自有边界层和边界层分离的概念以来，分离流的控制就是学术界与航空界共同关注的研究方向之一。主动流动控制(AFC)的概念、方法和应用的研究更在近年来发展成了一个独立的学科分支。AFC指采用一定的方法通过相应的执行机构(Actuator)向流动注入能量以改变流动结构，达到控制流动分离的目的。不同的控制方法对应不同的执行机构。Cattafesta和Sheplak对AFC已有的方法和执行机构作过评述[1]，并给出了执行机构的分类(见图1)。

 

尽管目前存在多种方法和执行机构，但能从实验室样机成功过渡到航空应用的却很少。如在流体类(Fluidic)中最早提出的控制分离的方法是定态抽吸(Suction)或吹气(Blowing)，虽然很多风洞模型甚至试验样机都证明了其有效性[2-3]，却因运行抽吸/吹气的装置复杂性和附加重量抵消了所得的空气动力好处而至今未能应用于生产型飞机上。本文将讨论近年来作过系统研究且技术较成熟的流体类振荡射流方法、装置及其在提高立尾效率上的应用。

1 AFC的振荡射流方法和装置

最早用于模拟计算机中流体放大器的振荡射流概念虽不算太新，但用于主动控制飞机绕流却是近期才发展起来的[4-7]。

图2(a)给出了振荡射流的概念设计示意图[8] ;当出口喷流速度为超声速时,振荡射流装置(简称激振器)内来回振动运动的流动显示如图2(b) 所示[9] ，展向两个振荡射流装置间分离流的相互作用可参考文献[9];内部流动的数值模拟结果如图2(c)所示 [10]。其内部流动原理可简述为：从储气箱喷口出来的气流沿上固壁流动，并形成激振器内的一个主空穴(“相互作用区”)，气流沿曲壁继续向出口流动，压强增大，故部分气流进入上半区的反馈通道。此反馈气流将从储气箱喷口处流出的气流推向空穴区的下半区，气流遂沿下半区的曲壁流动，与沿上固壁的流动过程一样，使部分气流进入下半区的反馈通道。重复此流动过程，遂形成了无需运动部件，只需保证供给稳定的压缩空气即可沿翼展方向产生非定常(振荡)射流。振荡频率由反馈通道的长度决定，而展向偏角则由装置具体设计而定。

 

2 应用振荡射流增强立尾特性

现代双发旅客机为了应对起飞/着陆时(包括有侧风条件下)一个发动机发生停车事故的危险(适航规则要求)，要求立尾的设计能保证有足够大的侧向力以平衡发动机推力/阻力形成的力矩(见图3[11])。

2) 激振器喉道截面积的形状、大小和彼此的展向间距决定了系统的有效性。截面积的宽高比应大于2，激振器均匀展向分布比集中分布于某些区域可获得更好的效果。

通常是针对某类系列机(如Boeing787-8/9/10)中机身最短的一款型号来设计立尾大小，这样的立尾对加长型的型号会显得偏大，徒然增加了重量和阻力。若利用AFC，延迟在大偏角方向舵上可能的流动分离，增大所产生的侧向力，就可将立尾设计得较小，也能保证提供事故发生所需的方向控制和整个飞行包线内的正常运行。系统集成研究表明，这样的设计安排可使飞机的重量和阻力减小，从而节省燃油的消耗。于是NASA针对未来N+2代民机发展所需先进技术研究而设立ERA(Environmentally Responsible Aviation)项目,项目组先后资助了Rathay等[12-14]采用合成射流和Seele等[11,15-16]采用振荡射流等AFC在缩比小模型上的风洞试验。在比较试验结果后，又资助Boeing做了B-757全尺寸立尾组件在Ames NFAC 40 ft×80 ft (1 ft=0.304 8 m) 风洞中的试验[17-18]和B-757 ecoDemonstration的飞行试验，NASA/Boeing完成了振荡射流AFC技术增强立尾效率的研究过程，将该项技术的技术成熟度(TRL)等级从3提升到6[19]。

 

3 小模型的试验研究

3.1 合成射流技术

图5(a)给出安装于风洞中的立尾模型，图5(b)给出了一个代表性结果，它表明大舵偏角(δR=30°)和零侧滑角(β=0°)时动量系数Cμ≈1.7%的振荡射流可使侧向力相比于无振荡射流时值增大50%左右，即使较小的Cμ(≈ 0.5%)也可使侧向力增大20%[11]。图中CYn为相比于无振荡射流时的侧向力系数，不同符号表示出口喷管喉道面积的尺寸,其中1 in=0.025 4 m。

为了综合表示振荡射流 AFC的效能及其所对应的要求，图11(a)和图11(b)分别给出了31个激振器布局时提高侧向力的性能与其所需的总流量(mdot或和平均进口压强(PACT-Inlet)之间的关系[17]。由图可知，β=0°时侧向力几乎可有30%的增量，而β=-7.5°时由于无AFC时高的侧向力值和逆压梯度，要达到β=0°的侧向力增量，需要更多流量和更高压强，图中两条曲线基本平行，可见在输入同样流量和压强的条件下，从β=0°变成β=-7.5°时侧力增量将减小6%～8%。

 

3.2 振荡射流技术

Seele等采用振荡射流技术在Caltech Lucas风洞中做了14%缩比立尾模型的风洞试验[11,15-16]。将32个振荡射流激振器布置在方向舵铰链轴处[15]或垂尾安定面后缘处[11]，分别进行了两个系列的试验。

随着信息技术的不断进步，各类媒介生产大量的信息，向社会传播的信息量也日益增多。对处于不同经济地位的群体，他们获得信息的效率也是不同的，社会经济地位较高的群体将比社会经济地位较低的群体以更快的速度获取信息，在现实社会环境中，信息(知识)差距将呈扩大而非缩小之势。

基于缩比小尺度模型风洞试验成果，在NASA资助下Boeing开展了一个AFC增强立尾控制性能飞行全尺寸系统集成的可行性研究，分析将合成射流及振荡射流两种AFC方法的小尺度试验结果推广应用于飞行条件时的获益、代价和技术成熟度等[20]。研究结果认为两种控制方法都会带来正的净受益，如一架飞机飞行一年可节省的燃料，合成射流AFC系统为80 000 lbs (11 900 gallons),振荡射流 AFC系统为104 000 lbs (15 500 gallons),但都需要进一步确定：①在飞行尺度下AFC所需的输入压强、流量或功率等;②实际的器件是否能实现;③在全尺寸条件下的净收益。研究报告还认为从近期看飞行尺度下合成射流激振器的技术成熟性相对更低些，更难实现可用的大尺寸激振系统。因此，Boeing和NASA决定只进行振荡射流系统增强立尾控制性能的全尺寸立尾模型风洞试验研究[17-18]。

收集本院有完整资料的39例锁骨远端骨折患者，其中钩钢板固定（钩板组）18例，解剖锁定板联合喙锁缝线固定（复合组）21例。两组患者一般资料详见表1，其在性别、年龄、侧别及受伤至手术时间等方面比较差异无统计学意义（P＞0.05）。

Rathay等采用合成射流技术在RPI (Rensselaer Polytechnic Institute)风洞中做了4%和5%缩比立尾模型的风洞试验[12-14]。合成射流激振器位于方向舵的铰链轴位置。

这对于酒店管理专业实践教学质量的进一步提升起到良好的促进作用，同时也可以使得酒店管理专业的学生可以实现自身的良好发展。

两个系列试验详细讨论了几何参数，如展向相邻激振器的距离Sp，喷口喉道面积的形状和大小，激振器位置的布置以及舵偏角等对振荡射流控制效率的影响，如图5(b)中表明了喷口喉道面积的影响。在图3所示的事故情况下，为满足适航要求，需无因次量纲侧向力系数CYn = 1.2。在无AFC时需要无量纲舵偏角和β=3°，这意味着阻力将增加20%；而使用Cμ≈0.5%的AFC时，在同样的舵偏角β=0°，无需以增大阻力为代价来达到要求。再增大至Cμ≈ 1%，同样的舵偏角β=-2.5°下即可实现要求，表明了可采用更小舵偏角的可能，而这无疑会降低巡航时的阻力。

 

 

图6表明了应如何组合δR、β或Cμ来实现所需要的CYn [11]。当人们在设计立尾大小时，在无AFC的条件下，若无侧滑(β=0°)则即使δR=80%也无法实现所要求的侧力CYn=1.2 (图6(a))，因此只能加大立尾面积。若利用振荡射流 (Cμ=1%),则β=0°时δR=50%即可达到所要求的侧向力，不必加大立尾。若要求CYn = 1.3，为避免侧滑，且δR=50%，则需要Cμ=2%。若仍用Cμ=1%就需要增大δR至60% (图6(b))。

 

虽然使用振荡射流的控制效率存在着参数间复杂的耦合关系，但结果表明，只要优化局部参数，就可使侧向力增大30%～40%[11]。

所有患者均符合DM诊断标准[1]：空腹血糖≥7.0mmol/L或餐后2 h血糖≥11.1 mmol/L，诊断过程中需排除肝脏疾病、慢性肾功能不全、应激状态、肢端肥大症、库欣综合征等原因导致的血糖继发性或一过性升高，排除其他继发性高血糖疾病，且年龄在50～75岁之间。其他排除标准：①合并严重心、肝、肾等脏器功能不全者；②酒精依赖或药物滥用；③受认知能力限制，无法接受健康教育者；④因精神疾患无法配合者。满足上述研究标准的100例该社区所属的糖尿病患者纳入该对照研究，入组的糖尿病患者进行均进行体检，内容包括内科、外科常规，胸片、心电图、腹部B超和生化指标检验，并建立健康档案。

沙沟沟道特征为形成区、流通区纵坡坡降较大，堆积区逐渐变缓，沟道宽度在形成区较宽，流通区变窄，为治理工程设置拦挡坝提供了有利条件，在流通区设置拦挡坝长度相对较小，且这些沟段沟道纵坡较缓，上游为开阔的宽谷地带，修建拦挡工程其库容较大，对泥石流峰值流量的调节作用效果显著[5]。

严重的并发症。严所造成的腰背疼痛、脊柱变形等严重影响患者的生存质量，严患者一生病程中平均损失5.8个伤残调整生命年（DALYs），严重骨质疏松患者可平均损失7.8个DALYs［5］，是造成老年患者致残和致死的重要原因之一［1］。同时，严及骨折的医疗和护理，需要投入大量的资源，给患者家庭和社会带来沉重的经济负担。据2015年预测，我国2015、2035和2050年用于主要骨质疏松性骨折（腕部、椎体和髋部）的医疗费用将分别高达720亿元、1 320亿元和1 630亿元［3］。

企业的管理中，会计信息的质量一定要做到有所保障，这就需要我们对会计工作进行监督规范，尤其是会计的核算工作，这要求企业管理者之间要相互监督，并且在对会计信息进行查看时，要进行多层次多方面的调查，全方位对会计信息进行深入了解，确保信息的准确性，杜绝工作人员对数据的篡改等做假账行为的发生。对工作人员适时的培训，提高每一名员工的专业素养，派专人巡视组不定期对财会工作所产生的会计信息进行抽查、监督，多方位进行核算，保证会计信息的完整性，企业要合理利用以上方式来保证会计信息的实用性，有效的提升会计信息质量。

31个振荡射流 AFC全尺寸模型的风洞试验结果可归结为：在100 knots速度下，β=0°和β=-7.5°时，最大舵偏角的侧向力增量为20%，甚至更大。在β=-7.5°时,要取得与β=0°相同的增量值需为其提供更高的气动能量[17,19]。

1) 只要采用合理的质量流量或动量系数，在舵铰链轴附近布置振荡射流激振器，可以提高控制效率50%，只需要Cμ < 1%就可实现大部分的获益。

根据整体设计要求，当选取压缩缸直径63 mm时，则主压力油缸压力P：P=F/S，式中：S为压缩油缸面积(cm2)。P=3908/[(6.3/2)2×3.14]=125(kg·cm-2)=12.5 MPa。考虑系统液压管路、联合阀体、控管阀等压力损耗及其它液压设备的使用，选则系统总压力参数16 MPa为计算依据。

3) 射流速度应至少大于自由流速度的3倍，但必须保持亚声速，只要Cμ较小(Cμ<0.5%)射流通过喉道速度是亚声速，喉道截面积的形状和尺度就不太影响控制效率。

4) 激振器位于方向舵铰链轴附近效率更高。

4 系统集成和全尺寸立尾模型风洞试验

立尾试验模型的翼型采用NACA0012翼型，立尾前缘后掠角λ= 42°，平均气动弦长为1.765 ft，带有35%弦长的方向舵，展长为3.5 ft。试验风洞截面为6 ft×5 ft，风速为50 m/s。

Boeing将一架B-757的立尾系统组件改装成风洞试验模型(图7)，并在NFAC风洞中做试验。以正常风速100 Knots (Ma≈0.15，Re≈15×106)和最大风速130 Knots (Ma≈0.2，Re≈2×107)，方向舵偏角为0°～30°，侧滑角为-20°～20°状态，完成了检测振荡射流系统增强立尾控制效率的试验[17]。

借鉴Seele等的经验，并考虑到工艺性，37个振荡射流激振器被布置在沿立尾安定面的后缘附近，见图8，每个激振器由一个独立的压力调节阀控制。激振器出口喉道截面积宽高比为2，激振器沿展向的间距为喉道截面积宽度的16.7倍。试验中作了丝线的流场观察、空气动力和力矩的测量，以及AFC系统数据的测定[18]。

图9给出了试验的代表性结果，分别给出了β=0°和-7.5°时侧向力增量ΔCY随Cμ的变化[18]，其中ΔCY表示相对于无AFC时各β值下侧向力系数的增量。图中还给出了β=0°时用CFD计算的无AFC的立尾无黏侧力值。基于前述系统集成研究结果，将增量20%作为系统控制流动分离效率的目标值。从图9(a)看到，β=0°时，不同数量激振器开启的结果基本上重叠成一个线集，而且在中到高动量系数时，31个和18个开启的效益比37个开启的还高些。β=-7.5°时结果类似(图9(b))。从图9(a)还可知，当β=0°和Cμ>0.3%时，大多数情况都能实现侧向力20%的增量。侧向力随Cμ变化的全尺寸模型结果(图9(a))与缩比模型结果(图5(b))具有类似的变化趋势，这表明在将小尺度模型的结果向大尺度推广时，Cμ是一个合适的参数。由于β= -7.5°时无AFC的侧力值本身就应为β=0°时的1.67倍，因此这时的侧向力增量也应是β=0°时的1.67倍。从图9(b)看到要得到20%的侧向力增量，动量系数要增大0.2%。而Cμ ≤ 0.6%时只有31个和37个激振器开启时才可获得该结果。37个激振器中令翼梢区的6个激振器关闭就得到了31个激振器的安排，从试验结果看，收益反而高于37个。此外还减少了所需的供气流量，简化了系统。这个结果与缩比模型的结果一致[11]，因此在随后的飞行试验中就采用31个激振器。

 

 

 

 

图10给出了丝线的流动显示[19]，图中箭头表明方向舵上的流动方向，三角形表示振荡射流激振器的位置。图10(a)表明无AFC时方向舵上的丝线大多指向翼梢方向，且混乱地旋转，而图10(b)表明丝线是较稳定的，并指向下游(AFC作用下的附着流)。图中圆圈内的展向流动指向翼梢，与翼梢涡的方向很一致，这说明此处可以撤掉6个激振器，不会影响方向舵上的整体流动。流动显示表明，AFC改善了方向舵的效益。

 

表面压强分布云图也表明，无论β=0°或β=-7.5°，振荡射流 AFC： ①增大了方向舵整个翼展铰链轴附近的吸力；②使后缘附近有更好的压强恢复；③且其诱导的附着流沿着翼展方向很均匀。两个β时的差异仅在于吸力峰值位置不同[18]。

通常表征振荡射流 AFC气动特性的动量系数Cμ和功率系数Cπ可分别写为[17]

由图7可知，随模拟葡萄酒中乙醇体积分数的升高，酵母细胞通过补充细胞膜上的存活因子进行响应，这种补充在一定程度上抵消了乙醇的破坏作用，部分恢复了细胞膜原有的通透性和流动性，但发酵过程中的二氧化碳产量依然呈降低趋势。尽管普通活化处理所得菌株对乙醇的耐受力优于大多数适应活化处理所得酵母，但随乙醇体积分数的增加（从10%～12%），NOS2，NOS3和OS3适应活化处理酵母也逐渐显露出其对乙醇体积分数的耐受能力。此外，随活化培养基中碳源含量（仅在厌氧环境条件下）和氮源含量的增加，酵母对乙醇的耐受性增强，尤其是厌氧活化处理组更为明显。

 

(1)

 

(2)

式中：为测得的总质量速率；ρn为空气密度；An为激振器喉道面积；q∞为管道动压；S为模型平面面积；CQ为质量流系数；PACT-Inlet为平均进口压强。

但我也相信教化的力量，我们从小接受道德礼仪的教化，教我们要善良，要友爱，要用所谓的善，来压制我们本性中的恶，我一直以为我们都被驯化得很好，每个人都彬彬有礼，和蔼可亲，但是，这场荒谬又邪恶的演出，将我们道德的外衣狠狠地撕破，将我们的本性赤裸在人前。

图4给出了风洞模型图和一个典型的结果[14]，它表明在无侧滑角(β*=0°)、舵偏角较大(δ*=0.6,δ= 30°)时合成射流AFC可将侧向力增大20%(上标*表示相对最大量的无因次量,ΔCY为侧向力系数增量)。但随着侧滑角或舵偏角的增大，由于合成射流的动量系数(Cμ=0.248%)相对较低，其效率亦随之降低，表明这种技术无法完全抑制流动的分离。

 

图12表示ΔCY随Cμ和功率系数Cπ的变化[17]，由图可知，为达到同样的侧向力增量，β=-7.5°和β=0°相比Cμ需增大0.2%左右，Cπ需近似增大5%。图13给出了ΔCY随舵偏角δrudder的变化[17]，由图可知，在δR<30°时，虽然小偏角时分离流很小，但AFC仍是有效的，当然这时ΔCY也要比大偏角时小得多。

 

 

图14(a)和图14(b)给出了振荡射流主动流动控制和被动控制(漩涡发生器，VGs)分别在U∞ = 100 knots和β=0°，-7.5°时最佳的ΔCY随舵偏角δrudder的变化曲线[17,19]。由图可见VG有一定的增益效果(～10%)，但在δR=27.5°(β=0°)和25°(β=-7.5°)时开始失效。而31个振荡射流激振器的AFC可提供的侧力增量值在β=0°和最大舵偏角时是VG值的两倍，在β=-7.5°和舵偏角≥25°时是VG值的4～8两倍[17,19]。

Seele等指出[11,16]：

第三，战时福建小学特别注重培养学生的民族观念和爱国意识，让未来国家的主人从小就形成强烈的民族意识。所以，在抗战时期福建教育局除了“编印国民课本及训练资料”之外，还印制名人肖像、民众英雄挂图等资料［28］23，注重在潜移默化中培养学生的民族意识。另外战时的小学学校还承担着教育民众的任务，这也在一定程度上发挥了唤醒民众、激发民众的抗战热情、培养民众的爱国情怀的作用，为抗日战争的胜利提供了强大的精神支柱和精神动力。

 

5 B-757 ecoDemonstrator的飞行试验

2015年春，波音进行了B-757 ecoDemonstrator的飞行试验验证[19]，目的是将振荡射流 AFC系统集成于真实飞机上，在飞行中测量其提高方向舵效率的数据，并与全尺寸风洞模型的试验数据和CFD计算结果相比较，评估振荡射流 AFC的有效性，从而完成技术成熟度的提升。飞行试验包括头部定态指向的侧滑机动，模拟发动机故障后飞机的平衡和减速等。

振荡射流 AFC系统被安置于立尾安定面和后机身内，从辅助动力单元(APU)的压缩机中引气，为系统提供喷射的空气。考虑到安定面和方向舵的结构要求，后机身内安置了一台气热交换机，以冷却APU的空气。在安定面后缘的右侧面沿着方向舵铰链轴线方向安置31个振荡射流喷管出口，喷口垂直后缘，指向下游。飞行时有一架波音T-33飞机伴随飞行，对布置在B-757方向舵上的丝线照相，以提供流动显示照片。

图15为B-757和T-33伴飞的飞行图[19]。图16为T-33拍摄有/无振荡射流 AFC的瞬时流动锥照片[19]。比较不同瞬时照片可见，关闭AFC时多处流动锥的指向前后时刻都不一致，表明流态是非定态分离的。而开启AFC后，多处流动锥的指向前后时刻很一致，表明减小了方向舵上的分离流。飞行员的反馈也证实了开启AFC后飞行更平稳。

 

 

Boeing公司将飞行试验数据导入B-757的飞行模拟器，应用已有的方法分析了振荡射流AFC开或关时方向舵的效率。图17给出了100%质量流量和31个激振器开启时ΔCY与β的关系[19]。由于是多维参数空间(如β、δR、质量流率等)，图中曲线由多个孤立点用直线连接。由图可知在固定β下随着舵偏角增大振荡射流 AFC逐渐增大方向舵的效率。在30°舵偏角，β≈+5°时侧向力增量达到6%(与期望值一致)。在固定舵偏角下随着β趋于0°和负值，振荡射流 AFC的影响也显著地增大。

 

基于飞行数据和全尺寸模型风洞试验数据,Boeing公司估计出，在β=0°～-7.5°，30°舵偏角下，侧向力增量值约为13%～16%[19]。如前所述的可行性研究表明，此量级的侧向力增量可节省燃油15 500 gallons/airplane/year。

图18给出了NASA和Boeing为提高振荡射流 AFC的技术成熟度(TRL)进行3个研究阶段(缩比模型风洞试验、全尺寸模型风洞试验、飞行试验)的时间里程碑[19]，可见此项先进技术从基础研究到应用研究的全过程历时6年才完成。据称Boeing B-787-9上已应用了此项AFC技术。

 

6 结束语

本文简要地讨论了加强立尾控制特性的振荡射流 AFC的方法和系统，从学校实验室的基础研究开始，经历了缩比模型、全尺寸模型的风洞试验研究，最终在2015春实现了B-757 ecoDemonstrator的飞行试验。对飞行员的反馈意见和飞行试验数据的初步分析表明，振荡射流AFC是有效的，实现了较平稳的飞行和增强立尾的控制特性，获得了侧滑角β= 0°～-7.5°，30°方向舵偏角下13%～16%的侧向力增量，飞行试验取得了成功。整个研究历史历时6年，完成了技术成熟度从等级3～6的跨越，是近期研究较成功的AFC方法之一。从全过程的研究结果看到，基础研究所得的获益数据最高，这表明后期的全尺寸模型风洞试验以及飞行试验等TRL等级更高的研究对实现一项先进技术在工程实践的应用的绝对必要性。

民机设计者对应用AFC技术提高高升力装置性能的要求十分迫切，虽然这很困难。本文作者在文献[21]中讨论了AFC技术控制高升力装置流动分离的部分研究现状和结果，介绍了Boeing公司对在民机高升力系统中AFC应用前景所作的一个初步评估[22]，指出最有可能的应用领域是替代现有的带缝后缘襟翼系统；应用的效益并不在于改进空气动力性能，而在于简化和/或减小现有系统的尺寸，以减轻重量、降低系统复杂性和价格。该评估还提出了今后尚需进一步研究的方向[21-22]。随着绿色航空的要求，降低噪声也是重要的。期望本文讨论的振荡射流 AFC技术在立尾上的成功应用有助于加速高升力装置的AFC研究进展。

参 考 文 献

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