仇梓豪，李子焱，周楷文，王士奇，劉應(yīng)征，溫新,*

1.上海交通大學(xué) 機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200240

2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

3.中國(guó)船舶科學(xué)研究中心 水動(dòng)力學(xué)科研部，無(wú)錫 214082

4.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán) 中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京 101304

0 引 言

舵面是安裝在飛機(jī)或?qū)椀臋C(jī)翼、尾翼等部位的可動(dòng)翼面，如副翼、升降舵、方向舵等。傳統(tǒng)飛行器控制部件可通過移動(dòng)、偏轉(zhuǎn)舵面改變飛行器的局部幾何特征，操控飛行器上的力和力矩，控制飛行器的航向和姿態(tài)。隨著航空技術(shù)的蓬勃發(fā)展，機(jī)構(gòu)繁復(fù)的傳統(tǒng)飛行控制方法已無(wú)法滿足現(xiàn)實(shí)需求，如移動(dòng)部件會(huì)破壞特殊用途飛機(jī)精心設(shè)計(jì)的隱形氣動(dòng)外形，分翼面設(shè)計(jì)會(huì)破壞光滑連續(xù)表面等問題逐漸顯現(xiàn)，研究者希望能夠在不使用傳統(tǒng)舵面的情況下操縱飛機(jī)，找到替代方法解決上述問題[1]。

2010 年，BAE 系統(tǒng)公司與英國(guó)多所高校合作，成功試飛了一款名為“DEMON”的無(wú)人機(jī)，用以驗(yàn)證航空領(lǐng)域的一些先進(jìn)技術(shù)[2]，其中就包括2 項(xiàng)頗受關(guān)注的無(wú)舵面飛行控制技術(shù)—環(huán)量控制（circulation control）技術(shù)和流體推力矢量（fluidic thrust vectoring）技術(shù)。2019 年，BAE 系統(tǒng)公司與曼徹斯特大學(xué)合作，設(shè)計(jì)制造了名為“MAGMA”的飛翼布局無(wú)人驗(yàn)證機(jī)，旨在探索新型無(wú)舵面飛行控制技術(shù)在未來(lái)無(wú)尾飛機(jī)上的應(yīng)用。MAGMA 沒有采用DEMON 的單獨(dú)供氣方案，而是采用了更貼近實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)供氣方案，并且將尾緣的康達(dá)射流提升至超聲速[3]，其成功試飛使環(huán)量控制和流體推力矢量技術(shù)在未來(lái)高性能飛機(jī)中的應(yīng)用成為可能。本文就將對(duì)這2 項(xiàng)無(wú)舵面飛行控制技術(shù)進(jìn)行介紹。

傳統(tǒng)的舵面飛行控制通過機(jī)械方法制造氣流偏轉(zhuǎn)，利用反作用力或力矩控制飛行器。從20 世紀(jì)70 年代開始，美國(guó)學(xué)者利用康達(dá)效應(yīng)（Coand? effect）[4-5]氣動(dòng)控制方法[6-8]，開展了一系列關(guān)于環(huán)量控制的研究。環(huán)量控制是一種基于氣動(dòng)的主動(dòng)流動(dòng)控制方法，相比傳統(tǒng)的舵面設(shè)計(jì)，環(huán)量控制能夠顯著提升翼型的最大升力。如圖1 所示，環(huán)量控制翼型取消了傳統(tǒng)的襟翼設(shè)計(jì)，將機(jī)翼尾緣設(shè)計(jì)為圓形鈍體，在康達(dá)壁面與普通翼面的銜接處通常留有一個(gè)狹縫，用以制造沿康達(dá)壁面切向的狹縫射流[8]。射流在康達(dá)效應(yīng)作用下依附于尾緣壁面上直至分離點(diǎn)，翼型的前后駐點(diǎn)在氣動(dòng)力影響下向下移動(dòng)，并在機(jī)翼周圍生成巨大的環(huán)量，從而增強(qiáng)了機(jī)翼上的升力。據(jù)報(bào)道[9-10]，環(huán)量控制翼型的最大升力系數(shù)可達(dá)到9 左右，而采用復(fù)雜的機(jī)械式增升裝置僅能達(dá)到6。環(huán)量控制技術(shù)的卓越性能使之在短距起降、無(wú)舵面控制等應(yīng)用方向上有著較大的潛力，引起了國(guó)內(nèi)外研究者的廣泛關(guān)注。南京航空航天大學(xué)史志偉教授團(tuán)隊(duì)[11]將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于小型無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)環(huán)量控制技術(shù)產(chǎn)生的最大滾轉(zhuǎn)舵效率相當(dāng)于副翼偏轉(zhuǎn)50°、最大俯仰舵效率相當(dāng)于傳統(tǒng)俯仰舵在10 m/s 的速度下偏轉(zhuǎn)10°，證明了環(huán)量控制致動(dòng)器取代傳統(tǒng)舵面的可行性。國(guó)防科技大學(xué)羅振兵教授團(tuán)隊(duì)[12]首次將雙合成射流致動(dòng)器集成進(jìn)無(wú)人機(jī)，用于無(wú)舵滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，發(fā)現(xiàn)基于雙合成射流致動(dòng)器的環(huán)量控制配合兩翼的差動(dòng)控制可達(dá)到最佳控制效果，最大橫滾角速度為15.62 (°)/s。此外，還有關(guān)于超臨界翼型的雙射流環(huán)量控制研究[13]、環(huán)量控制機(jī)翼增升及滾轉(zhuǎn)控制特性研究[14]、環(huán)量控制翼型非定常氣動(dòng)力建模[15]、脈沖射流對(duì)環(huán)量控制翼型氣動(dòng)性能的影響[16]等相關(guān)研究成果。

圖1 環(huán)量控制翼型示意圖Fig.1 Schematic of a wing using circulation control

傳統(tǒng)的推力矢量技術(shù)利用機(jī)械致動(dòng)，通過改變噴管幾何外形的方式改變發(fā)動(dòng)機(jī)主射流方向，以此改變推力方向，從而實(shí)現(xiàn)飛行器的快速變向、短距起降等機(jī)動(dòng)。在Lockheed YF-22[17]等機(jī)型中可以看到這種技術(shù)的應(yīng)用。推力矢量技術(shù)帶來(lái)的高機(jī)動(dòng)性、強(qiáng)隱身性等特點(diǎn)，使其在高性能飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域中有著較大的應(yīng)用潛力[18]。

機(jī)械推力矢量技術(shù)存在附加重量大、機(jī)構(gòu)復(fù)雜度高、造價(jià)高昂等諸多問題，限制了這一技術(shù)的推廣與應(yīng)用，流體推力矢量技術(shù)作為一種替代方案被提出。與傳統(tǒng)的機(jī)械推力矢量技術(shù)相比，流體推力矢量技術(shù)省去了復(fù)雜的機(jī)械致動(dòng)部件，通過流體間的相互作用，驅(qū)動(dòng)矢量偏轉(zhuǎn)或?qū)崿F(xiàn)喉道調(diào)節(jié)，大大簡(jiǎn)化了結(jié)構(gòu)。根據(jù)肖中云[18]、Deere[19]及Flamm[20]等的研究，具有代表性的流體推力矢量技術(shù)包括激波矢量控制方法[21]、喉道移動(dòng)控制方法[22]、逆流控制方法[23]、雙喉道控制方法[24]和同向二次流控制方法[25]等。其中，同向二次流控制方法受到較多關(guān)注，其控制效果及幾何參數(shù)的影響規(guī)律已被研究者逐步了解[26-27]。同向二次流控制方法的原理如圖2 所示，通過將二次流注入主射流與一側(cè)壁面間的空隙，引發(fā)主射流與彎曲出口壁面之間的康達(dá)效應(yīng)，從而實(shí)現(xiàn)主射流的偏轉(zhuǎn)。由于二次流注入的方向與主射流的方向相同，因此這種方法的一個(gè)顯著優(yōu)點(diǎn)就是能夠減少主射流的動(dòng)量損失。除此之外，研究者還針對(duì)無(wú)源推力矢量噴管[28-30]、基于引射效應(yīng)的流體推力矢量控制方法[31]及水下矢量噴管[30,32]等開展了研究。

圖2 同向二次流控制方法原理示意圖Fig.2 The schematic diagram of the principle of the co-directional secondary flow control method

以環(huán)量控制技術(shù)和流體推力矢量技術(shù)組合開發(fā)的無(wú)舵面飛行控制系統(tǒng)替代傳統(tǒng)的舵面飛行控制系統(tǒng)[2-3]，不僅可以降低機(jī)械裝置帶來(lái)的附加質(zhì)量，還可以節(jié)約系統(tǒng)維護(hù)與采購(gòu)成本，延長(zhǎng)設(shè)備使用壽命。此外，無(wú)舵面飛行控制的性能也更加優(yōu)異，環(huán)量控制技術(shù)擁有更高的增升效率，而流體推力矢量技術(shù)可以提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比，適合高性能飛機(jī)的短距起降和快速機(jī)動(dòng)。值得一提的是，使用無(wú)舵面飛行控制可以取消平尾、垂尾等舵面布局，消除了機(jī)體的運(yùn)動(dòng)部件、縫隙和不連續(xù)點(diǎn)，有利于飛機(jī)氣動(dòng)隱形設(shè)計(jì)[1]。

但是，耗氣量始終是阻礙氣動(dòng)控制技術(shù)發(fā)展的重要因素。研究發(fā)現(xiàn)，由于環(huán)量控制技術(shù)的高壓氣源需求，發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的推力損失達(dá)到了5%[33]。一種改善方式是使用非定常射流，與定常射流相比，脈沖射流環(huán)量控制僅需不到一半的質(zhì)量流量即可達(dá)到相同的升力系數(shù)[34]，使用脈沖射流陣列環(huán)量控制技術(shù)同樣也可以降低耗氣量[35]。此外，合成射流也被用于推力矢量控制研究，無(wú)需氣源消耗，利用高頻壓電薄膜等方式實(shí)現(xiàn)非定常激勵(lì)[18,36]。近年來(lái)，振蕩射流非定常控制方法受到越來(lái)越多的關(guān)注，其無(wú)需任何機(jī)械運(yùn)動(dòng)部件，采用內(nèi)部復(fù)雜通道激發(fā)射流不穩(wěn)定性，在定常流量輸入的情況下，產(chǎn)生非定常激勵(lì)，具有工作穩(wěn)定和激勵(lì)強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)。本文將以本課題組近年來(lái)的實(shí)驗(yàn)研究工作為主要內(nèi)容，介紹振蕩射流在環(huán)量控制和流體推力矢量等領(lǐng)域的研究進(jìn)展。

1 基于振蕩射流的流場(chǎng)調(diào)控方法

流體振蕩器（fluidic oscillator）是一種不包含機(jī)械位移部件和電磁激勵(lì)部件的器件，只需在其入口處通入恒定流量的流體，即可在出口產(chǎn)生連續(xù)穩(wěn)定的橫向振蕩射流。按照反饋通道數(shù)量，流體振蕩器大致可以分為3 類[37]：無(wú)反饋通道流體振蕩器、聲速振蕩器和雙反饋通道流體振蕩器，其中雙反饋通道流體振蕩器的應(yīng)用與研究最為廣泛。

1.1 雙反饋通道流體振蕩器的工作原理

雙反饋通道流體振蕩器產(chǎn)生振蕩射流的工作原理[38-40]如圖3 所示。當(dāng)流體從入口噴嘴進(jìn)入到流體振蕩器的混合腔時(shí)，在康達(dá)效應(yīng)[4-5]的作用下，主射流會(huì)任意靠近某一側(cè)壁面（圖中示意為上側(cè)壁面）；偏轉(zhuǎn)的主射流沿壁面繼續(xù)流動(dòng)至分流楔，分流楔把主射流劃分為2 股流體，其中一股直接從出口喉道射出，另一股則沿著反饋通道流回主射流根部，并在主射流和上側(cè)壁面之間聚集，形成分離渦泡。由于主射流的阻塞和反饋通道的供給，分離渦泡體積逐漸增大，直至使主射流無(wú)法繼續(xù)附著于上側(cè)壁面。在分離渦泡和康達(dá)效應(yīng)的共同作用下，主射流向下側(cè)壁面偏轉(zhuǎn)，在外部空間產(chǎn)生橫向振蕩的效果。主射流沖擊到下側(cè)分流楔后，同樣會(huì)有一部分流體進(jìn)入下側(cè)反饋通道，流回主射流根部，再次供給下側(cè)分離渦泡的增長(zhǎng)，并促使主射流翻轉(zhuǎn)。如此周而復(fù)始，使外部射流形成連續(xù)振蕩效果。

圖3 雙反饋通道流體振蕩器原理示意圖Fig.3 Schematic of a fluidic oscillator with two feedback channels

1.2 流體振蕩器的特性

流體振蕩器的設(shè)計(jì)最早出現(xiàn)于20 世紀(jì)60 年代，但其優(yōu)點(diǎn)近10 年才逐漸被研究者熟知：無(wú)需機(jī)械與電磁部件即可產(chǎn)生穩(wěn)定的自維持橫向振蕩掃掠射流；通過構(gòu)型設(shè)計(jì)，可以在幾赫茲[41]至幾萬(wàn)赫茲[42]之間調(diào)節(jié)振蕩頻率；在高溫、高壓、振動(dòng)等惡劣環(huán)境中仍能魯棒運(yùn)行等。流體振蕩器被應(yīng)用于分離控制[43]、噪音抑制[44]、鈍體減阻[45]、燃燒控制[46]、換熱增強(qiáng)[47]、混合增強(qiáng)[48]等領(lǐng)域并取得了良好的效果。除了能產(chǎn)生穩(wěn)定的掃掠射流，流體振蕩器還可以通過特殊的出口設(shè)計(jì)將出口掃掠射流轉(zhuǎn)化為脈沖射流。Zhou 等[49-50]設(shè)計(jì)了一種新型高頻高速脈沖式流體振蕩器，射流速度可達(dá)馬赫數(shù)0.7 ，振蕩頻率高于 1 kHz，開展了基于壓力敏感涂料（pressure sensitive paint）的實(shí)驗(yàn)研究，揭示了高速可壓縮振蕩器內(nèi)部壓力波傳輸機(jī)制。

流體振蕩器所產(chǎn)生的振蕩射流在流動(dòng)控制領(lǐng)域有其獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，主要來(lái)源于以下3 個(gè)方面：

1）振蕩射流的掃掠特性顯著增強(qiáng)了沿展向的控制均勻性，單個(gè)射流口所能覆蓋的寬度已經(jīng)明顯大于噴嘴寬度，這一特性降低了射流裝置排布的密度要求。

2）相比于傳統(tǒng)定常射流，振蕩射流的挾帶能力有著巨大提升。從使用體視PIV 對(duì)振蕩射流外流場(chǎng)的測(cè)量結(jié)果發(fā)現(xiàn)[51]，振蕩射流在近出口處的挾帶能力是傳統(tǒng)定常射流的4.0～4.5 倍。這主要是因?yàn)檎袷幧淞髟跈M向掃掠的過程中大大增加了射流與環(huán)境流體的接觸面積。

3）基于流體振蕩器的振蕩射流具有可調(diào)的激勵(lì)頻率，從幾赫茲[41]到幾萬(wàn)赫茲[42]巨大頻寬使其可以適應(yīng)多種工況和場(chǎng)景。雖然雙反饋通道流體振蕩器等構(gòu)型的激勵(lì)頻率不可獨(dú)立于入口流量調(diào)整，但頻率與流量之間的這種耦合關(guān)系是最為簡(jiǎn)單的線性關(guān)系，且還可通過一些巧妙的設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)頻率與流量的解耦。如Adhikari 等[52]設(shè)計(jì)的基于主從概念的流體振蕩器，以高頻流體振蕩器作為主機(jī)，將產(chǎn)生的高頻振蕩射流通向高流量輸出的放大器。該放大器作為從機(jī)，與振蕩器結(jié)構(gòu)類似，區(qū)別在于將反饋回路連接至主機(jī)的輸出，使從機(jī)中的射流得以按照主機(jī)的頻率掃掠振蕩，而輸出流量則取決于從機(jī)自身，以此將頻率與流量解耦。

此外，流體振蕩器具有良好的可縮放性和可集成性，便于安置到各類控制系統(tǒng)中。圖4 所示的通過金屬3D 打印制造的毫米級(jí)流體振蕩器已被用于矢量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)等實(shí)驗(yàn)研究。

圖4 毫米級(jí)流體振蕩器Fig.4 Millimeter-scale fluid oscillator

實(shí)際上，主動(dòng)流動(dòng)控制應(yīng)用對(duì)射流的要求很高，其中航空領(lǐng)域因其安全性、穩(wěn)定性、方便性及經(jīng)濟(jì)性需要，對(duì)射流的要求尤為苛刻。振蕩射流能夠較好地滿足這種苛刻要求，具有較大的應(yīng)用潛力。

2 振蕩射流在無(wú)舵面飛行控制中的應(yīng)用

2.1 振蕩射流在環(huán)量控制技術(shù)中的應(yīng)用

正如前文所提到的，目前環(huán)量控制技術(shù)研究常以狹縫射流作為控制手段[53]。這種方式的耗氣量往往較大，在經(jīng)濟(jì)性、高性能設(shè)計(jì)等方面表現(xiàn)較差。因此，研究者嘗試以振蕩射流替代狹縫射流，開展了一系列實(shí)驗(yàn)探究。

2.1.1 振蕩射流在環(huán)量控制翼型中應(yīng)用的實(shí)驗(yàn)探究

Jones 等[54]在FAST-MAC 循環(huán)控制模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行修改，并在NASA 蘭利研究中心的國(guó)家跨聲速風(fēng)洞設(shè)施中進(jìn)行了振蕩射流的應(yīng)用實(shí)驗(yàn)，采集了升阻力數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)采用如圖5 所示的翼型設(shè)計(jì)，射流高度與弦長(zhǎng)之比為0.0021。在襟翼角度為30°和60°時(shí)進(jìn)行了低速高升力測(cè)試，并在襟翼偏轉(zhuǎn)0°時(shí)開展了跨聲速巡航實(shí)驗(yàn)。

圖5 Jones 等的環(huán)量控制翼型幾何設(shè)計(jì)[54]Fig.5 Geometric details of the circulation control wings from Jones[54]

在低速高升力測(cè)試中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)襟翼角度為30°時(shí)，振蕩射流能夠使氣流附著在襟翼上，并在僅消耗46%定常射流質(zhì)量流量的前提下，提供與定常射流相當(dāng)?shù)纳υ隽?。?dāng)襟翼角度為60°時(shí)，振蕩射流提供的升力增量較小，僅能在內(nèi)側(cè)襟翼上保持氣流附著，說(shuō)明該設(shè)計(jì)在襟翼角度較大時(shí)存在局限[54]。在跨聲速巡航實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，振蕩射流擁有在中等雷諾數(shù)1.5 × 107下影響翼面流動(dòng)的能力。在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)0.85 下成功加速了翼面氣流，并在設(shè)計(jì)升力系數(shù)0.5 下減少了1.7%的流動(dòng)阻力[54]。此外，對(duì)比定常射流在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)0.88 下減阻6.5%的控制效果，振蕩射流雖然僅減阻3.3%，卻減少了74%的質(zhì)量流量消耗[54]。

Jentzsch 等[55]將基于振蕩射流的主動(dòng)流動(dòng)控制裝置布置在有襟翼的無(wú)尾布局飛行器模型中，用于探究飛行器的配平和控制。實(shí)驗(yàn)所用的SACCON模型配置如圖6 所示。實(shí)驗(yàn)在馬赫數(shù)低于0.2 的低速風(fēng)洞中進(jìn)行，并用壓力敏感涂料將翼面壓力分布可視化。

圖6 SACCON 模型配置示意圖[55]Fig.6 Schematic of the configuration in SACCON[55]

分別組合傳統(tǒng)襟翼及不同數(shù)量、位置的射流器進(jìn)行控制實(shí)驗(yàn)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當(dāng)把主動(dòng)流動(dòng)控制應(yīng)用于模型時(shí)，可產(chǎn)生與襟翼控制相當(dāng)?shù)臍鈩?dòng)變化，即無(wú)論是組合控制還是單獨(dú)使用襟翼或主動(dòng)流動(dòng)控制，都可配平或控制SACCON 模型。此外，實(shí)驗(yàn)還發(fā)現(xiàn)振蕩射流陣列位于襟翼鉸鏈附近比位于前緣更有效。

Li 等[56]在風(fēng)洞中采用了如圖7 所示的翼型幾何設(shè)計(jì)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，并采集了壁面壓力數(shù)據(jù)加以分析。在實(shí)驗(yàn)中分別設(shè)計(jì)了連續(xù)定常射流、離散定常射流和離散振蕩射流等3 種射流模式，用以探索對(duì)比連續(xù)與離散、定常與非定常之間的控制效果和機(jī)理。在翼型外部幾何設(shè)計(jì)中，射流高度與康達(dá)壁面曲率半徑之比為0.0455，射流高度與弦長(zhǎng)之比為0.00262，弦長(zhǎng)與康達(dá)壁面曲率半徑之比為0.0576。

圖7 Li 等的環(huán)量控制翼型幾何設(shè)計(jì)[56]Fig.7 Geometric details of the circulation control wings from Li[56]

值得一提的是，雖然流體振蕩器降低了耗氣量，但其內(nèi)部的復(fù)雜通道會(huì)帶來(lái)較大的壓力損失，這一特性在一定程度上制約了流體振蕩器的應(yīng)用[57]。針對(duì)這一問題，Li 等[56]引入的射流能量系數(shù)CE綜合考慮了氣源消耗和壓力損失這兩方面的因素。根據(jù)圖8（a）中機(jī)翼升力系數(shù)CL與各射流能量系數(shù)CE之間的關(guān)系可以發(fā)現(xiàn)，離散振蕩射流和連續(xù)定常射流的曲線基本重合，這意味著兩者提升單位升力所需的能量相近，而離散定常射流的表現(xiàn)遠(yuǎn)不及前兩者。觀察圖8（b）中機(jī)翼升力系數(shù)CL與各射流質(zhì)量流量系數(shù)CQ之間的關(guān)系可知，離散振蕩射流提升單位升力的耗氣量遠(yuǎn)低于另外兩者，當(dāng)升力系數(shù)在0.2～0.7 時(shí)，耗氣量基本都可降低40%以上。這是由于離散振蕩射流以更高的壓力損失為代價(jià)獲得了更高的射流速度和非定常特性，從而降低了耗氣量。

圖8 不同射流驅(qū)動(dòng)下環(huán)量控制翼型的氣動(dòng)特性Fig.8 Aerodynamic characteristics of different jet driven circulation control wings

離散定常射流對(duì)射流間距的敏感性較高[56]，而對(duì)于離散振蕩射流，即使將射流間距擴(kuò)大2 倍，控制性能的下降也很有限，且射流陣列在翼展方向上的控制均勻性仍能保持良好[58]。兩者作為三維射流，控制機(jī)理比二維射流更為復(fù)雜，離散定常射流主要受不同截面之間的流動(dòng)融合性影響，而離散振蕩射流由于耗散速率極快反而受到來(lái)流的加速。2 種離散射流在中等強(qiáng)度射流的某些展向截面上都出現(xiàn)過順壓梯度，不同于連續(xù)定常射流在康達(dá)壁面上表現(xiàn)出的單一逆壓梯度[56]。

2.1.2 環(huán)量控制技術(shù)中振蕩射流的特性

與常見的連續(xù)定常射流相比，離散振蕩射流引入了非定常特性，在鈍體尾緣翼型下，相同的質(zhì)量流量可以獲得更高的升力系數(shù)。雖然離散振蕩射流有著更高的壓損，但其消耗的能量并未增加，即在能耗和增升效果幾乎相同的情況下，振蕩射流最多可以減少48%的耗氣量[56]。而在襟翼尾緣翼型中，雖然離散振蕩射流和連續(xù)定常射流的控制效果各有千秋，但離散振蕩射流在耗氣量上仍具有明顯優(yōu)勢(shì)[54]，應(yīng)用潛力更好。

對(duì)比離散振蕩射流與離散定常射流發(fā)現(xiàn)，在相同的質(zhì)量流量下，兩者表現(xiàn)出截然不同的升力增強(qiáng)能力，這是由于離散振蕩射流極大地增強(qiáng)了射流沿展向的控制均勻性，保障了離散出口的控制效果。

加工連續(xù)均勻狹縫具有一定難度，而離散供氣管道的設(shè)計(jì)并未顯著提升加工難度，且在離散的設(shè)計(jì)下可通過氣路的局部開關(guān)帶來(lái)更高的可控性。此外，振蕩射流從低速[55-56]到較高速[54]的區(qū)間內(nèi)均有控制效果，其魯棒性與適應(yīng)性良好。

雖然射流振蕩器壓力損失更高，但以此為代價(jià)獲得了更高的射流速度和非定常特性[56]?？紤]到制約環(huán)量控制技術(shù)實(shí)際應(yīng)用的最大因素在于較大的引氣量需求，因此，能量消耗相近但極大減少了高壓空氣需求的振蕩射流更具優(yōu)勢(shì)。

綜上所述，離散振蕩射流緩解了連續(xù)定常射流帶來(lái)的耗氣量較大的問題，又通過橫向掃掠的射流模式克服了離散出口導(dǎo)致的展向控制不均勻問題，在環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用中具有廣泛的實(shí)踐意義。

2.2 振蕩射流在流體推力矢量技術(shù)中的應(yīng)用

與環(huán)量控制技術(shù)相似，降低二次流的質(zhì)量流量、加強(qiáng)主射流與康達(dá)壁面之間的流動(dòng)混合也是提高同向二次流推力矢量噴管控制性能的關(guān)鍵。

2.2.1 振蕩射流在流體推力矢量噴管中應(yīng)用的實(shí)驗(yàn)探究

Wen 等[59]為探究振蕩射流在流體推力矢量噴管中的應(yīng)用，設(shè)計(jì)了如圖9 所示的實(shí)驗(yàn)裝置，并采用高速相機(jī)的紋影裝置系統(tǒng)獲得了流場(chǎng)可視化數(shù)據(jù)。圖9（a）展示了實(shí)驗(yàn)中所用矢量噴管的幾何結(jié)構(gòu)，從射流器中產(chǎn)生的二次流可以增強(qiáng)康達(dá)效應(yīng)，并使主射流偏向二次流側(cè)的康達(dá)壁面，Wen 等[59]設(shè)計(jì)了振蕩射流器和直射流器進(jìn)行對(duì)比。實(shí)驗(yàn)中2 個(gè)射流器為一組，分別放置于主射流噴嘴兩側(cè)。圖9（b）為實(shí)驗(yàn)所用的高速相機(jī)紋影裝置，其原理是通過光學(xué)方式捕捉工質(zhì)流動(dòng)產(chǎn)生的密度變化導(dǎo)致的折射率變化，進(jìn)而揭示流動(dòng)規(guī)律。光學(xué)設(shè)備包括1 對(duì)拋物面反射鏡（直徑300 mm，焦距3 m）、1 個(gè)功率可調(diào)的LED光源和1 把可以分辨密度梯度的刀。

圖9 Wen 等的實(shí)驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)[52]Fig.9 Schematic of the experimental device design from Wen[52]

流體推力矢量噴管的控制性能可以通過主射流偏轉(zhuǎn)角來(lái)評(píng)估。圖10（a）和（b）分別為直射流驅(qū)動(dòng)和振蕩射流驅(qū)動(dòng)的流體推力矢量噴管紋影結(jié)果，實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)約0.68，二次流質(zhì)量流量從左至右依次為主射流的1.05%、1.58%、2.10%、2.63%以及3.16%。觀察圖10 可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)二次流質(zhì)量流量為主射流的1.05%時(shí)，兩者產(chǎn)生的主射流偏轉(zhuǎn)不明顯。隨著二次流質(zhì)量流量增加到主射流的1.58%，振蕩射流控制開始獲得較為明顯的效果，即主射流被輕微偏轉(zhuǎn)，但直射流控制沒有明顯效果。進(jìn)一步增加二次流質(zhì)量流量至主射流的2.10%，振蕩射流控制下主射流產(chǎn)生了更明顯的偏轉(zhuǎn)，而直射流控制下主射流依然未有明顯偏轉(zhuǎn)。這種情況直至二次流質(zhì)量流量增加至主射流的2.63%時(shí)才有所變化，此時(shí)，振蕩射流控制下主射流已經(jīng)產(chǎn)生巨大偏轉(zhuǎn)，而直射流控制也有了一定的偏轉(zhuǎn)效果。當(dāng)二次流質(zhì)量流量增加至主射流的3.16%時(shí)，二者均有明顯的控制效果，但振蕩射流控制的效果明顯優(yōu)于直射流控制。Wen 等[59]指出，在馬赫數(shù)0.35 的主射流條件下，當(dāng)二次流質(zhì)量流量為主射流的1.29%時(shí)，直射流控制實(shí)現(xiàn)的主射流偏轉(zhuǎn)角約15°，而振蕩射流控制實(shí)現(xiàn)的主射流偏轉(zhuǎn)角接近23°，已經(jīng)可以滿足飛機(jī)的機(jī)動(dòng)控制要求[60]。在相同的二次流噴射下，振蕩射流由于存在高頻激勵(lì)和大擴(kuò)散角導(dǎo)致的流動(dòng)混合增強(qiáng)效應(yīng)，比直射流更能增強(qiáng)主射流與康達(dá)壁面之間的康達(dá)效應(yīng)，有著更好的控制效果。

圖10 二次流控制下的主射流偏轉(zhuǎn)情況Fig.10 The main jet deflection under secondary flow control

2.2.2 流體推力矢量技術(shù)中振蕩射流的特性

一方面，在馬赫數(shù)0.35 的主射流工況下，對(duì)比振蕩射流控制與直射流控制，發(fā)現(xiàn)在相同的質(zhì)量流量下，使用振蕩射流可以形成更大的射流偏轉(zhuǎn)角（在二次流質(zhì)量流量為主射流的1.29%時(shí)，振蕩射流控制實(shí)現(xiàn)了接近23°的偏轉(zhuǎn)角，遠(yuǎn)高于直射流控制實(shí)現(xiàn)的15°[59]）。換言之，振蕩射流可用更少的耗氣量實(shí)現(xiàn)控制目標(biāo)。

另一方面，在同樣密度的射流器排布下，振蕩射流的優(yōu)異表現(xiàn)說(shuō)明高頻激勵(lì)與大擴(kuò)散角可增強(qiáng)流動(dòng)混合，從而增強(qiáng)康達(dá)效應(yīng)，這一特性可推廣至基于康達(dá)效應(yīng)的各主動(dòng)流動(dòng)控制場(chǎng)景。

因此，振蕩射流可以節(jié)約流體推力矢量控制中的耗氣量，具有廣闊應(yīng)用前景。

3 總結(jié)與展望

振蕩射流作為一種自激發(fā)自維持、可調(diào)節(jié)的非定常射流，在無(wú)舵面飛行控制的耗氣量節(jié)約研究中有著出色的表現(xiàn)。在馬赫數(shù)0.8 以內(nèi)的實(shí)驗(yàn)中，基于振蕩射流的環(huán)量控制技術(shù)在大部分配置下都表現(xiàn)出良好的性能。除了環(huán)量控制技術(shù)，基于振蕩射流的流體推力矢量技術(shù)也表現(xiàn)出了遠(yuǎn)超定常射流的控制效果。這意味著應(yīng)用振蕩射流可以大大減少發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的引氣量，從而減少推力損失，緩解了無(wú)舵面飛行控制技術(shù)乃至大部分基于氣動(dòng)的航空主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的一大痛點(diǎn)，有著廣闊的應(yīng)用前景與實(shí)踐意義。

總結(jié)這2 種技術(shù)不難發(fā)現(xiàn)，振蕩射流出色的增強(qiáng)摻混與挾帶能力使其能夠較容易地誘導(dǎo)出康達(dá)效應(yīng)，這也正是使用振蕩射流能夠提升無(wú)舵面飛行控制性能的機(jī)理?？颠_(dá)效應(yīng)在基于氣動(dòng)的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)中十分常見，因此振蕩射流在基于康達(dá)效應(yīng)的主動(dòng)流動(dòng)控制當(dāng)中具有較高的推廣潛力。

同時(shí)也要注意到，流體振蕩器內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在實(shí)際應(yīng)用中仍存在諸多挑戰(zhàn)，如激勵(lì)器內(nèi)部的壓力損失較大、加工工藝復(fù)雜、激勵(lì)器性能對(duì)內(nèi)部幾何參數(shù)敏感、射流耗散速率較快等。因此，針對(duì)流體振蕩器的應(yīng)用開發(fā)是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，還需要研究者進(jìn)行深入探索。

當(dāng)下基于振蕩射流的無(wú)舵面飛行控制已經(jīng)展現(xiàn)出良好的工程應(yīng)用前景。一方面，在振蕩射流領(lǐng)域，應(yīng)繼續(xù)探索具有更高性能、更易集成、頻率與入口流量可解耦等多種優(yōu)點(diǎn)的流體振蕩器構(gòu)型，進(jìn)一步提升振蕩射流的控制效果。深入研究在高速狀態(tài)下的振蕩射流流動(dòng)特性，以期在高性能飛機(jī)的無(wú)舵面飛行控制中穩(wěn)定發(fā)揮振蕩射流的優(yōu)勢(shì)特性。另一方面，在無(wú)舵面飛行控制領(lǐng)域，應(yīng)探索更多的射流控制模式，設(shè)計(jì)出穩(wěn)定、安全、可靠、高效的飛行控制系統(tǒng)，并開發(fā)配套的先進(jìn)飛行控制算法。