流體振蕩器：一種有前途的非穩(wěn)態(tài)激勵(lì)器

■ 王士奇/ 中國(guó)航發(fā)研究院

現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)向著隱身、高機(jī)動(dòng)、飛發(fā)一體的方向飛速發(fā)展，航空發(fā)動(dòng)機(jī)也向著超高推重比、超高增壓比、超高推進(jìn)效率的方向快速演進(jìn)，傳統(tǒng)的被動(dòng)式控制手段已經(jīng)難以滿足未來發(fā)展的需求，而基于流體振蕩器的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)已顯示出相當(dāng)?shù)臐摿?，極可能成為未來航空航天及空氣動(dòng)力學(xué)的重大突破性技術(shù)。

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)已經(jīng)被證明能夠顯著降低流動(dòng)阻力、提高升力、增強(qiáng)摻混、降低噪聲，并提升經(jīng)濟(jì)性和舒適性，因此在新型飛行器及其動(dòng)力的發(fā)展中具有廣闊的應(yīng)用前景。主動(dòng)流動(dòng)控制需要通過特定形式的激勵(lì)器來引入外界擾動(dòng)和能量注入，與穩(wěn)態(tài)吹氣/吸氣方法相比，基于周期性非穩(wěn)態(tài)激勵(lì)的主動(dòng)流動(dòng)控制方法效率更高，以附加動(dòng)量系數(shù)來計(jì)算，其效率可以提升兩個(gè)數(shù)量級(jí)，這一點(diǎn)已在各領(lǐng)域的應(yīng)用研究中得到了驗(yàn)證。這些周期性非穩(wěn)態(tài)的擾動(dòng)由各種激勵(lì)器產(chǎn)生，比較典型的激勵(lì)器有合成射流激勵(lì)器、等離子體激勵(lì)器等。航空器，特別是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作條件惡劣，不僅所需的激勵(lì)能量高，對(duì)零部件的可靠性要求也極高，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高且控制效率高的激勵(lì)器成為非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)控制推向應(yīng)用的基礎(chǔ)。

流體振蕩器的概況

流體振蕩器起源于20世紀(jì)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(guān)系，所以也被廣泛用作流量計(jì)。近年來，對(duì)流體振蕩器的研究主要集中在作為流動(dòng)控制激勵(lì)器的應(yīng)用方面。

流體振蕩器產(chǎn)生的振蕩射流完全依靠其自身內(nèi)部的流體特性，在穩(wěn)態(tài)的進(jìn)口壓力下，即可在出口產(chǎn)生自激發(fā)、自維持的振蕩射流，不含任何活動(dòng)部件或電磁部件，因此，與合成射流、等離子體等傳統(tǒng)非穩(wěn)態(tài)激勵(lì)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(qiáng)的優(yōu)勢(shì)（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?jí)），因此，將其內(nèi)部流道與流動(dòng)邊界結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)后，只產(chǎn)生極低的附加質(zhì)量。總的來說，流體振蕩器能夠以被動(dòng)控制的結(jié)構(gòu)形式，實(shí)現(xiàn)非穩(wěn)態(tài)主動(dòng)激勵(lì)的控制收益。

表1 流體振蕩器與其他類型流動(dòng)控制激勵(lì)器的特性對(duì)比

目前，基于非穩(wěn)態(tài)激勵(lì)的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)轉(zhuǎn)向?qū)嶋H應(yīng)用的障礙主要在于飛行器、航空發(fā)動(dòng)機(jī)等應(yīng)用場(chǎng)景中的高速、高溫的惡劣使用環(huán)境、極高可靠性/安全性的使用要求以及輕質(zhì)、高效的設(shè)計(jì)需求。但是，通過將流體振蕩器與現(xiàn)有飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)部件進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，并利用發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的高壓氣源，就能夠克服以上障礙，從而解決主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用的可靠性和安全性問題，加速主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)中的工程應(yīng)用。

流體振蕩器的分類和工作原理

根據(jù)產(chǎn)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(jù)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(dá)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(gòu)型的流體振蕩器

松弛型、聲波型和康達(dá)掃掠型振蕩器均只有一股進(jìn)口的主射流，其工作原理都是依靠射流的康達(dá)效應(yīng)，主射流失穩(wěn)后貼向側(cè)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(chǎn)生振蕩現(xiàn)象，如圖 2所示。而射流耦合型振蕩器具有兩股進(jìn)口射流，這兩股射流在耦合腔內(nèi)經(jīng)過復(fù)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(gè)出口，在穩(wěn)態(tài)的進(jìn)口條件下，每個(gè)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(fā)生周期性變化。而康達(dá)掃掠型和射流耦合型振蕩器只有一個(gè)出口，在穩(wěn)態(tài)的進(jìn)口條件下，主流動(dòng)在出口處的速度絕對(duì)值不發(fā)生變化，但是其方向在一定的角度范圍內(nèi)以一定的頻率擺動(dòng)，形成掃掠式的振蕩射流。典型康達(dá)掃掠型流體振蕩器的內(nèi)部流動(dòng)自激偏轉(zhuǎn)過程如圖3所示，其內(nèi)部有兩個(gè)反饋通道，流體進(jìn)口沿向上方向進(jìn)入，由于康達(dá)效應(yīng)，主流靠著隔板壁面流動(dòng)，由于出口噴孔的限流作用，部分流體進(jìn)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(zhǎng)大，從而將主流推向另一反饋通道，周而復(fù)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(dòng)

流體振蕩器的研究現(xiàn)狀

自2004年起，美國(guó)先進(jìn)流體公司就開始聯(lián)合伊利諾伊大學(xué)和普渡大學(xué)，首先將流體振蕩器應(yīng)用于主動(dòng)流動(dòng)控制領(lǐng)域。隨后，GE公司德國(guó)研究中心、以色列特拉維夫大學(xué)、法國(guó)圖盧茲大學(xué)等研究機(jī)構(gòu)相繼進(jìn)行了不同構(gòu)型流體振蕩器的相關(guān)基礎(chǔ)性研究。2012年，在美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）蘭利研究中心介入相關(guān)的研究工作之后，流體振蕩器的應(yīng)用發(fā)展研究進(jìn)入了快車道。2015年，波音公司聯(lián)合NASA將流體振蕩器陣列應(yīng)用于波音757飛機(jī)的垂尾舵面控制，并成功進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，如圖4所示。2019年，佐治亞理工大學(xué)將流體振蕩器應(yīng)用于控制S形進(jìn)氣道內(nèi)部的高亞聲速和跨聲速分離流動(dòng)。2020年，北大西洋公約組織（北約）的AVT239項(xiàng)目將流體振蕩器應(yīng)用于無舵面無人飛行器MAGMA的襟翼前緣激勵(lì)，并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。以上應(yīng)用研究均驗(yàn)證了流體振蕩器作為高效、高可靠性主動(dòng)控制激勵(lì)器的應(yīng)用發(fā)展?jié)摿Α?/p>

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(cè)試

流體振蕩器在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用前景

航空發(fā)動(dòng)機(jī)存在著大量流動(dòng)分離現(xiàn)象，如S形進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)分離，壓氣機(jī)和渦輪內(nèi)的角區(qū)分離、吸力面分離流動(dòng)和葉頂間隙泄漏流動(dòng)，壓氣機(jī)中介機(jī)匣內(nèi)的流動(dòng)分離等，這些流動(dòng)分離現(xiàn)象降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的整體效率和工作穩(wěn)定性，限制了燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能的進(jìn)一步提升。采用主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，能夠進(jìn)一步提高燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)性能和使用性能，提高壓比和效率，大幅改善穩(wěn)定工作范圍，同時(shí)降低燃油消耗。

在先進(jìn)航空動(dòng)力創(chuàng)新工作站的支持下，自2020年開始，中國(guó)航發(fā)研究院聯(lián)合多家科研單位，初步探索了流體振蕩器在航空發(fā)動(dòng)機(jī)多種部件上的應(yīng)用可行性。例如，將流體振蕩器用于控制大折轉(zhuǎn)角S形流道內(nèi)的分離流動(dòng)，在Ma0.4的進(jìn)口工況條件下，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減小了20%左右，如圖5所示；將流體振蕩器用于控制壓氣機(jī)靜子角區(qū)分離、轉(zhuǎn)子葉頂二次分離流動(dòng)，從而探索實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)主動(dòng)擴(kuò)穩(wěn)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(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)的分離特性，如圖7所示；將流體振蕩器用于控制氣動(dòng)矢量噴管的氣流偏轉(zhuǎn)，相比傳統(tǒng)的直射流，可使消耗的激勵(lì)流量降低50%，如圖8所示。

圖5 流體振蕩器用于控制大折轉(zhuǎn)角S形流道內(nèi)的分離流動(dòng)

圖6 流體振蕩器用于壓氣機(jī)主動(dòng)擴(kuò)穩(wěn)

圖7 流體振蕩器與低壓渦輪的一體化耦合結(jié)構(gòu)

圖8 將流體振蕩器用于控制氣動(dòng)矢量噴管的氣流偏轉(zhuǎn)

同時(shí)，利用流體振蕩器產(chǎn)生的非穩(wěn)態(tài)射流，能夠有效提高噴射介質(zhì)與環(huán)境流體的摻混作用，因此除了流動(dòng)控制領(lǐng)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(wěn)態(tài)噴射，可以有效提高燃料的空間散布均勻度，如圖9所示?；诖耍袊?guó)航發(fā)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(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室和加力及沖壓燃燒室內(nèi)的應(yīng)用方案。

圖9 新型燃料噴射裝置

結(jié)束語

流體振蕩器能夠以被動(dòng)控制的結(jié)構(gòu)形式，獲得主動(dòng)控制的收益，且其控制高亞聲速、跨聲速分離流動(dòng)的應(yīng)用潛力已經(jīng)得到了驗(yàn)證，有望成為促進(jìn)主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)從實(shí)驗(yàn)室走向工程應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)之一。鑒于基于流體振蕩器的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)各主要部件的設(shè)計(jì)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(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)部件中應(yīng)用潛力，形成針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速、高溫、復(fù)雜流動(dòng)環(huán)境下的微型流體振蕩器設(shè)計(jì)能力，甄別有較大應(yīng)用前景的研究方向，推動(dòng)基于流體振蕩器的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用實(shí)現(xiàn)。