現(xiàn)代航空技術(shù)正朝著寬空域、寬速域、超隱身和超機動的方向迅猛發(fā)展，對應的航空動力裝置也在向高效化、高速化、寬域化、一體化和智能化的方向快速演進。面向單設計點工況的傳統(tǒng)設計手段已難以滿足未來航空器的發(fā)展需求，而基于主動流動控制思想的系統(tǒng)設計技術(shù)顯示出巨大潛力。主動流動控制技術(shù)（Active Flow Control, AFC）是一種通過在流動環(huán)境中引入外界擾動和能量注入來控制流體流動的方法，與被動控制技術(shù)相比，它具有更好的變工況性能，能夠根據(jù)工況變化調(diào)整控制參數(shù)，實現(xiàn)最優(yōu)控制效果。湖南泰德航空技術(shù)有限公司帶您深入探討主動流動控制技術(shù)的核心優(yōu)勢、在航空動力系統(tǒng)中的應用以及國內(nèi)外技術(shù)創(chuàng)新，特別是以發(fā)動機空氣系統(tǒng)引氣作為能量源頭的主動流動控制技術(shù)。

一、主動流動控制技術(shù)的核心優(yōu)勢

1.1 與被動控制技術(shù)的比較

被動流動控制技術(shù)只能控制特定狀態(tài)，控制參數(shù)不可實時調(diào)節(jié)，不需要額外能量，包括鼓包、渦流發(fā)生器、格尼襟翼、翼梢小翼等。這些技術(shù)雖然在特定條件下有效，但缺乏適應性。主動流動控制技術(shù)則需要額外能量，可以根據(jù)需要調(diào)節(jié)激勵參數(shù)對流場進行控制，效率更高，包括吹氣、吸氣、環(huán)量控制、合成射流、等離子體激勵器等。

主動流動控制技術(shù)的獨特優(yōu)勢主要體現(xiàn)在以下幾個方面：

動態(tài)適應性：能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實時調(diào)整控制參數(shù)，適應復雜多變的飛行環(huán)境。例如，在壓氣機中，主動控制可以抑制流動分離，拓寬穩(wěn)定工作范圍。

高性能增益：通過精準控制流動分離和渦流生成，顯著提升氣動性能。研究表明，采用流體振蕩器等主動控制裝置，能使壓氣機總壓損失降低12.7%以上。

隱身性能提升：無舵面設計通過主動流動控制實現(xiàn)飛行控制，顯著降低雷達反射截面，增強隱身能力。

系統(tǒng)集成度高：主動流動控制技術(shù)可以與飛行控制系統(tǒng)深度集成，實現(xiàn)飛發(fā)一體綜合控制，提高整體飛行性能。

1.2 技術(shù)成熟度與應用前景

流體振蕩器由于其較高的工作魯棒性和可靠性，在航空應用領(lǐng)域受到了極大的關(guān)注，其全尺寸、全系統(tǒng)的飛行演示驗證已經(jīng)完成，具有較高的技術(shù)成熟度，在高速、高溫、大尺度等復雜工況環(huán)境下具有較好的應用前景。2024年，美國國防預先研究計劃局（DARPA）正式開展X-65驗證機項目，驗證主動流動控制技術(shù)工程應用的有效性，以期主動流動控制技術(shù)能成為航空飛行器及航空動力技術(shù)的重要突破點。

二、該技術(shù)在航空動力系統(tǒng)中的作用

2.1 抑制流動分離，提升氣動性能

航空動力裝置中的壓縮系統(tǒng)存在較強的逆壓梯度，易發(fā)生流動分離，導致性能下降。主動流動控制技術(shù)通過向流場注入能量，抑制流動分離，從而提升氣動性能。中國航空發(fā)動機研究院和哈爾濱工業(yè)大學的研究團隊，分別采用脈沖型和掃掠型流體振蕩器，對靜子角區(qū)分離流動、靜子吸力面分離流動，以及轉(zhuǎn)子葉頂?shù)亩瘟鲃舆M行了主動控制效果驗證，取得了較為顯著的收益。

針對S形進氣道和雙轉(zhuǎn)子壓氣機采用的S形中介機匣流道內(nèi)容易出現(xiàn)流動分離的問題，中國航空發(fā)動機研究院的研究團隊采用由32個流體振蕩器組成的大型陣列，使用0.6%的激勵流量，就使出口截面處的總壓損失和總壓畸變改善了20%左右，消除了內(nèi)部存在的大尺度分離，證明了流體振蕩器主動激勵的有效性。

2.2 增強飛行控制能力，實現(xiàn)無舵面設計

隨著飛行器越來越追求極致的隱身性能，航空動力系統(tǒng)參與飛行過程控制的重要性也越來越凸顯。發(fā)動機空氣系統(tǒng)引氣作為主動流動控制激勵的能量源頭，采用氣動推力矢量控制、機翼環(huán)量控制、翼面分離抑制等主動流動控制技術(shù)，在無舵面參與的條件下，可以大幅提高飛行器的機動性能。

中國航空發(fā)動機研究院聯(lián)合上海交通大學、中國民航大學等研究團隊，提出了基于振蕩射流激勵的氣動推力矢量控制技術(shù)和氣動環(huán)量控制技術(shù)。基于微型渦噴發(fā)動機氣動推力矢量試驗測試平臺，在97%的轉(zhuǎn)速下，進行了自引氣康達附壁氣動推力矢量技術(shù)的地面驗證試驗，在壓氣機自引氣流量2.3%條件下，氣動推力矢量偏角可達到12°。研究團隊構(gòu)建了微型渦噴發(fā)動機與機翼環(huán)量控制技術(shù)之間的物理集成驗證系統(tǒng)，通過與機械舵面飛機的虛擬飛行試驗對比，在發(fā)動機轉(zhuǎn)速大于67%時，飛行器具有等效機械舵偏角大于20°的能力。

2.3 拓寬穩(wěn)定工作范圍，提高發(fā)動機適應性

主動流動控制技術(shù)能夠有效拓寬壓氣機和風扇的穩(wěn)定工作范圍，提高發(fā)動機在復雜工況下的適應性。掃頻射流激勵器（SJA）作為一種新型的非定常主動流動控制技術(shù)，具有射流覆蓋范圍廣、能量利用效率高、僅通過定常輸入即可產(chǎn)生非定常作用效果等優(yōu)勢，在消除靜子角區(qū)分離、抑制轉(zhuǎn)子葉尖泄漏流等方面具有廣闊應用前景。

哈爾濱工業(yè)大學研究團隊針對壓氣機葉柵內(nèi)的角區(qū)分離問題，提出了兩種基于SJA的主動控制策略：葉片吸力面角區(qū)SJA布置策略和端壁SJA布置策略。研究表明，通過使用不超過葉柵進口總流量0.5%的激勵流量，可使葉柵總壓損失相比原型方案最大下降12.7%。

三、國內(nèi)外主動流動控制技術(shù)的創(chuàng)新與驗證

3.1 國內(nèi)技術(shù)創(chuàng)新與驗證

國內(nèi)多個研究團隊在主動流動控制技術(shù)方面取得了顯著進展。中國航空發(fā)動機研究院搭建了高速紋影測試系統(tǒng)（如下圖），聯(lián)合上海交通大學的研究團隊，開發(fā)了紋影測速方法，對高亞聲速和超聲速噴射下的振蕩射流形態(tài)和設計規(guī)律進行了系統(tǒng)研究，揭示了特征尺寸、出口幾何張角設計等參數(shù)變化對流體振蕩器工作頻率、掃掠張角等核心工作特征的影響規(guī)律。

國防科技大學羅振兵、趙志杰等人提出了基于無源合成雙射流的飛行器新型滾轉(zhuǎn)控制技術(shù)，并進行了飛行試驗驗證。該技術(shù)無需氣源和管路供應系統(tǒng)，消除了“有源”射流飛控技術(shù)氣源和管路閥門帶來的結(jié)構(gòu)復雜、重量大、能耗較高、管路泄露、閥門失效、停車失控等問題，不會造成推力損失。

廈門大學劉汝兵、林麒等研究了基于等離子體合成射流的S形進氣道主動控制技術(shù)。通過正交實驗法確定了控制位置、布局形式、動量系數(shù)和激勵參數(shù)的最優(yōu)組合，使壁面靜壓系數(shù)提高最大可達127.8%，出口穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)降低了9.15%。

3.2 國外技術(shù)創(chuàng)新與驗證

國外在主動流動控制技術(shù)方面的研究同樣取得了重要進展。2024年，美國國防預先研究計劃局（DARPA）正式開展X-65驗證機項目，驗證主動流動控制技術(shù)工程應用的有效性。無尾飛翼布局代表下一代飛行器的典型氣動布局，無舵面飛行控制技術(shù)可以顯著增強飛翼飛行器的高隱身性能和有效載荷能力，使其成為一種顛覆性技術(shù)，已獲得廣泛關(guān)注并逐步應用于先進飛行器中。

美國空軍研究實驗室和NASA等機構(gòu)也在積極開發(fā)基于主動流動控制的飛行控制技術(shù)，如環(huán)量控制、流動分離控制和分離誘導控制等，并在多個驗證機上進行了飛行測試。

四、發(fā)動機空氣系統(tǒng)引氣的核心優(yōu)勢

4.1 氣動推力矢量控制

發(fā)動機空氣系統(tǒng)引氣作為主動流動控制激勵的能量源頭，為氣動推力矢量控制提供了可能。中國航空發(fā)動機研究院聯(lián)合上海交通大學、中國民航大學等研究團隊，提出了基于振蕩射流激勵的氣動推力矢量控制技術(shù)。基于微型渦噴發(fā)動機氣動推力矢量試驗測試平臺，在97%的轉(zhuǎn)速下，進行了自引氣康達附壁氣動推力矢量技術(shù)的地面驗證試驗，在壓氣機自引氣流量2.3%條件下，氣動推力矢量偏角可達到12°。

4.2 機翼環(huán)量控制

機翼環(huán)量控制利用流體在曲面外形上的科恩達效應實施控制，通過在翼型圓弧后緣上表面放置切向射流，推遲邊界層流動分離，增加翼型環(huán)量，進而大大提高翼型的升力。中國航空發(fā)動機研究院構(gòu)建了微型渦噴發(fā)動機與機翼環(huán)量控制技術(shù)之間的物理集成驗證系統(tǒng)，通過與機械舵面飛機的虛擬飛行試驗對比，在發(fā)動機轉(zhuǎn)速大于67%時，飛行器具有等效機械舵偏角大于20°的能力。

4.3 翼面分離抑制

翼面分離抑制是主動流動控制技術(shù)的另一個重要應用領(lǐng)域。通過向邊界層注入能量，可以延遲流動分離，提高升力和減小阻力。掃頻射流激勵器（SJA）被廣泛應用于翼面分離抑制，其通過內(nèi)部射流周期性地在混合腔兩側(cè)壁面附著，形成射流方向連續(xù)掃掠的動態(tài)輸出，具有射流覆蓋范圍廣、能量利用效率高等優(yōu)勢。

4.4 自激勵掃頻射流激勵器技術(shù)

自激勵掃頻射流激勵器（SSJA）作為一種零能量輸入的非定常流動控制技術(shù)，通過壓氣機流場內(nèi)部壓差實現(xiàn)SSJA的自激勵射流。與SJA主動流動控制技術(shù)相比，該技術(shù)無需外部氣源供給，利用葉柵壓力面與吸力面的壓差，在吸力面產(chǎn)生非定常掃頻射流。SSJA無需復雜的供氣管道和調(diào)節(jié)閥，顯著降低了系統(tǒng)復雜度，提升了工程應用可行性。

南京工業(yè)大學陸惟煜等提出了無源自激勵射流葉片設計，通過數(shù)學公式的推導證明SSJA可產(chǎn)生與主流速度相近的出口速度，在不同工況下可使壓氣機葉柵總壓損失系數(shù)降低2.8%～9.6%，且射流參數(shù)隨來流條件呈現(xiàn)自適應特性。

五、主動流動控制技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)與展望

盡管主動流動控制技術(shù)顯示出巨大潛力，但仍面臨一些挑戰(zhàn)：

技術(shù)性問題：缺乏對流動控制機理的全面認識及其應用的深入研究，對飛行器實際飛行環(huán)境的流動控制機理了解以及應用研究比較少；部分新型流動控制技術(shù)控制來流速度的范圍十分有限。

可靠性問題：主動控制技術(shù)面臨嚴峻的可靠性問題，對于閉環(huán)控制技術(shù)和動態(tài)控制過程的研究很少；整個控制系統(tǒng)涉及電子、電路、機械、材料等復雜系統(tǒng)，保障系統(tǒng)安全、有效的運行是一個挑戰(zhàn)。

工藝性問題：主動流動控制激勵器涉及復雜系統(tǒng)，實際應用的要求很高，難以在成型的飛行器上直接安裝使用。其實際應用需要提升到總體設計的戰(zhàn)略高度考慮，進行飛行器總體及主動流動控制技術(shù)應用的一體化設計。

未來發(fā)展方向包括：

發(fā)展先進的實驗測試技術(shù)，包括體視PIV、層析PIV等三維流場測速技術(shù)以及壓力敏感漆全流場測壓技術(shù)等，以更好地理解流動控制技術(shù)的物理機理及其應用規(guī)律。

完善能夠精確模擬流動控制技術(shù)在飛行器上用的數(shù)值方法。

根據(jù)量綱分析、相似準則等原理提取飛行器實際飛行的相關(guān)參數(shù)，于風洞中開展實驗研究；開展飛行實驗研究，驗證其控制效果，為實際應用積累經(jīng)驗。

改進現(xiàn)有的流動控制技術(shù)并且發(fā)展新概念流動控制技術(shù)，將不同流動控制技術(shù)結(jié)合來實現(xiàn)新的控制功能，以克服單一流動控制技術(shù)的某些缺點。

主動流動控制技術(shù)作為未來航空飛行器及航空動力技術(shù)的重要突破點，具有動態(tài)適應性、高性能增益、隱身性能提升和系統(tǒng)集成度高等獨特優(yōu)勢。通過發(fā)動機空氣系統(tǒng)引氣作為能量源頭，采用氣動推力矢量控制、機翼環(huán)量控制、翼面分離抑制等主動流動控制技術(shù)，可以在無舵面參與的條件下大幅提高飛行器的機動性能和隱身能力。國內(nèi)外研究團隊在主動流動控制技術(shù)的驗證過程中取得了顯著技術(shù)創(chuàng)新，如流體振蕩器、掃頻射流激勵器、無源合成雙射流等技術(shù)的研究與應用。

然而，主動流動控制技術(shù)仍面臨技術(shù)性、可靠性和工藝性等挑戰(zhàn)，需要進一步發(fā)展先進的實驗測試技術(shù)和數(shù)值方法，深入開展流動控制基礎研究和應用研究，提升流動控制技術(shù)在飛行器設計中的地位，實現(xiàn)飛行器總體及流動控制應用的一體化設計。隨著這些技術(shù)的不斷成熟和完善，主動流動控制技術(shù)將在航空動力系統(tǒng)領(lǐng)域發(fā)揮越來越重要的作用，為未來航空器的發(fā)展提供堅實支撐。

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