CN111810295A - 一种流动分离主动控制结构、方法及应用 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种流动分离主动控制结构、方法及应用，流动分离主动控制结构，包括流体振荡器阵列，所述流体振荡器阵列包括N个流体振荡器，N≥1；所述流体振荡器包括流体振荡器流道，N个所述流体振荡器流道组成流体振荡器阵列流道；所述流体振荡器阵列流道设置于发动机主流道壁面内；所述流体振荡器进口与气源通过控制阀相连；所述流体振荡器出口设置于被控制的流动分离点的前缘。本公开的流动分离主动控制结构和方法能够根据实际工况进行主动调节，能适应不同的工作状态。同时，通过在流动环境中直接注入合适的扰动模式以与***的内在模式相耦合，对主流道壁面附近流场施加非常小的扰动即可控制大动量的主流流动。

Description

一种流动分离主动控制结构、方法及应用

技术领域

本公开涉及航空发动机流动分离控制，尤其涉及一种燃气涡轮式发动机内的流动分离主动控制结构、方法及应用。

背景技术

现代飞行器设计向着隐身化、高机动化、飞发一体化的方向快速发展，传统的被动式设计手段已经越来越不能满足未来发展的需求。

航空发动机内存在着大量流动分离现象，如S型进气道内的流动分离，压气机/涡轮内的角区分离流动和叶顶间隙泄露流动，压气机高低压转阶段内的流动分离，这些流动分离现象降低了发动机的整体效率和工作稳定性，限制了燃气涡轮式发动机性能的进一步提升。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种燃气涡轮式发动机流动分离主动控制结构、方法及应用，具体实现方式如下：

一种燃气涡轮式发动机流动分离主动控制结构，包括流体振荡器阵列，所述流体振荡器阵列包括N个流体振荡器，N≥1；所述流体振荡器包括流体振荡器流道，N个所述流体振荡器流道组成流体振荡器阵列流道；所述流体振荡器阵列流道设置于发动机主流道壁面内；

所述流体振荡器进口与气源通过控制阀相连；所述流体振荡器出口设置于被控制的流动分离点的前缘。

进一步地，所述流体振荡器阵列的全部流体振荡器出口在所述主流道壁面处形成离散型微孔。

进一步地，所述流体振荡器出***流的方向与主流道内被控主流动方向呈一定夹角α；所述流体振荡器阵列流道与所述出***流的方向在同一平面，该平面与被控主流动方向呈夹角α；0°≤α≤180°。

进一步地，所述流体振荡器出***流的方向与主流道内被控主流动方向呈一定夹角β；所述流体振荡器阵列流道所在平面与所述主流道壁面平行，所述流体振荡器的出口气流引气通道与所述流体振荡器阵列流道所在平面呈夹角β；0°≤β≤180°。

进一步地，所述流体振荡器还包括：振荡射流引气进口、振荡射流出口、进气气流引气通道、和出口气流引气通道；其中，所述流体振荡器进口为所述振荡射流引气进口；所述流体振荡器出口为所述振荡射流出口；

所述振荡射流引气进口通过所述进气气流引气通道与所述流体振荡器流道进口相连；

所述振荡射流出口通过所述出口气流引气通道与所述流体振荡器流道出口相连。

进一步地，所述流体振荡器为脉冲型流体振荡器，所述流体振荡器流道为脉冲型流体振荡器流道，所述脉冲型流体振荡器流道包括一个振荡器流道进口、两个振荡器流道出口，以及一个或两个反馈通道。

进一步地，所述流体振荡器为扫射型流体振荡器，所述流体振荡器流道为扫射型流体振荡器流道，所述扫射型流体振荡器流道包括一个振荡器流道进口、一个振荡器流道出口，以及两个反馈通道。

一种燃气涡轮式发动机流动分离主动控制的方法，包括以下步骤：

根据需要控制的流动分离范围，选择相应数量的流体振荡器，并在发动机主流道壁面内设置相应数量的流体振荡器流道，构建上述任意一种流动分离主动控制结构；

调节所述控制阀以控制所述进口与气源的通断，或改变进口的压力，从而在所述流体振荡器出口形成设定振荡频率和振幅的射流，以延迟或消除流动分离的发生。

一种发动机进气道的流动分离主动控制结构，所述进气道的流道为S型流道，所述S型流道其中M个弯曲处分别具有回流区，所述进气道设置上述任意一种流动分离主动控制结构；所述流动分离主动控制结构的所述流体振荡器阵列的数量为至少一组；

当所述流体振荡器阵列的数量为一组时，所述流体振荡器阵列的出口位于任意一个回流区前方；

当所述流体振荡器阵列的数量为两组时，两组所述流体振荡器阵列的出口分别位两个回流区前方；

当所述流体振荡器阵列的数量为M组时，M组所述流体振荡器阵列的出口分别位于M个回流区前方。

进一步地，所述流体振荡器的出口位于所述回流区前方0～1.3D范围内，D为流道的高度或直径。

一种压气机高低压转接段流动分离主动控制结构，在所述高低压转接段设置有上述任意一种流动分离主动控制结构，所述流体振荡器阵列的出口位于所述高低转接段的轮毂内壁和/或机匣外壁上。

一种压气机角区流动分离主动控制结构，所述压气机的机匣或轮毂设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个静子叶片流道内；或所述流体振荡器的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个转子叶片流道内；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器的出口位于所述压气机静子叶片流道内；或所述流体振荡器的出口位于所述压气机转子叶片流道内。

进一步地，所述流体振荡器的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

一种压气机叶顶间隙流动分离主动控制结构，所述压气机的机匣或轮毂设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

一种涡轮角区流动分离主动控制结构，所述涡轮的机匣或轮毂设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个静子叶片流道内；或所述流体振荡器的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个转子叶片流道内；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器的出口位于所述涡轮静子叶片流道内；或所述流体振荡器的出口位于所述涡轮转子叶片流道内。

进一步地，所述流体振荡器的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

一种涡轮叶顶间隙流动分离主动控制结构，所述涡轮的机匣或轮毂设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是一种典型S型流道内的X方向速度云图和流线图；

图2是本公开的流动分离主动控制结构在二维S型进气道应用的结构示意图；

图3是图2中A向和B向的结构示意图；

图4是本公开的流动分离主动控制结构在压气机/涡轮的应用结构示意图；

图5是图4中C向的结构示意图；

图6是脉冲式流体振荡器的结构示意图；

图7是脉冲式流体振荡器的结构示意图；

图8是脉冲式流体振荡器的结构示意图；

图9是脉冲式流体振荡器单个出口的典型速度响应示意图，其中进口压力为表压1.0bar，工作介质为空气；

图10是扫射式流体振荡器的结构示意图；

图11是扫射型流体振荡器流道出口用水流显影扫射流形状示意图；

附图标记：流体振荡器阵列1、流体振荡器2、流体振荡器流道20、微孔21、气源3、控制阀4、振荡射流引气进口22、振荡射流出口23、进气气流引气通道24、出口气流引气通道25、振荡器流道进口201、两个振荡器流道出口202、反馈通道203、机匣5、轮毂6、进气道8。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

航空发动机内存在着大量流动分离现象，这些流动分离现象降低了发动机的整体效率和工作稳定性，限制了燃气涡轮式发动机性能的进一步提升，而流动分离的主动控制技术已经被证明能够显著降低流动阻力，提高升力，增强掺混，降低噪音，提升经济性和舒适性，因此在未来新型飞行器及其动力的发展中具有广阔的应用前景。采用主动流动分离控制技术，能够进一步提高燃气涡轮式发动机的设计性能和使用性能，提高压比和效率，大幅改善稳定工作范围，同时降低燃油消耗率。

航空发动机内的工作条件恶劣，对所有零部件的可靠性要求极高，传统的非稳态激励器在实际应用中存在着安全性差、可靠性低、激励强度不足等缺陷。

为了解决使用非稳态流动控制缺乏结构简单、可靠性高的激励器的难点，本公开提出了基于自激发振荡射流的航空发动机内流动分离主动控制技术，此方法同时结合了主动流动控制效率高，以及被动流动控制可靠性高/安全性高的优点，以被动控制的形式获得了主动控制的良好效果。应用到进气道、压气机、涡轮上，能够显著提高航空发动机的工作效率和工作裕度以及整体性能，同时兼顾了安全性、可靠性以及***结构的复杂性，在实际工程应用上具有广阔的前景。为了进一步说明，本公开提出了以下示例性实施方式：

实施例一

参照图2-图5，一种燃气涡轮式发动机内流动分离主动控制结构，包括流体振荡器阵列1，流体振荡器阵列1包括N个流体振荡器2，N≥1；流体振荡器2包括流体振荡器流道20，N个流体振荡器流道20组成流体振荡器阵列流道；所述流体振荡器阵列流道设置于发动机主流道壁面内；流体振荡器2进口与气源3通过控制阀4相连；流体振荡器2出口设置于需要控制的流动分离点的前缘。

气源1为外部气源或来自后级压气机的高压气源，通过调节流体振荡器2进口处的压力，从而使得流体振荡器流道20产生相应的自激发振荡，并在流体振荡器2的出口处形成所需的振荡射流工作频率和幅值，通过该主动控制结构，不会增加现有结构的复杂性，也不降低现有涡轮发动机可靠性和安全性，同时实现发动机工作效率、工作裕度以及整体性的大幅度提升。

参照图2和图3，流体振荡器2出***流的方向与主流道内被控主流动方向呈一定夹角α；所述流体振荡器阵列流道与所述出***流的方向在同一平面，该平面与被控主流动方向呈夹角α；0°≤α≤180°。此时，从与流体振荡器流道20平面垂直的方向A,可以看到一系列流体振荡器流道20组成的阵列。从与所述主流道壁面垂直的方向B，可以看到流体振荡器阵列1的全部流体振荡器出口在所述主流道壁面处形成的一系列离散型微孔21。采用该实施方式，所述流体振荡器阵列流道与设射流方向位于相同的平面，这样有利于减小射流的压力损失，同时对主流道壁面的厚度和强度影响较小。

作为本实施例的另外一种实施方式：

参照图4和图5，流体振荡器阵列1的流体振荡器出***流的方向与主流道内被控主流动方向(叶栅内主流流向)呈一定夹角β；所述流体振荡器阵列流道所在平面与所述主流道壁面平行，所述流体振荡器2的出口气流引气通道与所述流体振荡器阵列流道所在平面呈夹角β；0°≤β≤180°。此时，从图4中C方向同时与主流道壁面和流体振荡器流道20平面垂直，可以同时看到位于主流道壁面内部的所述流体振荡器阵列流道和位于主流道壁面处的一系列离散型微孔，如图5所示。

采用该实施方式，由于所述流体振荡器阵列流道所在平面与主流道壁面平行，能够实现所述流体振荡器阵列流道与所述主流道壁面的结构一体化，这样有利于减少所述流体振荡器阵列占用的空间，使其整体结构更加紧凑，降低主动控制结构的重量和复杂度。

本实施例中，当进口气流电控阀4处于关闭状态时候，所述流体振荡器阵列所形成的微孔对主流道中的流动几乎不产生任何影响。

参照图2-图5，为了使得流体振荡器2的进口和出口能够延伸至设定的位置，所述流体振荡器还包括：振荡射流引气进口22、振荡射流出口23、进气气流引气通道24、和出口气流引气通道25；

振荡射流引气进口22通过进气气流引气通道24与流体振荡器流道20进口相连，振荡射流引气进口22与气源3通过控制阀4相连；流体振荡器2进口为振荡射流引气进口22；振荡射流出口23通过出口气流引气通道25与流体振荡器流道20出口相连；流体振荡器2的出口为振荡射流出口23。

参照图5-图8，流体振荡器2为脉冲型流体振荡器，流体振荡器流道20为脉冲型流体振荡器流道，所述脉冲型流体振荡器流道包括一个振荡器流道进口201、两个振荡器流道出口202，以及一个或两个反馈通道203。

当采用双出口的脉冲型流体振荡器时，每个所述振荡射流引气进口对应两个脉冲型振荡射流出口，在气源压力以及流道内流体康达效应的作用下，在每个出口形成类似于图9的脉冲型振荡射流，即速度的方向不变，速度的绝对值在一定范围内(Umin<U<Umax)以一定的频率(0<f<5000Hz)振荡。

参照图10，流体振荡器2为扫射型流体振荡器，流体振荡器流道20为扫射型流体振荡器流道，扫射型流体振荡器流道20包括一个振荡器流道进口201、一个振荡器流道出口202，以及两个反馈通道203。

采用单出口的扫射型流体振荡器时，每个所述振荡射流引气进口对应一个扫射型振荡射流出口，在气源压力以及流道内流体康达效应的作用下，在出口处形成类似于图11的扫射型振荡射流，即速度的绝对值不变，速度的方向在一个平面内的一定夹角范围内(20<β<150°)以一定的频率(0<f<5000Hz)振荡。

实施例二：

参照图2-图5，基于实施例一的流动分离主动控制结构，本实施例提出了一种流动分离主动控制的方法，包括以下步骤：

根据需要控制的流动分离范围，选择相应数量的流体振荡器2，并在发动机主流道壁面内设置相应数量的流体振荡器流道20，构建上述任意一种流动分离主动控制结构；

调节所述控制阀4以控制所述进口与气源3的通断，或改变进口的压力，从而在所述流体振荡器2出口形成设定的振荡频率和振幅的射流，以延迟或消除流动分离的发生。

本实施例中，根据需要控制流动分离范围较大时，可增加流体振荡器阵列中的流体振荡器数量，以提高抑制流动分离的效果，当需要控制的流动分离范围较小时，可减少流体振荡器阵列中的流体振荡器数量，以减少对发动机所述主流道壁面的加工，降低对发动机主流道的影响。

流体振荡器能在一定的稳态进口流体压力下，在出口处产生具有一定振荡频率和幅值得振荡射流，基于该特点，本实施通过主动调节所述流体振荡器进口的压力，可以改变其出***流的振荡频率和幅值，以获得我们所需的能够抑制相应流动分离的具有设定振荡频率和幅值的射流。

因此，本实施例在在外接高压气源的条件下，通过电控阀4主动调节流体振荡器阵列1进口处的压力，可根据飞行工况，选择开启或关闭气流激励，或调节所述流体振荡器阵列1出口处射流的工作频率和工作速度，以达到较高的控制效果。电控阀4优先为电磁阀。

本实施例针对流动分离进行主动控制，对发动机各部件本身的流动性能几乎不产生影响，且更易于工程实现，同时也能够显著提高压气机/涡轮的稳定工作范围和工作效率，从而扩大发动机工作包线，改善燃油效率，从而提高飞行器的机动性和经济性。

相比于被动流动控制，本公开的主动控制方法能够根据实际工况进行主动调节，能适应不同的工作状态。同时，通过在流动环境中直接注入合适的扰动模式以与***的内在模式相耦合，对主流道壁面附近流场施加非常小的扰动即可控制大动量的主流流动。达到以小的能量消耗获取高的控制效益，起到四两拨千斤、以柔克刚的控制作用。

相对于被动控制，本实施例的主动控制方法有两大优势：

第一、通过小尺度、局部的能量注入，特别是对临界点附近的控制从而改变全场的流动结构，如对边界层内转捩的控制；

第二、能够对复杂的动态***进行精确地相位控制。

另外，本实施例基于流体振荡器实现周期性非稳态激励的主动控制方法，具有效率更高等优点，以附加动量系数来计算，其效率可以提升两个数量级。

实施例三

本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，提出了一种发动机进气道流动分离主动控制结构。

当进气道8的流道为S型流道，以二维流动为例，三维情况与之类似，如图2所示，在无主动控制条件下，在S型流道的其中两个弯曲处各形成较为明显的低速回流区，造成出口处较大的损失和畸变。本实施例在进气道8设置实施例一所述的流动分离主动控制结构；所述流动分离主动控制结构的所述流体振荡器阵列1的数量为至少一组；当所述流体振荡器阵列1的数量为一组时，所述流体振荡器阵列1的出口位于任意一个回流区前方；当所述流体振荡器阵列1的数量为两组时，两组流体振荡器阵列1的出口分别位于两个回流区前方。当所述S型流道存在多个弯曲处，并且其中M个弯曲处形成低速回流区时，可根据所需控制的所述回流区的数量选择相应的所述流体振荡器阵列的数量。所述流体振荡器的出口位于所述回流区前方0～1.3D范围内，D为流道的高度或直径。

本实施例将实施例一的流动分离主动控制结构应用于S型进气道。流体振荡器阵列1射流出口处的脉冲型或扫射型振荡射流均能够降低S型流道内的流动分离，降低S型流道出口截面处的压力损失和畸变，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

实施例四

参照图2，本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，提出了一种压气机高低压转接段流动分离主动控制结构，具体的来说，是在所述压气机的高低压转接段设置有实施例一所述的流动分离主动控制结构，流体振荡器阵列1的出口位于所述高低转接段的轮毂内壁和/或机匣外壁上。

本实施例将实施例一的流动分离主动控制结构应用于压气机高低压转接扩压段。流体振荡器阵列1射流出口处的脉冲型或扫射型振荡射流均能够降低压气机高低压转接扩压段内的流动分离，降低气流的压力损失和畸变，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

实施例五

参照图4和图5，本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，针对压气机静子叶片与机匣处的角区，以及压气机转子叶片与轮毂处的角区内流动分离，提出了一种压气机角区流动分离主动控制结构，所述压气机的机匣5或轮毂6设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；当流体振荡器2为双出口的脉冲型流体振荡器时，流体振荡器2的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个静子叶片流道内；或流体振荡器2的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个转子叶片流道内；当流体振荡器2为单出口的扫射型流体振荡器2时，流体振荡器2的出口位于所述压气机静子叶片流道内；或流体振荡器2的出口位于所述压气机转子叶片流道内。流体振荡器2的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

本实施例中，所述流体振荡器阵列出口处的脉冲型流体振荡器或扫射型振荡射流均能够降低压气机角区内的流动分离，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

实施例六

参照图4和图5，本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，针对压气机转子叶片与机匣5处的叶顶间隙，以及压气机静子叶片与轮毂6处的叶顶间隙的内流动分离，提出了一种压气机叶顶间隙流动分离主动控制结构，所述压气机的机匣5或轮毂6设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；当所述流体振荡器2为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣5投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间；其中，所述流体振荡器阵列中，同属于一个流体振荡器2的两个流体振荡器出口相邻；

当流体振荡器2为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

本实施例中，所述流体振荡器阵列出口处的脉冲型流体振荡器或扫射型振荡射流均能够降低压气机叶顶间隙内的流动分离，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

实施例七

参照图4和图5，本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，针对涡轮静子叶片与机匣5处的角区，以及涡轮转子叶片与轮毂6处的角区内流动分离，提出了一种涡轮角区流动分离主动控制结构，所述涡轮的机匣5或轮毂6设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；当流体振荡器2为双出口的脉冲型流体振荡器时，流体振荡器2的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个静子叶片流道内；或流体振荡器2的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个转子叶片流道内；当流体振荡器2为单出口的扫射型流体振荡器时，流体振荡器2的出口位于所述涡轮静子叶片流道内；或流体振荡器2的出口位于所述涡轮转子叶片流道内。流体振荡器2的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

本实施例中，所述流体振荡器阵列出口处的脉冲型流体振荡器或扫射型振荡射流均能够降低涡轮角区内的流动分离，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

实施例八

参照图4和图5，本实施例基于实施例一的流动分离主动控制结构，针对涡轮转子叶片与机匣处的叶顶间隙，以及涡轮转子叶片与轮毂处的叶顶间隙的内流动分离，提出了一种涡轮叶顶间隙流动分离主动控制结构，所述涡轮的机匣5或轮毂6设置有上述任意一种流动分离主动控制结构；当流体振荡器2为双出口的脉冲型流体振荡器2时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣5投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间其中，所述流体振荡器阵列中，同属于一个流体振荡器2的两个流体振荡器出口相邻；

当流体振荡器2为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

本实施例中，所述流体振荡器阵列出口处的脉冲型流体振荡器或扫射型振荡射流均能够降低涡轮叶顶间隙内的流动分离，从而提高压气机和发动机整体的工作效率和稳定工作裕度。

本公开在不改变原有压气机/涡轮叶片的型面、位置的前提下，仅仅在特定位置喷入小股气流，就能显著的抑制流动分离。由于压气机/涡轮叶片一般尺寸较小，在叶片内部构造气路通道本身较为困难，且对叶片本身的强度和性能影响较大。相比之下，在发动机外机匣以及流道壁面上构造主动控制气路，针对航空燃气涡轮发动机内的压气机/涡轮端壁角区流动、叶顶间隙流动、高低压转接扩压段分离流动进行主动控制，对发动机各部件本身的流动性能几乎不产生影响，且更易于工程实现，同时也能够显著提高压气机/涡轮的稳定工作范围和工作效率，从而扩大发动机工作包线，改善燃油效率，从而提高飞行器的机动性和经济性。

本公开基于自激发振荡射流的流动分离主动控制技术同时结合了主动流动控制效率高，以及被动流动控制可靠性高/安全性高的优点，以被动控制的形式获得了主动控制的良好效果。应用到进气道、压气机、涡轮上，能够显著提高航空发动机的工作效率和工作裕度以及整体性能，同时兼顾了安全性、可靠性以及***结构的复杂性，在实际工程应用上具有广阔的前景。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (17)

1.一种流动分离主动控制结构，其特征在于，包括流体振荡器阵列，所述流体振荡器阵列包括N个流体振荡器，N≥1；每个所述流体振荡器均包括流体振荡器流道，N个所述流体振荡器流道组成流体振荡器阵列流道；所述流体振荡器阵列流道设置于发动机主流道的壁面内；

所述流体振荡器进口与气源通过控制阀相连；所述流体振荡器出口设置于被控制的流动分离点的前缘。

2.如权利要求1所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器阵列的全部流体振荡器出口在所述主流道壁面处形成离散型微孔。

3.如权利要求1所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器出***流的方向与主流道内被控主流动方向呈夹角α；所述流体振荡器阵列流道与所述出***流的方向在同一平面，该平面与被控主流动方向呈夹角α；0°≤α≤180°。

4.如权利要求1所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器出***流的方向与主流道内被控主流动方向呈夹角β；所述流体振荡器阵列流道所在平面与所述主流道壁面平行，所述流体振荡器的出口气流引气通道与所述流体振荡器阵列流道所在平面呈夹角β；0°≤β≤180°。

5.如权利要求1所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器还包括：振荡射流引气进口、振荡射流出口、进气气流引气通道、和出口气流引气通道；其中，所述流体振荡器进口为所述振荡射流引气进口，所述流体振荡器出口为所述振荡射流出口；

所述振荡射流引气进口通过所述进气气流引气通道与所述流体振荡器流道进口相连；

所述振荡射流出口通过所述出口气流引气通道与所述流体振荡器流道出口相连。

6.如权利要求1-5任一项所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器为脉冲型流体振荡器，所述流体振荡器流道为脉冲型流体振荡器流道，所述脉冲型流体振荡器流道包括一个振荡器流道进口、两个振荡器流道出口，以及一个或两个反馈通道。

7.如权利要求1-5任一项所述的流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器为扫射型流体振荡器，所述流体振荡器流道为扫射型流体振荡器流道，所述扫射型流体振荡器流道包括一个振荡器流道进口、一个振荡器流道出口，以及两个反馈通道。

8.一种流动分离主动控制的方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据需要控制的流动分离范围，选择相应数量的流体振荡器，并在发动机主流道壁面内设置相应数量的流体振荡器流道，构建如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；

调节所述控制阀以控制所述进口与气源的通断，或改变进口的压力，从而在所述流体振荡器出口形成设定的振荡频率和振幅的射流，以延迟或消除流动分离的发生。

9.一种发动机进气道流动分离主动控制结构，其特征在于，所述进气道的流道为S型流道，所述S型流道其中M个弯曲处分别具有回流区，所述进气道设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；所述流动分离主动控制结构的所述流体振荡器阵列的数量为至少一组；

当所述流体振荡器阵列的数量为一组时，所述流体振荡器阵列的出口位于任意一个回流区前方；

当所述流体振荡器阵列的数量为两组时，两组所述流体振荡器阵列的出口分别位于任意两个回流区前方；

当所述流体振荡器阵列的数量为M组时，M组所述流体振荡器阵列的出口分别位于M个回流区前方。

10.如权利要求9所述的发动机进气道流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器的出口位于所述回流区前方0～1.3D范围内，D为流道的高度或直径。

11.一种压气机高低压转接段流动分离主动控制结构，其特征在于，在所述高低压转接段设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构，所述流体振荡器阵列的出口位于所述高低转接段的轮毂内壁和/或机匣外壁上。

12.一种压气机角区流动分离主动控制结构，其特征在于，所述压气机的机匣或轮毂设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个静子叶片流道内；或所述流体振荡器的两个出口分别位于所述压气机相邻的两个转子叶片流道内；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器的出口位于所述压气机静子叶片流道内；或所述流体振荡器的出口位于所述压气机转子叶片流道内。

13.如权利要求12所述的一种压气机角区流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

14.一种压气机叶顶间隙流动分离主动控制结构，其特征在于，所述压气机的机匣或轮毂设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述压气机转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

15.一种涡轮角区流动分离主动控制结构，其特征在于，所述涡轮的机匣或轮毂设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个静子叶片流道内；或所述流体振荡器的两个出口分别位于所述涡轮相邻的两个转子叶片流道内；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器的出口位于所述涡轮静子叶片流道内；或所述流体振荡器的出口位于所述涡轮转子叶片流道内。

16.如权利要求15所述的一种涡轮角区流动分离主动控制结构，其特征在于，所述流体振荡器的出口位于相应流道内轴向位置0～1.1倍弦长之间，以及周向位置0～1.0倍栅距之间。

17.一种涡轮叶顶间隙流动分离主动控制结构，其特征在于，所述涡轮的机匣或轮毂设置有如权利要求1-7任一项所述的流动分离主动控制结构；

当所述流体振荡器为双出口的脉冲型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且，相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-2.0倍栅距之间；

当所述流体振荡器为单出口的扫射型流体振荡器时，所述流体振荡器阵列的每个流体振荡器出口均位于所述涡轮转子在机匣投影的轴向位置0～1.0倍轴向弦长内，并且相邻的两个所述流体振荡器出口之间的周向距离在0-4.0倍栅距之间。

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