現(xiàn)代航空技術(shù)正朝著寬空域、寬速域、超隱身和超機(jī)動(dòng)的方向迅猛發(fā)展，對(duì)應(yīng)的航空動(dòng)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(jìn)。面向單設(shè)計(jì)點(diǎn)工況的傳統(tǒng)設(shè)計(jì)手段已難以滿足未來(lái)航空器的發(fā)展需求，而基于主動(dòng)流動(dòng)控制思想的系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)顯示出巨大潛力。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)（Active Flow Control, AFC）是一種通過在流動(dòng)環(huán)境中引入外界擾動(dòng)和能量注入來(lái)控制流體流動(dòng)的方法，與被動(dòng)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(shí)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(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的核心優(yōu)勢(shì)、在航空動(dòng)力系統(tǒng)中的應(yīng)用以及國(guó)內(nèi)外技術(shù)創(chuàng)新，特別是以發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)引氣作為能量源頭的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。

一、主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的核心優(yōu)勢(shì)

1.1 與被動(dòng)控制技術(shù)的比較

被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)只能控制特定狀態(tài)，控制參數(shù)不可實(shí)時(shí)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(yīng)性。主動(dòng)流動(dòng)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(lì)參數(shù)對(duì)流場(chǎng)進(jìn)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(lì)器等。

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

動(dòng)態(tài)適應(yīng)性：能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)整控制參數(shù)，適應(yīng)復(fù)雜多變的飛行環(huán)境。例如，在壓氣機(jī)中，主動(dòng)控制可以抑制流動(dòng)分離，拓寬穩(wěn)定工作范圍。

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

隱身性能提升：無(wú)舵面設(shè)計(jì)通過主動(dòng)流動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)飛行控制，顯著降低雷達(dá)反射截面，增強(qiáng)隱身能力。

系統(tǒng)集成度高：主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)可以與飛行控制系統(tǒng)深度集成，實(shí)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(yīng)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(yīng)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(yàn)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(fù)雜工況環(huán)境下具有較好的應(yīng)用前景。2024年，美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）正式開展X-65驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目，驗(yàn)證主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)工程應(yīng)用的有效性，以期主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)能成為航空飛行器及航空動(dòng)力技術(shù)的重要突破點(diǎn)。

二、該技術(shù)在航空動(dòng)力系統(tǒng)中的作用

2.1 抑制流動(dòng)分離，提升氣動(dòng)性能

航空動(dòng)力裝置中的壓縮系統(tǒng)存在較強(qiáng)的逆壓梯度，易發(fā)生流動(dòng)分離，導(dǎo)致性能下降。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)通過向流場(chǎng)注入能量，抑制流動(dòng)分離，從而提升氣動(dòng)性能。中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院和哈爾濱工業(yè)大學(xué)的研究團(tuán)隊(duì)，分別采用脈沖型和掃掠型流體振蕩器，對(duì)靜子角區(qū)分離流動(dòng)、靜子吸力面分離流動(dòng)，以及轉(zhuǎn)子葉頂?shù)亩瘟鲃?dòng)進(jìn)行了主動(dòng)控制效果驗(yàn)證，取得了較為顯著的收益。

針對(duì)S形進(jìn)氣道和雙轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)采用的S形中介機(jī)匣流道內(nèi)容易出現(xiàn)流動(dòng)分離的問題，中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院的研究團(tuán)隊(duì)采用由32個(gè)流體振蕩器組成的大型陣列，使用0.6%的激勵(lì)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(dòng)激勵(lì)的有效性。

2.2 增強(qiáng)飛行控制能力，實(shí)現(xiàn)無(wú)舵面設(shè)計(jì)

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

中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院聯(lián)合上海交通大學(xué)、中國(guó)民航大學(xué)等研究團(tuán)隊(duì)，提出了基于振蕩射流激勵(lì)的氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)和氣動(dòng)環(huán)量控制技術(shù)?；谖⑿蜏u噴發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)推力矢量試驗(yàn)測(cè)試平臺(tái)，在97%的轉(zhuǎn)速下，進(jìn)行了自引氣康達(dá)附壁氣動(dòng)推力矢量技術(shù)的地面驗(yàn)證試驗(yàn)，在壓氣機(jī)自引氣流量2.3%條件下，氣動(dòng)推力矢量偏角可達(dá)到12°。研究團(tuán)隊(duì)構(gòu)建了微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼環(huán)量控制技術(shù)之間的物理集成驗(yàn)證系統(tǒng)，通過與機(jī)械舵面飛機(jī)的虛擬飛行試驗(yàn)對(duì)比，在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速大于67%時(shí)，飛行器具有等效機(jī)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(dòng)機(jī)適應(yīng)性

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)能夠有效拓寬壓氣機(jī)和風(fēng)扇的穩(wěn)定工作范圍，提高發(fā)動(dòng)機(jī)在復(fù)雜工況下的適應(yīng)性。掃頻射流激勵(lì)器（SJA）作為一種新型的非定常主動(dòng)流動(dòng)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(shì)，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(yīng)用前景。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)研究團(tuán)隊(duì)針對(duì)壓氣機(jī)葉柵內(nèi)的角區(qū)分離問題，提出了兩種基于SJA的主動(dòng)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(jìn)口總流量0.5%的激勵(lì)流量，可使葉柵總壓損失相比原型方案最大下降12.7%。

三、國(guó)內(nèi)外主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的創(chuàng)新與驗(yàn)證

3.1 國(guó)內(nèi)技術(shù)創(chuàng)新與驗(yàn)證

國(guó)內(nèi)多個(gè)研究團(tuán)隊(duì)在主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)方面取得了顯著進(jìn)展。中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院搭建了高速紋影測(cè)試系統(tǒng)（如下圖），聯(lián)合上海交通大學(xué)的研究團(tuán)隊(duì)，開發(fā)了紋影測(cè)速方法，對(duì)高亞聲速和超聲速噴射下的振蕩射流形態(tài)和設(shè)計(jì)規(guī)律進(jìn)行了系統(tǒng)研究，揭示了特征尺寸、出口幾何張角設(shè)計(jì)等參數(shù)變化對(duì)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(guó)防科技大學(xué)羅振兵、趙志杰等人提出了基于無(wú)源合成雙射流的飛行器新型滾轉(zhuǎn)控制技術(shù)，并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。該技術(shù)無(wú)需氣源和管路供應(yīng)系統(tǒng)，消除了“有源”射流飛控技術(shù)氣源和管路閥門帶來(lái)的結(jié)構(gòu)復(fù)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(huì)造成推力損失。

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

3.2 國(guó)外技術(shù)創(chuàng)新與驗(yàn)證

國(guó)外在主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)方面的研究同樣取得了重要進(jìn)展。2024年，美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）正式開展X-65驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目，驗(yàn)證主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)工程應(yīng)用的有效性。無(wú)尾飛翼布局代表下一代飛行器的典型氣動(dòng)布局，無(wú)舵面飛行控制技術(shù)可以顯著增強(qiáng)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(yīng)用于先進(jìn)飛行器中。

美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室和NASA等機(jī)構(gòu)也在積極開發(fā)基于主動(dòng)流動(dòng)控制的飛行控制技術(shù)，如環(huán)量控制、流動(dòng)分離控制和分離誘導(dǎo)控制等，并在多個(gè)驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了飛行測(cè)試。

四、發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)引氣的核心優(yōu)勢(shì)

4.1 氣動(dòng)推力矢量控制

發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)引氣作為主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)的能量源頭，為氣動(dòng)推力矢量控制提供了可能。中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院聯(lián)合上海交通大學(xué)、中國(guó)民航大學(xué)等研究團(tuán)隊(duì)，提出了基于振蕩射流激勵(lì)的氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)?；谖⑿蜏u噴發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)推力矢量試驗(yàn)測(cè)試平臺(tái)，在97%的轉(zhuǎn)速下，進(jìn)行了自引氣康達(dá)附壁氣動(dòng)推力矢量技術(shù)的地面驗(yàn)證試驗(yàn)，在壓氣機(jī)自引氣流量2.3%條件下，氣動(dòng)推力矢量偏角可達(dá)到12°。

4.2 機(jī)翼環(huán)量控制

機(jī)翼環(huán)量控制利用流體在曲面外形上的科恩達(dá)效應(yīng)實(shí)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(dòng)分離，增加翼型環(huán)量，進(jìn)而大大提高翼型的升力。中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院構(gòu)建了微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼環(huán)量控制技術(shù)之間的物理集成驗(yàn)證系統(tǒng)，通過與機(jī)械舵面飛機(jī)的虛擬飛行試驗(yàn)對(duì)比，在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速大于67%時(shí)，飛行器具有等效機(jī)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(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的另一個(gè)重要應(yīng)用領(lǐng)域。通過向邊界層注入能量，可以延遲流動(dòng)分離，提高升力和減小阻力。掃頻射流激勵(lì)器（SJA）被廣泛應(yīng)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(dòng)態(tài)輸出，具有射流覆蓋范圍廣、能量利用效率高等優(yōu)勢(shì)。

4.4 自激勵(lì)掃頻射流激勵(lì)器技術(shù)

自激勵(lì)掃頻射流激勵(lì)器（SSJA）作為一種零能量輸入的非定常流動(dòng)控制技術(shù)，通過壓氣機(jī)流場(chǎng)內(nèi)部壓差實(shí)現(xiàn)SSJA的自激勵(lì)射流。與SJA主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)相比，該技術(shù)無(wú)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(wú)需復(fù)雜的供氣管道和調(diào)節(jié)閥，顯著降低了系統(tǒng)復(fù)雜度，提升了工程應(yīng)用可行性。

南京工業(yè)大學(xué)陸惟煜等提出了無(wú)源自激勵(lì)射流葉片設(shè)計(jì)，通過數(shù)學(xué)公式的推導(dǎo)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(jī)葉柵總壓損失系數(shù)降低2.8%～9.6%，且射流參數(shù)隨來(lái)流條件呈現(xiàn)自適應(yīng)特性。

五、主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)與展望

盡管主動(dòng)流動(dòng)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(duì)流動(dòng)控制機(jī)理的全面認(rèn)識(shí)及其應(yīng)用的深入研究，對(duì)飛行器實(shí)際飛行環(huán)境的流動(dòng)控制機(jī)理了解以及應(yīng)用研究比較少；部分新型流動(dòng)控制技術(shù)控制來(lái)流速度的范圍十分有限。

可靠性問題：主動(dòng)控制技術(shù)面臨嚴(yán)峻的可靠性問題，對(duì)于閉環(huán)控制技術(shù)和動(dòng)態(tài)控制過程的研究很少；整個(gè)控制系統(tǒng)涉及電子、電路、機(jī)械、材料等復(fù)雜系統(tǒng)，保障系統(tǒng)安全、有效的運(yùn)行是一個(gè)挑戰(zhàn)。

工藝性問題：主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器涉及復(fù)雜系統(tǒng)，實(shí)際應(yīng)用的要求很高，難以在成型的飛行器上直接安裝使用。其實(shí)際應(yīng)用需要提升到總體設(shè)計(jì)的戰(zhàn)略高度考慮，進(jìn)行飛行器總體及主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用的一體化設(shè)計(jì)。

未來(lái)發(fā)展方向包括：

發(fā)展先進(jìn)的實(shí)驗(yàn)測(cè)試技術(shù)，包括體視PIV、層析PIV等三維流場(chǎng)測(cè)速技術(shù)以及壓力敏感漆全流場(chǎng)測(cè)壓技術(shù)等，以更好地理解流動(dòng)控制技術(shù)的物理機(jī)理及其應(yīng)用規(guī)律。

完善能夠精確模擬流動(dòng)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(zhǔn)則等原理提取飛行器實(shí)際飛行的相關(guān)參數(shù)，于風(fēng)洞中開展實(shí)驗(yàn)研究；開展飛行實(shí)驗(yàn)研究，驗(yàn)證其控制效果，為實(shí)際應(yīng)用積累經(jīng)驗(yàn)。

改進(jìn)現(xiàn)有的流動(dòng)控制技術(shù)并且發(fā)展新概念流動(dòng)控制技術(shù)，將不同流動(dòng)控制技術(shù)結(jié)合來(lái)實(shí)現(xiàn)新的控制功能，以克服單一流動(dòng)控制技術(shù)的某些缺點(diǎn)。

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)作為未來(lái)航空飛行器及航空動(dòng)力技術(shù)的重要突破點(diǎn)，具有動(dòng)態(tài)適應(yīng)性、高性能增益、隱身性能提升和系統(tǒng)集成度高等獨(dú)特優(yōu)勢(shì)。通過發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)引氣作為能量源頭，采用氣動(dòng)推力矢量控制、機(jī)翼環(huán)量控制、翼面分離抑制等主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，可以在無(wú)舵面參與的條件下大幅提高飛行器的機(jī)動(dòng)性能和隱身能力。國(guó)內(nèi)外研究團(tuán)隊(duì)在主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的驗(yàn)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(lì)器、無(wú)源合成雙射流等技術(shù)的研究與應(yīng)用。

然而，主動(dòng)流動(dòng)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(jìn)一步發(fā)展先進(jìn)的實(shí)驗(yàn)測(cè)試技術(shù)和數(shù)值方法，深入開展流動(dòng)控制基礎(chǔ)研究和應(yīng)用研究，提升流動(dòng)控制技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)中的地位，實(shí)現(xiàn)飛行器總體及流動(dòng)控制應(yīng)用的一體化設(shè)計(jì)。隨著這些技術(shù)的不斷成熟和完善，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)將在航空動(dòng)力系統(tǒng)領(lǐng)域發(fā)揮越來(lái)越重要的作用，為未來(lái)航空器的發(fā)展提供堅(jiān)實(shí)支撐。

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湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來(lái)持續(xù)學(xué)習(xí)與創(chuàng)新，成長(zhǎng)為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟(jì)等高科技領(lǐng)域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測(cè)試設(shè)備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競(jìng)爭(zhēng)力提供堅(jiān)實(shí)支撐。

公司總部位于長(zhǎng)沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號(hào)，株洲市天元區(qū)動(dòng)力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測(cè)、測(cè)試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實(shí)現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標(biāo)測(cè)試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)、無(wú)人機(jī)、靶機(jī)、eVTOL等飛行器燃油、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實(shí)力。

公司已通過 GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質(zhì)量管理體系認(rèn)證，以嚴(yán)苛標(biāo)準(zhǔn)保障產(chǎn)品質(zhì)量。公司注重知識(shí)產(chǎn)權(quán)的保護(hù)和利用，積極申請(qǐng)發(fā)明專利、實(shí)用新型專利和軟著，目前累計(jì)獲得的知識(shí)產(chǎn)權(quán)已經(jīng)有10多項(xiàng)。泰德航空以客戶需求為導(dǎo)向，積極拓展核心業(yè)務(wù)，與中國(guó)航發(fā)、中航工業(yè)、中國(guó)航天科工、中科院、國(guó)防科技大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等國(guó)內(nèi)頂尖科研單位達(dá)成深度戰(zhàn)略合作，整合優(yōu)勢(shì)資源，攻克多項(xiàng)技術(shù)難題，為進(jìn)一步的發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

湖南泰德航空始終堅(jiān)持創(chuàng)新，建立健全供應(yīng)鏈和銷售服務(wù)體系、堅(jiān)持質(zhì)量管理的目標(biāo)，不斷提高自身核心競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)，為客戶提供更經(jīng)濟(jì)、更高效的飛行器動(dòng)力、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等解決方案。