朱自強，王凱，黃波恩

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083

自有邊界層和邊界層分離的概念以來，分離流的控制就是學(xué)術(shù)界與航空界共同關(guān)注的研究方向之一。主動流動控制(AFC)的概念、方法和應(yīng)用的研究更在近年來發(fā)展成了一個獨立的學(xué)科分支。AFC指采用一定的方法通過相應(yīng)的執(zhí)行機構(gòu)(Actuator)向流動注入能量以改變流動結(jié)構(gòu)，達到控制流動分離的目的。不同的控制方法對應(yīng)不同的執(zhí)行機構(gòu)。Cattafesta和Sheplak對AFC已有的方法和執(zhí)行機構(gòu)作過評述[1]，并給出了執(zhí)行機構(gòu)的分類(見圖1)。

圖1 主動流動控制方法和執(zhí)行機構(gòu)的分類[1]Fig.1 Classification of methods and actuators of active flow control [1]

盡管目前存在多種方法和執(zhí)行機構(gòu)，但能從實驗室樣機成功過渡到航空應(yīng)用的卻很少。如在流體類(Fluidic)中最早提出的控制分離的方法是定態(tài)抽吸(Suction)或吹氣(Blowing)，雖然很多風洞模型甚至試驗樣機都證明了其有效性[2-3]，卻因運行抽吸/吹氣的裝置復(fù)雜性和附加重量抵消了所得的空氣動力好處而至今未能應(yīng)用于生產(chǎn)型飛機上。本文將討論近年來作過系統(tǒng)研究且技術(shù)較成熟的流體類振蕩射流方法、裝置及其在提高立尾效率上的應(yīng)用。

1 AFC的振蕩射流方法和裝置

最早用于模擬計算機中流體放大器的振蕩射流概念雖不算太新，但用于主動控制飛機繞流卻是近期才發(fā)展起來的[4-7]。

圖2(a)給出了振蕩射流的概念設(shè)計示意圖[8];當出口噴流速度為超聲速時,振蕩射流裝置(簡稱激振器)內(nèi)來回振動運動的流動顯示如圖2(b) 所示[9]，展向兩個振蕩射流裝置間分離流的相互作用可參考文獻[9];內(nèi)部流動的數(shù)值模擬結(jié)果如圖2(c)所示[10]。其內(nèi)部流動原理可簡述為：從儲氣箱噴口出來的氣流沿上固壁流動，并形成激振器內(nèi)的一個主空穴(“相互作用區(qū)”)，氣流沿曲壁繼續(xù)向出口流動，壓強增大，故部分氣流進入上半?yún)^(qū)的反饋通道。此反饋氣流將從儲氣箱噴口處流出的氣流推向空穴區(qū)的下半?yún)^(qū)，氣流遂沿下半?yún)^(qū)的曲壁流動，與沿上固壁的流動過程一樣，使部分氣流進入下半?yún)^(qū)的反饋通道。重復(fù)此流動過程，遂形成了無需運動部件，只需保證供給穩(wěn)定的壓縮空氣即可沿翼展方向產(chǎn)生非定常(振蕩)射流。振蕩頻率由反饋通道的長度決定，而展向偏角則由裝置具體設(shè)計而定。

圖2 振蕩射流示意圖Fig.2 Schematic of oscillating jet

2 應(yīng)用振蕩射流增強立尾特性

現(xiàn)代雙發(fā)旅客機為了應(yīng)對起飛/著陸時(包括有側(cè)風條件下)一個發(fā)動機發(fā)生停車事故的危險(適航規(guī)則要求)，要求立尾的設(shè)計能保證有足夠大的側(cè)向力以平衡發(fā)動機推力/阻力形成的力矩(見圖3[11])。

通常是針對某類系列機(如Boeing787-8/9/10)中機身最短的一款型號來設(shè)計立尾大小，這樣的立尾對加長型的型號會顯得偏大，徒然增加了重量和阻力。若利用AFC，延遲在大偏角方向舵上可能的流動分離，增大所產(chǎn)生的側(cè)向力，就可將立尾設(shè)計得較小，也能保證提供事故發(fā)生所需的方向控制和整個飛行包線內(nèi)的正常運行。系統(tǒng)集成研究表明，這樣的設(shè)計安排可使飛機的重量和阻力減小，從而節(jié)省燃油的消耗。于是NASA針對未來N+2代民機發(fā)展所需先進技術(shù)研究而設(shè)立ERA(Environmentally Responsible Aviation)項目,項目組先后資助了Rathay等[12-14]采用合成射流和Seele等[11,15-16]采用振蕩射流等AFC在縮比小模型上的風洞試驗。在比較試驗結(jié)果后，又資助Boeing做了B-757全尺寸立尾組件在Ames NFAC 40 ft×80 ft (1 ft=0.304 8 m) 風洞中的試驗[17-18]和B-757 ecoDemonstration的飛行試驗，NASA/Boeing完成了振蕩射流AFC技術(shù)增強立尾效率的研究過程，將該項技術(shù)的技術(shù)成熟度(TRL)等級從3提升到6[19]。

圖3 發(fā)動機事故時飛機需要的平衡[11]Fig.3 Necessary trim settings of an airplane in case of engine failure[11]

3 小模型的試驗研究

3.1 合成射流技術(shù)

Rathay等采用合成射流技術(shù)在RPI (Rensselaer Polytechnic Institute)風洞中做了4%和5%縮比立尾模型的風洞試驗[12-14]。合成射流激振器位于方向舵的鉸鏈軸位置。

圖4給出了風洞模型圖和一個典型的結(jié)果[14]，它表明在無側(cè)滑角(β*=0°)、舵偏角較大(δ*=0.6,δ= 30°)時合成射流AFC可將側(cè)向力增大20%(上標*表示相對最大量的無因次量,ΔCY為側(cè)向力系數(shù)增量)。但隨著側(cè)滑角或舵偏角的增大，由于合成射流的動量系數(shù)(Cμ=0.248%)相對較低，其效率亦隨之降低，表明這種技術(shù)無法完全抑制流動的分離。

圖4 5%縮比模型的合成射流AFC試驗[14]Fig.4 Synthetic jet AFC test on a 5% subscale model[14]

3.2 振蕩射流技術(shù)

Seele等采用振蕩射流技術(shù)在Caltech Lucas風洞中做了14%縮比立尾模型的風洞試驗[11,15-16]。將32個振蕩射流激振器布置在方向舵鉸鏈軸處[15]或垂尾安定面后緣處[11]，分別進行了兩個系列的試驗。

立尾試驗?zāi)Ｐ偷囊硇筒捎肗ACA0012翼型，立尾前緣后掠角λ= 42°，平均氣動弦長為1.765 ft，帶有35%弦長的方向舵，展長為3.5 ft。試驗風洞截面為6 ft×5 ft，風速為50 m/s。

圖5(a)給出安裝于風洞中的立尾模型，圖5(b)給出了一個代表性結(jié)果，它表明大舵偏角(δR=30°)和零側(cè)滑角(β=0°)時動量系數(shù)Cμ≈1.7%的振蕩射流可使側(cè)向力相比于無振蕩射流時值增大50%左右，即使較小的Cμ(≈ 0.5%)也可使側(cè)向力增大20%[11]。圖中CYn為相比于無振蕩射流時的側(cè)向力系數(shù)，不同符號表示出口噴管喉道面積的尺寸,其中1 in=0.025 4 m。

圖5 14%縮比模型的振蕩射流 AFC試驗[11]Fig.5 Osillating jet AFC test on a 14% subscale model[11]

圖6表明了應(yīng)如何組合δR、β或Cμ來實現(xiàn)所需要的CYn[11]。當人們在設(shè)計立尾大小時，在無AFC的條件下，若無側(cè)滑(β=0°)則即使δR=80%也無法實現(xiàn)所要求的側(cè)力CYn=1.2 (圖6(a))，因此只能加大立尾面積。若利用振蕩射流 (Cμ=1%),則β=0°時δR=50%即可達到所要求的側(cè)向力，不必加大立尾。若要求CYn= 1.3，為避免側(cè)滑，且δR=50%，則需要Cμ=2%。若仍用Cμ=1%就需要增大δR至60% (圖6(b))。

圖6 利用0.05 in×0.05 in的激振器實現(xiàn)所需CYn=1.2和1.3的方向舵偏角/側(cè)滑角的組合(U∞=40 m/s，Sp=1.5 in) [11]Fig.6 Necessary rudder/side slip combination to achieve a predefined CYn = 1.2 and 1.3 by using 0.05 in × 0.05 in actuators (U∞=40 m/s, Sp=1.5 in) [11]

雖然使用振蕩射流的控制效率存在著參數(shù)間復(fù)雜的耦合關(guān)系，但結(jié)果表明，只要優(yōu)化局部參數(shù)，就可使側(cè)向力增大30%～40%[11]。

Seele等指出[11,16]：

1) 只要采用合理的質(zhì)量流量或動量系數(shù)，在舵鉸鏈軸附近布置振蕩射流激振器，可以提高控制效率50%，只需要Cμ< 1%就可實現(xiàn)大部分的獲益。

2) 激振器喉道截面積的形狀、大小和彼此的展向間距決定了系統(tǒng)的有效性。截面積的寬高比應(yīng)大于2，激振器均勻展向分布比集中分布于某些區(qū)域可獲得更好的效果。

3) 射流速度應(yīng)至少大于自由流速度的3倍，但必須保持亞聲速，只要Cμ較小(Cμ<0.5%)射流通過喉道速度是亞聲速，喉道截面積的形狀和尺度就不太影響控制效率。

4) 激振器位于方向舵鉸鏈軸附近效率更高。

4 系統(tǒng)集成和全尺寸立尾模型風洞試驗

基于縮比小尺度模型風洞試驗成果，在NASA資助下Boeing開展了一個AFC增強立尾控制性能飛行全尺寸系統(tǒng)集成的可行性研究，分析將合成射流及振蕩射流兩種AFC方法的小尺度試驗結(jié)果推廣應(yīng)用于飛行條件時的獲益、代價和技術(shù)成熟度等[20]。研究結(jié)果認為兩種控制方法都會帶來正的凈受益，如一架飛機飛行一年可節(jié)省的燃料，合成射流AFC系統(tǒng)為80 000 lbs (11 900 gallons),振蕩射流 AFC系統(tǒng)為104 000 lbs (15 500 gallons),但都需要進一步確定：①在飛行尺度下AFC所需的輸入壓強、流量或功率等;②實際的器件是否能實現(xiàn);③在全尺寸條件下的凈收益。研究報告還認為從近期看飛行尺度下合成射流激振器的技術(shù)成熟性相對更低些，更難實現(xiàn)可用的大尺寸激振系統(tǒng)。因此，Boeing和NASA決定只進行振蕩射流系統(tǒng)增強立尾控制性能的全尺寸立尾模型風洞試驗研究[17-18]。

Boeing將一架B-757的立尾系統(tǒng)組件改裝成風洞試驗?zāi)Ｐ?圖7)，并在NFAC風洞中做試驗。以正常風速100 Knots (Ma≈0.15，Re≈15×106)和最大風速130 Knots (Ma≈0.2，Re≈2×107)，方向舵偏角為0°～30°，側(cè)滑角為-20°～20°狀態(tài)，完成了檢測振蕩射流系統(tǒng)增強立尾控制效率的試驗[17]。

借鑒Seele等的經(jīng)驗，并考慮到工藝性，37個振蕩射流激振器被布置在沿立尾安定面的后緣附近，見圖8，每個激振器由一個獨立的壓力調(diào)節(jié)閥控制。激振器出口喉道截面積寬高比為2，激振器沿展向的間距為喉道截面積寬度的16.7倍。試驗中作了絲線的流場觀察、空氣動力和力矩的測量，以及AFC系統(tǒng)數(shù)據(jù)的測定[18]。

圖9給出了試驗的代表性結(jié)果，分別給出了β=0°和-7.5°時側(cè)向力增量ΔCY隨Cμ的變化[18]，其中ΔCY表示相對于無AFC時各β值下側(cè)向力系數(shù)的增量。圖中還給出了β=0°時用CFD計算的無AFC的立尾無黏側(cè)力值?；谇笆鱿到y(tǒng)集成研究結(jié)果，將增量20%作為系統(tǒng)控制流動分離效率的目標值。從圖9(a)看到，β=0°時，不同數(shù)量激振器開啟的結(jié)果基本上重疊成一個線集，而且在中到高動量系數(shù)時，31個和18個開啟的效益比37個開啟的還高些。β=-7.5°時結(jié)果類似(圖9(b))。從圖9(a)還可知，當β=0°和Cμ>0.3%時，大多數(shù)情況都能實現(xiàn)側(cè)向力20%的增量。側(cè)向力隨Cμ變化的全尺寸模型結(jié)果(圖9(a))與縮比模型結(jié)果(圖5(b))具有類似的變化趨勢，這表明在將小尺度模型的結(jié)果向大尺度推廣時，Cμ是一個合適的參數(shù)。由于β= -7.5°時無AFC的側(cè)力值本身就應(yīng)為β=0°時的1.67倍，因此這時的側(cè)向力增量也應(yīng)是β=0°時的1.67倍。從圖9(b)看到要得到20%的側(cè)向力增量，動量系數(shù)要增大0.2%。而Cμ≤ 0.6%時只有31個和37個激振器開啟時才可獲得該結(jié)果。37個激振器中令翼梢區(qū)的6個激振器關(guān)閉就得到了31個激振器的安排，從試驗結(jié)果看，收益反而高于37個。此外還減少了所需的供氣流量，簡化了系統(tǒng)。這個結(jié)果與縮比模型的結(jié)果一致[11]，因此在隨后的飛行試驗中就采用31個激振器。

圖7 波音將在Evergreen中的B-757立尾(上圖)改裝成位于NFAC 40 ft×80 ft風洞的整流罩上(下圖) [17]Fig.7 B-757 vertical tail being removed at Evergreen air center (top), and the tail model installed on top of a blister fairing in the NFAC 40 ft×80 ft wind tunnel (bottom) [17]

圖8 振蕩射流激振器和安裝在模型內(nèi)的壓力調(diào)節(jié)閥[18]Fig.8 Oscillating jet actuators and pressure regulator valves installed on the model[18]

圖9 側(cè)向力增量與動量系數(shù)的關(guān)系(δR=30°，U∞= 100 knots) [18]Fig.9 Side force enhancement vs momentum coefficient (δR=30°, U∞=100 knots) [18]

圖10給出了絲線的流動顯示[19]，圖中箭頭表明方向舵上的流動方向，三角形表示振蕩射流激振器的位置。圖10(a)表明無AFC時方向舵上的絲線大多指向翼梢方向，且混亂地旋轉(zhuǎn)，而圖10(b)表明絲線是較穩(wěn)定的，并指向下游(AFC作用下的附著流)。圖中圓圈內(nèi)的展向流動指向翼梢，與翼梢渦的方向很一致，這說明此處可以撤掉6個激振器，不會影響方向舵上的整體流動。流動顯示表明，AFC改善了方向舵的效益。

圖10 表面流線的流動顯示(δR=30°，U∞= 100 knots，β=0°) [19]Fig.10 Flow visualization of surface stheamlines (δR=30°, U∞=100 Knots, and β=0°) [19]

表面壓強分布云圖也表明，無論β=0°或β=-7.5°，振蕩射流 AFC： ①增大了方向舵整個翼展鉸鏈軸附近的吸力；②使后緣附近有更好的壓強恢復(fù)；③且其誘導(dǎo)的附著流沿著翼展方向很均勻。兩個β時的差異僅在于吸力峰值位置不同[18]。

通常表征振蕩射流 AFC氣動特性的動量系數(shù)Cμ和功率系數(shù)Cπ可分別寫為[17]

(1)

(2)

圖11 β=0°和β=-7.5°時側(cè)向力增量隨質(zhì)量流量和進口壓強的變化(31個激振器，δR=30°，U∞=100 knots) [17]Fig.11 Side force enhancement vs mass flow and actuator inlet pressure for β=0° and β=-7.5°(31 actuators configuration, δR=30°, U∞=100 knots) [17]

圖12表示ΔCY隨Cμ和功率系數(shù)Cπ的變化[17]，由圖可知，為達到同樣的側(cè)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%。圖13給出了ΔCY隨舵偏角δrudder的變化[17]，由圖可知，在δR<30°時，雖然小偏角時分離流很小，但AFC仍是有效的，當然這時ΔCY也要比大偏角時小得多。

圖12 β=0°和β=-7.5°時側(cè)向力增量隨動量系數(shù)和功率系數(shù)的變化 (31個激振器，δR=30°，U∞=100 Knots) [17]Fig.12 Side force enhancement vs momentum and power coefficients for β= 0° and β=-7.5° (31 actuators configuration, δR=30°, U∞=100 knots) [17]

圖13 側(cè)向力增量隨舵偏角的變化 (31個激振器，δR=30°，U∞=100 knots)[17]Fig.13 Side force enhancement vs rudder deflection for 31 actuators configuration (δR=30°，U∞=100 knots) [17]

圖14(a)和圖14(b)給出了振蕩射流主動流動控制和被動控制(漩渦發(fā)生器，VGs)分別在U∞= 100 knots和β=0°，-7.5°時最佳的ΔCY隨舵偏角δrudder的變化曲線[17,19]。由圖可見VG有一定的增益效果(～10%)，但在δR=27.5°(β=0°)和25°(β=-7.5°)時開始失效。而31個振蕩射流激振器的AFC可提供的側(cè)力增量值在β=0°和最大舵偏角時是VG值的兩倍，在β=-7.5°和舵偏角≥25°時是VG值的4～8兩倍[17,19]。

31個振蕩射流 AFC全尺寸模型的風洞試驗結(jié)果可歸結(jié)為：在100 knots速度下，β=0°和β=-7.5°時，最大舵偏角的側(cè)向力增量為20%，甚至更大。在β=-7.5°時,要取得與β=0°相同的增量值需為其提供更高的氣動能量[17,19]。

圖14 振蕩射流 AFC和VGs的側(cè)向力增量隨舵偏角的變化(U∞ = 100 knots) [19]Fig.14 Side force enhancement of oscillating AFC and VGs vs rudder deflection (U∞ =100 knots) [19]

5 B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗

2015年春，波音進行了B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗驗證[19]，目的是將振蕩射流 AFC系統(tǒng)集成于真實飛機上，在飛行中測量其提高方向舵效率的數(shù)據(jù)，并與全尺寸風洞模型的試驗數(shù)據(jù)和CFD計算結(jié)果相比較，評估振蕩射流 AFC的有效性，從而完成技術(shù)成熟度的提升。飛行試驗包括頭部定態(tài)指向的側(cè)滑機動，模擬發(fā)動機故障后飛機的平衡和減速等。

振蕩射流 AFC系統(tǒng)被安置于立尾安定面和后機身內(nèi)，從輔助動力單元(APU)的壓縮機中引氣，為系統(tǒng)提供噴射的空氣?？紤]到安定面和方向舵的結(jié)構(gòu)要求，后機身內(nèi)安置了一臺氣熱交換機，以冷卻APU的空氣。在安定面后緣的右側(cè)面沿著方向舵鉸鏈軸線方向安置31個振蕩射流噴管出口，噴口垂直后緣，指向下游。飛行時有一架波音T-33飛機伴隨飛行，對布置在B-757方向舵上的絲線照相，以提供流動顯示照片。

圖15為B-757和T-33伴飛的飛行圖[19]。圖16為T-33拍攝有/無振蕩射流 AFC的瞬時流動錐照片[19]。比較不同瞬時照片可見，關(guān)閉AFC時多處流動錐的指向前后時刻都不一致，表明流態(tài)是非定態(tài)分離的。而開啟AFC后，多處流動錐的指向前后時刻很一致，表明減小了方向舵上的分離流。飛行員的反饋也證實了開啟AFC后飛行更平穩(wěn)。

圖15 B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗[19]Fig.15 B-757 ecoDemonstrator during flight test[19]

圖16 飛行條件下有/無AFC時流動錐照片[19]Fig.16 Composite pictures of flow cones with AFC off (left) and on (right) for the flight conditions[19]

Boeing公司將飛行試驗數(shù)據(jù)導(dǎo)入B-757的飛行模擬器，應(yīng)用已有的方法分析了振蕩射流AFC開或關(guān)時方向舵的效率。圖17給出了100%質(zhì)量流量和31個激振器開啟時ΔCY與β的關(guān)系[19]。由于是多維參數(shù)空間(如β、δR、質(zhì)量流率等)，圖中曲線由多個孤立點用直線連接。由圖可知在固定β下隨著舵偏角增大振蕩射流 AFC逐漸增大方向舵的效率。在30°舵偏角，β≈+5°時側(cè)向力增量達到6%(與期望值一致)。在固定舵偏角下隨著β趨于0°和負值，振蕩射流 AFC的影響也顯著地增大。

圖17 AFC提高的B-757方向舵效率(基于飛行數(shù)據(jù)和全尺寸風洞數(shù)據(jù),31個激振器，100%質(zhì)量流量,陰影面積表示無飛行數(shù)據(jù)) [19]Fig.17 Predicted B-757 ecoDemonstrator percentage increase in rudder effectiveness due to AFC based on flight test and full-scale wind tunnel data (31 actuators, and 100% mass flow, shaded area: no flight test data available)[19]

基于飛行數(shù)據(jù)和全尺寸模型風洞試驗數(shù)據(jù),Boeing公司估計出，在β=0°～-7.5°，30°舵偏角下，側(cè)向力增量值約為13%～16%[19]。如前所述的可行性研究表明，此量級的側(cè)向力增量可節(jié)省燃油15 500 gallons/airplane/year。

圖18給出了NASA和Boeing為提高振蕩射流 AFC的技術(shù)成熟度(TRL)進行3個研究階段(縮比模型風洞試驗、全尺寸模型風洞試驗、飛行試驗)的時間里程碑[19]，可見此項先進技術(shù)從基礎(chǔ)研究到應(yīng)用研究的全過程歷時6年才完成。據(jù)稱Boeing B-787-9上已應(yīng)用了此項AFC技術(shù)。

圖18 AFC增強立尾技術(shù)研究的時間表和里程碑[19]Fig.18 Timeline and milestone completion for AFC-enhanced vertical tail technology[19]

6 結(jié)束語

本文簡要地討論了加強立尾控制特性的振蕩射流 AFC的方法和系統(tǒng)，從學(xué)校實驗室的基礎(chǔ)研究開始，經(jīng)歷了縮比模型、全尺寸模型的風洞試驗研究，最終在2015春實現(xiàn)了B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗。對飛行員的反饋意見和飛行試驗數(shù)據(jù)的初步分析表明，振蕩射流AFC是有效的，實現(xiàn)了較平穩(wěn)的飛行和增強立尾的控制特性，獲得了側(cè)滑角β= 0°～-7.5°，30°方向舵偏角下13%～16%的側(cè)向力增量，飛行試驗取得了成功。整個研究歷史歷時6年，完成了技術(shù)成熟度從等級3～6的跨越，是近期研究較成功的AFC方法之一。從全過程的研究結(jié)果看到，基礎(chǔ)研究所得的獲益數(shù)據(jù)最高，這表明后期的全尺寸模型風洞試驗以及飛行試驗等TRL等級更高的研究對實現(xiàn)一項先進技術(shù)在工程實踐的應(yīng)用的絕對必要性。

民機設(shè)計者對應(yīng)用AFC技術(shù)提高高升力裝置性能的要求十分迫切，雖然這很困難。本文作者在文獻[21]中討論了AFC技術(shù)控制高升力裝置流動分離的部分研究現(xiàn)狀和結(jié)果，介紹了Boeing公司對在民機高升力系統(tǒng)中AFC應(yīng)用前景所作的一個初步評估[22]，指出最有可能的應(yīng)用領(lǐng)域是替代現(xiàn)有的帶縫后緣襟翼系統(tǒng)；應(yīng)用的效益并不在于改進空氣動力性能，而在于簡化和/或減小現(xiàn)有系統(tǒng)的尺寸，以減輕重量、降低系統(tǒng)復(fù)雜性和價格。該評估還提出了今后尚需進一步研究的方向[21-22]。隨著綠色航空的要求，降低噪聲也是重要的。期望本文討論的振蕩射流 AFC技術(shù)在立尾上的成功應(yīng)用有助于加速高升力裝置的AFC研究進展。

參 考 文 獻

[1] CATTAFESTA L N, SHEPLAK M. Actuators for active flow control[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 2011, 43(43): 247-272.

[2] BETZ A. History of boundary layer control in Germany[M]∥LACHMANN G V, editor. Boundary Layer and Flow Control. Its Principles and Application. Vol.1. New York: Pergamon Press, 1961.

[3] HEAD M R. History of research on boundary layer control for low drag in U.K.[M]∥LACHMANN G V, editor. Boundary layer and flow control. Its principles and application. Vol.1. New York: Pergamon Press, 1961.

[4] SEELE R, TEWES P, WOSZIDLO R, et al. Discrete sweeping jets as tools for improving the performance of the V-22[J]. Journal of Aircraft, 2010, 46(6): 2098-2106.

[5] PHILLIPS E, WOSZIDLO R, WYGNANSKI I. The dynamics of separation control on a rapidly actuated flap: AIAA-2010-4246[R]. Reston, VA: AIAA, 2010.

[6] DESALVO M, WHALEN E, GLEZER A. High-lift enhancement using active flow control: AIAA-2011-3355 [R]. Reston, VA: AIAA, 2011.

[7] TEWES P, TAUBERT L, WYGNCENSKI I J. On the use of sweeping jets to augment the lift of a Lambda-wing: AIAA-2010-4689 [R]. Reston, VA: AIAA, 2010.

[8] ROMAN G, RAGHU S. Cavity resonance suppression using miniature fluidic oscillators[J]. AIAA Journal, 2004, 42(12): 2608-2611.

[9] WOSZIDLO R, WYGNANSKI I J. Parameters governing separation control with sweeping jet actuators: AIAA-2011-3172 [R]. Reston, VA: AIAA, 2011.

[10] VATSA V, KOKLU M, WYGNANSKI I J. Numerical simulation of fluidic actuators for flow control applications: AIAA-2012-3239[R]. Reston, VA: AIAA, 2012.

[11] SEELE R, GRAFF E, GHARIB M, et al. Performance enhancement of a vertical tail model with sweeping jet actuators: AIAA-2013-0411[R]. Reston, VA: AIAA, 2013.

[12] RATHAY N, BOUCHER M, AMITAY M, et al. Performance enhancement of a vertical stabilizer using synthetic jet actuators: No sideslip: AIAA-2012-0071[R]. Reston, VA: AIAA, 2012.

[13] RATHAY N, BOUCHER M, AMITAY M, et al. Performance enhancement of a vertical stabilizer using synthetic jet actuators: Non-zero sideslip: AIAA-2012-2657[R]. Reston, VA: AIAA, 2012.

[14] RATHAY N, BOUCHER M, AMITAY M, et al. Parametric study of synthetic jet based control for performance enhancement of a vertical tail[J]. AIAA Journal, 2014, 52(11): 2440-2454.

[15] SEELE R, GRAFF E, GHARIB M, et al. Improving rudder effectiveness with sweeping jet actuators: AIAA-2012-3244[R]. Reston, VA: AIAA, 2012.

[16] GRAFF E, SEELE R, LIN J C, et al. Sweeping jet actuators—A new design tool for high lift generation[R]. 2013.

[17] WHALEN E A, LACY D, LIN J C, et al. Performance enhanced of a full scale vertical tail model equipped with active flow control: AIAA-2015-0784[R]. Reston, VA: AIAA, 2015.

[18] ANDINO M Y, LIN J C, WASHBURN A E, et al. Flow separation control on a full scale vertical tail model using sweeping jet actuators: AIAA-2015-0785[R]. Reston, VA: AIAA, 2015.

[19] LIN J C, ANDINO M Y, ALEXANDER M G, et al. An overview of active flow control enhanced vertical tail technology development: AIAA-2016-0056[R]. Reston, VA: AIAA, 2016.

[20] MOONEY H P, BRANDT J B, LACY D S, et al. AFC-enabled vertical tail system integration study: NASA/CD-2014-218168[R]. Washington, D.C.: NASA, 2014.

[21] 朱自強， 吳宗成， 陳迎春， 等. 民機空氣動力設(shè)計先進技術(shù)[M]. 上海: 上海交通大學(xué)出版社， 2013.

ZHU Z Q, WU Z C, CHEN Y C, et al. Civil aircraft aerodynamic design advanced technology[M]. Shanghai: Shanghai Jiaotong University Press, 2013 (in Chinese).

[22] MCLEAN J D, CROUCH J D, STONER R C, et al. Study of the application of separation control by unsteady excitation to civil transport aircraft: NASA-CR-209338[R]. Washington, D.C.: NASA, 1999.