技术，该技术主要利用了两个吹气扰动控制规律：一是吹气扰动总是将与其同侧的低位涡吹向高位涡以实现流动控制（如图）；二是流场对适当靠近模型迎风对称面的吹气扰动较不敏感，位于这一区域的吹气扰动控制灵敏度较低。实验结果显示单孔位微吹气技术具有控制容量大、控制灵敏度低等优点，能很好地实现双稳态流场的平缓渐变控制。但由于单孔位吹气控制技术在实施控制前流场处于自然扰动主控，流型结构不能确定，使得不便于事前确定有效吹气孔位，导致该技术的进一步应用受到限制。2