[摘 要] 针对阻力过大给飞行器带来的设计难度和使用成本问题，调研分析了当前减阻技术的流动机理与应用现状。结果表明，在减小激波阻力方面，主要将强激波变成弱激波系，或者优化压力分布，使总压差阻力最小; 在减小摩擦阻力方面，在层流区通过维持最大表面积的顺压梯度延迟转捩，而在湍流区通过改变表面几何形态或者在流体中添加大分子物质，减弱湍流强度，以上分析可为低阻力气动外形设计方法的建立和发展提供了参考。
[关键词] 流动减阻; 激波阻力; 等离子体; 零质量射流; 多孔压力腔; 涡流发生器; 涂层减阻
1 引 言
减阻一直是航空航天领域关注的焦点，定型、批产、装备的各类航空运输飞机、战斗机、高空飞艇以及导弹的外形，一般都是在当时技术能力下能达到的阻力最小外形，飞行器的更新换代都会尽量吸收减阻技术的新成果，对外形进行持续的优化改进。
2 减小激波阻力
2. 1 降低头部激波强度
传统的战略/战术导弹一般具有轴对称特征，优化子午面型线是减小激波阻力的主要途径。在跨超声速( Ma < 1. 5) 时，相同底部直径的条件下，冯卡门曲线阻力最小，在 Ma > 1. 5 时，3 /4 指数阻力最小; 在给定容积的条件下，Haack 曲线波阻最小; 抛物形有效容积率最高; 锥形曲线外露面积最小、压心最稳定[1]，如图 1 所示。在工程应用中，一般根据需求灵活选用，比如洲际弹道导弹( 如民兵 3) ，为了减小落点散布和气动加热，一般采用球锥形弹头，而中远程格斗导弹( 如 AIM-120) 追求低阻同时还考虑机动性、战斗部空间，一般选用综合性能最高的卡门曲线。
2. 2 降低跨声速激波强度
跨声速激波会导致的阻力大幅增加，被认为是 “声障”的主因，也是当前超声速战斗机推阻裕度最小的风险点，更是民机减阻关注的重点。早在19 世纪 80 年代，欧洲就发起了 EUROSHOCK 项目，如图 2 所示。
针对大型民机、运输机广泛采用的超临界翼型，提出了多种主被动减阻方案，综合理论、计算、风洞试验，证实了鼓包降低激波阻力的有效性，在突出高度在千分之一弦长尺度下 ( 0. 175% 、 0. 35% ) ，阻力降低可达到 20 % 以上，并给出了不同升力系数需求对应不同的最优鼓包高度[5]。
3 减小摩擦阻力
3. 1 增加层流区域
由于层流粘性系数一般比湍流粘性系数低一个量级以上，通过边界层控制扩大流动壁面的层流区域，是减小摩擦阻力的主要途径，由此形成了自然层流流动控制( NLF) 、全层流流动控制( LFC) 以及混合层流流动控制( HLFC) 三类概念。
3. 2 降低湍流强度
湍流理论的发展，尤其是对近壁湍流拟序结构认识的深入( 如图 4 所示) ，使得湍流减阻技术取得了进展，认为通过抑制涡迁移、猝发，减小湍流边界层外部无序流动的动量交换，尤其是抑制条带破碎的急速下冲，是减小摩擦阻力的有效途径。具体实现上主要有，属于被动控制的沟槽、开孔方法，属于主动控制的微电子机械系统( MEMS) 方法，以及在水流动中的大分子添加剂方法。
沟槽减阻法: 在固体壁面开挖横向或流向微小沟 槽，长度和间距约为10 + ～ 30 + ( 以壁面摩擦速度和粘性表征的尺度) ，一般可减小摩擦阻力 10% 左右[11]。德国最早在飞机上使用沟槽，节省燃料达 8% 。空客在 A320 试验机表面的 70% 贴上沟槽薄膜，节约油量 1% ～ 2%[12]。NASA 兰利中心开展了飞行实验，减阻约 6% 。运 7 开展风洞试验，阻力减小 5% ～ 8% 。赛艇中大量采用锯齿聚乙烯沟槽膜。这种方法的缺点是，沟槽容易被油污，尤其是被尘埃等杂质覆盖而失效，需要经常清洗。
壁面运动减阻法，通过壁面运动减小阻力，运动形式包含展向振动壁面、展向波动壁面、流向波动壁面。其中，展向振动出现最早。1992 年，由 Jung 在 DNS 模 拟 中 发 现，该方法的减阻可达到 40% 以上[13]，其效果也被后来大量的试验证实。其机理阐释一般从条带、流向涡以及雷诺应力结构[14]展开，但尚未形成统一结论。展向波动壁面、流向波动壁面提出较晚，减阻效果和平板展向振动相当，由于运动方式更容易实现，在工程实现上更加贴近实用。
电磁流流动控制: 通过小型基元电磁板组装 ( MEMS) ，形成任意方向的体积力。20 世纪 80 年代后，稀土永磁材料把磁场强度提高到几个特斯拉量级，使得体积力大小和流动的惯性力相当，开拓了流动控制领域应用前景。在减小湍流阻力方面，由于施加的电磁力仍较弱，静态减阻效果最大只有 10% 左右。同时加入类似展向振动、行波壁面动态力会大幅提升效果，减阻能达到 40% 以上，但效率较低，减阻节约的能量小于产生电磁力的能量[15]，近期研究显示，注入能量和节约能量的比值仍不到 1% 量级[16]。等离子控制可通过减小边界层厚度，大幅减小分离区从而实现减阻的目的。试验证实电磁力的体积力，可以消除翼型乃至圆柱绕流的尾涡[17，18]。
聚合物减阻始于实验中的偶然发现，1948 年 Toms 在聚甲基丙烯酸甲脂加入氯苯中，发现摩阻出现了显著的下降，这个独特的现象发表后，引起了广泛的关注，在 1978 年形成了国际专题会议，有 200 多篇论文发表。聚合物减阻机理长期存在分歧[19]，近年来 DNS 方法模拟结果证实，聚合物自身旋转会抑制湍流拟序结构生成，是减阻的主因。现今，其已经大量应用在石油开采、液体管道输运、船舶航行、消防和生物医学方面[20]。
4 抑制分离减阻
飞行器上大的流动分离会严重降低性能，带来失速、抖振、阻力突增( 可达 40% 以上) 、推力大幅下降等风险，尤其是在飞行包线的边界上。针对抑制分离流动需求，涡流发生器( Vortex Generator， VG) 概念出现最早，由 Bmynes 和 Tayler 于 1947 年提出，一般指垂直安装于壁面的小展弦比薄片，卷起纵向涡把高能量气流注入下游边界层，提高目标区域抗逆压力梯度能力，可以抑制甚至消除分离，具有设计简单、维护方便的特点，从而获得了广泛应用。以扩展使用边界为目标的应用有，民机短舱安装 VG 以增加失速攻角[21]，如图 5 所示; F /A-18 发动机扩压器安装 VG 以降低总压畸变; 大型船舶尾部安装 VG 实现了减振[22]。以优化性能为目标的应用有，A340 在襟翼前缘安装 MVG，使得着陆状态可用偏角增加 3°，升力增加 2. 2%[23]; 近期美国涡控制技术公司( VCT) ，研发了飞机上翘后机身侧鳍，最先应用在军用运输机 C-130、C-17 上，分别实现减阻 6% 和 1. 6% ，开拓了后续的民机市场，其应用于波音 737NG 获得 1% 节油效果，并获得了适航认证。
零质量射流，通常采用活塞或压电膜的往复吹/吸，在狭小孔口外形成涡环/对，相比于传统吹/吸控制，由于无需引入气源，具有结构简单、质量轻、成本低的特点。风洞试验中已经证实零质量射流可以使得圆柱绕流分离点推后，甚至完全消除分离区; 使得圆柱前驻点前移，形成涡对闭合包线从而起到减小钝度效果; 抑制翼型大攻角分离，大幅提高升阻比; 在不增加阻力甚至阻力小幅度减小的情况下，实现了对无人飞行器滚转俯仰力矩的控制; 控制了 F16 短舱尾迹脉动，减弱了对腹鳍的冲击[24]。
5 其他减阻方法
柔顺壁减阻法，1957 年 Karmer 最早开展了“人造海豚皮”实验，开启了柔顺壁减阻研究[25]。1984 年 Kulick 实验证实了柔顺壁能降低 17% 的摩阻和噪声。1992 年 Lucey 理论上证明了柔顺壁有延迟转捩作用。1997 年 Cooper 和 Carpanter 开展了对柔顺壁优化研究，表明了柔顺性达到一定程度能减弱第二类粘性不稳定。1997 年 Choi 发现了柔顺壁能使得粘性底层变厚。1999 年张庆利实验证实，柔顺壁主动控制能抑制转捩非线性阶段扰动发展[26]。柔顺壁减阻起源于仿生学的发现[27]，但其机理尚未完全明确，测量和试验难度比较大，工程上尚未见应用案例。
减小升致阻力法，广泛应用于亚声速民机，一般采用翼梢小翼，减小翼梢下表面高压流动向上表面的泄露。最早出现的为单翼梢小翼，在 1988 年应用于波音 747，减阻效果可达 3. 5% ，后来发展出了斜削式小翼、双羽式小翼以及最新的融合式小翼。波音 787 以及我国 C919 采用了融合式小翼，减阻效果可达 4% 以上。对于超声速/高超声速飞行器而言，乘波体的高升阻比特征也缘于侧缘和激波面贴合减小了升力的泄露，一些试验和计算结果显示，侧缘钝度导致的泄露是其实际难以达到理论值的原因之一。
微流量吹吸法，主要应用于机翼的环量控制。 1930 年，Coanda 发现了射流的顺壁面特性，是环量控制的开端，一般采用壁面切向喷射[28]。增升装置设计中，选择前缘缝翼和尾缘襟翼缝道参数时，会利用 Coanda 效应抑制分离的作用。2004 年 Zha G G 数值模拟结果显示，协同射流可以将翼型阻力系数下降到 0 以下[29]。2015 年宋文萍等研究表明，离散协同射流相比连续型增升减阻更为有效[30]，但协同射流在工程上尚未见应用实例。
空化气泡减阻法，是船舶和水下武器减少摩擦阻力的重要途径。气体的动力粘性系数比水要低一个量级以上，在相同速度梯度下摩擦系数下降一个量级，在水下壁面产生气膜或微气泡，理论上能大幅度降低摩擦阻力效果。据称，超空泡技术能实现减阻 90% 以上，可突破水下武器 40 m / s 限制，达到 100 m / s 以上。工程上，俄罗斯的“暴风雪”鱼雷为典型水下超空泡武器，美国正在研发 1. 852 km / h 的高速潜艇的核心技术也是超空泡技术。
涂层减阻法，多用于管道输运中，对于气体流动，1957 年美国天燃气协会研究了 38 种涂层，得出环氧树脂为当时最适合的天燃气管道涂料。1975 年美国管道设计工程实践委员会( ACSE) ，在工作报告中明确指出可以采用内壁涂层节约动力投资。阿尔及利亚-意大利穿越地中海管道，非洲马格利到欧洲输气管道都采用了涂层，这些涂层粗糙度一般为微米级别。对于液体流动，1950 年人们就发现了涂层减小管道阻力可达 10% 以上，美国石油学会 API 规范推荐了当时最优的聚阶胺固化环氮涂料。后续随着涂层减阻机理研究和涂料研制不断深入，认为减阻效果主要由材料的疏水特性决定[31]。材料疏水特性来源于两个方面，一是低表面能，聚合物含氟量超过 5% 后，水接触角可大于 110°，但难以超过 120°; 另一方面受荷叶微纳米双凸结构启发 ( 如图 6 所示) ，工艺上实现了接触角 170°涂层[32]。
2006 年 Choi C 等实验表明，超疏水表面流动有 20 μm 滑移，理论减阻可达 66% 以上[33]。2012 年张维珏实验显示，聚偏二氟乙烯加入适量氧化硅粒子，形成纳米微粗糙结构，减 阻 可 达 57% 以上[34]。但纳米涂层工艺尚不成熟，大量输油管道的涂层目前仍然为微米级别。
6 结 论
调研了当前主要减阻措施，通过分析可以看出:
( 1) 在减小激波阻力方面，战术导弹与战略导弹弹头及跨声速翼型做了较多研究工作，基本思想是通过激波针或逆向喷流等措施将强激波变成弱激波系; 或者优化压力分布，使总压差阻力最小。
( 2) 在减小摩擦阻力方面，亚声速民机做了较多研究，基本思想是维持最大表面积的顺压梯度，延迟转捩。
( 3) 对于湍流，为了减小湍流阻力，一般通过改变表面几何形态或者在流体中添加大分子物质，减弱湍流强度，从而达到减阻目的。
( 4) 等离子体、零质量射流、吹吸气、鼓包、多孔压力腔、涡流发生器、涂层等主被动流动控制技术一般用于抑制分离、延迟转捩或者降低激波强度。
目前减阻研究不够全面系统，一些措施多集中在低速域，讨论的速域范围较为狭窄。此外，目前减阻技术研究在机理方面较为深入，但在应用上的探讨较薄弱，多停留在实验室阶段，较少涉及其可靠性、经济性、以及环境适应性的评价，这也是后续应重点研究的方向之一。
[参 考 文 献]
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