流体推力矢量技术研究
流体力学
第十一讲流体力学我们通常所说的流体包括了气体和液体。
流体具有形状和大小可以改变的特征，这一点和弹性体是类似的，然而，流体仅仅具备何种压缩弹性，例如，用力推动活塞可以压缩密闭气缸中的气体，在撤消外力后，气体将恢复原状，将活塞推出；但流体不具备抵抗形状改变的弹性，在力的作用下，流体因流动而发生形状的改变，，撤消外力后，流体并不恢复原来的形状，流体的这种性质称为流动性。
流体力学的任务在于研究流体流动的规律以及它与固体之间的相互作用。
一、理想流体无论是气体还是流体都是可以压缩的，只不过在通常的情况下，气体较容易被压缩，而液体难以被压缩。
但是，在一定的条件下，我们常常把流动着的流体看着是不可压缩的，这一点对于液体是比较好理解的，因为在对液体加压时，其何种的改变是极其微小的，是可以忽略的；我们之所以把流动着的气体也看作是不可压缩的，是因为气体的密度小，即使压力差不大，也能够迅速驱使密度较大处的气体流向密度较小的地方，使密度趋于均匀，这样使得流动的气体中各处的密度密度不随时间发生明显的变化，这样，气体的可压缩性便可以不必考虑。
不过，当气流的速度接近或超过声速时，因气体的运动造成的各处的密度不均匀的差别不及消失，这时气体的可压缩性会变得非常的明显，不能再看作是不可压缩的。
总之，在一定的问题中，若可不考虑气体的可压缩性，便可将它抽象为不可压缩的理想模型，反之，则需看作是可压缩的液体。
液体都的或多或少的粘性，在静止液体中，粘性无法表现，在流体流动时，，将明显地表现出粘性。
所谓粘性，就是当流体流动时，层与层之间有阻碍相对运动的内摩擦力，如河流中心的水流速度较快，由于粘性，靠近河岸的水几乎不动。
在研究流体时，若流体的流动性是主要的，粘性居于次要地位时，可认为流体完全没有粘性，这样的理想模型叫做非粘性流体，若粘性起着重要的作用，则需将流体看作粘性流体。
如果在流体的运动过程中，流体的可压缩性和粘性都处于极为次要的地位，就可以把流体看作是理想流体。
赏析矢量场的场管及通量问题
＾ ＾ ＾
图２
＝
ＪＪ
ｌＡ． Ｓ＝ Ｉ ｃｓ ｄ ｌ ｄ ｌ ｏＯ Ｓ
ＪＪ
・
（）
（）
式 中 为 Ａ与面 元 ｄ 的 法线 ∞ 间 的夹 角 ， 之 ｄ ＝ｎ Ｓ ｄＳ．如 流速 场 中 的流 量 ，磁 场 中 的 磁通 量 等属于通量 “．下面 以常见的矢量场 为例 ，赏析竞 赛 试题 中矢 量 场 中 的场 管 及 通 量 问 题 ．
积 ，应 该 等 于 通 过 截 面 △ ， 出这 一 区 域 的 流 体 的 流 体 积 ， 即
口 △ ＝ ７ △ ． １ ） ２
点评 ：对 飞机而言 ，其质量与体积成正 比，即 与线度 的三 次方成正 比，螺旋浆叶片的线度与飞机 的线度之 间有确定 的比例关系 ，因此螺旋浆叶片旋 转 形成 的面积也与飞机线度的二次方成正 比．螺旋 桨对 空气柱 的作用 ，通过建构空气流管，使 问题 迎
一
悬停在 空中，其发动机功率为 只 若把三 维尺 寸全 部减半 ，而 密度 不 变 ，则当它同样停
在 空 中时 ，其 发 动 机 的功率 Ｐ 应为 多少 ？ 解 析 ： 使 直 升 飞机 悬 停 在 空 中所 需 的机 械 功 率 只
管． 矢量场 Ａ通过一个截面 Ｓ的通量 定义 为面积
体 ， 而 定 常 流动 是指 不 同 时刻 ，通 过任 一 固 定 点 的 流 速 不 随 时 间 改变 ． 如图 １ 所 示 ， 流 体 中 在 取一细流管， ２ 并 任 意 作 两 个 垂 直 流 管 的截 面 和
△２ ，如 以 ｌ 图１
流 过 的空 气 一 个 速
度 口， 螺旋桨扫过 的面积为 则 由动量定理，有
Ｆ： ． ． 空气 的密 度 设
【国家自然科学基金】_推力矢量_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140801
推荐指数 2 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31
2009年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44
科研热词 矢量控制 相变量模型 火箭发动机 推力纹波 推力矢量控制 塞式喷管 遗传算法 运动奇异性 边缘效应 边端效应补偿 轴对称推力矢量喷管 试验 表面式永磁电机 线性二次型调节器 空泡 磁场定向控制 矢量喷管 直线电机 直线永磁无刷直流电机 直线感应电机 直线感应牵引电机 滑行力 流量系数 法向力 永磁 水下超高速航行体 气流调节片 气动矢量角 模糊控制 模态分析 权系数 有限元 最优控制 推力矢量喷管 推力测量 推力 感应电机 动态响应 动力学模型 加速度 二次喷射 不确定运动 stewart机构 s-函数
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50
科研热词 推荐指数 湍流模型 2 推力矢量 2 射流推力矢量 2 rans 2 鲁棒性 1 高高空浮空器 1 飞行控制 1 预测电压调制 1 近空间飞行器 1 运动建模 1 输入输出解耦 1 轻量化设计 1 轴对称矢量喷管 1 调节环 1 膨胀比 1 空间矢量脉宽调制 1 磁悬浮永磁直线同步电动机 1 矢量效率 1 矢量推力 1 直接推力控制 1 电弧放电 1 流动控制 1 永磁直线同步电机 1 气动舵面 1 欧拉矢量 1 斜激波 1 数控机床 1 数值模拟 1 收扩喷管 1 控制特性 1 拓扑优化 1 悬浮子系统 1 快速绕飞 1 微分theta-d最优控制器 1 尺寸优化 1 姿轨协同控制 1 复合控制 1 地壳形变 1 喷气流偏转 1 变质心控制 1 变化风场 1 参考框架 1 南美板块 1 加权广义逆（wgi） 1 分离流 1 全球定位系统 1 修正罗德里格参数 1 t-s模糊控制器 1 h∞鲁棒控制器 1 high-altitude aerostat, composite 1 control, weight
工程流体力学-第三章
四、有效断面、流量和平均流速
1. 有效断面 流束中处处与速度方向相垂直的横截面称为该流束的有效断面， 又称过流断面。 说明：
（1）所有流体质点的
速度矢量都与有效断面 相垂直，沿有效断面切
向的流速为0。
（2）有效断面可能是 平面，也可能是曲面。
2. 流量
(1) 定义：单位时间内通过某一过流断面的流体量称为流量。
压强的拉格朗日描述是：p=p(a,b,c,t)
密度的格朗日描述是：
(a, b, c, t)
二、欧拉法（Euler）
1. 欧拉法：以数学场论为基础，着眼于任何时刻物理量在场上 的分布规律的流体运动描述方法。 2. 欧拉坐标（欧拉变数）：欧拉法中用来表达流场中流体运动 规律的质点空间坐标(x,y,z)与时间t变量称为欧拉坐标或欧拉变 数。
（1）x,y,z固定t改变时， 各函数代表空间中某固
定点上各物理量随时间
的变化规律； （2）当t固定x,y,z改变 时，它代表的是某一时 刻各物理量在空间中的 分布规律。
密度场
压力场
( x, y , z , t )
p p ( x, y , z , t ) T T ( x, y , z , t )
u y du z du z ( x, y , z , t ) u z u z u z az ux uy uz dt dt t t t t du u a (u )u dt t
在同一空间上由于流动的不稳定性引起的加速度，称 为当地加速度或时变加速度。 在同一时刻由于流动的不均匀性引起的加 速度，称为迁移加速度或位变加速度。
一元流动
按照描述流动所需的空间坐标数目划分
二元流动
三元流动
涵道风扇矢量推进系统气动特性研究
南京航空航天大学硕士学位论文涵道风扇矢量推进系统气动特性研究姓名：张德先申请学位级别：硕士专业：飞行器设计指导教师：陈仁良20070601南京航空航天大学硕士学位论文摘要涵道风扇矢量推进系统可以有效地提升复合式直升机的最大飞行速度，改善直升机的操纵性能，在复合式高速直升机中具有广泛的应用前景。
然而由于其空气动力学特性极为复杂，目前尚没有完善的理论计算方法。
本文通过试验和计算流体力学(CFD)技术对涵道风扇矢量推进系统的气动特性进行详细的研究。
第二章介绍了涵道风扇矢量推进系统气动特性试验研究，利用涵道风扇矢量推进系统试验模型对涵道风扇矢量推进系统在悬停（无风）状态下的气动力和力矩进行了详细的测量，研究了几何设计参数对涵道风扇矢量推进系统气动特性的影响，获得了一些涵道风扇矢量推进系统特有的气动现象。
第三章首先建立了涵道风扇系统气动特性的数值模拟计算方法，并通过试验结果和数值计算结果的对比验证数值计算方法的有效性。
然后在此基础上建立了涵道风扇矢量推进系统气动特性的数值分析计算模型，并通过数值计算结果和第二章试验结果的对比验证了该模型的合理性。
最后将该方法推广到斜流情况下涵道风扇矢量推进系统的气动力数值计算，并对其各部件间的相互作用机理进行了深入的研究。
关键词：复合式高速直升机，涵道风扇矢量推进，CFD，动量源方法，气动特性ABSTRACTVectored Thrust Ducted Propeller (VTDP) has been promising to be equipped on compound helicopters because it is proved to be an effective way in enhancing the maximum velocity and handling performance of the compound helicopters. However, due to the complexity of the aerodynamics of the VTDP, the theory of the VTDP is far from complete. This thesis is aimed to resolving the aerodynamic problem of the VTDP by both experimental investigation and CFD (Computational Fluid Dynamics) technique.In chapter 2, the experiment on aerodynamics of the model VTDP and the important results are presented in detail. A test VTDP model was developed and the aerodynamics forces and moments were measured in axial flow condition to investigate the aerodynamic characteristics and the influences of design parameters.In chapter 3，a numerical simulation model is developed firstly for the ducted fan system which is the key step for further research into the VTDP. The capability of this numerical model is validated by the comparison between the calculation results and available experimental data. Based on the CFD model of ducted fan developed, a numerical model of the model VTDP is developed and the capability of this numerical model is demonstrated by the comparison between the calculation and the experimental data in chapter 2. Finally, the numerical model of the VTDP is extended to analysis the aerodynamic characteristics of VTDP in the oblique flow condition as well as the interactions among the components of the VTDP.Keywords: compound helicopter, vectored thrust ducted propeller, CFD, momentum-source method, aerodynamic characteristics图表清单图1.1 SH-60复合式高速直升机 (1)图2.1 试验装置 (9)图2.2 试验模型各个部件分解及装配情况 (10)图2.3 修改前后的涵道翼型形状 (11)图2.4 孤立风扇和涵道风扇及涵道风扇矢量推进系统推力的对比 (12)图2.5 系统推力随垂直舵面偏角的变化 (14)图2.6 系统侧向力随垂直舵面偏角的变化 (16)图2.7 系统偏航力矩随垂直舵面偏角的变化 (17)图2.8 系统俯仰力矩随垂直舵面偏角的变化 (19)图2.9 系统推力随水平舵面偏角的变化 (20)图2.10 系统侧向力随水平舵面偏角的变化 (21)图2.11 系统滚转力矩随水平舵面偏角的变化 (22)图2.12 系统偏航力矩随水平舵面偏角的变化 (23)图2.13 系统俯仰力矩随水平舵面偏角的变化 (25)图2.14 风扇轴向位置对系统气动力的影响 (29)图2.15 不同涵道唇口形状对系统推力的影响 (30)图3.1 CFD求解的一般步骤 (34)图3.2 示意输运方程离散方法的控制体 (36)图3.3 桨叶剖面来流图 (39)图3.4 FAN边界条件 (41)图3.5 涵道风扇数值计算模型 (42)图3.6 涵道风扇数值计算模型的网格划分 (43)图3.7 涵道风扇系统的风轴系和体轴系及方位角的定义 (45)图3.8 涵道风扇升力系数随迎角的变化 (46)图3.9 涵道风扇推力系数随迎角的变化 (46)图3.10 涵道风扇俯仰力矩系数随迎角的变化 (47)图3.11 风扇推力与总推力之比随迎角的变化 (48)图3.12 风扇功率系数随迎角的变化 (48)图3.13 涵道壁面静压分布（V=30m/s） (49)图3.14 桨叶几何参数 (51)南京航空航天大学硕士学位论文图3.15 涵道风扇矢量推进系统的数值计算模型 (52)图3.16系统迎角和方位角及体轴系中作用力方向的定义（俯视图） (52)图3.17 涵道风扇矢量推进系统数值计算模型的网格划分 (56)图3.18 系统推力随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (58)图3.19 系统侧向力随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (58)图3.20 系统滚转力矩随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (59)图3.21 系统偏航力矩随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (59)图3.22 系统俯仰力矩随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (60)图3.23 轴向力随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (61)图3.24 侧向力随垂直舵面偏角的变化（V=0m/s） (61)图3.25垂直舵面偏转对涵道壁面静压分布的影响(V=0m/s) (63)图3.26悬停状态垂直舵面偏转时涵道内的静压分布（Pa，水平剖面）..63 图3.27 风扇转速对系统推力的影响（舵面不偏转） (64)图3.28 涵道推力与风扇推力的关系 (64)图3.29 轴向力随垂直舵面偏角的变化关系（V=10m/s,α=0o） (65)图3.30 轴向来流对涵道壁面静压的影响（φ＝90o,舵面不偏转） (66)图3.31 侧向力随垂直舵面偏角的变化关系（V=10m/s,α=0o） (66)图3.32 轴向力随垂直舵面偏角的变化关系（V=10m/s,α=30o） (67)图3.33 侧向力随垂直舵面偏角的变化关系（V=10m/s,α=30o） (68)图3.34 V=10m/s,α=0o时的尾流流场（m/s，舵面不偏转） (68)图3.35 V=10m/s,α=30o时的尾流流场(m/s，舵面不偏转） (69)表2.1 试验模型主要参数尺寸 (10)表2.2 主要试验状态 (11)表3.1 算例涵道风扇模型的主要参数尺寸 (42)表3.2 涵道风扇矢量推进系统的数值计算状态 (57)承诺书本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进行研究工作所取得的成果。
推重比15一级发动机关键技术及分析
大、小叶片是在叶片后背段 加上小叶片，以抑制气流分离，并 且可避免因增加全长叶片而引起 的堵塞、效率下降和质量增加。美 国 Allison 公司已经设计了军用带 大、小叶片转子的大斜流风扇，虽 然在某些方面稍有不足，但性能 有了很大改进[6]。 IHPTET 计划中 的大、小叶片转子设计方案如图 6 所示。
18000
涵道比
0.4 加力温度 /K 2144
压气机增压比 8.0 涡轮进口温度 /K 1921
压气机效率 /% 91.0 发动机总质量 /kg 1180
燃烧室效率 /% 98.0 直径 /mm
1219
高压涡轮效率 /%
90.5 总长 /mm
3606
图 1 计算的推重比 15 涡扇发动机 推力 - 马赫数关系
大转折角、大弯度的宽叶片 和低展弦比的设计，可以使涡轮 叶片承受较高的气动负荷，其气 流在较长的叶片通道中完成转 折，从而避免分离。英国和比利时 联合研制的对转涡轮的气流转折 角高达 130°[10]。
此外，涡轮前温度的提高也 对涡轮叶片材料提出了更高的要 求。国外高推重比发动机采用了 更耐高温的第 4 代单晶高温合金 涡轮叶片，如 EPM- 102，比第 2 代 单 晶 合 金 PWA1484 和 Rene N5 所能承受的温度约高出 42 ℃ 。 [11]
固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究
张磊，佘湖清固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究张磊，佘湖清（中国船舶集团有限公司第七一〇研究所，湖北宜昌443003）摘要：为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性，在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。
采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程，获得了水下燃气射流形态演化过程；对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量，对比分析了在10m 、30m 、50m 三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。
实验结果表明，发动机水下点火时，水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌，气液湍流掺混剧烈。
随着水深的增大，燃烧室压力基本不变，发动机工作推力减小，水深从10m 增加到50m 时，三种发动机推力均降低了20%以上，且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。
在同一水深条件下，当发动机喷喉直径较小时，推力减小量较小；当燃烧室压强较小时，推力减小量较小。
关键词：固体火箭发动机；水下燃气射流；推力中图分类号：TJ55；V435文献标志码：ADOI ：10.11943/CJEM20201181引言固体火箭发动机具有机动性强、隐蔽性好、可靠性高等优势，因此其用于主动攻击水雷、鱼雷、潜射导弹等水下高速攻击武器的主要推进动力［1］。
固体火箭发动机在水下工作时，由于喷管外部环境水密度远大于空气，且超音速的高温高压燃气与周围水剧烈相互作用形成含有激波、相变、漩涡等复杂物理过程的不稳定流动现象，从而导致发动机推力性能难以预估［2-3］。
因此深入研究不同水深工况下固体火箭发动机推力特性及复杂两相流动机理，对水下火箭动力发展具有重要意义。
针对固体火箭发动机水下工作过程及流场特性，国内外学者进行了大量研究。
王宝寿等［4］通过压力水筒的推力矢量试车台，测量了水深为10~40m 条件下火箭发动机水下点火工作时的推力和侧向力，研究了不同推力矢量控制方式下的发动机工作特性。
贾有军等［5］利用水下点火试车试验系统对试验发动机尾流的形貌及其演化过程进行了试验研究。
轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析
的条件下根据 一维管 流计 算给定 。
２ 性 能 参 数计 算
对 喷 管进 行 性 能 预测 时 采 用 的喷 管 实 例 是
作 者 简介 卢
燕 （ ９ ５ ） 女 ，博 士 ，西北 工 业大 学航 空动 力与热 力工 程系 ，主要 从事 推进 系统 的控 制与 仿 真 ，控 制系统 数学 模 型 的 １７ 一
处 理 不 仅 会 影 响 模 拟 的 精 度 ， 而 且 关 系 到 求 解 过
采 用 轴 对 称 结 构 来 驱 动 。 同 时 轴 对 称 推 力 矢 量 喷 管 的 一 个 最 重 要 的 优 点 在 于 把 它 安 装 在 目前 的 飞
机 上 只 需 要 进 行 很 小 的 改 装 。 这 从 工 程 观 点 来 看 尤 为 重 要 ，它 大大 地 增 加 了可 能 的用 户 数 量 。
关 键词
轴对 称 ；矢 量 喷管 ；有 限体 积 法 ；性 能参 数
新 一代 战 机 的 任 务 要 求 将 是 一 种 多 用 途 的运 输 工 具 ，能 够 进 行 超 音 速 巡 航 、短 距 离 起 飞 着 陆 和在 高 迎 角 下 的机 动 性 。 研 究 表 明 ，在 高 迎 角 下
方 案 允 许 采 用 同步 器 锁 止 环 和 作 动 筒 及 附 在 喷 管 喉部 的 万 向接 头 来 偏 转 扩 张调 节 片 。
这 种 类 型 的 喷 管 已 在 １９ ９ １年 由 Ｃ ｒｏ … 和 ａｓｎ １９ ９ ３年 由 Ｗｉｇ 进 行 了试 验 研 究 。 ｎ
收 稿 日期 ２ ０ ０ １—１ １—２ ８
得 到 ，对 称 面 上 的 值 满 足 对 称 性 条 件 。 同 时 ，矢
量 喷 管 内 流 场 的初 始 值 是 在 假 定 内流 为 等 熵 绝 热
无人机光电对抗技术研究
无人机光电对抗技术研究摘要：无人机具有机动性强、效率比高、无人作战等独特优势。
在战场上是否掌握主动权很大程度上是有光电对抗系统先进化程度所影响到，而将无人机应用在光电对抗技术中也是光电对抗发展的主要趋势，本文就深入分析探讨如何将无人机应用在光电对抗系统中，比如在光电巡逻报警、电子抑制干扰等方面如何较好的利用好无人机技术，从而推动光电对抗技术的进一步发展，并对无人机中光电对抗技术未来的发展进行分析预测，致力于通过本文的研究能够为进一步推动无人机光电对抗技术的发展提供参考。
关键词：无人机；光电对抗；电子战；智能化1 引言要想在未来的电子战中处于主动地位，那么就需要抢夺光电武器的主动权。
在现代化战争中，已经逐渐演变成为电子战、电子对抗等方面的战争。
在电子战争中一些先进的电子设备、人工智能技术开始得到了越来越多的应用，虽然进一步推动了装备武器的现代化发展，也与此同时也加剧了光电对抗的严峻形势。
传统的情报接收目标巡逻、攻击目标、反干扰和攻击行动正在遭受越来越多的挑战。
同时也给战场带来了无人化和智化能武器装备的新作战威胁。
无人机具有机动性强、无人操作、可扩展性广、性价比高的独特优势。
这使得无人机逐渐出现在光电对抗领域。
探索搭载光电对抗的无人机，开发小型化、轻量化、标准化的智能光电对抗，为传统战场武器平台对抗向智能化、系统化对抗转变提供有力支撑，抢占战争主动权，已成为新兴的研究和应用热点。
为了更好地理解无人机视点技术的实际应用和重要作用，本文对这一问题进行了分析和探讨，并评估了未来的发展趋势，以更好地推动无人机光电对抗技术的发展。
2 基于无人机平台的光电对抗技术应用分析2.1 无人机在光电侦察告警中的应用光电侦察报警器是利用光电手段探测敌方光电设备，确定其位置，检测其技术参数，提供情报和报警。
它是攻击和有效干扰敌人的基础，是光电对抗的重要组成部分，具有隐蔽性好、体积小、重量轻等优点。
目前，光电侦察的报警方式主要有红外报警、激光报警、紫外线报警和光电复合报警。
主动流动控制技术研究
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。
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。
19对电极
皮托压力接口
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