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，调研了当前主要减阻措施及其应用效果。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，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： 减阻; 激波阻力; 摩擦阻力; 等离子体; 零质量射流; 吹吸气; 鼓包; 多孔压力腔; 涡流发生器; 涂层减阻;
Abstract： For the excessive drag problem which usually enlarges the design difficulty and cost of use, the flow mechanism effectiveness of drag reduction techniques has been investigated and analyzed, as well as its current effectiveness. The result shows that, the active and passive flow control techniques access the shock drag reduction though wakening the an strong shock to multi-wake shocks or reconstructing the an optimal pressure distribution, and access the fraction drag reduction by enlarging of the laminar region by favorable pressure gradient on laminar flow region and decreasing the strength of turbulence by changing the solid wall micro scale construction or adding large scale molecule to boundary. The flow mechanism can provide references for low drag aerodynamic design method construction.
Keyword： drag reduction; shock wave drag; friction drag; plasma; zero-mass flux jet; push-pull airflow; bump; poros pressure chamber; vortex generator; coating drag reduction;
1、 引 言
减阻一直是航空航天领域关注的焦点，定型、批产、运营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，一般都是当时技术能力下能达到阻力最小外形，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。
在航空民机市场激烈的竞争中，减小阻力是亚声速客机增加经济性保持优势的重要途径，长期研发民航客机的Boeing公司认为，0.5%的阻力减小带来的运营收益，足以支撑对外形改动的决策。世界各国在研发民用客机时，在追求减阻方面力求达到极致。“未出发就到达”的“协和号”超声速飞机，因为节约时间的优势，一度占领了跨越大西洋的高端市场，但由于阻力大，燃油消耗是亚声速飞机3倍以上，高额的运营成本使得其无法度过一次飞行事故造成的乘客低迷期。阻力过高还会导致推阻矛盾突出，导致飞行器研发技术难度大幅增加，如美国SR-71高速飞机，飞完任务剖面规定的航程需要大量的燃油，为了增加邮箱容量不得不采用对结构工艺要求极高的地面漏油方案，为了节省燃油不允许在进气量调节和航向控制方面有一点偏差。对于再入/机动类弹道导弹和常规导弹，高阻力降低了弹头的机动能力，导致其弹道参数容易被探测捕捉，大幅度增加了被拦截的风险，制约了其突防能力。
基于减小阻力对于飞行器重要性，建立全面系统的低阻力气动外形设计方法具有基础意义，而调研分析主要减阻措施机理以及其应用效果具有重要参考意义。
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）条件下，相同底部直径条件下，冯卡门曲线阻力最小，在Ma>1.5时（图 1），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]。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。
图 1 子午型线旋成体头部的阻力（Ma=7 H=30km）
对于钝头部外形，减阻杆可以把正激波变为几道斜激波，被认为减小头部激波阻力的有效装置。减阻杆长细比一般大于10，长度和马赫数相关，一般为弹体直径1~2倍，可实现20%以上的减阻效果。减阻杆在超声导弹上代表性的应用为美国海基核力量的核心“三叉戟”。
等离子体逆向喷流和减阻杆减阻机理类似，减阻效果要好于减阻杆，能达到30%以上，同时避免了激波杆的烧蚀问题[2]。等离子逆向喷流可能带来流场的振荡，适用的攻角范围较小，还可能侵蚀飞行器表面和发动机进气道，给结构和热防护带来风险[3]。作为头部能量沉积方法一种，激光等离子体对整体流场干扰小，试验室减阻效果甚至能达到70%以上，对激光发射器的功率要求比较高，一般阻力减小10%以上时，需要激光输入能量达到推进能量0.1%以上[4]。千瓦级别小型激光器的性能提升，使激光等离子减阻发展前景广阔。
2.2、 降低跨声速激波强度
图 2 EUROSHOCK减小跨声速激波阻力示意图
跨声速激波会导致的阻力大幅增加，被认为是航空史上“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 Project（图 2）项目，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]。
近10年来，我国在大型民机研发过程中，也对鼓包减阻开展了深入的研究，提出了鼓包激波减阻的两种原理，包括λ形激波“强干扰”以及等熵压缩“弱干扰”，给出了两种类型的鼓包的设计原则以及可行参数范围，实现了理论上20%以上的减阻效果[6]
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，被视为减小摩擦阻力主要途径，主要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。
自然层流流动控制指，通过气动外形最大厚度位置后移，在前缘保持顺压梯度，以最大限度的保持层流区。自然层流技术发展较为成熟，主要体现在层流翼型设计中，如NACA 6系列和NLF系列，仅UIUC翼型数据库中分别有49以及10种之多。NLF系列诞生于19世纪70年代，NLF系列相比于NACA系列，融合了超临界翼型和高升力翼型特征，采用了更大的后加载以及更大弯度，气动性能更加优良。
由于转捩雷诺数以及转捩机制约束，自然层流控制适合应用在低速小型飞机上，具有代表性的为“本田”公务机，其尺寸和速度、平直机翼以及翼上发动机布局都体现这一设计理念[7]，在起飞重量4吨的情况下，最大航程可以达到2000km以上。
图 3 Boeing757层流翼套
全层流流动控制指，利用表面吸气保持层流，理论效果明显，但需要的吸气能量大，会遇到机翼翼盒综合设计困难。混合层流流动控制综合了NLF和LFC的思路，只在翼前缘区域保持吸气，通过恰当的压力分布维持层流区，大幅降低了翼盒设计复杂型。在石油危机的70年代，美国和欧盟分别开展了NASA ACEE、ELFI项目，其中层流控制技术绝大部分在研究混合层流流动控制。混合流动控制已经在Beoing757上开展了大量的飞行试验，建立了HLFC数据库，验证了真实性和可靠型，验证了防冰、防昆虫实用性[8]。
近年来，转捩理论发现了横流转捩机理，出现了粗糙单元（Discrete Roughness Element）减阻思路：在边界层内布置合适的高度和间距的凸起阵列，形成稳定的谐波抑制其它频段不稳定波增长，从而延迟转捩实现减小摩擦阻力目的。2014年NASA飞行试验显示，粗糙单元在亚声速与可使层流区增加100%以上[9]。2012年Chan Yong Schuele等的风洞试验显示，超声速工况下（Ma3.5）粗糙单元可使层流区增加35%以上[10]。
3.2、 降低湍流强度
湍流理论的发展，尤其是对应近壁湍流拟序结构的认识深入（图 4），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MEMS（微电子机械系统）方法，以及在水流动中的大分子添加剂方法。
图 4 湍流边界层中的逆序结构
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。
展向振动法，周期震动的电磁力。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，由Jung在1992年在DNS模拟中发现，其减阻可达到40%以上[13]，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，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。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。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升电磁力的能量[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小的目的。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[18]。
聚合物减阻始与实验中的偶然发现，1948 Toms在聚甲基丙烯酸甲脂加入氯苯中，发现摩阻出现了显着的下降，这个独特的现象发表后，引起了广泛的关注，在1978形成了国际专题会议，有论文200多篇发表。聚合物减阻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。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
飞行器上的大的流动分离会带严重降低性能，带来失速、抖振、阻力突增（可达40%以上）、推力大幅下降等风险，往往是飞行包线的边界。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、维护方便特点，获得了广泛应用。其中以扩展使用边界为目标的应用有，麦道DC-10短舱安装VG以增加失速攻角[21]；F/A-18发动机扩压器安装VG以降低总压畸变；我国某大型船舶尾部安装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，实现减阻6%和1.6%，后续开拓了民机市场，应用于Boeing737NG获得1%节油效果，并获得了试航认证。
图 5 短舱上的涡流发生器(3.5cm)
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，具有简单、重量轻、成本低特点。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，大幅提高升力降低阻力；在不增加阻力甚至阻力微小减小的情况下，实现了对UAV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、其它减阻方法
柔顺壁减阻，1957年Karmer最早开展 “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摩阻和噪声17%。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。张庆利1999年实验证实，柔顺壁主动控制能抑制转捩非线性阶段扰动发展[26]。柔顺壁的减阻的机理尚未完全明确，也是仿生减阻的重要因素[27]，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，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。Boeing787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/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实际难以达到理论值的原因之一。
微流量吹吸，主要应用于机翼的环量控制。1930年代，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可下降到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]。协同射流工程上尚未见应用实例。
空化气泡减阻，是船舶和水下武器减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40m/s限制，达到100m/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100海里/小时的高速潜艇的核心技术也是超空泡技术。
图 6 荷叶表面微纳双突结构
涂层减阻，多用于管道输运中，对于气体流动，1957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μm级别。对于液体流动，1950年代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。后续涂层减阻机理研究和涂料研制不断深入，主要认为减阻效果由材料的疏水特性决定[31]。材料疏水特性来源两个方面，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（图 6），工艺上实现了接触角170°涂层[32]。
2006年Chang-Hwan-Choi等实验表明，超疏水表面流动有20μm滑移，理论减阻可达66%以上[33]。2012年张维珏实验显示[34]，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。纳米涂层工艺尚不成熟，大量输油管道的涂层仍然为μm级别的。
6、 结束语
调研分析了当前主要减阻措施，结果显示：
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。建议后续研究多向这方面侧重。
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