流體振蕩器：一種有前途的非穩態激勵器

■ 王士奇/ 中國航發研究院

現代飛行器設計向著隱身、高機動、飛發一體的方向飛速發展，航空發動機也向著超高推重比、超高增壓比、超高推進效率的方向快速演進，傳統的被動式控制手段已經難以滿足未來發展的需求，而基于流體振蕩器的主動流動控制技術已顯示出相當的潛力，極可能成為未來航空航天及空氣動力學的重大突破性技術。

主動流動控制技術已經被證明能夠顯著降低流動阻力、提高升力、增強摻混、降低噪聲，并提升經濟性和舒適性，因此在新型飛行器及其動力的發展中具有廣闊的應用前景。主動流動控制需要通過特定形式的激勵器來引入外界擾動和能量注入，與穩態吹氣/吸氣方法相比，基于周期性非穩態激勵的主動流動控制方法效率更高，以附加動量系數來計算，其效率可以提升兩個數量級，這一點已在各領域的應用研究中得到了驗證。這些周期性非穩態的擾動由各種激勵器產生，比較典型的激勵器有合成射流激勵器、等離子體激勵器等。航空器，特別是航空發動機的工作條件惡劣，不僅所需的激勵能量高，對零部件的可靠性要求也極高，結構簡單、可靠性高且控制效率高的激勵器成為非穩態流動控制推向應用的基礎。

流體振蕩器的概況

流體振蕩器起源于20世紀60年代，剛開始是作為流體邏輯部件中的放大器，由于其振蕩頻率和流量有直接關系，所以也被廣泛用作流量計。近年來，對流體振蕩器的研究主要集中在作為流動控制激勵器的應用方面。

流體振蕩器產生的振蕩射流完全依靠其自身內部的流體特性，在穩態的進口壓力下，即可在出口產生自激發、自維持的振蕩射流，不含任何活動部件或電磁部件，因此，與合成射流、等離子體等傳統非穩態激勵器相比，具有可靠性高、安全性高、魯棒性高、抗電磁干擾能力強的優勢（見表 1）。另外，由于其工作速度高（亞聲速到超聲速）、頻帶寬（幾十到幾千赫[茲]）、尺寸?。ê撩准墸?，因此，將其內部流道與流動邊界結構一體化設計后，只產生極低的附加質量?？偟膩碚f，流體振蕩器能夠以被動控制的結構形式，實現非穩態主動激勵的控制收益。

表1 流體振蕩器與其他類型流動控制激勵器的特性對比

目前，基于非穩態激勵的主動流動控制技術轉向實際應用的障礙主要在于飛行器、航空發動機等應用場景中的高速、高溫的惡劣使用環境、極高可靠性/安全性的使用要求以及輕質、高效的設計需求。但是，通過將流體振蕩器與現有飛機/發動機部件進行一體化設計，并利用發動機內的高壓氣源，就能夠克服以上障礙，從而解決主動流動控制技術應用的可靠性和安全性問題，加速主動流動控制技術在飛機和發動機中的工程應用。

流體振蕩器的分類和工作原理

根據產生射流類型的不同，流體振蕩器可以分為兩大類：一類為脈沖射流振蕩器，另一類為掃掠射流振蕩器。根據其控制射流振蕩過程的原理不同，流體振蕩器又可以分為松弛型振蕩器、聲波型振蕩器、康達掃掠型振蕩器和射流耦合型振蕩器，分別如圖 1所示。

圖1 4種不同構型的流體振蕩器

松弛型、聲波型和康達掃掠型振蕩器均只有一股進口的主射流，其工作原理都是依靠射流的康達效應，主射流失穩后貼向側壁，部分流體又通過反饋通道，最終重新作用到主射流上，并使其產生振蕩現象，如圖 2所示。而射流耦合型振蕩器具有兩股進口射流，這兩股射流在耦合腔內經過復雜的耦合摻混過程后，在唯一的出口處形成振蕩射流。

圖2 松弛型流體振蕩器以及其主流切換過程

松弛型和聲波型振蕩器含有兩個出口，在穩態的進口條件下，每個出口處都沿出口通道方向形成了脈沖式的振蕩射流，即射流的方向不變，其射流速度大小發生周期性變化。而康達掃掠型和射流耦合型振蕩器只有一個出口，在穩態的進口條件下，主流動在出口處的速度絕對值不發生變化，但是其方向在一定的角度范圍內以一定的頻率擺動，形成掃掠式的振蕩射流。典型康達掃掠型流體振蕩器的內部流動自激偏轉過程如圖3所示，其內部有兩個反饋通道，流體進口沿向上方向進入，由于康達效應，主流靠著隔板壁面流動，由于出口噴孔的限流作用，部分流體進反饋通道回流至控制喉道，填充了分離泡，促使分離泡不斷長大，從而將主流推向另一反饋通道，周而復始，在噴孔處形成了掃掠式振蕩射流。

圖3 掃掠式流體振蕩器周期性流動

流體振蕩器的研究現狀

自2004年起，美國先進流體公司就開始聯合伊利諾伊大學和普渡大學，首先將流體振蕩器應用于主動流動控制領域。隨后，GE公司德國研究中心、以色列特拉維夫大學、法國圖盧茲大學等研究機構相繼進行了不同構型流體振蕩器的相關基礎性研究。2012年，在美國國家航空航天局（NASA）蘭利研究中心介入相關的研究工作之后，流體振蕩器的應用發展研究進入了快車道。2015年，波音公司聯合NASA將流體振蕩器陣列應用于波音757飛機的垂尾舵面控制，并成功進行了飛行試驗，如圖4所示。2019年，佐治亞理工大學將流體振蕩器應用于控制S形進氣道內部的高亞聲速和跨聲速分離流動。2020年，北大西洋公約組織（北約）的AVT239項目將流體振蕩器應用于無舵面無人飛行器MAGMA的襟翼前緣激勵，并進行了飛行試驗。以上應用研究均驗證了流體振蕩器作為高效、高可靠性主動控制激勵器的應用發展潛力。

圖4 流體振蕩器陣列在波音757垂直尾翼方向舵上的飛行測試

流體振蕩器在航空發動機的應用前景

航空發動機存在著大量流動分離現象，如S形進氣道內的流動分離，壓氣機和渦輪內的角區分離、吸力面分離流動和葉頂間隙泄漏流動，壓氣機中介機匣內的流動分離等，這些流動分離現象降低了發動機的整體效率和工作穩定性，限制了燃氣渦輪發動機性能的進一步提升。采用主動流動控制技術，能夠進一步提高燃氣渦輪發動機的設計性能和使用性能，提高壓比和效率，大幅改善穩定工作范圍，同時降低燃油消耗。

在先進航空動力創新工作站的支持下，自2020年開始，中國航發研究院聯合多家科研單位，初步探索了流體振蕩器在航空發動機多種部件上的應用可行性。例如，將流體振蕩器用于控制大折轉角S形流道內的分離流動，在Ma0.4的進口工況條件下，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減小了20%左右，如圖5所示；將流體振蕩器用于控制壓氣機靜子角區分離、轉子葉頂二次分離流動，從而探索實現壓氣機主動擴穩的新途徑，如圖6所示；將流體振蕩器用于控制渦輪葉片的吸力面分離，可以有效改善渦輪葉片在非設計點時的分離特性，如圖7所示；將流體振蕩器用于控制氣動矢量噴管的氣流偏轉，相比傳統的直射流，可使消耗的激勵流量降低50%，如圖8所示。

圖5 流體振蕩器用于控制大折轉角S形流道內的分離流動

圖6 流體振蕩器用于壓氣機主動擴穩

圖7 流體振蕩器與低壓渦輪的一體化耦合結構

圖8 將流體振蕩器用于控制氣動矢量噴管的氣流偏轉

同時，利用流體振蕩器產生的非穩態射流，能夠有效提高噴射介質與環境流體的摻混作用，因此除了流動控制領域，將流體振蕩器作為一種新型燃料噴射裝置，通過高頻非穩態噴射，可以有效提高燃料的空間散布均勻度，如圖9所示?；诖?，中國航發研究院還率先提出并探索了此新型燃料噴射裝置在航空發動機主燃燒室和加力及沖壓燃燒室內的應用方案。

圖9 新型燃料噴射裝置

結束語

流體振蕩器能夠以被動控制的結構形式，獲得主動控制的收益，且其控制高亞聲速、跨聲速分離流動的應用潛力已經得到了驗證，有望成為促進主動流動控制技術從實驗室走向工程應用的關鍵技術之一。鑒于基于流體振蕩器的主動流動控制技術對航空發動機各主要部件的設計可能帶來的重大影響，有必要全面探索流體振蕩器在航空發動機各個部件中應用潛力，形成針對航空發動機高速、高溫、復雜流動環境下的微型流體振蕩器設計能力，甄別有較大應用前景的研究方向，推動基于流體振蕩器的主動流動控制技術在航空發動機的應用實現。