现代航空技术正在向宽空域、宽速域、超隐身、超机动的方向加速发展，对应的航空动力装置也在向高效化、高速化、宽域化、一体化、智能化的方向快速演进。面向单设计点工况的传统设计手段已难以满足未来航空器的发展需求，而基于主动流动控制思想的系统设计技术显示出巨大潜力。

主动流动控制技术是一种通过在流动环境中引入外界扰动和能量注入来控制流体流动的方法。与被动控制技术相比，主动控制技术具有更好的变工况性能，可以根据工况的变化调整控制参数，从而达到最优的控制效果。主动流动控制通常需要合成射流、等离子体、流体振荡器等多种形式的高频非定常激励器向流场内部注入能量，以达到较高的控制效率。流体振荡器由于其较高的工作鲁棒性和可靠性，在航空应用领域受到了极大的关注，其全尺寸、全系统的飞行演示验证已经完成，具有较高的技术成熟度，在高速、高温、大尺度等复杂工况环境下具有较好的应用前景。2024年，美国国防预先研究计划局（DARPA）正式开展X-65验证机项目，验证主动流动控制技术工程应用的有效性，以期主动流动控制技术能成为航空飞行器及航空动力技术的重要突破点。

在先进航空动力创新工作站的支持下，国内多个研究团队开展了主动流动控制技术的研究工作，初步探索了主动流动控制技术在航空发动机多个部件上的应用可行性，提出了多种基于流体振荡器的主动流动控制实施方案。针对流体振荡器的高频高速射流特性，中国航空发动机研究院搭建了高速纹影测试系统，联合上海交通大学的研究团队，开发了纹影测速方法，对高亚声速和超声速喷射下的振荡射流形态和设计规律进行了系统研究，揭示了特征尺寸、出口几何张角设计等参数变化对流体振荡器工作频率、扫掠张角等核心工作特征的影响规律。针对压缩系统中存在较强的逆压梯度，易发生流动分离的问题，中国航空发动机研究院和哈尔滨工业大学的研究团队，分别采用脉冲型和扫掠型流体振荡器，对静子角区分离流动、静子吸力面分离流动，以及转子叶顶的二次流动进行了主动控制效果验证，取得了较为显著的收益。

针对隐身战斗机采用的S形进气道，以及双转子压气机采用的S形中介机匣流道内容易出现流动分离，进而导致发动机性能下降的问题，中国航空发动机研究院的研究团队针对一个截面高120mm，宽500mm的二维大折转角S形流道，在马赫数（Ma）0.4的可压缩高速气流工况下，采用由32个流体振荡器组成的大型阵列，使用0.6%的激励流量，就使出口截面处的总压损失和总压畸变改善了20%左右,消除了内部存在的大尺度分离，证明了流体振荡器主动激励的有效性。进一步地，中国航空发动机研究院和北京航空航天大学的研究团队合作，将上述主动控制方法应用于超紧凑中介机匣设计，并在北京航空航天大学低速大尺寸中介机匣性能试验台上进行了验证，基准流道内部的流动状态良好，无流动分离情况发生，但由于流道的进出口存在较大的径向落差，因此出口截面的速度畸变较大，在靠近轮毂处施加1.14%的主动激励流量后，出口截面的速度分布均匀性得到大幅改善。

随着飞行器越来越追求极致的隐身性能，除了提供推力的核心作用之外，航空动力系统参与飞行过程控制的重要性也越来越凸显。发动机空气系统引气作为主动流动控制激励的能量源头，采用气动推力矢量控制、机翼环量控制、翼面分离抑制等主动流动控制技术，在无舵面参与的条件下，可以大幅提高飞行器的机动性能。中国航空发动机研究院联合上海交通大学、中国民航大学等研究团队，提出了基于振荡射流激励的气动推力矢量控制技术和气动环量控制技术。基于微型涡喷发动机气动推力矢量试验测试平台，在97%的转速下，进行了自引气康达附壁气动推力矢量技术的地面验证试验，在压气机自引气流量2.3%条件下，气动推力矢量偏角可达到12°。研究团队构建了微型涡喷发动机与机翼环量控制技术之间的物理集成验证系统，通过与机械舵面飞机的虚拟飞行试验对比，在发动机转速大于67%时，飞行器具有等效机械舵偏角大于20°的能力。

以上研究虽然取得了一定的成果，但是距离向工程应用转化尚存在较大的差距。同时也可以看出，主动流动控制技术的分支众多，面向不同的应用对象，其技术路线往往差异巨大，且技术迁移难度较高，不同团队的研究成果难以互相借鉴和支撑，甚至难以在应用对象和技术路径上达成共识，使得该技术一直处于低成熟度的可行性探索阶段。由于主动流动控制技术对整个飞行器平台，以及航空动力装置整体结构的影响过于强烈，在传统航空动力部件构型上进行融合设计的难度过高，难以有效体现主动流动控制技术带来的性能增益。而主动流动控制的技术优势与自适应变循环发动机的多工况点设计理念具有较高的契合度，有望在其中找到有前途的应用方向。此外，在超隐身无舵面飞行器的设计需求牵引下，耦合飞机姿态控制和发动机推力控制的飞发一体综合控制系统有望成为主动流动控制技术工程应用的突破口。

（温泉，中国航空发动机研究院院长，研究员，主要从事航空发动机研究）