超紧凑蛇形进气道的出现源于军用飞行器对隐身性能和轻量化的极致追求，其特有的超紧凑蛇形结构通常使得其内部出现严重的流动分离和复杂旋流，进而导致出口气流品质差，因此对其施加流动控制十分必要。

进气道是飞行器推进系统的重要组成部分，其主要作用为捕获来流、减速增压和整流，其性能的优劣对整个发动机的工作特性有显著影响。超紧凑蛇形进气道作为S形进气道衍生出来的新型进气道，尽管其结构上仍有S形流道，但长径比的大幅降低及双S形结构，使得内部流动情况相比常规S形进气道更加复杂、恶劣，对改善出口气流品质的需求更加迫切。目前，改善进气道内部流动的有效措施为流动控制，主要分为被动控制、主动控制和组合流动控制。其中，被动控制主要是在进气道内布置导流叶片、涡流发生器（VG）、扰流器等装置，以促进高能流体和低能流体的掺混，进而有效抑制进气道内流动分离，大幅降低出口畸变；主动控制则是通过为低能流体注入能量、减少或消除低能流体、促进低能流体与高能流体掺混等思路改善进气道内流动，发展至今主要包括边界层抽吸、微射流、等离子体激励、流体振荡器激励等手段；组合控制则是由两种或两种以上流动控制技术组合形成的流动控制手段。通过对近20年针对常规S形进气道与超紧凑蛇形进气道流动控制研究统计数据可以看出，超紧凑蛇形进气道内流控制研究所采用的流动控制技术也大多延续了传统S形进气道内流控制所采用的技术，并未对其发展针对性的流动控制手段。

被动控制

被动控制作为一种简单高效的控制手段，在特定工况条件下通过合理布置方案能够促使主流与低能流掺混，有效抑制进气道内流动分离，大幅降低出口畸变，早已广泛应用于常规S形进气道的内流控制中。对于超紧凑蛇形进气道，2006年南京航空航天大学孙姝^[1]等采用涡流发生器针对超紧凑蛇形进气道（见图1）第二弯后流动分离进行了流动控制试验研究。结果表明：对于无涡流发生器的超紧凑蛇形进气道，在来流马赫数（Ma）为0.8、攻角为0°、侧滑角为0°的条件下，其周向总压畸变指数达到了11.7%，无法满足航空发动机的进气品质要求；合理布置涡流发生器后，进气道出口周向总压畸变指数大幅降低，减小到2.3%，达到了发动机的运行条件。涡流发生器的导流作用能将低能流均匀地分布在外围，大大削弱边界层分离，使得进气道出口压力分布更加均匀。在测试的来流马赫数为0.65～0.8、攻角为-4°～8°、侧滑角为0°～6°范围内，出口总压周向畸变控制在1.4%～5.4%之间，综合畸变指数在3.8%～7.0%之间，使得进气道满足了实用的水平。此外，研究还发现涡流发生器在测试范围内有一个最佳工况点，在该工况点以外，控制效果有所削弱，但都将畸变控制在了可接受范围之内，可见涡流发生器在控制畸变方面是十分有效的。但随着来流马赫数从0.65增加到0.8，涡流发生器对进气道总压恢复系数产生了不利影响，反而会导致总压恢复系数降低。在后续的研究中，孙姝^[2]等还提出了一种在进气道中添加鼓包的流动控制思路，结果显示鼓包诱导产生的漩涡能有效促进边界层与主流的掺混，从而削弱第二弯道后的分离。2023年里瓦大学团队^[3]在对一长径比为2.5的超紧凑蛇形进气道使用涡流发生器进行控制时，结果也表明流动控制后进气道出口总压损失相比控制前降低了47.72%，出口畸变减少了21.8%。

总的来看，对于超紧凑蛇形进气道的被动流动控制，合理的控制装置（如涡流发生器的安装位置、角度等）可有效抑制甚至消除流动分离，降低出口畸变，且具有简单、经济的特点。但该类流动控制似“开环控制”，只对特定工况有显著效果，当偏离设计状态时无法根据实际情况调节控制参数；在部分非设计工况甚至可导致进气系统性能显著下降。此外，对于叶片式涡流发生器，其外凸的叶片对机务维护非常不利，且在外物撞击下还可能脱落或形成碎片，给发动机的工作安全带来危害。因此，只能在特定工况范围内有显著作用的被动流动控制存在较大的局限性。

主动控制

相较于被动控制，主动控制类似于“闭环控制”，能主动适应被控流场中的变化，在需要的时间和位置出现，通过对局部流场施加很小的扰动就能影响整个流场环境，达到“四两拨千斤”的效果。靖建朋^[4]等采用边界层抽吸技术对一蛇形进气道进行了内流控制试验研究，如图2所示。结果表明在进气道出口马赫数为0.45、抽吸量为主流流量的4.3%时，进气道总压恢复系数可提高约2.6%，但出口截面畸变未能有效降低，且低能流体未被完全吸出。边界层抽吸可以在一定程度上改善进气道内流动，降低出口畸变，但受抽吸孔位置、形状和抽吸量等参数影响显著。尤其是抽吸量，小的抽吸量控制效果比较有限，而大抽吸量对抽吸设备又是一大挑战。

相比之下，吹气控制既能为进气道低能流注入能量，又能诱导产生漩涡促进掺混，其控制效果更加显著。中国空气动力研究与发展中心的达兴亚^[5]等对一长径比为2.5的超紧凑蛇形进气道开展了基于微射流的流动控制研究。结果表明：进气道喉部马赫数在0.2～0.5范围内仅消耗不超过主流流量0.65%的气流，就能使进气道内流动分离现象得到抑制，性能显著提升；射流量存在一个可以抑制分离的有效范围，量过低对分离的抑制作用较小，量过大又会使流动状况恶化，最佳射流量受进气道进口马赫数影响。为此，达兴亚等在后续研究中开发了一套反馈控制系统^[6]，使用动态压力传感器来感知进气道出入口气动参数，进而基于飞行条件变化调整喷射速率，最大程度提高射流控制效果。对于常规的微喷气射流^[7]，虽然能消除通道内流动分离，但却需要消耗约9%主流流量的高压气流。显然，需要如此多气量的喷气控制是不可能被广泛应用的。实际上即使从高压压气机引走主流流量1%的气流，对发动机推力及稳定工作边界的影响也不容小觑。当然，该研究中如此高的高压气源消耗，与射流控制参数（如射流位置未优化）有很大关系。此外，对比两者的研究，发现后者的所有研究方案中进气道喉部马赫数都高于0.6。

相较于常规连续射流，非定常射流具有更大的湍流强度，可在更少的流量消耗情况下达到相同的控制效果。其背后机理一方面是由于非定常射流附加的动能增强了边界层抵抗压力梯度的能力，另一方面则是非定常射流的非连续性喷射将连续的漩涡离散成多个小涡结构，促进了漩涡之间的相互作用，使得非定常射流可在更小代价基础上获得更大的收益。典型的非稳定射流包括零质量合成射流、流体振荡器。其中，流体振荡器进口给定稳定压力即可在其出口产生自激发、自维持的振荡射流，且内部不含任何活动部件或电磁部件，与零质量合成射流、等离子体射流相比，具有更高的可靠性、安全性和鲁棒性。回顾以往学者针对流体振荡器控制效果的研究^[8]，将流体振荡器布置在一长径比为3.7的蛇形进气道第二弯道上表面时，通过谱分析和本征正交分解（POD）分析，结果显示流体振荡器能有效抑制进气道本身产生的不稳定对涡，可使进气道出口畸变指数降低60%，动态畸变降低25%。2024年作者所在团队^[9]则直接对一超紧凑蛇形进气道（长径比约为2.3）开展了基于流体振荡器的主动控制研究，系统研究了振荡器自身构型、振荡器入口压力、振荡器布置位置、角度对控制效果的影响，其布置方式与试验模型如图3所示。结果显示，振荡器布置在下表面比布置在上表面对进气道总压恢复系数和畸变改善更有效果。当振荡器布置在上表面时，其入口存在最佳输入压力，当偏离最佳压力时振荡器的控制效果会有所减弱；而对于下表面，增大振荡器入口压力能得到更显著的控制效果。同时，对于振荡器布置角度，角度越小即射流方向越贴合进气道型面、能更好地为分离区注入能量，控制效果越好；角度太大，会对气流造成大的扰动，反而得不偿失。

组合控制

对于进气道内流控制，被动控制和主动控制各有优势，各种具体的流动控制手段也各有特点。在设计工况范围内，涡流发生器对进气道总压恢复的控制效果要比非定常射流、稳态射流控制对应的效果好，而对于进气道出口畸变而言，其控制效果则比后两者差。类似的研究无悬念地促使研究者将两种或多种流动控制手段组合，以期实现优势互补，达到控制效果的最佳化。事实上，在2009年的美国航空航天学会（AIAA）的会议中^[10]就有学者明确指出美国国家航空航天局（NASA）格伦研究中心率先开展了组合流动控制研究，并提出了第一代组合流动控制系统，由微型叶片与位于微型叶片下游的微射流一起构成。该组合控制在满足设计压力恢复和畸变目标的前提下，需要引用1%～2%的发动机气流进行微射流控制。不足之处是从发动机引气过多，微型叶片使用寿命短且易损坏。为此，为了应对S弯和蛇形进气道内复杂流动，格伦研究中心团队的学者对第一代组合控制系统进行了改进，使用了强度更高、寿命更长的楔形涡流发生器作为被动控制装置，如图4所示。通过向涡流发生器产生的漩涡中注入少量高压气流实现主被动组合流动控制。其中，射流出的高压气流一方面增加壁面边界层动能，另一方面与涡流发生器产生的漩涡相互作用，增强高能流体与低能流体之间的掺混，使得出口压力的分布更加均匀。改进后的组合流动控制激励器所需的引气量降低至第一代的10%，有效削弱了常规射流的大引气量对发动机的不利影响，并且能控制的工况范围更大，填补了涡流发生器可控范围小的不足。

结束语

面对军用飞行器高隐身性、轻量化发展需求，超紧凑蛇形进气道应运而生，但自身特有结构给其带来优势的同时也带来了内部流动复杂、出口畸变大的劣势，开展内流控制很有必要。目前，聚焦超紧凑蛇形进气道的流动控制研究相对较少，相关主动流动控制、组合流动控制技术表现出了降低超紧凑蛇形进气道出口畸变的潜力，但在激励器设计过程中，如何在无质量源输入的前提下确保其高效的流动控制效果，且具有结构简单、可靠性高、鲁棒性好等优势，依旧是设计者急需解决的问题。

（刘雷，南京航空航天大学，副研究员，主要从事融合式进气道内部复杂流动特性和先进流动控制方法、融合式进气道与压气机一体化、飞发一体化等方面研究）

参考文献

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