在飞行器设计和运营过程中，会面临大幅偏离设计点、长时间处于高温高压环境等极端飞行工况的考验。在极端工况下产生的分离流、高温等离子体流和高速燃烧流等极端流动，轻则会使飞行器性能大幅下降，重则酿成飞行事故并导致任务失败，非定常主动流动控制是解决该问题的一种有效方法。

非定常主动流动控制通过在流场中注入时变的质量、动量或能量，使之与被控流场相互作用以达到控制目的，典型的控制方法主要包括射流控制、电磁控制、表面运动等。非定常主动流动控制方法通常能以较小的能量代价实现全流动结构的大幅改善，并且能够根据流场动态变化进行实时调控，是一种极具应用前景的流动控制方法，能为飞行器在极端工况下的稳定运行提供一种技术方案。

非定常主动流动控制方法

非定常射流

射流是一种简单、高效且十分常见的流动控制方法。在日常生活中也有很多射流控制的例子，如哺乳动物等通过打喷嚏行为在鼻腔中形成脉冲射流将异物排出等。此外，作为一种传统的主动流动控制方法，射流的研究与应用几乎伴随了整个流体力学领域的发展历程，目前已经在空天技术领域取得广泛应用，例如为了提高升阻比在机翼上表面对分离流进行控制，在航空发动机内通过对涡轮机匣喷射冷气进行主动间隙控制等。

非定常射流控制通过周期性或非周期性的喷射气体或液体介质，在被控流场中的关键区域处产生局部质量或动量扰动，从而改变原流场中的局部动量或能量分布。相比定常射流，非定常射流在能量效率、流动响应特性和适用场景广度等方面更具优势。其一，时变的射流能够在空间中诱导涡的形成与脱落，从而激发不稳定性，与被控流场进行掺混后的控制效率更高，换言之，在达到相同控制效果时，非定常射流所需的质量或动量更少。其二，非定常射流的扰动时间尺度可达毫秒，适用于高频流动调控（如激波振荡抑制），而定常射流因惯性延迟难以实现瞬时响应。其三，非定常射流在低雷诺数下仍能实现有效控制，而定常射流则会出现因动量不足而失效。此外，高频的非定常射流能够抑制背景湍流的干扰，能够适应更广泛的控制场景。

常见的非定常射流形式有脉冲射流、等离子体射流、合成射流、振荡射流，以及它们之间的组合等。脉冲射流通过借用高速电磁阀、旋转分配器或脉冲型流体振荡器调制连续气流来实现，通常适用于高动量需求的场景；等离子体射流利用介质阻挡放电产生局部离子风，通过纳秒级脉冲或交流激励实现非定常扰动，其响应速度快，但作用范围有限，通常适用于边界层控制等场景；合成射流通过压电或电磁阀周期性排吸流体，形成零净质量输运的高频射流，无需外部气源但输出动量较小，通常适用于低雷诺数流动控制场景；振荡射流借用流体振荡器装置实现，在恒定流量供给的管路出口加装流体振荡器后，射流出口表现为周期性或者间歇性的空间扫掠、拍打和旋进等运动。振荡射流的工作频率可以从几赫兹到几万赫兹，且射流动量能够根据场景需要进行调整，因此被广泛应用于流动分离抑制、湍流混合增强和噪声控制等领域。

非定常电磁场

电磁场在空天技术领域中的应用主要集中在传感器、作动器和通信系统相关元器件等设备。近年来，外加电磁场作为一种新型的主动流动控制方法，在高超声速飞行器的热防护、黑障调控等应用场景中备受关注。该方法利用磁场对带电粒子产生的洛伦兹力，在导电流体中产生力场，从而实现较大范围内流动结构的改善，具有非接触式控制、无运动部件、适用于高温强腐蚀性环境等优点，但该控制方法要求被控流体必须导电或含有导电介质，同时还具有能耗高、质量大的缺点。

相比于定常的外加电磁场，施加非定常电磁场对被控流场产生的扰动具有时变特性，更容易激发流场的不稳定性。此外，以脉冲磁场等为代表的非定常电磁场调控方法的耗能低于稳态磁场。但在实际的工程应用中，采用励磁线圈产生非定常磁场时会伴随着感应磁场的产生，这对于目标磁场的形成是不利的，在目前的数值模拟研究中通过低磁雷诺数假设忽略感应磁场的影响。

根据激励方式的不同，非定常电磁场可分为脉冲直流激励、交流激励和调制波形激励等。通过给线圈通入间歇性单向电流即可产生脉冲磁场，其磁场特性可通过调整电流峰值、占空比等参数实现。交流激励所用的典型波形有正弦波、三角波等，所产生的低频交变磁场主要影响等离子体流场中的大尺度涡结构，高频交变磁场对小尺度湍流的影响较大。

其他控制方法

随着新兴技术的发展，应用于空天飞行器上的非定常主动流动控制方法呈现出百花齐放的发展态势，如表面运动类、动态表面纹理类等。表面运动类方法是指通过机械变形、智能材料（如形状记忆合金、压电材料）或微机电系统等动态改变物体表面形状，从而调节边界层流动，例如机翼柔性前缘、自适应襟翼等；动态表面纹理类方法则通过微机电系统或智能材料动态改变几何表面的开槽、凸起等微结构，调节局部气流的湍流强度或边界层转捩位置，例如采用仿生“鲨鱼皮”微沟槽动态开启/关闭来抑制湍流。各种非定常主动流动控制方法的优缺点及适用场景如表1所示。

表1   非定常主动流动控制方法对比

S形流道内分离流控制

在目前的空天飞行器中，S形流道可以说是随处可见，尤其是在动力系统中的应用尤为广泛，例如采用S形进气道能够减小飞行器的雷达截面积，提升现代战斗机的雷达隐身性能；采用S形中介机匣连接高低压压气机，使得发动机结构更加紧凑等。

然而，在S形流道内的大曲率弯曲段，由于离心力和横流压力梯度的共同作用下诱导出严重的二次流，并在下游发展出反转涡对结构，带来出口总压损失和流场畸变，从而造成发动机推力损失。例如，米格-15飞机进气道总压损失3.5%，发动机推力将损失6.05%。对于S形流道的设计点而言，采用数值优化算法对流道几何进行优化，通常能够有效地抑制分离区并减少流动损失。但飞行器在实际运行中，会面临大幅偏离设计点的情况，例如战斗机近距离格斗时的机动飞行，发动机低压转子靠近喘裕边界等。这种大幅偏离常规设计点的情形可以被视为一种极端工况，该工况下会加剧S形流道内二次流和流动分离的产生。对于这样的极端分离流的抑制，采用常规的流道几何优化方法和被动流动控制手段显然无法适应突发场景并根据需要实时调整，相比之下，非定常主动流动控制方法以其控制高效、能量利用率高、响应速度快等优点而更加适用。

以新加坡国立大学提出的S形流道作为研究对象，在流道下表面的1弯开始位置和1弯结束位置阵列布置了6个流体振荡器，分别模拟了均匀来流和畸变来流情况下，振荡射流控制前后流道内的流场结构和流动损失。数值模拟方法采用格子Boltzmann方法框架下的大涡模拟，给定S形流道入口平均速度为30m/s，畸变来流时给定畸变入口速度分布。采用D3Q19离散速度模型，边界条件设置为：入口处为Diriclet速度密度边界，出口为自然演化的密度出口，壁面为壁面函数边界。

图1展示了均匀进气时，不同流体振荡器安装位置，振荡射流控制下的时均流向速度分布。可以看出当流体振荡器安装于1弯结束处时分离区较小，而安装于1弯开始时效果不佳。总体来看，有无振荡射流控制的时均流向速度分布差异较小，这可能是由于此时流动分离不强，且流体振荡器的作用较弱，因而对流场的影响不明显。图2给出了畸变进气时流体振荡器不同作用下的时均流向速度分布，可以看出畸变进气时，无流体振荡器作用时1弯后下表面出现了明显的流动分离区域，添加流体振荡器后，流动分离区域明显被抑制。此外，振荡射流位于1弯结束位置时的控制效果略优于1弯开始位置。

斜爆轰发动机燃烧流控制

空天飞行，动力先行。目前，高超声速飞行器等战略战术武器的发动机主要有火箭发动机和吸气式发动机两大类。20世纪80年代前，火箭推进系统被广泛应用于马赫数（Ma）10以上的助推-滑翔式高超声速飞行器，但携带该推进系统自身所需的氧化剂需要付出高昂的质量代价，使得火箭推进系统净载质量仅有5%，很大程度上限制了其应用。吸气式发动机由于无需携带氧化剂、可重复使用等优点而备受关注，包括超燃冲压发动机和斜爆轰发动机。其中，超燃冲压发动机在Ma10以上会出现比冲随速度增加而下降的问题，而斜爆轰发动机（或斜爆震发动机）具有结构简单、火焰传播速度快、热循环效率高和推进效率高等优点，是新一代Ma10级别高超声速飞行器中最具应用潜力的一种推进系统。

斜爆轰发动机的工作原理为：首先，在进气道中完成油气掺混和来流的减速增压；其次，在燃烧室楔面的诱导下产生斜爆轰波，波后发生燃烧反应将化学能转化为燃气内能；最后，在尾喷管中膨胀产生推力。可见，稳定起爆和稳定燃烧是斜爆轰发动机设计的关键，也是目前亟待解决的两个难点。故而提出采用基于振荡射流的非定常主动流动控制方法在高速燃烧极端流动中诱导产生斜爆轰波。利用振荡射流周期性扫掠行为对流场波系结构的调控和对主流的掺混增强，同时提高起爆稳定性和燃烧稳定性。

在燃烧室楔面上添加氢气介质振荡射流激励源后，射流在该位置处形成非定常气流障碍并产生了二次斜激波，由于波后温度迅速升高使得爆燃波快速积累形成次斜爆轰波，经过多波点后诱导形成主斜爆轰波，斜爆轰波结构对比如图3所示。楔角顶部到多波点的距离通常定义为起爆长度用于表征起爆性能，对比可知，采用振荡射流后相比传统仅由楔面诱导的起爆长度大幅缩短了25%。

计算对比了不同射流位置和射流强度下，振荡射流诱导的斜爆轰波结构，并与定常射流方法的结果进行了对比。结果表明，振荡射流诱导的主斜爆轰波波前位置几乎不随射流位置的变化而改变，波后反应区位置和面积波动更小。此外，随着射流总压提升，两种射流方式同样显著缩短了起爆长度。但振荡射流时的起爆长度、主斜爆轰波波角和反应区面积的波动显然更小，起爆和燃烧稳定性优于定常射流方法，如图4所示。因此，使用振荡射流的方法可以增强燃烧的稳定性，以对抗不可控因素引起的射流总压变化。

通过深入分析振荡射流对主流的影响机理表明：振荡射流一方面能控制流场波系结构，具体表现为射流的扫掠行为使得诱导产生的斜激波和斜爆轰波前位置和强度随之周期性改变；另一方面能够增加主流的湍流强度，具体表现为振荡射流对周围流体的挟带作用，大幅增加了射流对主流的动量交换。这两个原因使得振荡射流更易于诱导产生斜爆轰波，且在射流总压和射流位置变化后斜爆轰波的起爆和燃烧更稳定。

高超声速飞行器等离子体流控制

当返回舱、高超声速武器等飞行器以Ma10~25的速度进入大气层时，周围空气被剧烈压缩和加热，飞行器附近的空气温度迅速升高至103K甚至104K。在极高温环境下，空气中的气体分子和原子会发生离解和电离反应，所形成的高温等离子体鞘套会对通信电磁波产生类似金属罩的屏蔽效果，造成导航、遥测等信息传输的中断，这一现象被称为通信黑障。

通信黑障的持续时间可长达几分钟，严重影响了飞行安全。例如，哥伦比亚号航天飞机经历了15分钟的黑障区；嫦娥六号返回舱两次经历黑障，通信中断的持续时间总计可达7分钟。黑障危害极大，阿波罗13号飞船在执行任务时突发服务舱爆炸事故，航天员需要在地面专家的指挥下再入地球，但在黑障区内天地通信完全中断，严重影响了再入过程的飞行安全。2003年的哥伦比亚号航天飞机事故中，由于黑障带来的通信中断，导致遥测信号等关键飞行数据在飞机解体之前丢失，给灾难成因分析等带来了巨大挑战。

2006年美国空军组织了一场主题为缓解黑障方案的经典研讨会，会议统计了专家对于不同缓解黑障技术的支持度，结果显示射流和磁场被视作最有希望缓解通信黑障的两种方案。射流的主要思想是将水/亲电子物质/惰性气体等介质通过射流的方式注入到等离子鞘套中，通过降温或促使电子加速复合来降低电子数密度；磁场则可以从两方面降低电磁波的衰减，一方面可以通过调控自由电子的运动降低局部的电子数密度，另一方面可以改变电磁波的传播模式，降低电磁波穿透等离子体的衰减。

1960—1970年，美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心通过飞行试验开展了无线电衰减测量（RAM）计划，深入研究了等离子鞘对再入飞行器通信系统的影响，并提出了黑障缓解方法。该计划成功进行了7次飞行试验，测量了再入过程中的电子数密度分布以及30 MHz～10 GHz频率范围内的无线电波衰减。所公布的RAM C-II电子数密度分布飞行试验测量数据，被国际上广泛用于验证数值模拟精度。

选取RAM C-II飞行器在61 km飞行高度，飞行速度为Ma24.4的状态进行数值模拟。图5展示了施加振荡射流控制前后飞行器周围的电子密度云图对比，射流介质为空气。可以看到，无控制条件下等离子层将飞行器完全包裹。施加低频振荡射流后，来流随振荡射流的扫掠呈现出周期性变化，有效抑制了飞行器中后部的电子密度。施加高频振荡射流后，流场整体处于准定常状态，可以在飞行器尾区打开低电子密度通道。经过深入分析低频和高频振荡射流的控制机理表明，射流气体的冷却和稀释效应抑制了飞行器尾区的电子密度。

随后，采用基于脉冲磁场的非定常流动控制方法进行调控。由图6可以看到，磁场开启瞬间对等离子施加了洛伦兹力，阻碍其向后运动，在飞行器头部附近打开了通信窗口。当脉冲磁场消失后，流场会逐渐恢复至初始状态。在脉冲磁场的影响下，原本连续的电子流变为间断流，间断形成的时间窗口可供电磁波通信。

结束语

基于系统工程的数字化客服产品设计方法既是秉承系统工程思维的正向设计方法，也是基于模型的系统工程（MBSE）的实践，为客服产品详细设计与开发提供更可靠的输入。因目前缺乏商用航空发动机运行仿真软件，模型的仿真验证只能实现定性的模型逻辑自洽的验证，尚不能达到定量分析客服产品各项指标。在未来的工作中，可进一步探索如何实现定量分析，指导客服产品全生命周期的设计开发工作。

（马进锐，中国航发商用航空发动机有限责任公司，高级工程师，主要从事商用航空发动机健康管理地面系统设计与开发）