振蕩射流控制方法在無舵面飛行控制中的應用

仇梓豪，李子焱，周楷文，王士奇，劉應征，溫新,*

1.上海交通大學 機械與動力工程學院，上海 200240

2.中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

3.中國船舶科學研究中心 水動力學科研部，無錫 214082

4.中國航空發動機集團 中國航空發動機研究院，北京 101304

0 引 言

舵面是安裝在飛機或導彈的機翼、尾翼等部位的可動翼面，如副翼、升降舵、方向舵等。傳統飛行器控制部件可通過移動、偏轉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。隨著航空技術的蓬勃發展，機構繁復的傳統飛行控制方法已無法滿足現實需求，如移動部件會破壞特殊用途飛機精心設計的隱形氣動外形，分翼面設計會破壞光滑連續表面等問題逐漸顯現，研究者希望能夠在不使用傳統舵面的情況下操縱飛機，找到替代方法解決上述問題[1]。

2010 年，BAE 系統公司與英國多所高校合作，成功試飛了一款名為“DEMON”的無人機，用以驗證航空領域的一些先進技術[2]，其中就包括2 項頗受關注的無舵面飛行控制技術—環量控制（circulation control）技術和流體推力矢量（fluidic thrust vectoring）技術。2019 年，BAE 系統公司與曼徹斯特大學合作，設計制造了名為“MAGMA”的飛翼布局無人驗證機，旨在探索新型無舵面飛行控制技術在未來無尾飛機上的應用。MAGMA 沒有采用DEMON 的單獨供氣方案，而是采用了更貼近實際的發動機供氣方案，并且將尾緣的康達射流提升至超聲速[3]，其成功試飛使環量控制和流體推力矢量技術在未來高性能飛機中的應用成為可能。本文就將對這2 項無舵面飛行控制技術進行介紹。

傳統的舵面飛行控制通過機械方法制造氣流偏轉，利用反作用力或力矩控制飛行器。從20 世紀70 年代開始，美國學者利用康達效應（Coand? effect）[4-5]氣動控制方法[6-8]，開展了一系列關于環量控制的研究。環量控制是一種基于氣動的主動流動控制方法，相比傳統的舵面設計，環量控制能夠顯著提升翼型的最大升力。如圖1 所示，環量控制翼型取消了傳統的襟翼設計，將機翼尾緣設計為圓形鈍體，在康達壁面與普通翼面的銜接處通常留有一個狹縫，用以制造沿康達壁面切向的狹縫射流[8]。射流在康達效應作用下依附于尾緣壁面上直至分離點，翼型的前后駐點在氣動力影響下向下移動，并在機翼周圍生成巨大的環量，從而增強了機翼上的升力。據報道[9-10]，環量控制翼型的最大升力系數可達到9 左右，而采用復雜的機械式增升裝置僅能達到6。環量控制技術的卓越性能使之在短距起降、無舵面控制等應用方向上有著較大的潛力，引起了國內外研究者的廣泛關注。南京航空航天大學史志偉教授團隊[11]將環量控制技術應用于小型無人機進行飛行驗證實驗，發現環量控制技術產生的最大滾轉舵效率相當于副翼偏轉50°、最大俯仰舵效率相當于傳統俯仰舵在10 m/s 的速度下偏轉10°，證明了環量控制致動器取代傳統舵面的可行性。國防科技大學羅振兵教授團隊[12]首次將雙合成射流致動器集成進無人機，用于無舵滾轉姿態控制，發現基于雙合成射流致動器的環量控制配合兩翼的差動控制可達到最佳控制效果，最大橫滾角速度為15.62 (°)/s。此外，還有關于超臨界翼型的雙射流環量控制研究[13]、環量控制機翼增升及滾轉控制特性研究[14]、環量控制翼型非定常氣動力建模[15]、脈沖射流對環量控制翼型氣動性能的影響[16]等相關研究成果。

圖1 環量控制翼型示意圖Fig.1 Schematic of a wing using circulation control

傳統的推力矢量技術利用機械致動，通過改變噴管幾何外形的方式改變發動機主射流方向，以此改變推力方向，從而實現飛行器的快速變向、短距起降等機動。在Lockheed YF-22[17]等機型中可以看到這種技術的應用。推力矢量技術帶來的高機動性、強隱身性等特點，使其在高性能飛機設計領域中有著較大的應用潛力[18]。

機械推力矢量技術存在附加重量大、機構復雜度高、造價高昂等諸多問題，限制了這一技術的推廣與應用，流體推力矢量技術作為一種替代方案被提出。與傳統的機械推力矢量技術相比，流體推力矢量技術省去了復雜的機械致動部件，通過流體間的相互作用，驅動矢量偏轉或實現喉道調節，大大簡化了結構。根據肖中云[18]、Deere[19]及Flamm[20]等的研究，具有代表性的流體推力矢量技術包括激波矢量控制方法[21]、喉道移動控制方法[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注，其控制效果及幾何參數的影響規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壁面間的空隙，引發主射流與彎曲出口壁面之間的康達效應，從而實現主射流的偏轉。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顯著優點就是能夠減少主射流的動量損失。除此之外，研究者還針對無源推力矢量噴管[28-30]、基于引射效應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

以環量控制技術和流體推力矢量技術組合開發的無舵面飛行控制系統替代傳統的舵面飛行控制系統[2-3]，不僅可以降低機械裝置帶來的附加質量，還可以節約系統維護與采購成本，延長設備使用壽命。此外，無舵面飛行控制的性能也更加優異，環量控制技術擁有更高的增升效率，而流體推力矢量技術可以提高發動機推重比，適合高性能飛機的短距起降和快速機動。值得一提的是，使用無舵面飛行控制可以取消平尾、垂尾等舵面布局，消除了機體的運動部件、縫隙和不連續點，有利于飛機氣動隱形設計[1]。

但是，耗氣量始終是阻礙氣動控制技術發展的重要因素。研究發現，由于環量控制技術的高壓氣源需求，發動機引氣的推力損失達到了5%[33]。一種改善方式是使用非定常射流，與定常射流相比，脈沖射流環量控制僅需不到一半的質量流量即可達到相同的升力系數[34]，使用脈沖射流陣列環量控制技術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，無需氣源消耗，利用高頻壓電薄膜等方式實現非定常激勵[18,36]。近年來，振蕩射流非定常控制方法受到越來越多的關注，其無需任何機械運動部件，采用內部復雜通道激發射流不穩定性，在定常流量輸入的情況下，產生非定常激勵，具有工作穩定和激勵強等優勢。本文將以本課題組近年來的實驗研究工作為主要內容，介紹振蕩射流在環量控制和流體推力矢量等領域的研究進展。

1 基于振蕩射流的流場調控方法

流體振蕩器（fluidic oscillator）是一種不包含機械位移部件和電磁激勵部件的器件，只需在其入口處通入恒定流量的流體，即可在出口產生連續穩定的橫向振蕩射流。按照反饋通道數量，流體振蕩器大致可以分為3 類[37]：無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生振蕩射流的工作原理[38-40]如圖3 所示。當流體從入口噴嘴進入到流體振蕩器的混合腔時，在康達效應[4-5]的作用下，主射流會任意靠近某一側壁面（圖中示意為上側壁面）；偏轉的主射流沿壁面繼續流動至分流楔，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，直至使主射流無法繼續附著于上側壁面。在分離渦泡和康達效應的共同作用下，主射流向下側壁面偏轉，在外部空間產生橫向振蕩的效果。主射流沖擊到下側分流楔后，同樣會有一部分流體進入下側反饋通道，流回主射流根部，再次供給下側分離渦泡的增長，并促使主射流翻轉。如此周而復始，使外部射流形成連續振蕩效果。

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

流體振蕩器的設計最早出現于20 世紀60 年代，但其優點近10 年才逐漸被研究者熟知：無需機械與電磁部件即可產生穩定的自維持橫向振蕩掃掠射流；通過構型設計，可以在幾赫茲[41]至幾萬赫茲[42]之間調節振蕩頻率；在高溫、高壓、振動等惡劣環境中仍能魯棒運行等。流體振蕩器被應用于分離控制[43]、噪音抑制[44]、鈍體減阻[45]、燃燒控制[46]、換熱增強[47]、混合增強[48]等領域并取得了良好的效果。除了能產生穩定的掃掠射流，流體振蕩器還可以通過特殊的出口設計將出口掃掠射流轉化為脈沖射流。Zhou 等[49-50]設計了一種新型高頻高速脈沖式流體振蕩器，射流速度可達馬赫數0.7 ，振蕩頻率高于 1 kHz，開展了基于壓力敏感涂料（pressure sensitive paint）的實驗研究，揭示了高速可壓縮振蕩器內部壓力波傳輸機制。

流體振蕩器所產生的振蕩射流在流動控制領域有其獨特優勢，主要來源于以下3 個方面：

1）振蕩射流的掃掠特性顯著增強了沿展向的控制均勻性，單個射流口所能覆蓋的寬度已經明顯大于噴嘴寬度，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 對振蕩射流外流場的測量結果發現[51]，振蕩射流在近出口處的挾帶能力是傳統定常射流的4.0～4.5 倍。這主要是因為振蕩射流在橫向掃掠的過程中大大增加了射流與環境流體的接觸面積。

3）基于流體振蕩器的振蕩射流具有可調的激勵頻率，從幾赫茲[41]到幾萬赫茲[42]巨大頻寬使其可以適應多種工況和場景。雖然雙反饋通道流體振蕩器等構型的激勵頻率不可獨立于入口流量調整，但頻率與流量之間的這種耦合關系是最為簡單的線性關系，且還可通過一些巧妙的設計，實現頻率與流量的解耦。如Adhikari 等[52]設計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，將產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，與振蕩器結構類似，區別在于將反饋回路連接至主機的輸出，使從機中的射流得以按照主機的頻率掃掠振蕩，而輸出流量則取決于從機自身，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中。圖4 所示的通過金屬3D 打印制造的毫米級流體振蕩器已被用于矢量渦噴發動機等實驗研究。

圖4 毫米級流體振蕩器Fig.4 Millimeter-scale fluid oscillator

實際上，主動流動控制應用對射流的要求很高，其中航空領域因其安全性、穩定性、方便性及經濟性需要，對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，具有較大的應用潛力。

2 振蕩射流在無舵面飛行控制中的應用

2.1 振蕩射流在環量控制技術中的應用

正如前文所提到的，目前環量控制技術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，在經濟性、高性能設計等方面表現較差。因此，研究者嘗試以振蕩射流替代狹縫射流，開展了一系列實驗探究。

2.1.1 振蕩射流在環量控制翼型中應用的實驗探究

Jones 等[54]在FAST-MAC 循環控制模型的基礎上進行修改，并在NASA 蘭利研究中心的國家跨聲速風洞設施中進行了振蕩射流的應用實驗，采集了升阻力數據。實驗采用如圖5 所示的翼型設計，射流高度與弦長之比為0.0021。在襟翼角度為30°和60°時進行了低速高升力測試，并在襟翼偏轉0°時開展了跨聲速巡航實驗。

圖5 Jones 等的環量控制翼型幾何設計[54]Fig.5 Geometric details of the circulation control wings from Jones[54]

在低速高升力測試中發現，當襟翼角度為30°時，振蕩射流能夠使氣流附著在襟翼上，并在僅消耗46%定常射流質量流量的前提下，提供與定常射流相當的升力增量。當襟翼角度為60°時，振蕩射流提供的升力增量較小，僅能在內側襟翼上保持氣流附著，說明該設計在襟翼角度較大時存在局限[54]。在跨聲速巡航實驗中發現，振蕩射流擁有在中等雷諾數1.5 × 107下影響翼面流動的能力。在設計馬赫數0.85 下成功加速了翼面氣流，并在設計升力系數0.5 下減少了1.7%的流動阻力[54]。此外，對比定常射流在非設計馬赫數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%的質量流量消耗[54]。

Jentzsch 等[55]將基于振蕩射流的主動流動控制裝置布置在有襟翼的無尾布局飛行器模型中，用于探究飛行器的配平和控制。實驗所用的SACCON模型配置如圖6 所示。實驗在馬赫數低于0.2 的低速風洞中進行，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]

分別組合傳統襟翼及不同數量、位置的射流器進行控制實驗，結果發現，當把主動流動控制應用于模型時，可產生與襟翼控制相當的氣動變化，即無論是組合控制還是單獨使用襟翼或主動流動控制，都可配平或控制SACCON 模型。此外，實驗還發現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]在風洞中采用了如圖7 所示的翼型幾何設計進行實驗，并采集了壁面壓力數據加以分析。在實驗中分別設計了連續定常射流、離散定常射流和離散振蕩射流等3 種射流模式，用以探索對比連續與離散、定常與非定常之間的控制效果和機理。在翼型外部幾何設計中，射流高度與康達壁面曲率半徑之比為0.0455，射流高度與弦長之比為0.00262，弦長與康達壁面曲率半徑之比為0.0576。

圖7 Li 等的環量控制翼型幾何設計[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，但其內部的復雜通道會帶來較大的壓力損失，這一特性在一定程度上制約了流體振蕩器的應用[57]。針對這一問題，Li 等[56]引入的射流能量系數CE綜合考慮了氣源消耗和壓力損失這兩方面的因素。根據圖8（a）中機翼升力系數CL與各射流能量系數CE之間的關系可以發現，離散振蕩射流和連續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遠不及前兩者。觀察圖8（b）中機翼升力系數CL與各射流質量流量系數CQ之間的關系可知，離散振蕩射流提升單位升力的耗氣量遠低于另外兩者，當升力系數在0.2～0.7 時，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 不同射流驅動下環量控制翼型的氣動特性Fig.8 Aerodynamic characteristics of different jet driven circulation control wings

離散定常射流對射流間距的敏感性較高[56]，而對于離散振蕩射流，即使將射流間距擴大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，控制機理比二維射流更為復雜，離散定常射流主要受不同截面之間的流動融合性影響，而離散振蕩射流由于耗散速率極快反而受到來流的加速。2 種離散射流在中等強度射流的某些展向截面上都出現過順壓梯度，不同于連續定常射流在康達壁面上表現出的單一逆壓梯度[56]。

2.1.2 環量控制技術中振蕩射流的特性

與常見的連續定常射流相比，離散振蕩射流引入了非定常特性，在鈍體尾緣翼型下，相同的質量流量可以獲得更高的升力系數。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勢[54]，應用潛力更好。

對比離散振蕩射流與離散定常射流發現，在相同的質量流量下，兩者表現出截然不同的升力增強能力，這是由于離散振蕩射流極大地增強了射流沿展向的控制均勻性，保障了離散出口的控制效果。

加工連續均勻狹縫具有一定難度，而離散供氣管道的設計并未顯著提升加工難度，且在離散的設計下可通過氣路的局部開關帶來更高的可控性。此外，振蕩射流從低速[55-56]到較高速[54]的區間內均有控制效果，其魯棒性與適應性良好。

雖然射流振蕩器壓力損失更高，但以此為代價獲得了更高的射流速度和非定常特性[56]。考慮到制約環量控制技術實際應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勢。

綜上所述，離散振蕩射流緩解了連續定常射流帶來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致的展向控制不均勻問題，在環量控制技術應用中具有廣泛的實踐意義。

2.2 振蕩射流在流體推力矢量技術中的應用

與環量控制技術相似，降低二次流的質量流量、加強主射流與康達壁面之間的流動混合也是提高同向二次流推力矢量噴管控制性能的關鍵。

2.2.1 振蕩射流在流體推力矢量噴管中應用的實驗探究

Wen 等[59]為探究振蕩射流在流體推力矢量噴管中的應用，設計了如圖9 所示的實驗裝置，并采用高速相機的紋影裝置系統獲得了流場可視化數據。圖9（a）展示了實驗中所用矢量噴管的幾何結構，從射流器中產生的二次流可以增強康達效應，并使主射流偏向二次流側的康達壁面，Wen 等[59]設計了振蕩射流器和直射流器進行對比。實驗中2 個射流器為一組，分別放置于主射流噴嘴兩側。圖9（b）為實驗所用的高速相機紋影裝置，其原理是通過光學方式捕捉工質流動產生的密度變化導致的折射率變化，進而揭示流動規律。光學設備包括1 對拋物面反射鏡（直徑300 mm，焦距3 m）、1 個功率可調的LED光源和1 把可以分辨密度梯度的刀。

圖9 Wen 等的實驗裝置設計[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角來評估。圖10（a）和（b）分別為直射流驅動和振蕩射流驅動的流體推力矢量噴管紋影結果，實驗馬赫數約0.68，二次流質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 可以發現，當二次流質量流量為主射流的1.05%時，兩者產生的主射流偏轉不明顯。隨著二次流質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，但直射流控制沒有明顯效果。進一步增加二次流質量流量至主射流的2.10%，振蕩射流控制下主射流產生了更明顯的偏轉，而直射流控制下主射流依然未有明顯偏轉。這種情況直至二次流質量流量增加至主射流的2.63%時才有所變化，此時，振蕩射流控制下主射流已經產生巨大偏轉，而直射流控制也有了一定的偏轉效果。當二次流質量流量增加至主射流的3.16%時，二者均有明顯的控制效果，但振蕩射流控制的效果明顯優于直射流控制。Wen 等[59]指出，在馬赫數0.35 的主射流條件下，當二次流質量流量為主射流的1.29%時，直射流控制實現的主射流偏轉角約15°，而振蕩射流控制實現的主射流偏轉角接近23°，已經可以滿足飛機的機動控制要求[60]。在相同的二次流噴射下，振蕩射流由于存在高頻激勵和大擴散角導致的流動混合增強效應，比直射流更能增強主射流與康達壁面之間的康達效應，有著更好的控制效果。

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

2.2.2 流體推力矢量技術中振蕩射流的特性

一方面，在馬赫數0.35 的主射流工況下，對比振蕩射流控制與直射流控制，發現在相同的質量流量下，使用振蕩射流可以形成更大的射流偏轉角（在二次流質量流量為主射流的1.29%時，振蕩射流控制實現了接近23°的偏轉角，遠高于直射流控制實現的15°[59]）。換言之，振蕩射流可用更少的耗氣量實現控制目標。

另一方面，在同樣密度的射流器排布下，振蕩射流的優異表現說明高頻激勵與大擴散角可增強流動混合，從而增強康達效應，這一特性可推廣至基于康達效應的各主動流動控制場景。

因此，振蕩射流可以節約流體推力矢量控制中的耗氣量，具有廣闊應用前景。

3 總結與展望

振蕩射流作為一種自激發自維持、可調節的非定常射流，在無舵面飛行控制的耗氣量節約研究中有著出色的表現。在馬赫數0.8 以內的實驗中，基于振蕩射流的環量控制技術在大部分配置下都表現出良好的性能。除了環量控制技術，基于振蕩射流的流體推力矢量技術也表現出了遠超定常射流的控制效果。這意味著應用振蕩射流可以大大減少發動機壓氣機的引氣量，從而減少推力損失，緩解了無舵面飛行控制技術乃至大部分基于氣動的航空主動流動控制技術的一大痛點，有著廣闊的應用前景與實踐意義。

總結這2 種技術不難發現，振蕩射流出色的增強摻混與挾帶能力使其能夠較容易地誘導出康達效應，這也正是使用振蕩射流能夠提升無舵面飛行控制性能的機理。康達效應在基于氣動的主動流動控制技術中十分常見，因此振蕩射流在基于康達效應的主動流動控制當中具有較高的推廣潛力。

同時也要注意到，流體振蕩器內部結構復雜，在實際應用中仍存在諸多挑戰，如激勵器內部的壓力損失較大、加工工藝復雜、激勵器性能對內部幾何參數敏感、射流耗散速率較快等。因此，針對流體振蕩器的應用開發是一項復雜的系統工程，還需要研究者進行深入探索。

當下基于振蕩射流的無舵面飛行控制已經展現出良好的工程應用前景。一方面，在振蕩射流領域，應繼續探索具有更高性能、更易集成、頻率與入口流量可解耦等多種優點的流體振蕩器構型，進一步提升振蕩射流的控制效果。深入研究在高速狀態下的振蕩射流流動特性，以期在高性能飛機的無舵面飛行控制中穩定發揮振蕩射流的優勢特性。另一方面，在無舵面飛行控制領域，應探索更多的射流控制模式，設計出穩定、安全、可靠、高效的飛行控制系統，并開發配套的先進飛行控制算法。