合成双射流及其流动控制技术研究进展

罗振兵, 夏智勋, 邓 雄, 王 林, 李玉杰, 马 瑶, 王俊伟, 彭 磊, 蒋 浩, 杨升科, 杨 瑞

(国防科学技术大学 航天科学与工程学院, 湖南 长沙 410073)



合成双射流及其流动控制技术研究进展

罗振兵*, 夏智勋, 邓 雄, 王 林, 李玉杰, 马 瑶, 王俊伟, 彭 磊, 蒋 浩, 杨升科, 杨 瑞

(国防科学技术大学 航天科学与工程学院, 湖南 长沙 410073)

主动流动控制技术一直以来都是流体力学研究的前沿和热点。针对传统合成射流流动控制环境适应性差和能量效率不高的问题，发展了合成双射流及其流动控制技术。本文对其主要研究进展进行了综述。研究提出了基于能量综合利用和气体增压原理的合成射流激励器设计基本思想，发明了合成双射流、矢量合成双射流、合成双射流基连续射流、合成热/冷射流、自持式合成双射流等系列化新型合成射流激励器。合成双射流激励器解决了压载失效带来的环境适应性问题，且具有能量效率、可控频率倍增特性以及特有的矢量功能。开展了合成双射流分离流控制、矢量控制、超声速/高超声速进气道流场控制、气动热控制、散热冷却、防除冰、水下仿生推进等应用方向，验证了合成双射流控制效率倍增和应用于极端环境的新功能。

合成双射流；激励器；因控论；主动流动控制；流动分离控制；射流矢量控制；超声速/高超声速流动控制；热管理

0 引 言

对流场的操控具有重要的实际应用价值，流动控制可以延迟转捩和分离、增升减阻、湍流增强以及噪声抑制等，高效的流动控制系统不仅能够显著提高地面、海上和空中运输工具的工作性能和节省每年数十亿美元的燃料消耗，而且能够得到更经济、环保和更具有竞争力的工业生产过程，这使得流动控制技术近几十年来一直是流体力学研究的前沿和热点[1-2]。流动控制研究可以追溯到20世纪初普朗特边界层理论的提出[3]。20世纪90年代以来，随着对各种流体机械可操纵性、机动灵活性、经济性和减少环境污染等要求的提高以及高超声速飞行器的发展，流动控制技术进入以主动流动控制研究为热点的发展阶段[4-7]。2009年美国航空航天学会将降噪减排和主动流动控制列为21世纪十项航空航天前沿技术的第1和第5项[8]。 2002年以来国际流体力学顶级期刊Annual Review of Fluid Mechanics连续发表了3篇主动流动控制技术综述文章[9-11]，重点对主动流动控制合成射流激励器和等离子激励器进行了综述。国内罗振兵、张攀峰、聂万胜、王林、吴云等也重点对合成射流和等离子体流动控制技术进行了综述[12-16]。以上综述文献均表明，主动流动控制技术的重要性愈发凸显，其核心基础是主动流动控制激励器，其性能已成为制约主动流动控制技术发展和应用的瓶颈。

当前研究最为活跃的四种典型流动控制技术中，发展最迅速的是合成射流和等离子体主动流动控制技术(图1)。20世纪90年代乔治亚理工学院Glezer等发明了一种压电式合成射流激励器[17]，如图2所示。合成射流激励器工作合成的射流最大速度达到数十至上百米每秒，频率达到数百和上千赫兹，其较强的流场控制能力和“零质量”无源优势引起了流体力学界尤其是流动控制领域的广泛关注和深入研究。特别值得提到的是，南京航空航天大学明晓教授在20世纪80年代末研究声学整流效应中也独立发现了零质量射流现象[18]。Glezer等发明的合成射流激励器射流速度大且易于小型化和电参数控制，使其在流动控制和流体传输领域具有十分广阔的应用前景[9,12-13]，特别是在航空航天领域应用发展十分迅速。2006年AIAA Journal以专栏形式发表了合成射流数值模拟验证的系列论文，并将合成射流称为现代流体力学的新突破[19]。

图1 四类最为活跃流动控制技术SCI和EI收录论文数Fig.1 Papers included by SCI and EI on four main kinds of active flow control technology

图2 合成射流激励器工作示意图及实验纹影图[17]Fig.2 Schematic and schlieren graph of synthetic jet[17]

虽然合成射流技术发展迅速和应用广泛，但没有高速流动控制实际应用。作者及合作者在早期开展合成射流超声速流动控制研究中发现，合成射流激励器环境适应性差和控制能力不足严重了制约其应用于高速流动控制[20]。传统合成射流激励器基本构型如图2左图所示，振动膜两个侧面分别在受控流场和环境流场，当其工作时，向环境一侧流场做功的能量耗散浪费在环境中，导致能量效率不高；更为严重的是其环境适应性问题，当激励器控制流场和环境外流场之间流动参数差异较大时，如压差较大，振动膜由于压载将无法起振，激励器将无法正常工作，过大的压差甚至会压穿振动膜，对合成射流激励器造成毁灭性破坏，这种情况广泛存在于超声速/高超声速流动和高压装备中，如超声速/高超声速流动中激波带来的压力大幅度脉动，高压燃烧器、发动机燃烧室及喷管流动等内流压强比外环境高得多。

针对合成射流以上局限性，提出了基于能量综合利用和增压原理的合成射流基本概念和流动控制“因控”基本思路，发明设计了系列化合成双射流激励器，解决了合成射流技术环境适应性差和控制能力弱的瓶颈问题，大幅度提高了其控制效率，并开拓了合成双射流应用新方向，主要研究进展综述如下。

1 合成双射流

1.1 合成射流激励器设计的基本思想[20-23]

合成射流激励器本质上是一种能量转换装置，合成射流激励器需要在其腔体建立压差Δp来驱动气体形成射流。鉴于此，作者提出了基于系统论的能量综合利用和气体增压原理的合成射流激励器设计思想。

1.1.1 基于气体状态方程增压合成射流[20-21]

对于静止或低速流场环境下，由气体状态方程可得到气体增压方式如下：

式中m、M分别为气体的质量和摩尔质量。由式(1)可知：合成射流激励器腔体压强有三种增压方式，对应可以设计压缩型、升温型、加质型三种类型及其组合型合成射流激励器。

传统合成射流激励器的设计方法都是基于理想气体状态方程，通过外部输入能量增压来形成合成射流，将合成射流激励器作为个体而不是放在整个系统中来综合考虑，其设计的工作环境主要针对静止或低速流场环境，因此当其应用于其它环境如高超声速流动，便不可避免地存在环境适应性问题。

1.1.2 基于能量守恒方程动能增压合成射流[22]

对高速流动环境，基于能量转化和守恒方程，高速流体的动能可转化为压力能，从而增大激励器腔内气体压强，由伯努利方程可得激励器腔内气体增压：

式中γ为气体比热比，下标1和2分别表示高速来流环境和激励器内气体状态参数。激励器腔内气体速度很小。

式(2)即为基于能量守恒方程动能增压原理合成射流的基本思想，突破了传统合成射流激励器的设计思想，并从系统论出发将合成射流激励器的设计融入环境之中，充分利用了环境流场来流的能量。基于来流动能增压合成射流思想，发明了动压式合成射流激励器[22]，其与传统合成射流激励器的最大区别是增加了动压式进口，其增压性能与高速来流自适应耦合，不但解决了升温型合成射流激励器(如电火花式等离子体合成射流激励器)环境适应性问题，而且将其工作范围扩展到气体密度较低和温度较高的高速流动环境(如近空间低密度大气环境和超燃冲压发动机流道高温高速气体环境)，使其具有广域自适应控制能力，这对于宽速域高超声速飞行器流动控制具有重要现实意义。

1.1.3 基于气动热供能和激波增压合成射流[23]

对于高超声速流动环境，飞行器内外流场存在激波现象和气动加热现象。经过激波，气体的压强会突然升高，由激波前后压强关系式可得到气体增压公式如下：

式中β是激波与波前气流方向的夹角。高超声速条件下式(3)的增压效果远优于式(2)。实际上，超燃冲压发动机燃烧室压强就是通过进气道多道激波实现增压的。

高超声速飞行器飞行过程中，气动热现象及其带来的热防护问题严重。通过温差发电技术将气动热转化为电能，一方面可以降低热防护要求，一方面可以提供电能，为合成射流激励器工作和控制提供所需电能。

综上，将流动控制系统(合成射流激励器)、受控对象系统(高超声速飞行器)以及环境系统综合考虑，提出了能量综合利用合成射流的思想，即通过高超声速流气动力(激波增压原理)增压供气和高超声速流气动热转化供能(温差发电与热防护一体化)，实现合成射流激励器系统完全自维持工作。高超声速流能量综合利用合成射流示意如图3所示。基于能量综合利用合成射流思想，发明了零能耗零质量合成射流激励器[23]。

图3 高超声速流能量综合利用合成射流示意图Fig.3 Sketch of synthetic jet based on energy integrated utilization of hypersonic flow

1.2 合成双射流激励器系列及特征

基于提出的能量综合利用和增压原理合成射流思想，发明设计了合成双射流激励器，并在合成双射流激励器基础上，开发了一系列合成射流激励器。

1.2.1 合成双射流激励器[20,24-28]

为了解决常规合成射流激励器内外流场压差引起的振动膜工作失效问题和能量效率偏低的问题，基于增压原理并综合利用振动膜双向振动能量，发明了单膜双腔双口合成射流激励器[26](简称合成双射流激励器)，合成双射流激励器由两个出口、两个腔体共用一个振动膜构成，如图4。

图4 合成双射流激励器结构示意及PIV试验图[20]Fig.4 Sketch and PIV result of dual synthetic jets actuator[20]

合成双射流激励器的创新和优越之处在于两腔体共用一个振动膜结构，该结构避免了受控流场和环境流场间压差引起的振动膜压载失效，解决了合成射流环境适应性问题；充分利用了振动膜双向振动能量，能量利用效率提高近一倍(图5)；合成双射流频率是振动膜激励频率两倍，可控流场特征频率范围提高一倍；振动膜两侧同时处于受控流场，不直接作用环境流场，与振动膜一侧处于环境流场相比，大幅度降低了振动膜振动引起的环境噪声。

图5 合成双射流激励器与合成射流激励器能量转化效率[28]Fig.5 Energy efficiencies of dual synthetic jets actuator and synthetic jet actuator[28]

1.2.2 矢量合成双射流激励器[20,29-32]

1) 滑块控制矢量合成双射流激励器。通过调流滑块控制合成双射流激励器两个出口面积比，可以有效控制两股射流动量比，使得合成双射流激励器本身形成的射流具有独特的矢量功能，如图6(a)，且具有优异的线性控制特性，如图6(b)。

(a) 纹影和PIV试验流场测试

(b) 比例控制特性

2) 全电控制矢量合成双射流激励器。通过调制驱动信号的不对称性(信号斜率，如图7(a))，可以调制振动膜双向振动速度不同，进而控制两股射流的动量比，使得合成双射流激励器本身形成的射流具有矢量功能，如图7(b)，从而完全实现了全电参数控制下的矢量合成射流技术，该技术极大拓展了合成射流技术的控制能力和实用性。

1.2.3 合成双射流连续流激励器[20,33-35]

提出往复式微泵实现连续流传输思想，即利用两股流量、波动幅值及频率相同、相位恰好相反的泵流来合成一股流量连续定常稳定的射流(图8(a))。基于该思想，在合成射流无阀微泵[33]的基础上，利用合成双射流激励器工作时能够产生反相的两股射流，且这两股射流在向下游迁移过程中融合成一股波动明显减小的合成射流，发明了一种基于合成双射流激励器的连续流激励器[34](图8(b))。仿真结果表明，合成双射流激励器连续流激励器的射流流量QPJ倍增且在一个周期内任何时刻都始终保持恒定值(图8(c)，流量波动率小于0.01)[35]，解决了传统往复式微泵不能实现连续流传输和传统连续流微泵流量小的问题。连续流微泵在生物医学领域具有广阔应用前景。

1.2.4 多孔合成射流激励器[36]

在合成双射流激励器基础上，结合大面积流场控制和局部点控制的需求，设计了单膜双腔多孔合成射流激励器[36]，如图9所示。应用于散热方向具有以下特征，一方面，多孔结构可以大大增加了其出口射流的影响域，有效增加其散热面积和散热的均匀性；另一方面，可以对局部热点进行点对点散热，提高对局部高温的控制能力。

1.2.5 合成热/冷射流激励器[37-38]

在合成双射流激励器基础上，发明设计了合成热/冷射流激励器[37]，如图10所示。以合成热射流激励器为例，由合成双流激励器和热源组成，热源可以是贴在激励器腔体内表面上电热片，并通过表面翅片与激励器腔体内空气充分接触并传播热量，电热片可以替换为安装在激励器腔体内的电阻丝或电阻网，热源也可以利用外部废热/余热对激励器腔内气体进行加热。合成热射流激励器将电能同时转化为射流热能和动能，动能和热能协同作用，可显著加速热量输运扩散，大幅度提高除湿、除霜、除冰效率[38]。相应地，将合成热射流激励器发热模块换成制冷模块，则可以合成冷射流。

图7 全电控制矢量合成双射流技术[32]Fig.7 Vectoring dual synthetic jetscontrolled by simple electric parameters[32]

图8 合成双射流连续流激励器[35]Fig.8 A continual flow actuator based on dual synthetic jets[35]

图9 单膜双腔多孔合成射流激励器结构示意图及实物照片[36]Fig.9 Sketch and photo of a multiple orifice synthetic jet actuator[36]

图10 合成热/冷射流激励器[37]Fig.10 Hot / cool synthetic jet actuator[37]

1.2.6 自持吸吹式合成双射流激励器[39-40]

在合成双射流激励器基础上，基于能量综合利用和增压原理的合成射流思想，结合超声速/高超声速流场特征，发明了自持吸吹式合成双射流激励器[39-40]，该激励器为单膜双腔四口对称结构(图11)。

图11 自持吸吹式合成双射流激励器及其工作原理示意图Fig.11 Sketch of structure and operational principle of self-sustained suction/blowing actuator

自持吸吹式合成双射流激励器从高速气流高压区吸入流体并且从低压口排出气体，产生自持循环射流，利用自持循环射流对超声速流场进行控制，激励器振动膜振动主要起到加强射流涡量和调控射流频率的作用。

2 合成双射流主动流动控制

2.1 流动控制基本思想

因控论是基于物象因-果逻辑，通过控制“因”，从而避免“果”的发生或控制“果”的形态，实现防患于未然[41]。因-果关系普遍存在于人类社会和自然界的各个方面，因控论具有普遍性；因控是通过控制“因”从“源”上来控制或避免“果”的发生，防于未然，对“症”(因果逻辑)下“药”(控制方法)，对“因”使“能”，可以达到能量消耗低且易于实现的控制效果，因控具有未然性和高效性。

流动控制是通过对运动流体施加或者改变力、质量、热能、电磁等物理量来改变原来的流动状态，从而使得流动在时间和空间的分布满足所需要求，其作用和目的包括：延迟/提前转捩、抑制/增强湍流、阻止/促进分离、增升减阻、增强掺混或传热、抑制流动诱导噪声等。主动流动控制是在流动环境中直接注入合适的扰动模式，以与系统内在模式相耦合达到控制目的，即是在流动现象机理(因果逻辑)基础上，通过对“因”使“能”，控制“因”，来避免或者控制“果”的发生，主动流动控制本质上就是要一种“因控”技术。

旋涡和剪切是流体运动的基本能量形式(旋涡是流动运动的“肌腱”)和能量基本传递形式，流动控制在很大程度上是对旋涡和剪切流的控制。合成射流就是流体周期性非定常流动剪切而成的旋涡射流，基于合成射流的流动控制，具有与流动强耦合而实现高效“因”控和“源”控的潜力。

2.2 分离流控制[42-43]

流动分离现象普遍存在于各种有物面的流动中，对于飞行器机翼流动分离，将使阻力大大增加甚至发生严重失速。机翼流动分离的原因是由于流体在机翼表面剪切动能不断损失导致的，速度下降到0即开始分离，分离点之后压降继续升高，发生逆流，挤压主流离开机翼表面，形成流动分离区。因此，基于流动控制因控论，通过减小物面剪切力或提高附面层流动能量可以防止或延缓流动分离发生。

图12是合成射流/合成双射流进行翼型大迎角分离流控制数值模拟结果。合成双射流与合成射流都可以延缓分离，从而提高升力系数和失速迎角，其主要控制机制是合成射流/合成双射流将附面层低能量流体吸入激励器腔体，通过激励器振动膜快速压缩后以高能量注入附面层，延缓了流动分离；合成双射流与合成射流相比，失速迎角和最大升力系数增加量都提高了近一倍，这与合成双射流能量效率是合成射流的两倍相一致。

图12 合成双射流翼型分离流控制数值模拟[42]Fig.12 Numerical simulation of separated flow control using dual synthetic jets[42]

图13是合成双射流出口位于不同位置时，对翼型大迎角流动分离控制的PIV试验结果。合成双射流激励器两射流出口相对分离点的位置是影响控制效果的重要参数，合成双射流激励器任一出口位于分离点之前，且越靠近分离点，其对边界层分离的控制效果越好，并且当分离点位于合成双射流激励器两出口之间，且离第一出口位置较近时，合成双射流“接力”控制机翼分离的效果更加明显；与合成射流“单射流”相比，合成双射流“两射流”对分离点位置的有效控制区域明显增大。

2.3 射流矢量控制[44,46]

射流矢量控制可以改变射流方向、加速射流展向扩散和增强射流掺混，因此可以广泛应用于推力矢量控制、混合增强、热信号减弱和噪声抑制等。射流偏转的主要原因是压强分布的不对称而引起的[44]。因此，基于流动控制因控论，通过控制宏观主射流的压强分布即可实现主射流矢量偏转。

图14(a)是美国白杨国家实验室采用两个合成射流激励器进行的宏观主流矢量控制试验[48]。一个激励器与主流方向平行安装，该激励器工作时在主射流上侧产生低压区，主流向上偏转，激励器起到“拉”作用。一个激励器垂直安装在主流通道内，该激励器工作时对主流是一种冲击作用，在主流下侧产生高压区，主流向上偏转，起到“推”作用。

图13 合成双射流翼型分离流控制PIV试验[43]Fig.13 PIV experiments of separated flow control using dual synthetic jets[43]

图14(b)是采用一个矢量合成双射流激励器对宏观主流进行矢量控制[49]，激励器与主流方向平行安装。由于矢量合成双射流独特的矢量特征，当矢量合成双射流的方向向上时，其对主流起到“拉”的作用，主流向上偏转；当矢量合成双射流的方向向下时，其对主流起到“推”的作用，主流向下偏转。采用一个合成双射流激励器就可以实现对主流“推”和“拉”的双重矢量控制功能，因此采用一个合成双射流激励器就可以完成需要两个常规激励器来完成的任务。

图14 合成射流/合成双射流宏观主射流矢量控制Fig.14 Vectoring control of a primary jet using synthetic jet/dual synthetic jets

2.4 高超声速/超声速进气道流场控制[47-48]

超燃冲压发动机动力是高超声速飞行器核心关键技术，超/高超声速进气道性能决定了超燃冲压发动机工作性能。美国对超燃冲压发动机进行了大量地面试验和多次飞行验证试验，2012年美国X-51A第二次飞行试验由于进气道未启动而失败。高超声速进气道的性能和起动机理问题是高超声速推进技术领域的研究重点，对高超声速进气道的流场控制也是流动控制技术研究的热点之一。超/高超声速进气道性能优劣主要在于其压缩性能、压力恢复性能和起动性能，影响这些性能最突出的流动现象是进气道内激波诱导边界层流动发生分离。合成双射流能够高效控制低速不可压边界层分离[43]，且合成双射流避免了传统合成射流在超声速流场中激波导致压载失效问题[47]。鉴于此，作者提出了基于高超声速进气道流场特征的自持吸吹式合成双射流激励器及其超/高超声速流动控制方法[39]，对进气道超声速可压缩边界层流动分离进行控制，以提升超/高超声速进气道性能。

图15是自持吸吹式合成双射流控制超/高超声速进气道流场数值模拟结果[48]。图15(a)是控制进气道低马赫数自起动过程，自持吸吹式合成双射流激励器上游口位于再附点位置，下游口位于压力较低的位置，减弱了再附点处逆压梯度，稳固分离泡再附点位置，减小了分离泡的大小和分离激波强度，降低了进气道自起动马赫数(降低约0.5Ma)。图15(b)是自持吸吹式合成双射流控制高马赫数(Ma=7)进气道流场，激励器上游口安装在内压缩段上，下游口安装在反射激波作用下游附近，利用激波后压力高，激励器从下游口吸入高压气体并经激励器腔体从上游口喷出，一方面平衡了上游低压减小了逆压梯度，一方面上游口喷出射流诱导的弱激波作用于反射激波中部，减弱了反射激波的强度进而可提高进气道总压恢复(提高约10%)。

自持式合成双射流实现超/高超声速流动控制，主要是利用流场自身能量“借力打力”，振动膜的作用主要对合成射流涡量和频率控制。

2.5 “超常”热管理[49-50,54-57]

2.5.1 高超声速飞行器气动热“源”控[49-50]

高超声速飞行器大气层内高马赫数长时间飞行面临高温、高速、激波复杂流动干扰等极端条件下的气动热防热难题，主要体现在：防热难度随马赫数指数增加，局部热点温度高且随飞行动态变化，热结构与气动设计边界异常苛刻。针对高超声速气动热问题，传统的方法是“防”热、“导”热。采用传统的热防护手段只能通过增加防护层厚度牺牲载荷或者调整弹道牺牲航程等来满足热防护要求，即便如此，随着飞行马赫数的进一步增加，很难满足大气层内更高马赫数长时间飞行。美军方公开承认HTV-2第二次飞行试验失败与飞行器热防护系统非正常烧蚀关系密切。基于因控论思想，突破传统“防”(“果”控)的思路，结合高超声速飞行器气动热尤其是局部高温热点产生机制，提出了气动热“源”控(“因”控)方法[49]，减少热的产生，即通过流动控制减弱激波强度甚至消除激波，降低由于激波和激波/边界层相互作用带来的高温高热流问题。

图15 自持吸吹式合成双射流进气道流场控制[48]Fig.15 Flow control of hypersonic inlet using a self-sustained suction / blowing synthetic jet actuator[48]

图16是三电极等离子体高能合成射流控制激波试验流场显示结果[50]。结果显示，等离子体高能合成射流控制能够有效减弱甚至消除激波，这为高超声速飞行器气动热“源”控奠定了初步基础。下一步将开展自持式合成双射流激波控制研究，并对温度、压力等参数的变化进行分析。

图16 等离子体高能合成射流激波控制试验[50]Fig.16 Experimental results of shockwave control using plasma synthetic jet actuator[50]

2.5.2 高效散热冷却技术[54-57]

信息化系统电子器件总功率大幅度增长，物理尺寸越来越小。面临小空间跨尺度、大功率高热流极端条件下的散热瓶颈，迫切需要高性能兼具微小型化的散热冷却技术。合成射流技术应用于强化换热，具有结构紧凑、无转动部件、可靠性高、寿命长、热效率高等优点[51-53]。合成射流散热冷却技术被认为是解决电子器件散热问题的重大机遇。2012年美国通用电气公司基于合成射流冷却技术研制了首个商品，并申请了合成射流冷却技术专利保护，2016年美国开始将其应用于信息化武器装备。

为突破美国技术封锁，基于自主知识产权合成双射流激励器优越的矢量特性和能量效率倍增特性，作者及合作者于2014年提出了合成双射流散热冷却技术和具有“扫风”功能的矢量合成双射流冷却技术，并发明了无转子矢量合成双射流散热装置[54]。图17(a)和图17(b)是相同功耗下合成双射流与合成射流散热效果(LED芯片散热)[55]、散热面积对比。合成双射流的散热冷却效果和散热面积都远优于合成射流，而且矢量合成双射流具有合成射流所不具有的射流矢量特性，能实现大面积均匀散热，如图17(c)[56]。

(a) 合成双射流/合成射流/翅片散热效果对比

(b) 合成双射流/合成射流散热面积对比

(c) 合成双射流散热均匀性

矢量合成双射流可实现大面积、高效、均匀散热，且射流方向能够根据“热点”位置的变化进行调整，实现动态“热点”去除。鉴于矢量合成双射流冷却技术远优于合成射流冷却技术，该技术引起了高度重视，并作为核心技术直接支撑了我国某科技创新特区首批项目需求“小空间高效散热冷却技术”的立项发布[57]。2.6 防除冰控制[58-59]

防除冰控制是无人机安全飞行面临的重要问题之一，现代无人机亟需发展轻小型化、高效、低能耗、电控智能防除冰系统，以确保飞行安全。飞机结冰主要由于云层或降水中过冷水滴碰到飞机机体表面后结冰形成，或者水汽直接在机体低温表面凝结而成。基于因控论，通过控制过冷水滴水汽运动减少或者避免其接触机体表面从而实现防冰。鉴于合成热射流无需流体供应和传输系统，易于小型化，且具有动能和热能协同作用等特点，作者提出了无人机合成热射流防除冰与气动力控制一体化概念，并进行了防冰模拟和除冰原理性试验研究[58-59]。

图18(a)仿真结果表明合成热射流能够在斜劈表面形成虚拟气动外形，减少表面水滴撞击量，同时在表面形成的热空气层避免了较大程度的结冰，具有较好的防冰效果。图18(b)试验结果显示合成热射流能够有效除冰，合成热射流除冰的机理为“双重”热作用，即出口处合成热射流与冰层的强迫对流换热与金属壁面本身的导热作用。合成热射流方案与纯金属壁面加热方案相比，由于合成双射流能够促进热能的扩散，除冰时间显著降低。

(a) 合成热射流防冰仿真

(b) 合成热射流除冰原理试验

2.7 水下仿生推进[61]

水下螺旋桨推进器精细调控和操纵相对困难，且声纳特征明显，难对低速目标如对慢速游动的生物进行跟踪观测。合成射流激励器依靠压缩膨胀产生射流，其工作原理与乌贼、水母等生物相似。美国加州理工学院Thomas等人等将活塞式合成射流用于浅水小型水下航行器的推进[60]，合成射流可以对小型球形水下航行器进行慢速推进。深水高压环境下传统水下合成射流激励器的活塞将承受巨大压载，难以用于深海极端环境。

鉴于合成双射流避免了环境压载问题，解决了深水高压条件下振动膜无法工作的问题，提出了基于合成双射流的水下仿生微推进技术[60]。图19是水下合成双射流推力随驱动频率变化关系曲线。水下合成双射流的推力随着频率的增大呈现先增大后减小的变化趋势，曲线整体呈现为单峰状且波峰处于30～33Hz左右，该频率比在空气环境下最佳工作频率低1个量级；推力随着驱动电源幅值的增加而增加，且电源幅值的变化不影响推力的频率变化特性；在相同频率下，矩形波驱动所产生的推力比其余两种波形产生的推力大，电源波形的变化并不影响推力的频率变化特性。

(a) 不同驱动电压幅值

(b) 不同驱动电压波形

3 结 论

本文综述了作者及合作者在合成双射流及其流动控制技术方面的主要研究进展，主要结论如下：

1) 从系统论出发，提出了基于能量综合利用和气体增压原理的合成射流激励器设计思想，发明设计了合成双射流、矢量合成双射流、合成双射流基连续射流、合成热/冷射流、自持吸吹式合成双射流等系列化新型合成射流激励器。

2) 合成双射流避免了环境压载失效问题，彻底解决了传统合成射流环境适应性问题，且合成双射流具有能量效率、可控频率倍增特性以及环境低噪声特性，尤其是还具有传统合成射流所不具有的矢量功能。

3) 基于合成双射流优越性能和因控论思想，开展了合成双射流分离流控制、矢量控制、超声速/高超声速进气道流场控制、气动热控制、散热冷却、防除冰、水下仿生微推进等应用方向，验证了合成双射流与传统合成射流相比控制效率倍增性以及矢量新功能和环境适应性新功能的优越性，极大拓展了合成射流应用领域。

致谢:特别感谢北京航空航天大学邓学蓥教授、王晋军教授、张攀峰教授，北京理工大学王国玉教授，南京航空航天大学顾蕴松教授，空军工程大学李应红院士，中科院工程热物理研究所徐建中院士等长期以来给予的指导和帮助。

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Research progress of dual synthetic jets and its flow control technology

Luo Zhenbing*, Xia Zhixun, Deng Xiong, Wang Lin, Li Yujie, Ma Yao, Wang Junwei, Peng Lei, Jiang Hao, Yang Shengke, Yang Rui

(CollegeofAerospaceScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China)

Active flow control is one of the leading areas of research of many scientists and engineers in aeronautics, astronautics, and fluid mechanics. One of the greatest challenges in making active flow control technology practical and efficient is the development of a high performance synthetic jet with more advantages and functions, but without problem of environmental adaption. This article reviews dual synthetic jets and its flow control technology in National University of Defense Technology. A theory of synthetic jet has been put forward, which based upon principles of pressure increasing and comprehensive utilization of energy. A series of new actuators have been invented, including dual synthetic jets actuator (DSJA), vectoring dual synthetic jets actuator, dual synthetic jets actuator based continuous flow actuator, hot and cold dual synthetic jets actuator, self-support dual synthetic jets actuator and so on. The novelty that the two cavities sharing the same diaphragm makes the DSJA not only resolves the problems of pressure loading of the synthetic jet actuators (SJAs), but also doubles the efficiency and frequency, and especially has a unique thrust-vectoring characteristic that the SJAs haven′t. A cause control theory based on causal logic of flow phenomenon has been proposed. The applications of DSJ on separation flow control, jet vectoring control, hypersonic and supersonic flow control, thermal management, underwater propulsion, anti and deicing.These indicate the DSJA has double control efficiency of SJA and also extend the applications of the synthetic jets to more flow control systems that cannot be implemented by the existing SJAs.

dual synthetic jets; actuator; cause control theory; active flow control; separation flow control; jet vectoring control; hypersonic and supersonic flow control; thermal management

0258-1825(2017)02-0252-13

2017-03-05;

2017-04-08

国家自然科学基金(11372349，11572349，11602299)

罗振兵*(1979-)，男，湖北黄石人，教授，博导，研究方向：主动流动控制技术. E-mail：luozhenbing@163.com

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10.7638/kqdlxxb-2017.0053 Luo Z B, Xia Z X, Deng X, et al. Research progress of dual synthetic jets and its flow control technology[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 252-264.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0053