《Beni-Suef University Journal of Basic and Applied Sciences》：An overview of blowing and suction perforations for boundary layer control on airfoils
边界层分离（Boundary Layer Separation）仍是气动设计中的核心挑战之一，对翼型及相关系统的升力（Lift）、阻力（Drag）和失速（Stall）特性产生显著影响。基于吹吸式穿孔表面的边界层控制（Boundary Layer Control, BLC）技术因其延迟分离和增强气动效率的能力而日益受到关注。然而，现有研究在主动与被动控制策略之间呈现碎片化状态，对其性能特征的全面综合仍显不足。本综述编译并分析了关于BLC的同行评审研究成果，重点关注通过穿孔翼型表面进行吹吸作用的气动效应。收集的文献被划分为主动和被动控制策略，涵盖稳态射流和合成射流（Synthetic Jet）激励，以及多孔构型。关键设计参数如射流数量、位置、 orientation、速度比（Velocity Ratio, VR）和孔口几何形状被逐一考察，以评估其对抑制流动分离、调制尾流（Wake Modulation）、减缓动态失速（Dynamic Stall Mitigation）以及提升升阻比（Lift-to-Drag Ratio）的影响。综述比较了实验与计算结果，揭示了射流构型性能、雷诺数（Reynolds Number, Re）敏感性和非定常流动响应方面的一致趋势。主动控制方法，特别是稳态射流和合成射流，提供了高度可调且高效的气动性能改进手段；而被动方法如穿孔或多孔表面则在低能量或几何受限应用中具有优势，尽管其控制权限（Control Authority）较低。
被综述的研究表明，在特定流动条件下，通过穿孔表面进行吹吸作用能够显著改善边界层行为。主动技术，特别是稳态射流和合成射流，展现出高控制权限和适应性，而被动方法则提供了能效更优但效果更有限的替代方案。然而，其性能强烈依赖于射流构型、位置和动量输入等设计参数。因此，需要进一步研究以优化这些系统在变化气动条件下的性能。
1 引言
边界层在气动性能中扮演着关键作用，尤其在翼型应用中。在逆压梯度（Adverse Pressure Gradient）作用下，边界层可能从表面分离，导致阻力增加、升力降低、控制权限丧失，以及在非定常条件下产生动态失速。因此，控制边界层已成为下一代航空器、风力涡轮机和旋翼机气动表面设计的核心目标。边界层控制技术大致分为主动和被动策略。被动控制方法无需外部能量输入，依赖几何修改或材料特性（如多孔介质、涡流发生器（Vortex Generator）和表面织构化）来影响流动行为。相比之下，主动控制涉及使用外部能量源，如稳态射流、合成射流或作动器，向边界层注入或移除动量。
在主动方法中，通过穿孔表面进行吹吸作用因其延迟分离、增加升力和抑制失速的能力而获得了大量关注。这些方法能够以相对较低的能耗精确控制边界层动量和涡量（Vorticity）动力学。研究表明，通过穿孔区域进行的稳态分布式激励显著改善了高迎角（Angle of Attack, AoA）条件下的升力特性。大涡模拟（Large Eddy Simulation, LES）揭示，吸力面上的均匀吹吸作用改善了压力分布并延迟了流动分离。合成射流或零净质量通量（Zero-Net-Mass-Flux, ZNMF）作动器因其无需净质量添加即可控制分离的能力而成为一种有前景的替代方案。实验研究表明，切向合成射流在最佳激励条件下实现了分离泡（Separation Bubble）长度90%的缩减。计算研究进一步探讨了控制效果对激励频率的敏感性，并显示了有利于再附的涡动力学。
在被动方面，将整翼型作为多孔表面处理的研究考察了湍流来流下的尾流调制，报告了近尾流区域混合的增强。研究利用穿孔板影响激波-边界层相互作用（Shock-Boundary-Layer Interaction），实现了激波强度和流动分离的降低。尽管被动系统提供能效和设计简洁性，但通常缺乏实时适应性和精确控制权限。文献中一个重要的分支关注混合或组合方法，将被动几何与主动激励融合以实现协同效应。数值比较了吸力槽和表面凸起，得出组合方法带来更优的失速延迟和压力恢复。沿翼型弦向的分布式吹吸在适度雷诺数下增强了升力和流动稳定性。尽管取得了这些进展，动态失速控制仍是一个相对未被充分探索的领域，特别是翼型穿孔对动态失速行为的影响被识别为研究空白，这主要源于动态振荡翼型实验研究的高成本和复杂性。研究表明，稳态吹气延迟了振荡运动VR-7翼型上的动态失速起始并削弱了涡强度。实时反馈调节射流强度在迟滞（Hysteresis）行为和气动阻尼方面取得了显著改善。这些研究凸显了开发能够响应非定常气动环境的适应性、高能效BLC系统的必要性。
2 基于穿孔的边界层控制方法学
表面穿孔的使用——无论是与主动射流激励集成还是作为被动多孔构型的一部分——已成为BLC的有力工具。这些方法利用局部动量的注入或移除来操纵近壁流场，从而影响翼型上的分离、转捩（Transition）和失速现象。近年来，计算和实验研究探索了穿孔表面的多种实现方式，从分布式稳态吹吸端口到高频合成射流和被动多孔介质。
2.1 主动射流式穿孔系统
主动控制方法使用外部能量输入驱动气流通过表面孔口。一种广泛研究的方法涉及通过翼型表面规则分布的穿孔进行稳态吹吸。实验装置中，多排微孔在吸力面和压力面提供稳态空气射流，在高迎角条件下实现了显著的升力增强和失速抑制。数值模拟显示，吸力面上的均匀吸力改善了压力分布并延迟了流动脱离。大多数被综述文献支持主动技术在现代气动控制中的主导地位。
主动控制的另一类别包括合成射流，其通过压电或电磁作动器产生通过穿孔的振荡流动。这些射流提供零净质量通量激励，在边界层再附方面展现出巨大潜力。研究表明，NACA0015翼型上的切向合成射流在最佳频率和幅值下将分离泡长度减少超过90%。这进一步证明了合成射流效果的频率依赖性，在特定激励频率下观察到清晰的涡配对和再附现象。
射流速度比（VR）、射流数量、间距和倾角等设计参数对控制效果起关键作用。多项研究进行了参数评估，以确定延迟分离而不引起过度扰动或非定常性的最佳VR值。
主动射流式穿孔系统代表了一种高权限边界层控制方法，其中动量被引入，且在许多构型中，低能流体通过局部表面穿孔同时被移除——通常以实现为展向槽（Spanwise Slot）而非分布式多孔皮层。在被提取的文献中，该方法主要出现在协同射流（Co-Flow Jet, CFJ）和改进的吹吸架构中，喷射通常布置在近前缘区域，而抽吸位于近尾缘或分离区域，以重新激发近壁流动、延迟分离并维持流动附着。这一概念在多项研究中均有明确描述。
被综述的主动穿孔边界层控制系统可根据穿孔的驱动方式和翼型表面的质量传递管理分为几个密切相关的子类型。最主要的子类型是协同射流（CFJ）系统，其中一个穿孔槽在近前缘注入高动量流动，另一个在近尾缘以循环零净质量通量方式移除低能流动。第二子类型是改进的吹吸构型，其中穿孔同样布置为注入和抽吸槽，但作为旨在提高实际气动效率和分离抑制的工程改进。第三子类型是仅注入的穿孔系统，其中主动贡献来自单一注入开口，而补充的控制权限由被动涡流发生器而非抽吸槽提供。文献还指出了相同方法的专业扩展，包括等离子体辅助协同射流概念和几何修改的管道槽布置，其中穿孔表面仍保持离散和局部化，但驱动机制或内部流动路径被改变以改善动量传递或减少系统损失。尽管存在这些差异，所有子类型共享相同的方法论基础：它们使用工程化穿孔作为受控动量添加的主动界面，并在许多情况下协调动量移除，以比被动装置更强烈地操纵近壁流动。
2.2 被动穿孔表面
相比之下，被动方法涉及无需外部能量输入的静态穿孔或多孔几何，通过表面压力均衡和局部流动交换来抑制不稳定性或重新分布剪切。研究将整个翼型作为具有均匀孔隙率的多孔表面处理，观察到湍流混合增加和尾流分散增强，尽管伴随适度的阻力代价。利用穿孔板影响激波-边界层相互作用，报告了激波强度和逆压梯度效应的降低。
被动穿孔的有效性很大程度上取决于孔径大小、分布模式、表面位置和雷诺数等因素。尽管被动技术缺乏适应性，但它们在需要最小功耗的应用中具有优势，如小型无人机（UAV）或固定几何涡轮叶片。被动技术在被提取的文献集中仅边缘出现，明显少于作为边界层控制方法论的主动射流式槽系统。从方法论上讲，被动穿孔表面依赖几何渗透性、分布式抽吸或自然诱导的近壁混合而不需外部能量输入；但 reviewed evidence 显示，大多数被提取研究并未将翼型或物体建模为多孔介质。
2.3 射流方向——吹气与抽吸
边界层控制研究中射流行为的表征通常分为三类：仅吹气、仅抽吸，或两者结合，选择取决于气动目标和驱动方式。被综述文献的相当一部分采用仅吹气技术，其中空气被主动注入边界层以重新激发低动量流体并延迟分离。其他研究分别或同时探索吹气和抽吸构型以评估其相对性能，比较均匀吹气、均匀抽吸和组合操作以确定最佳流动控制策略。合成射流通过周期性抽吸和吹气阶段运行，提供零净质量通量控制机制，有效注入动量而不连续添加质量。
这些射流在每个周期中交替进行抽吸和吹气阶段，因其能效和控制精度而特别受重视。被动机制展示了通过穿孔或多孔表面的压力驱动双向流动，导致自然的抽吸和吹气而无主动激励，允许流动在吸力面和压力面之间被动循环，根据局部压力梯度模拟抽吸和吹气效果。总体而言，虽然仅吹气构型在简单性和性能方面占主导，但组合和合成系统的日益增加使用表明了一种朝向更通用和自适应BLC解决方案的趋势。
射流方向在被提取研究中作为穿孔边界层控制的核心方法论变量出现，文献显示组合吹吸系统明显优于纯单向激励。在经典协同射流架构中，吹气通常通过近前缘区域的穿孔注入槽引入，而抽吸通过第二槽应用于近尾缘或尾流区域，使得动量被添加到发展中的边界层，同时低能流体从逆压梯度区被移除；这种双向方法论在多项研究中被明确描述。相比之下，较小的文献子集依赖吹气主导或仅吹气控制，其中抽吸缺席，控制策略主要依赖通过添加动量来激发近壁流动。一个独特的振荡变体由合成射流槽代表，其在吹气和抽吸阶段之间交替而非同时稳态施加两者。总体而言，被提取文献表明，虽然仅吹气可以改善选定构型中的附着，但最成熟的穿孔方法论仍然是耦合的吹吸布置，因为它结合了动量添加与低能流体的受控移除，从而提供比单向激励更强的分离、失速延迟和尾流发展控制权限。
2.4 用于边界层控制的合成射流
合成射流，又称零净质量通量（ZNMF）作动器，是一种越来越广泛采用的边界层操纵主动流动控制高级形式。与稳态吹吸不同，合成射流通过振荡机制（如膜片、压电膜或活塞）周期性吸入和排出空气通过单一孔口，从而在不引入净质量通量的情况下向边界层传递动量。这使它们紧凑、能效高，非常适合作重量、系统复杂性或维护成为关注问题的应用。
在翼型流动控制背景下，合成射流提供两个主要优势：（1）它们能以最小流动扰动激发边界层；（2）其操作频率可调谐以与剪切层或分离泡中的自然不稳定性共振。在 reviewed literature 中，多项研究因其对不同翼型构型和流动条件下合成射流的系统评估而突出。这些在大量气动研究中明确使用，有效抑制了边界层分离并改善了气动性能。合成射流也在多项研究中被作为主要焦点，强调了它们在对质量添加和能耗敏感应用中的优势。相反，大量研究采用了以净质量添加为特征的传统射流，通过稳态或脉冲方式将空气注入边界层。总之，虽然合成射流提供先进能力和更高效率，但传统稳态和脉冲射流因其简单性、可靠性和已证实的有效性而在多种气动环境中继续占主导地位。
2.5 使用多孔介质的边界层控制
将翼型表面作为多孔介质处理的气动边界层控制研究仍然相对少见，大多数研究选择离散槽或射流构型。在被综述研究中，有限数量明确将翼型或其部分作为多孔介质处理。研究将翼型作为多孔结构进行研究，利用嵌入六边形外骨架的三聚氰胺泡沫；另一研究明确将翼型的前缘视为具有可更换含圆孔插入件的多孔区域。还有研究将多孔区域直接建模为多孔介质，采用类似于多孔边界控制表面的压力驱动被动控制。
其他研究采用了类似多孔结构处理的穿孔表面，在数值模拟中使用渗透模型来近似其被动气动效应。类似地，研究隐含地将叶片处理为穿孔，允许空气渗透类似于多孔表面，尽管未完全应用显式多孔建模。相比之下，大多数被综述研究并未将翼型建模为多孔介质，而是采用特定弦向位置的离散、受控槽或射流。因此，虽然多孔介质建模代表了一种提供简化流动控制益处的独特被动方法，但大多数气动边界层控制研究仍偏好离散射流和槽，因其精确控制和在目标气动增强中的已证有效性。
3 穿孔设计参数与实施特性
虽然边界层控制方法论（主动或被动）的选择决定了总体方法，但流动控制的效果 critically 受系统设计细节的影响。关键几何和操作参数如射流倾角、穿孔间距、孔口直径、沿弦向位置和射流速度比在决定边界层对激励的响应方式中起核心作用。这些设计特征影响涡结构的形成、射流穿透边界层的方式以及与周围流场的相互作用。本节综合被综述研究的发现，重点说明这些设计参数的变化如何影响气动性能，将设计选择在稳态和合成射流系统以及被动多孔构型中进行分类，强调文献中报告的趋势、最佳实践和常见问题。
3.1 边界层控制研究中使用的射流数量
边界层控制中使用的射流数量和构型对气动性能有重要意义，促使研究人员探索多种设置。多项研究明确评估了多种射流构型或布置以全面评估其气动效能。涉及穿孔表面或多孔构型的研究广泛变化射流数量，测试了从8×10到19×24孔阵列的多种穿孔板模型，或采用从2到9行和5-29列变化的阵列。其他研究探索分布式吹吸但未量化确切射流数量；而是变化定义表面上的吹气比或流动强度。一些研究明确测试了精确弦向位置的单槽构型，变化操作参数而非射流数量。
射流数量直接影响的范围、能量分布和操纵大尺度流动结构的能力。被综述研究的分析显示射流数量和阵列构型的显著变化，反映了实验目标、翼型几何和可用驱动机制。最值得注意的是，采用稳态吹气或合成射流的研究倾向于离散槽构型或单排线性阵列，而被动或多孔实现通常具有密集分布的微穿孔。大量研究使用少量射流，通常1到6个，常放置在前缘或沿吸力面附近。另一方面，零净质量通量或合成射流系统常使用紧凑高频作动器，如多达16个作动器，以同步周期性吹吸实现增强的动态响应。综述还强调许多研究未明确指定射流数量，这在跨实验基准性能时引入歧义。
3.2 孔口尺寸和长宽比
射流孔口的几何、尺寸和形状显著影响其气动有效性，促使研究人员在边界层控制研究中探索多种构型。众多研究明确评估了圆形射流形状，变化直径以全面理解其影响。孔径范围从0.5 mm到12 mm。矩形或线性槽型射流构型也被广泛研究，在高度、宽度和间距方面变化显著。槽宽从0.09 mm或弦长的4%被明确建模。合成射流研究通常采用窄喉宽度的矩形槽，通常约1.1 mm或约弦向尺寸的0.1%到2%。某些研究探索了更独特的几何构型，包括六边形多孔结构、涡流单元与圆形槽，或圆形和矩形混合构型。文献展示了从精确尺寸圆形射流和槽到更复杂多孔或混合几何的广泛探索和大量变化，突出了基于射流的边界层控制方法论在优化气动性能方面的适应性。
3.3 边界层控制射流在翼型上的位置变化
射流或槽在翼型表面的精确定位对其气动有效性至关重要，促使在大量边界层控制研究中进行广泛变化和优化。射流放置通常针对易于发生边界层分离或逆压梯度的区域。许多研究将射流具体定位在激波附着点或分离区域下方。研究将穿孔段置于弦长62.3%至77.5%的吸力面和压力面上。其他研究明确在近特定弦向位置定义射流槽，横跨弦向的大范围区域。合成射流研究中，研究人员精心选择近自然分离点的槽位置以优化利用射流诱导的动量交换。其他研究测试了沿翼型上表面系统分布的多槽。涡轮叶片或圆柱构型研究更全局地定位射流，在叶片或圆柱表面均匀分布多处。精确位置变化是穿孔边界层控制中最有影响力的设计参数之一，因为动量添加或移除的有效性强烈取决于开口是否定位在自然分离点上游、逆压梯度区内或翼型后部的尾流主导区域。被提取文献显示，主导的协同射流方法论将注入置于前缘附近，抽吸置于更下游，最常见于尾缘区域。
3.4 射流倾角
射流相对于翼型表面或来流的注入角度或射流与垂直于主流参考平面之间的角度，是边界层控制系统中的关键设计参数，直接影响动量传递和流动再附效果。大多数研究采用壁面法向（90°）或切向（0°）射流方向，而其他研究实验了一系列倾角（俯仰角）和偏航角以优化控制效果。纯法向射流被用于直接向边界层传递动量的研究。相反，一些研究采用切向方向以最小化射流诱导扰动并鼓励沿流线的边界层激发。其他研究明确测试了一系列射流倾角以分析其对升力、阻力或流动分离的影响，揭示了切向或浅倾角下的最佳气动性能。综合射流角度分析也在多项研究中出现，评估了俯仰角和偏航角的组合。虽然切向和法向射流因其简单性和已证实的有效性而在文献中占主导，但对优化射流俯仰和偏航角的关注日益增加，以针对特定气动目标定制边界层响应。
详细检查表明，射流倾角最常作为切向（co-flow）构型实现，而非作为系统变化的参数。在大多数协同射流和吹吸系统中，射流被有意地与翼型表面或局部来流方向平行对齐，以增强边界层动量而不引入过度扰动。这一趋势在多项基础和应用研究中一致报告，甚至几何描述确认槽方向设计为实现切向排放的情况下亦然。这种强烈 ??????共识表明，切向射流注入不仅是设计选择，而是使用穿孔或槽系统的有效边界层控制的基本要求。相比之下，仅有限数量的研究探索或报告非零射流倾角或参数变化，这些研究揭示了最佳性能发生在很小倾角处，再次强化了近切向注入的主导地位。
3.5 射流流速
射流速度在确定边界层控制机制的动量交换效果方面起关键作用。在被动系统中，射流速度不直接控制或测量，而是由压力梯度自然产生。在主动控制系统中，报告了广泛的射流速度或动量系数。研究通过流量系数控制抽吸和吹气，而合成射流构型通过射流频率、幅值和相位实现变化。峰值射流速度通常达到最大来流速度的20%，变化通过射流频率、幅值和相位实现。主动研究通常微调速度比或动量系数以优化气动控制，而被动设置依赖固有流动结构在不定义速度剖面的情况下产生动量交换。
射流速度比和动量系数是影响边界层控制技术效果的最有影响力的参数之一。被综述研究的分析揭示了速度比的广泛频谱，从低至0.01倍来流速度到超过12倍来流速度，反映了不同的控制目标、流动状态和执行机制。大多数研究采用0.1-1.0范围的适度速度比，足以延迟分离和改善升力而不需过度能量输入。一些研究人员选择非常高的射流速度以增强强分离或湍流中的控制权限。然而，如此高的射流速度增加能量需求，如果调节不当可能引入不希望的扰动。动量系数也在文献中 substantially 变化，研究表明气动效益随动量系数增加至饱和点，超过该点额外能量输入产生递减回报。总体而言，reviewed data 确认最佳射流性能发生在仔细调谐的速度比和动量系数处，通常速度比范围为0.5-3，动量系数约为0.001-0.01，取决于流动状态和翼型构型。
3.6 主流速度和雷诺数
边界层控制技术的有效性高度依赖于来流速度和雷诺数，它们影响流动的性质和分离程度。文献中涵盖了广泛的来流速度和雷诺数范围。高速案例如达到马赫数0.62的208 m/s，而另一研究在马赫数1.3下测试。其他研究主导文献，典型流速范围从10 m/s到52 m/s，雷诺数约从0.5×10
6到7×10
5。合成射流研究基于32.64 m/s的来流速度和1 m的弦长报告了2.19×10
6的雷诺数。较低雷诺数研究在雷诺数范围1000到1540之间操作，关注精细尺度流动物理。实验研究中的多孔翼型或穿孔叶片使用从3 m/s到42.2 m/s的流速，产生10
5到6.55×10
5的雷诺数。总体而言，文献展示了从低雷诺数微速研究到高雷诺数翼型模拟的全面雷诺数覆盖范围。
被综述研究涵盖了从低速转捩流动到高雷诺数湍流条件的广泛流动范围，反映了边界层控制中使用穿孔的多种应用。大多数实验和数值调查聚焦于中到高雷诺数（10
4-10
6），代表实际气动场景。合成射流研究一般利用特征为窄喉宽度的矩形槽。某些研究系统变化孔口大小，证明较大直径产生更强但能耗更高的射流，而较小孔口以更低能量成本实现更精细控制。总体而言，数据表明孔口尺寸和形状必须与流动状态和控制目标匹配，亚毫米射流对层流稳定有效，而较大槽更适合高升力或延迟分离应用。
3.7 边界层控制研究中使用的翼型类型
翼型几何的选择在边界层控制研究中起关键作用，影响基线流动特性、失速行为和不同技术的适用性。文献中最常用的翼型是NACA0012，这一对称翼型因其良好的文档化流动行为和实验计算研究相关性而受青睐。弯翼型如NACA4412和NACA23012被用于检验失速敏感和高升力行为下的主动控制。NACA0018翼型出现在风力涡轮机导向研究中。其他工作考察了独特构型如SD7003、LA203A，或CFJ0025-131-196等协同射流研究。几项研究聚焦于定制厚翼型，常为分离控制和升力体效应设计。涡轮叶片研究中，Pak-B翼型是低压涡轮评估的重复剖面。一些作品不涉及传统翼型，而是依赖平板或圆柱。总体而言，这种多样性反映了边界层控制技术从对称到高弯度的各类翼型，以及平板和新构型的广泛应用适用性。
翼型类型选择是穿孔边界层控制研究中的决定性实施特性，因为射流注入、抽吸或混合穿孔系统的响应强烈依赖于气动剖面的基线压力分布、厚度、弯度和操作包线。被提取研究显示NACA翼型主导该领域，尽管被评述数据集还包括超临界翼型、风力涡轮机剖面、旋翼机剖面甚至非翼型钝体。这种多样性表明穿孔控制不限于低速学术测试案例，而是已扩展至跨音速翼、直升机叶片和风能应用。因此，被提取数据集表明虽然NACA系列仍是穿孔控制研究的主导实验和数值平台，但该方法论已在更广泛翼型谱系上实施，反映了其对不同气动任务和性能目标的适应性。
3.8 边界层控制中测试的翼型迎角
迎角是翼型气动中的基本参数，显著影响边界层行为、失速起始和控制效果。在被reviewed文献中，迎角因各研究目标而异。几项研究采用固定零或近零迎角，尤其在被动控制或平板实验中。相反，旨在调查失速行为或高升力条件下控制的研究测试了广泛的迎角范围。合成射流和后失速研究考察了从10°到22°的迎角，聚焦于流动再附和控制效率在失速及超越失速状态。一些动态失速控制研究模拟了迎角的正弦变化。总体而言，文献展示了从静态0°到动态失速条件的丰富迎角变化，反映了气动控制目标和流动状态的多样性。
迎角的应用显著影响流动分离行为和射流或多孔激励策略的效果。在43项被综述研究中，研究了从静态0°到动态振荡达±90°的广泛迎角值，反映学术和应用驱动目标。研究通常采用零迎角或平板模型以隔离名义压力梯度下的边界层行为。其他研究探索从零度到超过26°的迎角范围，直接评估渐进失速条件下的流动控制效果。几动态研究引入振荡迎角剖面以评估非定常分离控制，这对旋翼机和机动飞行器尤其相关。总体而言，大多数控制策略在8°到20°的中等迎角下评估，此时流动分离迫在眉睫，边界层控制性能最为关键。这一范围的一致目标表明对失速延迟和升力增强的实际关注，尤其对于翼型升力增强和涡轮叶片效率应用。
4 测量方法与总结结果
评估使用穿孔的边界层控制效果需要精心结构的测量方法，以捕获全局气动性能和局部流动行为。本综述未由作者进行新的实验或CFD模拟。领域内主要采用两种方法：实验技术和数值模拟。实验设置通常涉及风洞测试，使用天平、压力传感器和热线风速仪或粒子图像测速（PIV）等速度测量工具来评估升力、阻力和流动分离特性。另一方面，从雷诺平均Navier-Stokes（RANS）模型到大涡模拟（LES）的计算流体力学（CFD）工具被广泛用于模拟详细流动结构、射流相互作用和不同射流构型及操作条件下的边界层发展。
不同构型的总结结果一致表明，基于穿孔的控制方法能够带来显著的气动性能改善。这些增强包括延迟流动分离、增加升力系数、降低压差阻力和稳定非定常尾流行为。改善程度高度依赖于设计参数如射流方向、速度比、间距和孔口几何。当适当优化时，主动和被动穿孔策略都展示了在低到中雷诺数范围和各种翼型几何上改善流动控制的强潜力。
4.1 边界层控制设计中的涡流生成意图
涡流生成是边界层控制中广泛使用的机制 occurred 因其将向下的高动量流体输运到近壁区域、延迟分离和增强升力的能力。然而，并非所有边界层控制设计都旨在生成涡流。若干研究明确不打算生成涡流，而是专注于通过其他机制抑制湍流或修改边界层。另一方面，许多研究故意旨在生成涡流作为流动控制机制，考察合成或切向射流如何创建流向涡（Streamwise Vortices）以增强边界层动量。作动器驱动设计也诱导流向涡以减少阻力和维持附着流动。然而，虽然涡流生成是主动边界层控制策略中的突出方法，但并非普遍；许多研究反而针对流动稳定化或抑制不希望的涡旋结构，取决于应用和设计目标。
数据集显示，在基于穿孔的边界层控制设计中，涡流生成通常不是主要目标；大多数研究使用穿孔吹吸系统来激发边界层、延迟分离、抑制失速和改善整体气动性能，而涡旋结构被视为次级流动特征或需减轻的不良现象。这一趋势在协同射流配置中被明确陈述，即使讨论了涡结构，它们仍被描述为分离控制装置而非涡流生成概念。相比之下，被提取数据集识别了较小部分的混合或被动控制研究，其中涡流生成被故意用作控制机制的一部分。因此，在提取研究中，涡流生成意图主要出现在涉及涡流发生器、凹坑或产生涡旋几何的被动或混合概念中，而主导主动穿孔文献聚焦于边界层激发和涡流抑制而非故意涡流产生。
4.2 性能结果：尾流、动态失速、升力、阻力和分离控制
4.2.1 边界层控制设计对尾流控制的影响
尾流控制是边界层控制中的关键性能指标，直接影响阻力、噪声和下游气动效率。在被综述文献中，大量研究报告了其控制策略带来的积极尾流修改。使用合成或脉冲射流的研究显示了有组织的、稳定的尾流的明确证据，尤其在调谐射流频率时。涡流发生器射流也显著改善了尾流剖面，通过增强动量混合和抑制分离。被动和混合方法报告了间接的尾流收益，即使尾流指标未明确测量。总体而言，大多数边界层控制研究确认增强的尾流控制是常见且往往是有意的设计结果，尤其在利用合成射流、涡流发生器射流、吹吸槽系统和表面塑形机制的设计中。
被综述文献显示，尾流控制是与吹吸穿孔技术相关的最一致的气动效益之一，尽管明确尾流分析的程度在各研究间变化。在多篇论文中，尾流减少被呈现为边界层控制的直接和核心结果。研究解释被激发的主流填充尾流亏损，甚至可能增加尾流速度以至于产生类推力行为。另一项研究将协同射流配置描述为与仅注入条件下观察到的大尾流区域相比产生几乎无尾流的下游场。明确尾流抑制也在受控案例中相对于基线翼型展示了 substantially 更小的尾流区域。
4.2.2 被评述边界层控制策略对升阻性能的影响
通过增加升力和减少阻力来改善气动性能是边界层控制的基本目标。在41项被综述研究中，大多数报告了升力、阻力或两者的直接或推断增强，取决于控制技术、翼型类型和操作条件。实施稳态吹气、抽吸或合成射流等主动控制技术的研究展示了显著的升力增强和阻力减少。合成射流的使用导致高达62%的升力改善和超过50%的阻力减少，最大升阻比达到11.19。更 remarkably，在最佳射流频率下实现了超过200%的升力增加，升阻比从1.92改善到6.36。被动和混合系统也显示了高达10%的升力增加和高达20%的阻力减少，确认了被动或半主动系统能有效增强气动效率。总体而言，文献表明被动和主动边界层控制策略都能带来显著的气动收益，最有效的改善报告于结合优化射流构型、槽几何和控制频率的研究，所有这些都针对特定翼型剖面和流动状态定制。
4.2.3 被评述设计在增强流动分离控制方面的有效性
边界层分离控制是气动优化中的核心目标，所有41项被综述论文通过多种策略对此现象提供了见解。跨文献的证据表明，在各种操作条件和构型下广泛成功地延迟、抑制或消除了流动分离。主动技术如稳态吹气和抽吸展示了持续有效性，尤其在抽吸延迟逆压梯度下的分离方面。合成射流激励显示了优越的分离抑制，尤其当调谐到共振频率时。脉冲和合成射流用大分离泡替代了薄再附剪切层，增加了流动稳定性和升力。被动和混合系统也产生了 substantial 收益。切向和倾斜射流研究强调了射流方向显著影响分离控制性能，切向射流通常产生更有利的结果。总体而言，分离控制在几乎所有研究中或通过直接方式或作为强暗示结果明确实现，验证了被动和主动方法在流动再附方面的多功能性和有效性。
4.2.4 被评述设计对动态失速抑制的影响
动态失速——一种非定常且常具破坏性的气动现象——对翼型设计构成重大挑战，尤其在旋翼机、风力涡轮机叶片和振荡翼型中。在被综述文献中，仅部分研究直接 or indirectly 涉及动态失速的抑制或延迟。动态失速抑制在少数关键工作中是核心焦点。自适应吹气成功抑制了动态失速涡的形成，缓解了非定常气动力。高动量吹气减少了升力迟滞和俯仰力矩偏移——动态失速缓解的直接标志。使用合成射流的主动控制也证明在抑制或延迟失速方面有效，合成激励将失速角扩展至22°。少数研究虽然没有明确调查动态失速，但显示了类似失速抑制的行为。最终，虽然仅少数论文明确以动态失速为目标，但那些这样做的——尤其使用合成射流、稳态高动量吹气和抽吸控制——在缓解动态失速涡形成、增加失速角和稳定后失速升力和俯仰力矩行为方面展示了显著有效性。这些见解对未来旋转和振荡翼型应用中的边界层控制系统尤为相关。
4.2.5 总结
为全面评估基于穿孔的边界层控制策略的有效性，必须检查其对关键气动性能指标的影响。这些包括尾流修改、动态失速控制、升阻增强和流动分离抑制。被综述文献展示了广泛的控制实施——从稳态吹气抽吸到合成和脉冲射流——每种针对流动行为的不同方面。分析揭示了设计良好的基于穿孔的边界层控制策略与增强气动性能之间的强相关性。改善在流动附着、尾流抑制和能效方面最为明显。同时，结果强调这些系统的有效性高度依赖于射流参数、穿孔几何、翼型特性和操作条件的协调选择。这强化了集成设计方法和 thorough 实验或数值验证在开发高效边界层控制系统中的重要性。
5 结论与未来工作
5.1 主要发现总结
被编译数据集的分析揭示了吹吸穿孔边界层控制技术应用中的清晰一致趋势。首先，绝大多数研究确认吹气和抽气——无论是通过离散射流、槽还是多孔/穿孔表面实现——在修改边界层行为方面都是有效的。主动控制方法主导文献，但被动方法也被广泛探索。其次，组合吹吸构型作为最有效的策略之一出现，增强近壁动量同时移除低能流体。第三，分离控制是最一致改善的气动特征。第四，升阻性能的改善被广泛报道，尽管性能增益高度依赖射流构型和操作条件。第五，尾流控制经常被改善。最后，动态失速控制主要通过主动技术实现。
5.2 识别的差距与研究机会
尽管已有大量工作，当前文献仍存在若干重要空白。主要空白之一是缺乏跨研究的标准化比较指标。主动和被动控制研究之间的碎片化是另一限制。高雷诺数和真实飞行条件研究的明显不足是另一关键差距。三维效应和展向流动相互作用的探索也不充分。能效和系统集成方面的机会也存在。最后，数据驱动和基于优化的设计方法仍未被充分利用。
5.3 研究局限性
尽管进行了全面分析，本综述存在若干局限性。被选择研究在实验条件、翼型几何、雷诺数和控制策略方面表现出显著变异性，限制了直接定量比较。一些研究未报告射流速度、动量系数或穿孔密度等关键参数，在数据解读中引入了不一致性。此外，大多数被综述工作聚焦于稳态或准稳态条件，而动态失速和高度非定常流动仍探索不足。最后，文献由主动控制方法主导，对被动和混合技术的调查相对有限。
