陳 誠(chéng)，陳其盛，黃江濤，聶勝陽(yáng)，張文琦，焦 瑾

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空天技術(shù)研究所，綿陽(yáng) 621000；2. 西安理工大學(xué)土木建筑工程學(xué)院，西安 710054；3. 西安航空學(xué)院飛行器學(xué)院，西安 710077)

采用流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)特性的改善是航空工程常用的技術(shù)手段。增升裝置是典型的流動(dòng)控制裝置，在起飛階段打開(kāi)前緣縫翼和后緣襟翼，可以獲得很大的升力系數(shù)。這類成熟的增升裝置的特點(diǎn)是通過(guò)活動(dòng)部件的張開(kāi)，擴(kuò)大機(jī)翼升力面的面積，增大翼型的彎度，同時(shí)將下翼面的相對(duì)高壓氣流引入上翼面用來(lái)推遲流動(dòng)分離而實(shí)現(xiàn)的。然而，這類增升裝置需要復(fù)雜的支持裝置、導(dǎo)軌等機(jī)械部件，在大型運(yùn)輸機(jī)上才會(huì)采用，而對(duì)于小型飛機(jī)或者軍用戰(zhàn)斗機(jī)，往往采用簡(jiǎn)單的后緣變彎技術(shù)實(shí)現(xiàn)增升，即翼型上僅有舵面的偏轉(zhuǎn)，或者一些新的概念增升設(shè)計(jì)，如前緣變彎或者后緣變彎設(shè)計(jì)[1-4]和柔性翼概念[5-6]，這些新概念的設(shè)計(jì)都是在利用增加翼型彎度的方法增加升力的同時(shí)減少增升裝置的復(fù)雜性。

然而，所有的變彎度策略都需要解決彎度增加帶來(lái)的較大攻角下的流動(dòng)分離所帶來(lái)的阻力增加甚至失速問(wèn)題。近年來(lái)，變彎度策略和主動(dòng)流動(dòng)控制策略配合壓制分離是一個(gè)熱門的研究領(lǐng)域。在高雷諾數(shù)流動(dòng)中后緣變彎配合吹氣是研究的比較充分的，發(fā)展出了不同的控制策略。RADESPIEL等[7]，劉睿等[8]和WIERACH 等[9]在翼型內(nèi)部布置氣泵或者從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣，對(duì)后緣進(jìn)行吹氣以控制分離，利用Coanda 效應(yīng)使高速射流附著在表面上，推遲后緣較大偏轉(zhuǎn)的襟翼上的分離，從而推遲流動(dòng)失速。這類技術(shù)也被稱為內(nèi)吹式襟翼。另一類如NASA[10-12]針對(duì)方向舵和垂尾做的研究工作，采用掃掠式吹氣技術(shù)(sweeping jets)為舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)舵面上的氣流注入能量從而推遲流動(dòng)分離。

而前緣彎度改變策略，代表性的有RADESPEIL等[7]提出的利用前緣下垂(Droop)實(shí)現(xiàn)增升的概念，前緣為可活動(dòng)部件。前緣下垂可以有效增大前緣半徑，改善低速流動(dòng)特性，推遲失速。另一種是XING 等[13-14]研究的前緣可變蒙皮技術(shù)，利用可膨脹和收縮的蒙皮實(shí)現(xiàn)前緣半徑的改變。

除了吹氣實(shí)現(xiàn)主動(dòng)流動(dòng)控制之外，另一種有效地推遲或者消除流動(dòng)分離、改善物體繞流的流動(dòng)特性的技術(shù)是協(xié)同射流技術(shù)方案(Co-flow Jet，CFJ)。該技術(shù)最早由ZHA 等[15]提出的(如圖1 所示)，通過(guò)在翼型內(nèi)部布置一個(gè)泵，從翼型后緣吸氣，再?gòu)那熬壐浇某鰵饪诟咚偕涑?；出氣口和吸氣口的氣流速度方向均與翼型表面平行，因此該策略直接將高速氣流注入邊界層，給邊界層注入能量，具有推遲邊界層分離的作用，且高速射流裹挾主流流動(dòng)加速，在翼型上形成額外的環(huán)量，具有大幅度增加升力、推遲翼型失速等增益效果。由于不需要從發(fā)動(dòng)機(jī)額外引入氣流，該技術(shù)屬于無(wú)源主動(dòng)控制技術(shù)。ZHA 等[15-16]的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究都表明，協(xié)同射流具有顯著推遲流動(dòng)分離、改善失速特性和提高短距起降能力的效果，可以將NACA0025 翼型的升力提升150%以上，因此該技術(shù)受到國(guó)內(nèi)較多的關(guān)注，但在較薄的翼型上的應(yīng)用研究還較少。

將協(xié)同射流技術(shù)同變彎度技術(shù)結(jié)合的研究目前不多，如史子頡等[17]將協(xié)同射流技術(shù)應(yīng)用在垂直尾翼上提升舵效。為提升在大尺寸薄翼型的低速氣動(dòng)特性，在協(xié)同射流技術(shù)的基礎(chǔ)上，研究后緣變彎和前緣下垂技術(shù)同時(shí)使用的混合控制方案，是有必要的。本文探索協(xié)同射流技術(shù)和簡(jiǎn)單的變彎度技術(shù)組成的混合流動(dòng)控制方案的可行性，分析混合流動(dòng)控制的控制機(jī)理和控制效果。后緣變彎和前緣下垂等帶來(lái)的增升效果和很多幾何參數(shù)有關(guān)，如可活動(dòng)面的大小，偏轉(zhuǎn)角度，前緣半徑等，在本文的研究中，變彎度技術(shù)和協(xié)同射流主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的配合效率是研究重點(diǎn)。由于方案仍在探索階段，采用計(jì)算流體力學(xué)工具進(jìn)行方案論證，研究高雷諾數(shù)流動(dòng)現(xiàn)象，探索物理機(jī)理和物理規(guī)律，是研究復(fù)雜流動(dòng)的通用做法,如高超等探索相對(duì)厚度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型這類高雷諾數(shù)流動(dòng)的影響規(guī)律[18]，李藝等[19]探索大型冷卻塔的風(fēng)毀問(wèn)題，鄭怡彤等[20]研究周邊建筑對(duì)大型煤棚的風(fēng)載荷體型系數(shù)影響。因此本文基于成熟的計(jì)算流體力學(xué)工具，對(duì)某大尺寸薄翼型，分別研究協(xié)同射流在無(wú)變彎度翼型、后緣可活動(dòng)面下偏20°，前緣下垂20°以及前緣和后緣同時(shí)變彎的構(gòu)型上的控制效果，所得研究結(jié)論可為高雷諾數(shù)航空工程的增升方案提供參考。

1 計(jì)算網(wǎng)格和計(jì)算方法

所研究基礎(chǔ)翼型的基于弦長(zhǎng)c的雷諾數(shù)Rec=1.1×107，該翼型最大厚度約為12%弦長(zhǎng)，有四種不同的布局方案，如表1 所示。采用多塊對(duì)接技術(shù)生成計(jì)算用的網(wǎng)格，用來(lái)更好地計(jì)算自由剪切層和分離區(qū)的位置。對(duì)于有無(wú)協(xié)同射流的構(gòu)型，因翼面復(fù)雜程度不同，網(wǎng)格密度分布不同。圖2分別展示了無(wú)協(xié)同射流裝置的四種布局的網(wǎng)格，沿著流向方向和展向方向均布置了足夠數(shù)量的網(wǎng)格。如對(duì)干凈構(gòu)型，繞翼型一周的網(wǎng)格為552 個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，第一層網(wǎng)格的高度為1×10-6c，物面附近網(wǎng)格的增長(zhǎng)率為1.1，整體網(wǎng)格數(shù)量為40 992。

表1 四種布局的基本幾何信息Table 1 basic geometrical information of four configurations

對(duì)協(xié)同射流方案，控制裝置的射流出口位于離翼型前緣4.5%c處，高度為0.5%c。吸氣口的位置位于離翼型前緣75%c處，尺寸為1.0%c。有協(xié)同射流的構(gòu)型的網(wǎng)格分布如圖3 所示。協(xié)同射流內(nèi)部的射流管道和吸氣管道也被計(jì)入計(jì)算域，用來(lái)更好地模擬射流出口和吸氣口處的自由剪切層的發(fā)展?fàn)顩r。

本項(xiàng)目采用自研的非結(jié)構(gòu)湍流計(jì)算開(kāi)發(fā)平臺(tái)進(jìn)行計(jì)算分析。該程序求解雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)，湍流的模擬采用航空工程中常用的SA 模型[21]，空間離散格式為中心格式離散無(wú)粘通量，采用二階Roe 格式計(jì)算湍流模型對(duì)流項(xiàng)。該程序在第一屆空氣動(dòng)力學(xué)大會(huì)中對(duì)CHN-T1 標(biāo)模上進(jìn)行了系統(tǒng)的驗(yàn)證和確認(rèn)工作[22]。

2 計(jì)算結(jié)果分析

為研究變彎度技術(shù)和協(xié)同射流配合的控制效果，所有計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)和計(jì)算方法都相同。而協(xié)同射流的控制效果和吹氣動(dòng)量系數(shù)有關(guān)。吹氣動(dòng)量系數(shù)越大，協(xié)同射流帶來(lái)的總的控制效果就好。根據(jù)ZHA 等[15-16]的研究結(jié)果，協(xié)同射流的吹氣動(dòng)量系數(shù)并不是越大越好，應(yīng)在一定的范圍內(nèi)。本文的協(xié)同射流吹氣口內(nèi)部管道的質(zhì)量流量在所有的計(jì)算工況中都保持恒定，為7.14 kg/s，該方案得到的吹氣口處的動(dòng)量系數(shù)，在中等攻角時(shí)約為0.1。由于所有的方案中協(xié)同射流的布置方案完全相同，不同構(gòu)型條件下射流產(chǎn)生的作用力基本相同，因此協(xié)同射流的控制效果用翼型表面積分得到的表面氣動(dòng)力就可以衡量。下文所有的氣動(dòng)力系數(shù)都是對(duì)翼型外表面的壓力和表面摩擦力積分的結(jié)果。

2.1 無(wú)變彎度薄翼型

在單段翼無(wú)變彎度的構(gòu)型上，計(jì)算出來(lái)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)如圖4 所示。無(wú)協(xié)同射流時(shí)，在攻角為17°時(shí)最大升力系數(shù)為CL,max=1.6914，之后翼型進(jìn)入失速狀態(tài)，隨著攻角增加，阻力系數(shù)大幅度增加，升力系數(shù)大幅度下降，抬頭力矩也迅速增加，且在此翼型上，計(jì)算得到的升力系數(shù)和薄翼理論得到升力系數(shù)理論值在失速前一致。而協(xié)同射流翼型上，最大失速攻角提升到22°，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)為CL,max=2.5036，升力系數(shù)提升了ΔCL=0.8122。之后迅速進(jìn)入流動(dòng)失速，升力系數(shù)大幅度下降，阻力系數(shù)大幅度增加。二者對(duì)比可以看出，在較小的攻角下，翼型上都是附著流動(dòng)，協(xié)同射流主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)帶來(lái)升力增加的同時(shí)也會(huì)帶來(lái)阻力的增加。升力和阻力系數(shù)的增量都較小。但是對(duì)力矩系數(shù)的影響較大，在二維翼型上，協(xié)同射流帶來(lái)了較大的低頭力矩。隨著攻角增加，在干凈構(gòu)型上開(kāi)始出現(xiàn)流動(dòng)分離，而協(xié)同射流具有顯著的控制流動(dòng)分離、推遲失速攻角的能力，如圖5 所示。因此，協(xié)同射流技術(shù)在薄翼型上的主要效果表現(xiàn)在推遲失速攻角和提升最大升力系數(shù)上。而當(dāng)流動(dòng)都是附著狀態(tài)的小迎角工況，協(xié)同射流對(duì)整體氣動(dòng)特性的影響不大，對(duì)力矩特性的影響比較顯著。

而攻角達(dá)到22°之后，協(xié)同射流翼型進(jìn)入前緣失速的狀態(tài)，即前緣出現(xiàn)流動(dòng)分離，流動(dòng)分離區(qū)的尾跡向下游迅速擴(kuò)大，如圖6 所示，導(dǎo)致上翼面上的翼載下降，阻力增加，進(jìn)入失速區(qū)域。因此前緣半徑是制約協(xié)同射流在高雷諾數(shù)薄翼型上應(yīng)用的關(guān)鍵因素。

2.2 后緣變彎翼型

圖7 展示的是后緣變彎后，有無(wú)協(xié)同射流時(shí)得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同無(wú)變彎構(gòu)型的對(duì)比?？梢钥闯?，當(dāng)后緣變彎后，帶來(lái)的彎度變化，導(dǎo)致繞翼型的環(huán)量增加，零升迎角變小。當(dāng)沒(méi)有協(xié)同射流時(shí)，后緣彎度的改變帶來(lái)升力系數(shù)在線性段范圍的增量基本保持不變。因此可以推斷：在薄翼型上，后緣變彎后的升力系數(shù)仍可以用薄翼理論進(jìn)行預(yù)測(cè)，彎度增加帶來(lái)零升迎角的降低。后緣變彎后，最大升力系數(shù)為CL,max=2.0564，對(duì)應(yīng)的攻角為15°。和無(wú)變彎度構(gòu)型相比，翼型表面的最大升力系數(shù)僅提升了ΔCL=0.365，失速攻角降低了2°。和協(xié)同射流配合后，后緣變彎協(xié)同射流構(gòu)型最大升力系數(shù)達(dá)到CL,max=2.8783，對(duì)應(yīng)的失速攻角為18°，帶來(lái)的升力增量和失速特性都有顯著的提高。達(dá)到失速后，協(xié)同射流后緣變彎翼型上的升力迅速下降。對(duì)阻力系數(shù)而言，在較小的攻角下，后緣變彎帶來(lái)的阻力系數(shù)就有了顯著的增加。這是由于后緣變彎帶來(lái)的正的彎度增加，帶來(lái)環(huán)量增加、升力增加的同時(shí)，也會(huì)帶來(lái)顯著的壓差阻力的增加。對(duì)力矩系數(shù)而言，后緣變彎帶來(lái)的低頭力矩劇增，而協(xié)同射流方案進(jìn)一步強(qiáng)化這一趨勢(shì)。

圖8 展示隨著攻角從12°增加到16°時(shí)后緣變彎翼型上的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖?？梢钥闯觯谳^小的攻角(如12°)時(shí)，后緣變彎的翼面所在的區(qū)域就出現(xiàn)了流動(dòng)分離和較大的低速尾跡區(qū)。在16°攻角工況，后緣變彎的薄翼型上流動(dòng)在主翼上完全分離，表明在這類翼型上，副翼上的分離不是導(dǎo)致翼型失速的原因，而主翼上的大范圍分離是導(dǎo)致此類翼型失速的原因。

圖9 展示的是當(dāng)增加協(xié)同射流后在12°和16°時(shí)的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。在12°工況，后緣變彎的副翼上的低速尾跡區(qū)的范圍明顯減小。在16°工況，協(xié)同射流很好地控制了主翼上的分離，整個(gè)翼型表面都是附著流動(dòng)，且前緣附近的流速快，翼型頭部上存在很強(qiáng)的負(fù)壓。

當(dāng)攻角進(jìn)一步增加到20°，如圖10 展示，在翼型前緣出現(xiàn)了較小的流動(dòng)分離，位于協(xié)同射流的吹氣口的上游，該分離情形和無(wú)彎度構(gòu)型上應(yīng)用協(xié)同射流的效果一致。前緣分離形成低速尾跡區(qū)向下游快速擴(kuò)展，在整個(gè)翼型上的流動(dòng)區(qū)域形成了繞翼型的低速流動(dòng)區(qū)，降低了繞翼型的環(huán)量，從圖7 的升力系數(shù)上看，協(xié)同射流翼型在此攻角開(kāi)始失速。因此二維后緣變彎協(xié)同射流翼型和無(wú)彎度的協(xié)同射流翼型一樣，失速的原因都是因?yàn)榍熬夘^部半徑小導(dǎo)致翼型前緣無(wú)法承載更大的負(fù)壓峰值，導(dǎo)致流動(dòng)在前緣分離進(jìn)而使主流上的尾跡迅速擴(kuò)大，最終發(fā)生失速。

2.3 頭部下垂翼型

圖11 給出頭部下垂，前緣變彎后有無(wú)協(xié)同射流時(shí)得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同單段翼無(wú)變彎構(gòu)型的對(duì)比?？梢钥闯觯熬壪麓箮?lái)的無(wú)協(xié)同射流構(gòu)型上的升力和阻力系數(shù)在0°到12°范圍內(nèi)幾乎沒(méi)有變化。而在-4°，前緣下垂帶來(lái)了升力系數(shù)和阻力系數(shù)的性能惡化。當(dāng)攻角超過(guò)12°，下垂前緣的構(gòu)型，升力系數(shù)更大一些，失速攻角由無(wú)變彎構(gòu)型的17°增加到18°，推遲了1°，前緣下垂帶來(lái)了氣動(dòng)特性的改善。最大升力系數(shù)增加到CL,max=1.8144。而對(duì)力矩特性而言，前緣下垂導(dǎo)致在較小攻角時(shí)的力矩為低頭力矩，較大的攻角下力矩為抬頭力矩，導(dǎo)致力矩特性變復(fù)雜。而有協(xié)同射流后，前緣下垂構(gòu)型帶來(lái)的升力系數(shù)和無(wú)前緣下垂的協(xié)同射流翼型的表現(xiàn)相當(dāng)，但是升力系數(shù)并沒(méi)有重合。前緣下垂帶來(lái)的失速攻角有顯著的增加，達(dá)到28°，對(duì)應(yīng)的最大升力系數(shù)為CL,max=2.8960，這兩項(xiàng)數(shù)據(jù)較無(wú)彎度變化的協(xié)同射流翼型相比，失速攻角增加了5°，最大升力系數(shù)增加了0.3924。

圖12 展示前緣下垂構(gòu)型的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。在18°時(shí)，后緣出現(xiàn)了較大的流動(dòng)分離，對(duì)應(yīng)著流動(dòng)失速。隨著攻角增加，分離點(diǎn)向上游移動(dòng)。而圖13 展示的是18°和22°時(shí)協(xié)同射流配合頭部下垂的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。協(xié)同射流很好地控制了流動(dòng)分離，前緣頭部上的流動(dòng)加速更快，吸力峰值更大。而當(dāng)攻角增加到28°和30°時(shí)，如圖14 所示，對(duì)應(yīng)著協(xié)同射流頭部下垂翼型開(kāi)始失速。從空間流線看，翼型頭部的流動(dòng)仍然是附著流動(dòng)，沒(méi)有出現(xiàn)無(wú)下垂前緣協(xié)同射流構(gòu)型上出現(xiàn)的前緣分離問(wèn)題。而翼型上表面流場(chǎng)出現(xiàn)較大范圍的低速流動(dòng)區(qū)，表明在此質(zhì)量流量下，流動(dòng)失速是由后緣分離導(dǎo)致的。根據(jù)此流場(chǎng)特征可以推測(cè)，若進(jìn)一步增加協(xié)同射流的質(zhì)量流量，增加射流出口動(dòng)量系數(shù)，可以進(jìn)一步帶動(dòng)主流，推遲后緣分離，推遲失速的發(fā)生，獲得更大的升力系數(shù)。

2.4 下垂前緣配合后緣變彎翼型

圖15 展示的是頭部下垂配合后緣變彎的構(gòu)型在有無(wú)協(xié)同射流時(shí)得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同單段翼無(wú)變彎構(gòu)型的對(duì)比?？梢钥闯觯熬壪麓箮?lái)頭部半徑增加，失速迎角增加。而后緣變彎帶來(lái)彎度增加，環(huán)量增加和零升迎角下降，增升效果顯著。二者配合后，帶來(lái)的總的升力系數(shù)增加到CL,max=2.3304，對(duì)應(yīng)的是失速攻角為18°。和僅有后緣變彎構(gòu)型相比，失速攻角提升3°，最大升力系數(shù)提升ΔCL=0.2740。相比無(wú)彎度構(gòu)型相比，失速攻角增加1°，最大升力系數(shù)提升了ΔCL=0.6390。而有協(xié)同射流配合后，最大升力系數(shù)增加到CL,max=3.3157，對(duì)應(yīng)的失速攻角為24°。相比無(wú)協(xié)同射流的前緣下垂配合后緣變彎，升力系數(shù)的增量為ΔCL=0.9823。

圖16 展示的有無(wú)協(xié)同射流時(shí)，在不同攻角下的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。當(dāng)沒(méi)有協(xié)同射流時(shí)，后緣變彎的區(qū)域上就出現(xiàn)了一定程度的流動(dòng)分離。隨著攻角增加，分離范圍擴(kuò)大。而協(xié)同射流有效地推遲了翼面上的分離，增加了頭部的繞流流速，增加了升力。

圖17 展示在失速攻角附近，協(xié)同射流變彎度翼型上的馬赫數(shù)分布云圖和空間流線分布。可以看出在此構(gòu)型上，沒(méi)有出現(xiàn)前緣分離，翼型失速的主要原因仍是后緣流動(dòng)分離和翼面上的低速流動(dòng)，因此，可以通過(guò)進(jìn)一步增加協(xié)同射流的吹氣質(zhì)量流量控制主翼面上的分離，獲得更大升力。

2.5 數(shù)據(jù)匯總

將四種不同翼型及其配合協(xié)同射流后的氣動(dòng)特性，包括失速特性，增升特性等數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

表2 四種布局的氣動(dòng)特性信息匯總Table 2 Summary of the aerodynamic performance of four configurations

3 結(jié)論

基于計(jì)算流體力學(xué)方法，在相同的飛行工況和相同的協(xié)同射流布局幾何參數(shù)和質(zhì)量流量下，在高雷諾數(shù)薄翼型上進(jìn)行的簡(jiǎn)單變彎度設(shè)計(jì)，并與協(xié)同射流主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)配合，對(duì)混合控制的控制效果、失速機(jī)理進(jìn)行了計(jì)算研究，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表2 匯總，其中無(wú)協(xié)同射流的無(wú)變彎度薄翼型為基準(zhǔn)翼型，主要結(jié)論如下：

(1) 在薄翼型上采用協(xié)同射流可以帶來(lái)升力的增加，推遲薄翼型上的流動(dòng)失速；但僅能將失速攻角推遲5°左右。限制協(xié)同射流薄翼型控制效果的主要原因就是頭部半徑小引起前緣分離。

(2) 采用后緣變彎度設(shè)計(jì)，增加了繞翼型的環(huán)量，降低了翼型的零升迎角，但是導(dǎo)致失速攻角提前，大幅度增加低頭力矩。而配合協(xié)同射流后，最大升力系數(shù)和失速迎角都得到了較大幅度的改善，低頭力矩更大。限制后緣變彎配合協(xié)同射流控制效果的主要原因仍是頭部半徑小帶來(lái)的前緣分離。

(3) 采用前緣下垂的變彎度設(shè)計(jì)，可以有效地增加翼型的頭部半徑，推遲失速攻角。而配合協(xié)同射流后，失速迎角可以推遲11°，失速類型為后緣分離導(dǎo)致失速，意味著可以承受更大的射流質(zhì)量流量并獲得更大的氣動(dòng)增益。

(4) 對(duì)不同彎度構(gòu)型，協(xié)同射流技術(shù)本身帶來(lái)的升力增量接近。采用前緣下垂配合后緣變彎技術(shù)、協(xié)同射流技術(shù)，可以綜合三種技術(shù)方案的優(yōu)勢(shì)，是在薄翼型上推薦的最優(yōu)混合控制方案。在吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.1 條件下，該方案薄翼型的最大升力系數(shù)提高到CL,max=3.3127，增升96%。后續(xù)可通過(guò)優(yōu)化變彎度的方式、吹氣質(zhì)量流量，射流裝置的幾何尺寸等進(jìn)一步提高混合控制的效果。