主动流动控制技术研究
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基于微机电系统(MEMS)的主动流 动控制技术在飞行器的增升、减阻、 改善气动性能、降低噪声等方面都具 有重要应用潜力，是当前流动控制领 域的研究热点。美国加州大学洛杉矶分 校（UCLA）和加州工学院在AFOSR、 DARPA 等资助下，开展了基于 MEMS 技术的湍流边界层主动流动控制技术 研究。用MEMS微作动器阵列实现边 界层减阻和三角翼前缘涡控制研究， 并结合 F-15、F-22 战斗机进行了实 用性研究。在英国航天局主导下，欧 洲众多科研机构参与了气动微机电系 统（AEROMEMS）计划，展开了利用 MEMS主动流动控制技术改善机翼升力 特性、改进飞行器进气口和涡轮发动机 等方面的工程应用研究。
4) 燃料型等离子体发生器。燃料 型等离子体发生器采用微型固体火箭 发动机的基本结构，主要由喷管、燃 烧室和点火装置等组成。燃烧室内填 装专门研制的特种固体燃料，燃料燃 烧形成具有一定电子密度的高温高压 燃气，燃气从发生器喷管喷出，形成 等离子体喷流。此类等离子发生器主 要应用于高超声速试验研究。 .5 磁流体动力
由于吹气和吸气系统在实现方面 有一定的复杂性和工程实用性问题， 近年来，人们对微吹气（MBT）或微 射流技术研究增多，通过在适当的位 置和时间，对流动的临界点位施加极 小的扰动达到宏观有效控制的目的， 此类技术的研究，在工程适用方面有 很好的前景。
微射流技术是以混沌论和非线 性复杂大系统不稳定理论为基础的。
日本国家航空航天技术研究所 （NAL)在超声速风洞进行了尖锲模型 磁流体动力控制边界层研究。结果表 明，加速洛仑兹力可以增加边界层内 的皮托压力分布；尖锲模型前斜激波 的位置取决于来流边界层动量厚度， 该厚度可以通过施加加速洛仑兹力来 控制。图4给出了风洞试验段中磁场和 电极数量和布置位置。 .6 微机电系统
零质量射流的发展可以追溯到上 个世纪对声学整流现象的研究。1994 年，美国乔治亚理工学院的研究小组 成功研制出一种压电式零质量射流作
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
航空科学基金 Aeronautical Science Fund
综 述 Overview
主动流动控制技术的主要方法
. 吹气和吸气 早在1904年，普朗特在提出边界
层理论的同时，就已进行了用抽吸的办 法控制圆柱绕流流动和推迟流动分离的 实验，实验结果表明流动是可以有效控 制的。
对吹气和吸气技术的研究主要集 中在吹气或吸气开孔方式、形状、位 置的研究；吹气强、弱，吹气变化方
式（恒定、周期性）的研究；吹气和 吸气主动流动控制机理的研究。
电磁驱动片式微作动器是MEMS 微作动器的一种形式，微作动器面积 1～2平方毫米，可以制作成阵列。 在电流驱动下，片式微作动器能离开 物面偏转一定角度，能绕平衡位置作 一定幅度、频率的振动。当作动片向 上运动时，带动底层气体与流向涡相 互作用，阻止外层高动量气体进入底 层，抑制流向涡的发展。试验表明， 在10～40Hz频率作用下，模型表面 阻力系数低于无控制时阻力系数。此 外，还有压电式振动梁、复合喷管等
结构室
坡道前缘 中心线
枢轴
攻角 α
HV
X Z
微射流插件
微射流 PIV测量区 基座
图1 “蛇形”进气道微吹气流动控制研究
吹吸气流 压电隔膜
射流
21 z
导线
振荡膜
图2 两种压电薄膜振动式作动器
U0 作动器
A
A x
胶结 2
基座
20 A-A
热膜
y
0.33 x
2
7
空穴 0.05
图3 压电陶瓷作动器阵列展向布置示意图
NASA格林研究中心目前正致力 于紧凑型固体作动器和具有结构重构 能力的高温形状记忆合金（SMAs） 研究。研究范围从原子材料建模到设 计、加工和各种自适应结构及基于 NiTiPd高温形状记忆合金的试验；这 包括几种紧凑型作动器的研发。另 外，NASA格林研究中心正与波音、 NASA兰利研究中心、德克萨斯A&M 等联合，在一个新成立的机构下，加 速发展和认证基于高温形状记忆合金 的重构航空结构。
美国空军技术研究所通过一个平 面柔性变形体机翼研究了作动器的分 布和最优方位。机翼被模拟成组合单 元于剪刀状的结构中，每个单元由一 个作动器和四个铰链连接在一起。柔 性蒙皮用非线性材料模拟，它可以在 两个相对的端点之间延伸。该项研究
表明，作动器的方位优化取决于载荷 条件和机翼的初始结构。
波音公司、美国空军、陆军、 NASA、麻省理工学院（MIT）、 UCLA和马里兰大学已在40×80(英尺) 风洞中成功完成了智能材料作旋翼的 风洞试验。试验件是每个叶片都带有 压电作动后缘调整片的一个全尺寸5旋 翼MD900直升机旋翼。试验程序评估 了该系统的前飞特性，获得的数据用 来验证用于分析旋翼噪声的程序。在 美国首次演示了在全尺寸旋翼上用智 能材料控制的调整片。
在超燃冲压发动机进气道和燃烧 器之间有一段直的通道被称为隔离段, 隔离段上强逆压梯度导致的边界层分离 对超燃冲压发动机性能影响极大。如果 边界层的分离位置从隔离段移动到进气 道内，发动机的推力将大幅度降低。研究
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
动器，并成功应用于主动流动控制。 已有研究表明，合成射流在分离流控 制、推力矢量、前体涡控制、有效气 动面控制、直升机旋翼流动控制以及 无人机流动控制等方面都有巨大的应 用潜力。
图2是两种压电薄膜振动式作动 器，振动频率可达几千赫兹，从缝中 形成的气流速度可达每秒1米到每秒
几十米，图中左边是其诱导的典型流 场。由于这种射流无外部气源，进入 流场的气流总质量为零，因而称为零 质量射流或合成射流。
研究发现，流体的流动存在一个转折 点，当流体经过该点后，层流流动状 态就不可避免地转换为具有随机运动 特点的湍流流态。湍流运动相干结构 的发现为流场的主动控制提供了新的 途径。它是通过改变漩涡运动的动力 学模式来控制宏观的湍流运动，即直 接、主动地向受控的流体中大量注入 微尺度的扰动并直接耦合进宏观大尺 度的流动中，进而影响、控制宏观大 尺度流动。
近年来，MEMS器件技术的迅速 发展为主动流动控制提供了新手段。 MEMS作动器件主要通过改变翼面局 部结构或者为飞行器绕流流场提供 动量、改变流场涡流状态或边界层分 离状态，达到改善飞行器气动性能的 目的。MEMS作动器体积微小，可以
克服传统作动器的大体积、大功耗缺 陷，而且具有响应快、分辨率高、材 料易于分布控制等优点。因此被普遍 看好并形成了以 MEMS为基础结合空 气动力学、结构、控制等多学科为一 体的先进主动流动控制技术。
失速是由前缘区域很强的逆压梯度或激 波诱导分离引起的。控制动态失速可以 通过改变机翼前、后缘弯度来改变局部 马赫数和压力分布来实现。
国外开展的此类研究有动态可变 形前缘、主动气动弹性机翼、“智能 蒙皮”等。
自适应技术除航空领域外，也 应用于风能研究。丹麦风能部Risoe 国家实验室开展了自适应后缘形状 （ATEG）研究，通过在风机叶片后缘 安装压电作动器控制后缘变化，达到 主动载荷控制的目的，可以使叶片载 荷大幅度增加或减少（图6）。
19对电极
皮托压力接口
Байду номын сангаас
磁场中心 壁压接口
光学窗
激波管端口
赫尔姆霍茨型磁铁
底壁
图4 磁流体动力在试验段中的分布
图5 微气泡型作动器
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
航空科学基金 Aeronautical Science Fund
综 述 Overview
MEMS用于主动流动控制关键在 于控制元件的微型化和建立宏观物理 现象与微作动器之间的耦合关系。 .7 智能材料等自适应结构
智能材料等自适应结构也广泛用 于主动流动控制。现代高机动飞行器经 常采用大攻角机动飞行，但流动分离和 失速是需要克服的主要问题。机翼动态
赫尔姆霍茨型磁铁
19对电极
MHD作用区
综 述 Overview
主动流动控制技术研究
A Review of Active Flow Control Technology
战培国 程娅红 / 中国空气动力研究与发展中心 赵 昕 / 绵阳职业技术学院
摘 要:主动流动控制技术是提升未来飞行器性能的重要途径之一。本文在研究主动流动控制技术发展的基础 上，归纳分析了目前主动流动控制采用的主要技术方法；简述了其流动控制原理和应用研究案例；介绍了主动 流动控制技术研究采用的主要测试技术。
用微吹气技术进行流动控制减 少湍流阻力是20世纪90年代发明的， 1998年颁布了专利。1999年美国国家 航空航天局（NASA）格林研究中心 在CE-22试验设备中进行了Ma＝1.9的 超声速流中微吹气技术试验研究。近 年来，NASA兰利研究中心利用微射 流技术对新概念翼身融合布局运输机 “蛇形”进气道进行主动流动控制研 究，提高发动机效率 (见图1)。 .3 零质量射流
关键词： 主动流动；控制技术；测量技术
流动控制可以分为被动流动控制和 主动流动控制(AFC)，被动流动 控制技术目前已有广泛工程应用，如机 翼上的翼刀、涡流发生器等。被动控制 是通过被动流动控制装置来改变流动环 境，这种流动控制方式是预先确定的， 当流场实际情况偏离设计状态时，就无 法达到最佳控制效果。主动流动控制则 是在物体流场中直接施加适当的扰动模 式并与流动的内在模式相耦合来实现对 流动的控制。主动流动控制的优势在于 它能在需要的时间和部位出现，通过局 部能量输入，获得局部或全局的有效流 动改变，进而使飞行器飞行性能显著改 善。
形式微作动器。 微气泡型作动器也是MEMS微作动
器的一种。它安装在机翼表面，当作动 器未充气时，具有与翼面平齐的外形； 当通入一定压力气体后，气泡薄膜发生 凸起变形，对气流产生微小扰动，进而 改变流场状态或影响翼型的边界层结构 （图5）。微作动器的致动是采用高压 空气供气,通气槽可开在基座上,作动器 膜片与基座间可采用粘接装配。
1) 薄膜式辉光放电等离子体发生 器。薄膜式辉光放电等离子体发生器可 以方便地粘贴在试验模型表面，已应用 于低速风洞翼型的增升减阻研究。
2) 小型电弧等离子体发生器。美 国多年来一直在发展用于航天器太空推 进和超燃点火源用的小型电弧等离子射 流器。阿诺德空军基地已将其用于跨超 声速风洞试验模型中。
3) 交流高压放电等离子体发生 器。俄罗斯中央空气流体动力学研究 院（TsAGI）用于风洞模型中的等离 子发生器的核心部件是一个能产生高 频、高压输出的变压器。等离子体由 与变压器线圈相连的电极放电产生。 该类型等离子发生器已用于直径40mm 的跨、超声速风洞试验模型中。
综 述 Overview
发 现 ，分 离 位 置 与 边 界 层 动 量 厚 度 有 关 。欧 美 有 很 多 研 究 是 采 用 磁 流 体 动 力（MHD）的方法施加洛仑兹力来控制 边 界 层 。在 超 声 速 或 高 超 声 速 飞 行 条 件 下 ，磁 流 体 动 力 控 制 边 界 层 需 要 很 高的导电率。
人们发现，通过在机翼翼梢的 展向吹气，可以起到类似延长翼展、 从而达到增加升力的目的。利用机翼 前缘的吸气和后缘部分的吹气，对机 翼表面的边界层内流动进行干预，能 够有效延迟边界层内流动的分离，增 大机翼表面层流区，达到增升减阻的 目的。战斗机机头或导弹弹体大攻角 下会产生非对称涡并产生非对称气动 力，利用吹气可以改善这种情况。 除此之外，直升机旋翼、发动机进气 道、涡轮叶栅等也有大量利用吹气和 吸气技术进行主动流动控制的研究。 .2 微吹气或微射流
图3是香港工业大学进行湍流边 界层主动流动控制研究用的压电陶瓷 作动器。压电陶瓷作动器的单个尺寸 是：长22mm、宽2mm、厚0.33mm， 压电陶瓷作动器粘贴在试验模型的插
件上，成悬臂梁的状态。风洞试验表 明，当压电陶瓷作动器以锯齿状波振 荡时，湍流边界层内阻力可减小5%。 .4 等离子体
研究等离子体主动流动控制技 术，国外使用的小型等离子体发生器 主要有以下几种。
NASA Dryden演示验证了飞行中感 应机翼形状和实时确定结构应力的能 力。六根光纤被放置在一个经过修形的 Ikhana无人机上，它们能实时提供2000 个以上应变测量。工作计划的下一步将 使用实时形状信息并把这些数据反馈到 控制系统来重新分布载荷。
4) 燃料型等离子体发生器。燃料 型等离子体发生器采用微型固体火箭 发动机的基本结构，主要由喷管、燃 烧室和点火装置等组成。燃烧室内填 装专门研制的特种固体燃料，燃料燃 烧形成具有一定电子密度的高温高压 燃气，燃气从发生器喷管喷出，形成 等离子体喷流。此类等离子发生器主 要应用于高超声速试验研究。 .5 磁流体动力
由于吹气和吸气系统在实现方面 有一定的复杂性和工程实用性问题， 近年来，人们对微吹气（MBT）或微 射流技术研究增多，通过在适当的位 置和时间，对流动的临界点位施加极 小的扰动达到宏观有效控制的目的， 此类技术的研究，在工程适用方面有 很好的前景。
微射流技术是以混沌论和非线 性复杂大系统不稳定理论为基础的。
日本国家航空航天技术研究所 （NAL)在超声速风洞进行了尖锲模型 磁流体动力控制边界层研究。结果表 明，加速洛仑兹力可以增加边界层内 的皮托压力分布；尖锲模型前斜激波 的位置取决于来流边界层动量厚度， 该厚度可以通过施加加速洛仑兹力来 控制。图4给出了风洞试验段中磁场和 电极数量和布置位置。 .6 微机电系统
零质量射流的发展可以追溯到上 个世纪对声学整流现象的研究。1994 年，美国乔治亚理工学院的研究小组 成功研制出一种压电式零质量射流作
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
航空科学基金 Aeronautical Science Fund
综 述 Overview
主动流动控制技术的主要方法
. 吹气和吸气 早在1904年，普朗特在提出边界
层理论的同时，就已进行了用抽吸的办 法控制圆柱绕流流动和推迟流动分离的 实验，实验结果表明流动是可以有效控 制的。
对吹气和吸气技术的研究主要集 中在吹气或吸气开孔方式、形状、位 置的研究；吹气强、弱，吹气变化方
式（恒定、周期性）的研究；吹气和 吸气主动流动控制机理的研究。
电磁驱动片式微作动器是MEMS 微作动器的一种形式，微作动器面积 1～2平方毫米，可以制作成阵列。 在电流驱动下，片式微作动器能离开 物面偏转一定角度，能绕平衡位置作 一定幅度、频率的振动。当作动片向 上运动时，带动底层气体与流向涡相 互作用，阻止外层高动量气体进入底 层，抑制流向涡的发展。试验表明， 在10～40Hz频率作用下，模型表面 阻力系数低于无控制时阻力系数。此 外，还有压电式振动梁、复合喷管等
结构室
坡道前缘 中心线
枢轴
攻角 α
HV
X Z
微射流插件
微射流 PIV测量区 基座
图1 “蛇形”进气道微吹气流动控制研究
吹吸气流 压电隔膜
射流
21 z
导线
振荡膜
图2 两种压电薄膜振动式作动器
U0 作动器
A
A x
胶结 2
基座
20 A-A
热膜
y
0.33 x
2
7
空穴 0.05
图3 压电陶瓷作动器阵列展向布置示意图
NASA格林研究中心目前正致力 于紧凑型固体作动器和具有结构重构 能力的高温形状记忆合金（SMAs） 研究。研究范围从原子材料建模到设 计、加工和各种自适应结构及基于 NiTiPd高温形状记忆合金的试验；这 包括几种紧凑型作动器的研发。另 外，NASA格林研究中心正与波音、 NASA兰利研究中心、德克萨斯A&M 等联合，在一个新成立的机构下，加 速发展和认证基于高温形状记忆合金 的重构航空结构。
美国空军技术研究所通过一个平 面柔性变形体机翼研究了作动器的分 布和最优方位。机翼被模拟成组合单 元于剪刀状的结构中，每个单元由一 个作动器和四个铰链连接在一起。柔 性蒙皮用非线性材料模拟，它可以在 两个相对的端点之间延伸。该项研究
表明，作动器的方位优化取决于载荷 条件和机翼的初始结构。
波音公司、美国空军、陆军、 NASA、麻省理工学院（MIT）、 UCLA和马里兰大学已在40×80(英尺) 风洞中成功完成了智能材料作旋翼的 风洞试验。试验件是每个叶片都带有 压电作动后缘调整片的一个全尺寸5旋 翼MD900直升机旋翼。试验程序评估 了该系统的前飞特性，获得的数据用 来验证用于分析旋翼噪声的程序。在 美国首次演示了在全尺寸旋翼上用智 能材料控制的调整片。
在超燃冲压发动机进气道和燃烧 器之间有一段直的通道被称为隔离段, 隔离段上强逆压梯度导致的边界层分离 对超燃冲压发动机性能影响极大。如果 边界层的分离位置从隔离段移动到进气 道内，发动机的推力将大幅度降低。研究
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
动器，并成功应用于主动流动控制。 已有研究表明，合成射流在分离流控 制、推力矢量、前体涡控制、有效气 动面控制、直升机旋翼流动控制以及 无人机流动控制等方面都有巨大的应 用潜力。
图2是两种压电薄膜振动式作动 器，振动频率可达几千赫兹，从缝中 形成的气流速度可达每秒1米到每秒
几十米，图中左边是其诱导的典型流 场。由于这种射流无外部气源，进入 流场的气流总质量为零，因而称为零 质量射流或合成射流。
研究发现，流体的流动存在一个转折 点，当流体经过该点后，层流流动状 态就不可避免地转换为具有随机运动 特点的湍流流态。湍流运动相干结构 的发现为流场的主动控制提供了新的 途径。它是通过改变漩涡运动的动力 学模式来控制宏观的湍流运动，即直 接、主动地向受控的流体中大量注入 微尺度的扰动并直接耦合进宏观大尺 度的流动中，进而影响、控制宏观大 尺度流动。
近年来，MEMS器件技术的迅速 发展为主动流动控制提供了新手段。 MEMS作动器件主要通过改变翼面局 部结构或者为飞行器绕流流场提供 动量、改变流场涡流状态或边界层分 离状态，达到改善飞行器气动性能的 目的。MEMS作动器体积微小，可以
克服传统作动器的大体积、大功耗缺 陷，而且具有响应快、分辨率高、材 料易于分布控制等优点。因此被普遍 看好并形成了以 MEMS为基础结合空 气动力学、结构、控制等多学科为一 体的先进主动流动控制技术。
失速是由前缘区域很强的逆压梯度或激 波诱导分离引起的。控制动态失速可以 通过改变机翼前、后缘弯度来改变局部 马赫数和压力分布来实现。
国外开展的此类研究有动态可变 形前缘、主动气动弹性机翼、“智能 蒙皮”等。
自适应技术除航空领域外，也 应用于风能研究。丹麦风能部Risoe 国家实验室开展了自适应后缘形状 （ATEG）研究，通过在风机叶片后缘 安装压电作动器控制后缘变化，达到 主动载荷控制的目的，可以使叶片载 荷大幅度增加或减少（图6）。
19对电极
皮托压力接口
Байду номын сангаас
磁场中心 壁压接口
光学窗
激波管端口
赫尔姆霍茨型磁铁
底壁
图4 磁流体动力在试验段中的分布
图5 微气泡型作动器
2010/5 航空科学技术
AERONAUTICAL SCIENCE & TECHNOLOGY
航空科学基金 Aeronautical Science Fund
综 述 Overview
MEMS用于主动流动控制关键在 于控制元件的微型化和建立宏观物理 现象与微作动器之间的耦合关系。 .7 智能材料等自适应结构
智能材料等自适应结构也广泛用 于主动流动控制。现代高机动飞行器经 常采用大攻角机动飞行，但流动分离和 失速是需要克服的主要问题。机翼动态
赫尔姆霍茨型磁铁
19对电极
MHD作用区
综 述 Overview
主动流动控制技术研究
A Review of Active Flow Control Technology
战培国 程娅红 / 中国空气动力研究与发展中心 赵 昕 / 绵阳职业技术学院
摘 要:主动流动控制技术是提升未来飞行器性能的重要途径之一。本文在研究主动流动控制技术发展的基础 上，归纳分析了目前主动流动控制采用的主要技术方法；简述了其流动控制原理和应用研究案例；介绍了主动 流动控制技术研究采用的主要测试技术。
用微吹气技术进行流动控制减 少湍流阻力是20世纪90年代发明的， 1998年颁布了专利。1999年美国国家 航空航天局（NASA）格林研究中心 在CE-22试验设备中进行了Ma＝1.9的 超声速流中微吹气技术试验研究。近 年来，NASA兰利研究中心利用微射 流技术对新概念翼身融合布局运输机 “蛇形”进气道进行主动流动控制研 究，提高发动机效率 (见图1)。 .3 零质量射流
关键词： 主动流动；控制技术；测量技术
流动控制可以分为被动流动控制和 主动流动控制(AFC)，被动流动 控制技术目前已有广泛工程应用，如机 翼上的翼刀、涡流发生器等。被动控制 是通过被动流动控制装置来改变流动环 境，这种流动控制方式是预先确定的， 当流场实际情况偏离设计状态时，就无 法达到最佳控制效果。主动流动控制则 是在物体流场中直接施加适当的扰动模 式并与流动的内在模式相耦合来实现对 流动的控制。主动流动控制的优势在于 它能在需要的时间和部位出现，通过局 部能量输入，获得局部或全局的有效流 动改变，进而使飞行器飞行性能显著改 善。
形式微作动器。 微气泡型作动器也是MEMS微作动
器的一种。它安装在机翼表面，当作动 器未充气时，具有与翼面平齐的外形； 当通入一定压力气体后，气泡薄膜发生 凸起变形，对气流产生微小扰动，进而 改变流场状态或影响翼型的边界层结构 （图5）。微作动器的致动是采用高压 空气供气,通气槽可开在基座上,作动器 膜片与基座间可采用粘接装配。
1) 薄膜式辉光放电等离子体发生 器。薄膜式辉光放电等离子体发生器可 以方便地粘贴在试验模型表面，已应用 于低速风洞翼型的增升减阻研究。
2) 小型电弧等离子体发生器。美 国多年来一直在发展用于航天器太空推 进和超燃点火源用的小型电弧等离子射 流器。阿诺德空军基地已将其用于跨超 声速风洞试验模型中。
3) 交流高压放电等离子体发生 器。俄罗斯中央空气流体动力学研究 院（TsAGI）用于风洞模型中的等离 子发生器的核心部件是一个能产生高 频、高压输出的变压器。等离子体由 与变压器线圈相连的电极放电产生。 该类型等离子发生器已用于直径40mm 的跨、超声速风洞试验模型中。
综 述 Overview
发 现 ，分 离 位 置 与 边 界 层 动 量 厚 度 有 关 。欧 美 有 很 多 研 究 是 采 用 磁 流 体 动 力（MHD）的方法施加洛仑兹力来控制 边 界 层 。在 超 声 速 或 高 超 声 速 飞 行 条 件 下 ，磁 流 体 动 力 控 制 边 界 层 需 要 很 高的导电率。
人们发现，通过在机翼翼梢的 展向吹气，可以起到类似延长翼展、 从而达到增加升力的目的。利用机翼 前缘的吸气和后缘部分的吹气，对机 翼表面的边界层内流动进行干预，能 够有效延迟边界层内流动的分离，增 大机翼表面层流区，达到增升减阻的 目的。战斗机机头或导弹弹体大攻角 下会产生非对称涡并产生非对称气动 力，利用吹气可以改善这种情况。 除此之外，直升机旋翼、发动机进气 道、涡轮叶栅等也有大量利用吹气和 吸气技术进行主动流动控制的研究。 .2 微吹气或微射流
图3是香港工业大学进行湍流边 界层主动流动控制研究用的压电陶瓷 作动器。压电陶瓷作动器的单个尺寸 是：长22mm、宽2mm、厚0.33mm， 压电陶瓷作动器粘贴在试验模型的插
件上，成悬臂梁的状态。风洞试验表 明，当压电陶瓷作动器以锯齿状波振 荡时，湍流边界层内阻力可减小5%。 .4 等离子体
研究等离子体主动流动控制技 术，国外使用的小型等离子体发生器 主要有以下几种。
NASA Dryden演示验证了飞行中感 应机翼形状和实时确定结构应力的能 力。六根光纤被放置在一个经过修形的 Ikhana无人机上，它们能实时提供2000 个以上应变测量。工作计划的下一步将 使用实时形状信息并把这些数据反馈到 控制系统来重新分布载荷。