朱自强， 吴宗成 北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

特约

环量控制技术研究

朱自强*， 吴宗成 北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

未来军/民运输机的高性能要求促使近年来环量控制技术正成为研究的新热点。本文简单介绍了环量控制研究的进展；深入讨论了包括二维环量控制翼型标模和CCA/OTW (Circulation Control Airfoil/Over the Wing)实验、半模型子系统实验和三维翼身融合体全机实验等可供CFD验证用的NASA实验研究。 在2个尺寸相近的风洞中对同一二维标模的实验结果表明，源于切向吹气的最大升力系数CLmax在中等缝道出口高度时可达8～9。 数据对比表明此实验结果可供计算流体力学(CFD)验证用。二维CCA/OTW实验表明，发动机位置前移可大幅增大失速迎角和CLmax；CCA后缘吹气噪声的低频部分强度与速度的8次方成正比，高频部分与速度的6次方成正比。半模型子系统的FACT-MAC跨声速实验不仅可研究高雷诺数效应，且可提供2种飞行状态的数据。初步结果表明，与无射流的低速数据相比，在α=25°时CL增大约33%， 跨声速时在非设计状态下射流可有效地使激波诱导的分离再附，在保持原有强度下激波位置可后推5%的弦长。三维全机CCW/OTW的实验数据尚在整理分析中，但初步结果已表明，应用前缘吹气可将失速迎角增大至25°，CLmax增大至6，正确安排OTW位置可增大升力线斜率等。

环量控制； 分离控制区； 超环量控制区； 动力增升； 实验研究

美国的”新一代航空运输系统(NextGen)”计划，研究与部署了未来先进飞机的发展。NASA据此正在领导和开展针对亚声速固定翼民机的发展新技术，以实现在噪声、排污、油耗和起降跑道长度等性能上逐代均有大幅度改进的目标的基础研究[1]。美国空军在军用运输机发展上提出了“速度机敏(Speed Agility)”概念，既要在跨声速巡航速度(Ma=0.8)时有高的巡航效率，又要求低速(速度小于90 kn(1 kn=1.852 km/h))时能在2 000 ft(1 ft=0.304 8 m)跑道上着陆。承担上述任务的波音、洛克希德·马丁两家设计单位均在他们的概念设计中不约而同地采用了环量控制(Circulation Control，CC)和动力增升的概念及技术[2]，可见，这些技术对满足上述高性能要求的重要性。本文主要讨论环量控制技术的发展与研究。

1 环量控制翼型/机翼

普通翼型的后缘是尖锐的，上表面的流动不可能以有限的速度绕过尖后缘流向下翼面，因此在某个确定的迎角下，流动会在后缘附近分离，从而限制了翼型的最大升力。若将后缘改成圆弧型，在翼型内部设一腔室及上翼面后缘前开一小缝，且由腔室通过内管道从此缝道沿切线方向喷射一定的气流(壁面射流)，该壁面射流沿凸曲面流动，在翼型表面附近具有边界层性质，在离表面较远处变成自由射流。射流沿曲面表面的转角与缝道高度、射流速度、后缘曲面(Coanda表面)的几何形状及曲率半径等有关，在一定条件下可达180°，流线的这种偏转相当于翼型具有了气动型弯曲，增大了环量和升力，起到了机械式高升力系统的效果。射流能保持与曲面表面附体靠的是射流中的压强和绕曲面形成的离心力平衡，即柯恩达效应(Coanda Effect)(图1)。这种翼型为环量控制翼型(CCA)[3]。研究表明，环量控制翼型的最大升力系数高达9，而复杂机械式増升装置的翼型最大升力系数仅为6[4]。

Yaros等[5]总结了环量控制机翼(CCW)的优缺点。优点为：可能使最大升力系数CLmax增大4倍；可减少零件数，降低成本；可改进飞机的机动和控制能力；可降低性能对雷诺数的敏感度；减小了尾迹涡的影响，提高了跑道使用率。缺点为：可能增大飞机巡航时的底阻；从发动机引出的气流会降低推力(估计降低5%)；增大了结构的复杂性，可能引起重量增加，降低安全性；可能形成非轴对称的事故；与平衡相联系的升力损失常会引起大的俯仰力矩；可能会有突然的机翼失速特性。

图1 后缘处的柯恩达效应示意图

Fig.1 Trailing edge example of Coanda effect

因此在设计环量控制飞机时必须综合考虑，尽量避免或抑制其缺点，折中起降性能和巡航效率以选择合适的钝后缘曲率半径，并做成本/获利分析。

CCA概念十分诱人，在过去六、七十年，研究者对此进行了持续的研究[6-8]。1986年NASA举行了环量控制研讨会[9]，讨论了CCA/CCW基础研究和技术应用研究的方向。

CCW概念应用于实际飞机的研究也开始较早。为估计高升力的效果，David Taylor Naval Ship Research & Development Center(DTNSRDC)于1968年启动了A-6/CCW验证飞机的计划[10-11]。结果表明，A-6/CCW STOL飞机的最大升力系数比原来A-6(襟翼偏角30°)增大85%，着陆速度降低35%，着陆距离减小65%，起飞速度降低30%，起飞距离减小60%，商载增大75%等。随后又进一步发展了联合应用CCW和上表面吹气(Upper Surface Blown， USB)的增升系统方案[10-11]。飞行试验结果证实了气流转向可达165°，最大平衡升力可为常规最大升力的200%。

2 供CFD验证的实验研究计划

2004年举行的NASA/ONR环量控制专题研讨会[12]认为，当时的CFD能力尚无法精确地计算CCA/CCW的性能，应尽快提高CFD的能力；为验证CFD方法的实验数据库也不足，应补充实验数据。Joslin和Jones于2006年组织编辑和出版了“环量控制技术应用”的论文集[13]，全面汇集了2006年之前的研究成果,包括:Englar总结了CC技术的发展历史和应用的系统(主要应用在固定翼飞机和直升机等传统航空领域);Gaeta等总结了CC技术在热交换器方面的应用;Englar研究了CC技术在汽车、通用飞机和竞技飞行器方面的应用；Day总结了该技术在非航空领域的应用；Frith和Wood探讨了这项技术在飞行控制上的应用；Manro等研究了在降噪等方面的应用；此外，还有其他有关的实验和计算研究的综述。这些应用成果充分显示了环量控制技术的作用，但CFD能力不足的问题仍未很好解决(图2[12])。采用某些湍流模型，如Menter SSTk-ω和带有旋转和曲率修正的Spalart-Allmaras(SA)[14]，也只是在某些条件下可得到合理的计算值，而用其他模型计算的结果随参数变化很敏感；此外，CFD计算的结果存在着随吹气的增大而变得不合理的趋向。有人认为上述现象主要与湍流模型和计算网格有关[15-17]，当然二维实验中随吹气的增大也会增大三维效应。同时，尽管已做过不少实验并取得了一定数量的实验数据，但大多数还集中于讨论后缘形状、缝道高度和吹气速度。Jones等指出，实验中必须十分仔细地研究对环量控制性能影响最大的参数喷流动量系数Cμ[18]。图3[19]给出了升力系数CL随Cμ变化的实验曲线，可见存在着2个分别被称为分离控制区和超环量控制区的区域，两者有不同的控制效率，取决于后缘表面的几何形状和射流的特性，以及它们的相互作用，但如果需要明确如何从一个区过渡到另一个区，则需对多种不同后缘几何形状做实验以进行系统的研究，如图4[19]所示，其中,δjet为射流偏角，θjet为气流分离角，δflap为襟翼偏角，m为质量流量，Ujet为射流喷射速度，pduct为槽内压，φsep为分离角。NASA制定了一系列验证计算流体力学(CFD)方法的实验计划[19]。同时NASA计划开展可用于CC的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和大涡模拟(LES)等，提升CFD能力的研究工作，以深入了解流动物理和两者(计算和实验)不一致的原因，发展以CFD为基础的环量控制方法，改变设计过程中传统的经验方法。

图2 用RANS计算的CL-Cμ曲线与实验结果的比较[12]

Fig.2 Comparison of CL- Cμcurves under experimental and RANS computation methord[12]

图3 壁面吹气(WB)对环量控制的影响[19]

Fig.3 Wall blowing(WB) influence on circulation control[19]

图4 两个Coanda效应的表面例子[19]

Fig.4 Examples of two Coanda surfaces[19]

Jones等综述了NASA为CFD验证的实验计划[19]，图5[20]为4个不同几何复杂程度的代表性实验模型，分别代表基础性单元的实验，二维算例的标准模型实验，三维半翼展机翼的子系统和三维混合翼身融合体系统级实验。讨论了对这4个层次验证实验的测量要求及实验中必须具备的实验子系统和仪器等。他还指出，对CFD验证最有用的测量内容为：展向表面压强分布、边界层/射流的速度型和湍流剪切应力型，以及粒子成像测速(PIV)。Milholen等进一步概述了要在NTF(National Transonic Facility)中进行的高雷诺数环量控制的实验研究计划[20]，NTF实验条件限于-50°F(-46 ℃)和5个大气压，使在Ma=0.2时达到Re=1.5×107和Ma=0.8时达到Re=3.0×107，并专门设计和增加了供低速流和高速流工作的2个温度可供的供气系统及NTF-117S的半模天平。

图5 4个不同复杂程度的CFD验证示意图[20]

Fig.5 Four different complexity levels of CFD validation[20]

CFD计算的边界条件是射流出口处以速度型为代表的射流特性，而在实验中测出出口处的速度型却是十分困难的，因为在小尺度风洞中一般射流缝道高度h为0.010″～0.060″，典型的高度是0.020″。而最小的皮托管的外径为0.010″，类似的热线仪也可能是缝道高度的5%～10%，这些因素都将导致测量的不确定度。在实验中有关喷流的惟一可用参数是喷流动量系数Cμ，文献[19]建议采用

(1)

采用式(1)，即可直接测量平均质量流m，而避免测量缝道的几何和射流密度。由于实验中很多参数的测量都存在不确定度，而它们又是累积的，建议同时采用多种测量技术。

3 二维标准模型实验

图6[21]给出了二维标模(CC020-010EJ)，它具有椭圆形前缘和大半径的钝后缘，可以准确测定其射流特性。实验分別在NASA BART (Basic Aerodynamic Research Tunnel)风洞和GTRI (Grorgia Tech Research Institut)的MTF (Model Test Facility)风洞中进行，两者尺度及速度近似，但却采用不同的测量技术。前者侧重于研究细致的流动物理和外流特性，选取不同吹气条件研究前缘驻点和射流分离位置，确定射流轨迹等分离流动和超环量流动的控制；后者侧重于研究环量控制模型的缝道高度、迎角和喷流动量系数等对模型高升力吹气性能的影响。

图6 NASA/GTRI的二维CC-E0020EJ翼型[21]

Fig.6 NASA/GTRI 2D CC-E0020EJ airfoil[21]

3.1 标模的测量结果

Englar等的实验情况总结：迎角α=0°时的大量实验数据表明，对于中等缝道出口高度，CLmax可以高达8～9，且证实了高升力的产生能力源于切向吹气而非迎角。吹气缝道出口高度是今后进一步研究的重要参数，实验表明，对于固定的Cμ值，产生最大升力的高度为中等高度范围，而以往的实验经验[7,12]是高度越小，升力越大。此外，从α=0°时的(L/D)eq=CL/(CD+Cμ)随Cμ变化的数据可知，在CL=1.5～2.5，h=0.018″时的(L/D)eq值最大。

图7 MTF和BART风洞中升力系数的比较(α=0°)[21]

Fig.7 Comparison of the lift coefficient obtained from MTF and BART (α=0°)[21]

图8 壁面吹气对阻力的影响(α=0°)[21]

Fig.8 Wall blowing effects on drag (α=0°)[21]

图7和图8[21]分别给出了2个风洞中实验迎角α=0°时的CL和CD随Cμ的变化。CL采用天平测力和积分压强分布2种方法测得，图7中除GTRI的天平测力值外的4条曲线彼此很吻合。图8中，CD采用天平测力测得，2条曲线变化趋势一致。因此上述风洞实验所获得的数据可供CFD验证用。图8的阻力曲线表明，低吹气(Cμ=0.03～0.06)时阻力小，且调整Cμ可控制阻力的增减。因此在进场时加大Cμ可在获得较大升力的同时获得较大阻力，而在起飞、爬升和巡航时减小Cμ以获得较小的阻力。

图7还给出了两组实验对同一模型的CFD计算数据，计算的CL值均大于实验数据，除因在射流计算中使用的湍流模型及其他原因外[19，22]，还需考虑风洞实验中风洞壁的影响。

图9[21]是二维CFD计算的有/无地板和天花板的流场，图中，AR=3.26，Cμ=0.115，射流喷管压强比(NPR)为1.2，CL=4.87(无地板)，CL=4.43(有地板)，h/c=0.002 3，风洞高/翼弦长=4.88，CC-E0020EJ翼型。图10[21]是3D CFD计算的模型与侧壁交接处的流动，图中，AR=3.26，Cμ=0.23，NPR=1.4，CL=5.09，h/c=0.002 3，CC-E0020EJ翼型。

图9 二维CFD计算的有/无地板和天花板的流场[21]

Fig.9 2D CFD prediction of the flow fields of the with/without floor and ceiling walls[21]

图10 三维CFD计算的模型与侧壁交接处的流动[21]

Fig.10 3D CFD prediction of the flow fields in the region of modle/wall juncture[21]

从图9和图10中看出，CFD计算的风洞地板涡流对流场的影响使自由流动的升力减小10%[23]。Novak等的实验[24]表明，侧壁产生的旋涡诱导沿机翼翼展的下洗需要较大的迎角修正(如当Cμ=0.226时，Δα=-8.94°)。若采用侧壁吹气或其他侧壁边界层控制，则可减少该修正。当前尚缺乏足够实验数据和经验来作此类实验数据的修正，可考虑采用CFD来估算此类修正。因此实验者使用了Overflow流场解，计算网格数约为500 000，其中近壁为300 000，重叠的结构网格和远离物体为200 000的笛卡尔网格。数值计算中射流边界层条件是给定进入流的总压和总温。图11[21]给出了NPR=1.208时翼型表面压强分布的计算值和实验值的比较，可见，在缝道下游处计算的吸力峰值比实验值大得多。为此，可以在CFD计算中先调整NPR边界条件(如NPR降至1.158)，使缝道下游处计算的压强分布与实验值一致(如图11(a)所示)。然后再调整迎角至α=-2°，使计算的前缘的吸力峰值也与实验值一致。获得了Cμ=0.115时的迎角修正值。由此可见NPR作为控制参数的重要性。文献[25]在原二维翼型上增加了前缘吹气，可明显增大前缘失速迎角，如CμLE=0.15时可使失速迎角增大9°～12°。

图11 表面压强的CFD和实验值比较(Cμ=0.10)[21]

Fig.11 Comparision surface pressures for CFD and experiment value (Cμ=0.10)[21]

3.2 CCA/OTW的二维实验

在上述低速实验的基础上GTRI还进行着高效巡航亚、跨声速固定翼飞机跨声速翼型的风洞实验研究，利用吹气降低巡航阻力，提高巡航升阻比L/Dbalance。图12为该翼型的外形示意图，它带有一个短弦长、上表面双曲率、下底较平的简单襟翼；在襟翼偏角0°时后缘是尖锐的；起飞时δflap=20°～30°；着陆时δflap=90°，可使气流偏转130°～135°而产生很大的升力和阻力。该翼型将在位于GTRI内的洛马公司可压缩流风洞(CFWT)中测定在不同Ma、不同吹气系数时对阻力、升力、力矩的控制等能力[25]。

图12 双曲率半径襟翼CCW高升力翼型[25]

Fig.12 Dual-radius flap CCW high-lift airfoil[25]

GTRI另一项任务为：对CCW/OTW模型在GTRI的MTF风洞和声学飞行模拟器中分别作气动和声学实验[25-27]，以及吹气缝道高度、发动机与机翼的相对位置、发动机推力偏转帽沿角、机翼前缘位置、迎角、雷诺数等参数对性能的影响，为三维大模型的实验[28]提供参考。图13[25]是CCW/OTW模型在MTF风洞中的照片，图14[27]是声学飞行模拟器中的模型照片，图15[25]是偏转发动机喷流方向在喷口安装的偏转帽沿的照片。CCW的翼型类似于图12，但前缘有可移动60°的Krueger襟翼。GTRI进行不同参数组合的共37种外形的实验所得结果简述如下：

图13 在MTF风洞中的CCW/OTW模型[25]

Fig.13 CCW/OTW configuration installed in MTF tunnel[25]

图14 在飞行模拟器中的实验模型[27]

Fig.14 Test article installed in anechoic flight simulation facility[27]

图15 可偏转喷流方向的帽沿(帽沿偏角15°)[25]

Fig.15 Thrust-deflecting 15° hood on nacelle[25]

起飞状态的气动[25-26]结果：图16[25]给出了模型A(δflap=0°，δLE=0°，发动机喷口位置x/c=0.75,z/D=0.23,D为喷口直径)在不同CT和Cμ下的升力曲线。可见CT的增加虽提高了升力线斜率，但Cμ增大(没有前缘控制)大大降低了失速迎角，表明这样的发动机位置对STOL并不十分有效。将发动机位置前移，使其喷口位于x/c=0.03,z/D=0.37得到模型B，图17[25]为模型B同样在无前缘控制装置时升力系数随CT和Cμ的变化，与图16对比，可见模型B在同样的Cμ(0或0.5)下大大增大了失速迎角和CLmax，这显然是由于机翼前缘附近发动机喷流的掺混阻止了前缘的分离所致。

图16 模型A的CL随CT和Cμ的变化[25]

Fig.16 Configuration A CLwith respect to CTand Cμ[25]

进场状态的气动[25-26]结果如图18[25]所示，图中：α=0°，δflap=90°，x/c=0.25,z/D=0.7,h=0.01″，δLE=60°，并使用前缘Krueger襟翼。由于更多的发动机推力掺混，得到了更大的升力和阻力，如α=0°时CL可达7～8；Krueger襟翼在δLE=60°时能防止高升力时前缘分离；发动机喷口帽沿可使更多喷流偏转而指向后缘；发动机喷口位于更靠近机翼前缘处，可使喷流覆盖机翼上表面更大部分。

图17 模型B的CL随CT和Cμ的变化[25]

Fig.17 Configuration B CLwith respect to CTand Cμ[25]

图18 FF构形CL随CT和Cμ的变化[25]

Fig.18 Configuration FF CLwith respect to CTand Cμ[25]

噪声结果[27,29]：环量控制翼型后缘噪声的低频部分声压级与速度的8次方成正比，高频部分声压级与速度的6次方成正比；机翼屏蔽喷流噪声的能力取决于机翼弦长，因为该噪声的峰值位于喷口下游5～7倍喷口直径处。图19[27]表示喷口位置对远场噪声声压水平(SPL)随频率变化，其中，α=0°，风速vT=0 ft/s，后缘缝道喷流速度vTE=0 ft/s，发动机喷流速度MaEng=0.9。图20[27]表示辐射的远场噪声总体声压水平(OASPL)随极角变化的影响，其中：vT=100 ft/s，vTE=500 ft/s。可以看出，喷口距后缘的距离x/D对噪声的影响很大，而喷口离机翼表面的距离z/D的影响并不明显。总体来说，离开机翼上表面至少0.5D，尽可能向前布置发动机可获得更小的远场噪声；喷流“擦洗”机翼表面会产生噪声，气动实验表明，喷口离机翼前缘更近，离上表面更近可得到更好的升力性能；而噪声实验表明，喷口至少应离上表面0.5D才可使远场噪声更小(使“擦洗”噪声更小)，因此需充分利用气动/噪声的实验数据进行折衷，才能得到所要求的气动性能和噪声性能。

图19 喷口位置对远场噪声的影响[27]

Fig.19 Effect of exhaust nozzle location on far field noise[27]

图20 辐射远场噪声沿极角的变化[27]

Fig.20 Polar distribution of radiated far field noise[27]

4 子系统的实验

供子系统层次CFD验证的实验之一是NASA，AFRL和NGC(Northrop Grumman Systems Corporation)于2007年4～7月在LaRC 14 ft×22 ft亚声速风洞中所做的HWBSTOL全模型(如图21[30]所示)低速(q=30 psf(1 psf=47.85 Pa)，Ma=0.143)高升力和吹气襟翼的风洞实验[30-31]。此处HWB外形是将翼身融合体外形进一步结合高升力和CC控制技术一起而形成的外形，希望实现STOL的目的。中心体产生飞行器总升力的1/3，其余2/3升力由包含内部吹气的机翼产生。NGC收集了实验数据并用作CFD的验证。

NASA的FAST-MAC (Fundamental Aerodynamics Subsonic/Transonic-Modular Active Control)翼身组合体半模跨声速风洞(NTF)的低速高升力状态和跨声速巡航状态实验是子系统验证实验的主要项目，也是在NTF中研究流动控制的先例，为随后其他类型的主动流动控制研究打下了基础。其突出作用是弥补现有环量控制数据集中接近飞行雷诺数实验数据的空白，此外还要分别完成上述两种飞行状态下的环量控制技术实验，获得的数据集不仅可研究雷诺数效应，还可成为将环量控制技术应用于综合两种飞行状态的设计依据。为此LaRC在NTF中专门建立了高、低压双路空气供气系统，低压通道供模拟流动控制使用，高压通道供模拟发动机喷气使用，两路供气系统分别连接于风洞侧壁上的支持系统(Sidewall Mounted Support System-SMSS)，图22为SMSS系统的示意图[20]。图23出了实验半模型的平面形状，机身具有最大宽度4.0″的椭园横截面[20]。机翼为超临界机翼，在原始翼型NASATMA-0712基础上，在某些几何和流场约束条件下用CDISC设计方法[32]设计所得。机翼展弦比为5.0，梢根比为0.4，前缘后掠角为30°，无上反，切向吹气的缝道位于85%弦长处，后15%弦长为简单铰链式襟翼。机翼内段保持12%的相对厚度，外翼的相对厚度由12%过渡到10%，沿展向有5°的线性扭转。设计条件：Ma=0.85，CL=0.5，基于平均气动弦的雷诺数为30×106。低速高升力模态外形的前缘仍使用10%弦长的前缘缝翼，后缘襟翼可下偏60°和30°，图24[20]表示FAST-MAC的低速高升力构形(襟翼下偏角60°)。为进行FAST-MAC跨声速实验，NTF又研制了新的NTF-117S天平。

图21 HWB STOL模型(δflap=60°)[30]

Fig.21 HWB STOL model (δflap=60°)[30]

图22 NTF侧壁支持系统[20]

Fig.22 NTF sidewall mounted support system[20]

图23 FAST-MAC半翼展模型平面形状[20]

Fig.23 Planform view of the FAST-MAC semi-span model[20]

图24 FSAT-MAC模型低速构型(δflap=60°)[20]

Fig.24 FAST-MAC model configured for high-lift testing (δflap=60°)[20]

4.1 第1轮实验结果

低速(Ma=0.2/0.1)高升力实验时后缘襟翼下偏60°，缝道高度h/c=0.003 1 (出口收缩比为6∶1)，雷诺数为5×106～15×106。图25[33]给出α=0°，Re=5×106时CL随Cμ和NPR的变化曲线，由图可知，Cμ=0.075为分离控制和超环量控制的分界值。Cμ<0.075时，与无射流相比，未修正的CL可增大192%。Cμ>0.075时，Ma=0.1模型仍能以较小速率增大CL，维持超环量控制模态，而Ma=0.2时无法始终维持环量控制。图26[33]给出了在Ma=0.2、Re=15×106时两种吹气NPR值的未修正升力系数随迎角变化，由图25已知，NPR=1.20是分离控制区的末端，而NPR=1.50已处于超环量控制区，但图26表明，相比于无射流状态，2种NPR值的射流均可使升力线曲线的直线保持等量的升力增量，同时可以在α=25°时增大最大升力系数约33%。

图25 吹气对FAST-MAC高升力性能的影响(δflap=60°，α= 0°,Re=5×106)[33]

Fig.25 Effect of blowing on FAST-MAC high lift performance (δflap=60°， α =0°, Re=5×106)[33]

图26 NPR对60°襟翼的未修正升力系数的影响(Ma=0.20,Re=15×106)[33]

Fig.26 Effect of NPR on the uncorrected lift coefficient for the 60° flap (Ma=0.20, Re=15×106)[33]

跨声速实验时保持襟翼偏角为0°，h/c=0.001 9(出口处收缩比为12∶1)，实验马赫数为 0.70～0.88, 雷诺数为10×106～30×106。在设计点Ma=0.85实验时，附加小吹气量会使机翼升力减小且激波前移。增大吹气量至NPR=1.41 时激波回复至原位，并使缝道下游升力增大，NPR达2.25时，射流在不改变激波强度下改变激波结构。表明射流在附着流条件下会增大巡航时襟翼上的载荷而改变机翼的空气动力。若将环量控制应用于非设计条件如Ma=0.85，α=3.92°，Re=30×106时，具有NPR=1.53的射流使得无射流时外翼边界层的分离再附和激波后移5%弦长。NPR=2.48则可使外翼的3个截面上的激波再后推5%弦长，激波后移的同时仍保持原有的强度，意味着没有增大波阻。若将环量控制应用于Ma=0.86和Ma=0.87时会得到类似的结果。只在外翼截面吹气的实验得到了类似的效果，且可改变滚转力矩，故只在外翼截面上进行环量控制，一方面可节省吹气流的量，另一方面还可用于滚转的控制[33]。

4.2 第2轮实验结果

改进流动系统[34]和加热系统BCRS(Balance Cavity Recirculation System)后对FAST-MAC模型的第2轮风洞实验[35]中还增加了跨声速部分改变展向位置的吹气分布，低速部分不同缝道高度及后缘襟翼偏角为30°等内容。实验中用PIP(Pressure Interface Piece)代替同心波纹管大大改进了天平数据的重复性精度，实验结果表明，轴向力和法向力分量的改进分别达19.7%和46%。BCRS的改进虽将阻力测量的重复性提高到±10 counts，但仍低于±5 counts的要求，表明今后仍需进一步改进。

低速实验结果表明，缝道高度与弦长的比值h/c从0.003 2减小至0.002 1，环量控制可以在迎角为0°时将升力提高约28.75%。图27[35]给出了CL随NPR和Cμ的变化，两种缝道高度均约在Cμ=0.10时取得最大升力，虽然最大升力相同，但小缝道高度的吹气量降低了31%，并在Cμ≈0.03时即开始了超环量控制。图28[35]给出δflap=60°和30°时，CL随NPR和Cμ变化的比较，可见δflap=30°时很小的Cμ(0.01)就开始了超环量控制，且与Cμ呈线性关系。

图27 缝道高度对高升力性能的影响(δflap=60°, Ma=0.20, α= 0°, Re=10×106)[35]

Fig.27 Effect of blowing slot height on high-lift performance (δflap=60°， Ma=0.20, α=0°, Re=10×106)[35]

图28 NPR对30°和60°襟翼的性能影响(h/c=

0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

Fig.28 Effect of NPR on the performance of the 30° and 60° flaps (h/c=0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

跨声速实验结果表明，在附着流设计点Ma=0.85时射流对机翼流动的影响与第一轮的实验相同。而在非设计点Ma=0.88时，射流有效地使激波诱导的分离流再附，激波保持原有强度且后推5%弦长。实验中实验者用CFD方法取得的随展向位置变化的吹气分布(NPR值从内翼的1.15至外翼的1.76，平均NPR值为1.46)实验结果表明，它有效地使分离流再附，且减小吹气量近40%。

由于实验技术的高难度和高复杂程度，FAST-MAC实验虽已完成了2轮次，NTF实验室仍在不断改进实验装置和测量技术的精度，如SMSS -环量控制流动系统[34]、半模测力系统[36-37]、推力扣除方法的研究[38]等还将开展第3轮实验。

5 三维混合翼身融合体的系统级实验

CFD验证实验计划的最后一个项目是应用CCW/OTW技术的CESTOL全机模型实验。NASA在固定翼项目计划中通过NRA (NASA Research Announcement)的研究将CCW/OTW相结合的概念应用于可作为100座支线飞机的混合翼身融合体(HWB)低噪声CESTOL (Cruise

Efficient Short Take-off and Landing)[39-40]的设计中去。这种CESTOL有如下特性：起飞和着陆距离均小于2 000 ft (1 ft=0.304 8 m)；巡航马赫数Ma≥0.8；航程为1 400～2 000 mile (1 mile=1.61 km)；更小的噪声足迹和一定的低速机动性。

5.1 气动实验和初步结果

Cal Poly的Marshall等承担了设计并制造1个 CCW/OTW大尺寸全机的风洞实验模型以进行风洞实验，建立可供CFD验证的实验数据集[28]。项目历时5年，第1年任务是利用CFD方法从候选外形(BWB和HWB)中确定一个供项目研究[41]，通过对巡航状态(Ma=0.8)和起飞状态(Ma=0.2,α=0°，δflap=30°)的计算，Marshall团队确认HWB优于BWB[42]。随后的3年，他们设计、制造和校准了供风洞实验用的1∶11 的CESTOL飞机模型(AMELIA)，最后1年进行风洞实验。

模型展长10 ft；机翼展弦比为6.33，梢根比为0.174，无上反，机翼上装有可折装的偏转角为0°、30°、60°和80°的CC双曲率襟翼，机翼内有前后缘的吹气腔室，模型还包括1个高压空气系统，1个低压空气系统，可装折的尾翼和涡轮喷气发动机模拟器(TPS-TDI-441模拟器)等(如图29所示[28])。这是第1个具有前后缘环量控制机翼和机翼上装有TPS的整机风洞实验模型。AMELIA 将在美国国家全尺寸(90 ft×80 ft)实验平台(NFAC)中同时进行气动和声学实验，图30[49]为模型装于风洞中的照片，照片中还显示了测量远场噪声的扬声器和模型的相对位置，共有6个流向和1个侧向固定扬声器及1组大型(70个)阵列扬声器。

图29 AMELIA内部和外部的结构图[28]

Fig.29 View of AMELIA internal and external components[28]

图30 位于NFAC实验段中的AMELIA[49]

Fig.30 AMELIA mounted in the test section at the NFAC[49]

图31(a)给出高压空气系统从模型进口至TPS的示意图，图31(b)给出了用于环量控制的低压空气系统通往左机翼的完整系统示意图(左图)和通往每一流动控制平台的结构示意图(右图)[46]。图32给出CCW剖面的结构示意图[49]，前后缘喷口的收缩比为15∶1，前缘缝道高度(h/c)L和后缘缝道高度(h/c)T分别为0.001 43和0.002 38,由图可见，采用了一些金属填充物，金属筛网层和固定装置来固定平台位置不受高压气体的影响[43]。左机翼上布置230个静压测量点(图33[49])。8个非定常传感器布置在TPS短舱附近，用以研究机舱内噪声和发动机下游与机翼的相互作用。右机翼上仅布5个测压点，以判定流动左右对称性，整个右机翼上采用干涉图象表面摩擦(Finge-Imagine Skin Friction-FISF)技术直接测量摩擦力。

风洞实验中，共有低短舱挂架(Z/D=0.84，D为短舱直径)(全机)；高短舱挂架(Z/D=1.25)(全机)；干净机翼(无TPS)-前缘和后缘吹气；干净机翼-仅后缘吹气等4种外形。实验风速分别为40 kn，60 kn和100 kn；马赫数分别为0.061，0.091 和0.151；基于平均气动弦长的雷诺数分别为0.82×106、1.23×106和1.99×106；迎角范围为-5°～25°。文献[44-50]详细地讨论和阐述项目的实验内容，目前公布的实验数据皆为未修正的，下面给出部分结果。

图31 压缩空气系统示意图[46]

Fig.31 Schematic of the compressible air system[46]

图32 翼剖面和内部结构示意图[49]

Fig.32 Wing section and internal components[49]

图33 静压口和非定常压力传感器[49]

Fig.33 Static pressure ports and the unsteady pressure transducers[49]

图34[46]给出仅后缘吹气的干净机翼CL与α变化曲线。虽然吹气大大提高了升力，但失速迎角会随Cμ增大而减小，在Cμ=0.38时失速迎角为0°。表明必须有前缘吹气，也印证了二维实验的结果。与此相对应的图35[49]中，在α=10°时曲线存在一个陡降的现象，因为这时分离发生在前缘，增大后缘吹气来增大升力的效果不明显。对于α=0°，Cμ值小时CL增加较快，这对应着分离控制区，增大Cμ进入超环量控制区后，升力增加较慢。图36[49]给出干净机翼外形在最大吹气强度时不同襟翼偏角下CL随α的变化曲线。可见襟翼偏角80°时对升力的增加并无效果，最大升力甚至低于在襟翼偏角60°时的，在整个迎角范围也显得很低效。低短舱挂架外形的类似曲线也显示出襟翼偏角80°效率低下的结果[49]。图37[49]给出了低挂架外形在有无吹气条件下发动机喷气对CL随α变化的影响，可见发动机喷气能在大迎角时提高高升力性能，在实验风速 40 kn 和襟翼偏角60°下可提高最大升力系数值大于1(与Cμ=0.93和Cμ=0时相比，分别提高30%和150%左右)。其他曲线表明，增大来流速度和增大襟翼偏角可以再使升力略微增大，但无法阻止失速[49]。图38[49]给出了4种不同外形CL随α变化的比较，可见增加前缘吹气可使失速迎角增大至25°，最大升力系数可从3增大至6，增加发动机喷气可增大升力线斜率。更详尽的实验数据可见待发表的NASA TM[51]。

图34 仅后缘吹气的干净机翼典型升力曲线

(v=40 kn, δflap=60°)[46]

Fig.34 Typical lift curve for TE-only blowing configuration (v=40 kn, δflap=60°)[46]

图35 仅后缘吹气对升力性能的影响(v=40 kn,

δflap=60°)[49]

Fig.35 Effect of TE-only blowing on lift performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

图36 增大襟翼偏转角对干净机翼性能的影响[49]

(v=40 kn, Cμ=0.90)

Fig.36 Effect of increasing flap deflection on clean wing performance (v=40 kn, Cμ=0.90)[49]

图37 低挂架外形发动机喷气对升力的影响

(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.37 Effect of engine jet on lift for the low pylon configuration (v=40 kn, δflap=60°)[49]

图38 模型结构性能的比较(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.38 Comparison of model configuration performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

5.2 声学实验的初步结果

声学实验数据的修正和整理正在进行中，初步判断数据的质量很好[52]。从实验风速40 kn、迎角0°和侧滑角0°的实验结果看出[53]，CCW吹气速度的增大可使机体噪声增大12 dB和26 dB，TPS可使总声压水平增加5 dB至10 dB，其中机翼对不同挂架高度遮挡效果的不同可以有2～3 dB 的噪声差异。

6 结束语

环量控制的概念来源已久，积累的成果也不少，然而真正应用到飞机上的却很少，近年来随着对军/民运输机性能要求的进一步提高，国际工业界、学术界对环量技术应用的重视和研究热情也日益提高。为避免在飞机设计中应用环量技术时仅依靠风洞实验的经验数据，必须发展CFD技术(因篇幅所限，本文未涉及CFD方法的讨论)。因此在发展先进CFD设计方法的同时，亟需提供CFD验证用的可靠实验数据库，包括气动数据和噪声数据。本文较为具体地讨论了至今这些方面所取得的成果，尽管已投入大量人力、财力等资源，目前尚未出现突破性的进展，可见其应用的难度之大。国内此方面的成果与经验甚为缺乏，为使中国未来军/民运输机达到国际先进水平，具有自主知识产权的环量控制技术，建议学术界和工程界共同关注，并投入力量。

[1] 张正国. NASA未来先进民用飞机与推进系统[J]. 国际航空， 2010(2): 56-59. ZHANG Z G. Advanced civil aircraft and propulsion system design in NASA[J]. International Aviation, 2010(2): 56-59 (in Chinese).

[2] ZEUNE C H. An overview of the airforce’s speed agile concept demonstration program: AIAA-2013-1097[R]. Reston: AIAA, 2013.

[3] NIELSON J N, BIGGERS J C. Recent progress in circulation control aerodynamics: AIAA-1987-0001[R]. Reston: AIAA, 1987.

[4] JONES G S, VIKEN S A, WASHBUR A E, et al. An active flow circulation controlled flap concept for general aviation aircraft applications: AIAA-2002-3157[R]. Reston: AIAA, 2002.

[5] YAROS A F, SEXSTONE M G, HUEBNER L D, et al. Synergistic airframe-propulsion interactions and integration: NASA TM-1998-207644[R], Washington, D.C.: NASA, 1998.

[6] WOOD N, NIELSON J N. Circulation control airfoils past, present, and future: AIAA-1985-0204[R]. Reston: AIAA, 1985.

[7] ENGLAR R J. Circulation control pneumatic aerodynamics: blown force and moment augmentation and modification: past, present and future: AIAA-2000-2541[R]. Reston: AIAA, 2000.

[8] LIU Y, SANLAR L N, ENGLAR R J, et al. Numerical simulations of the steady and unsteady aerodynamic characteristics of a circulation control airfoil: AIAA-2001-0704[R]. Reston: AIAA, 2001.

[9] NIELSON J N. Proceedings of circulation control workshop: NASA CP-2432[R]. Washington, D.C.: NASA, 1986.

[10] ENGLAR R J. Development of the A-6/circulation control wing flight demonstrator configuration: DTNSRDC/ASED-79/01[R]. 1979.

[11] PUGLIESE A J, ENGLAR R J. Flight testing of the circulation control wing： AIAA-1979-1791[R]. Reston: AIAA, 1979.

[12] JONES G S, JOSLIN R D. Proceedings of the 2004 NASA/ONR circulation control workshop: NASA CD-2005-213509[R]. Washington, D.C.: NASA, 2005.

[13] JOSLIN R D, JONES G S (editors). Progress in Astronautics and Aeronautics[M]. Reston: AIAA, 2006.

[14] SHUR M L, STRELETS M K, TRAVIN A K, et al. Turbulence modeling in rotating and curved channels: assessing the Spalart-Shur correction[J]. AIAA Journal, 2000, 38(5): 784-792.

[15] SWANSON R C, RUMSEY C L, ANDERS S G. Progress towards computational method for circulation control airfoils: AIAA-2005-0089[R]. Reston: AIAA, 2005.

[16] LEE-RAUSCH E M, VASTSA V N, RUMSEY C L. Computational analysis of dual radius circulation control airfoils: AIAA-2006-3012[R]. Reston: AIAA, 2006.

[17] SLOMSKIl J F, CHANG P A, Arunajatesan S. Large-eddy simulation of a circulation control airfoil: AIAA-2006-3011[R]. Reston: AIAA, 2006.

[18] JONES G S, YAO C, ALLEN B G. Experimental investigation of a 2-D supercritical circulation control airfoil using particle image velocimetry: AIAA-2006-3009[R]. Reston: AIAA, 2006.

[19] JONES G S, LIN J C, ALLEN B G, et al. Overview of CFD validation experiments for circulation control applications at NASA[C]//International Powered Lift Conference. London: Royal Aeronautical Society, 2008: 22-24.

[20] MILHOLEN W E, JONES G S, CAGLE C M. NASA high Reynolds number circulation control research—overview of CFD and planned experiments (Invited): AIAA-2010-0344[R]. Reston: AIAA, 2010.

[21] ENGLAR R J, JONES G S, ALLEN B G, et al. 2-D circulation control airfoil benchmark experiments intended for CFD code validation: AIAA-2009-0902[R]. Reston: AIAA, 2009.

[22] SWANSON R C, RUMSEY C L. Numerical issues for circulation calculations: AIAA-2006-3008[R]. Reston: AIAA, 2006.

[23] ENGLAR R J, WILLIAMS R M. Test techniques for high lift two dimensional airfoils with boundary an circulation control for application to rotary wing aircraft[J]. Canadian Aeronautics and Space Journal, 1973, 19(3): 93-108.

[24] NOVAK C J, CORNELIUS K C, ROADS R K. Experimental investigations of the circular wall jet on a circulation control airfoil: AIAA-1987-0155[R]. Reston: AIAA, 1987.

[25] ENGLAR R J, BLAYLOCK G M, GAETA R J, et al. Recent experiment development of circulation control airfoils and Pneumatic powered-lift systems: AIAA-2010-345[R]. Reston: AIAA, 2010.

[26] ENGLAR R J, GAETA R J, LEE W J, et al. Development of Pneumatic over the wing powered-lift technology, Part I: aerodynamic/propulsive: AIAA-2009-3942[R]. Reston: AIAA, 2009.

[27] GAETA R J, ENGLAR R J, AVERA M. Development of Pneumatic over the wing powered-lift technology, Part II: aeroacoustics: AIAA-2009-3941[R]. Reston: AIAA, 2009.

[28] MARSHALL D, JAMESON T. Overview of recent circulation control modeling activities at Cal. Poly: AIAA-2010-0348[R]. Reston: AIAA, 2010.

[29] GAETA R J, LEE W J, FLICK A. Over the wing, powered lift, engine-airframe integration effects on acoustic shielding: AIAA-2009-0282[R]. Reston: AIAA, 2009.

[30] COLLIUS S W, WESTRA B W, LIN J C, et al. Wind tunnel testing of powered lift, all wing STOL model[J]. Aeronautical Journal, 2009, 113(1140): 129-137.

[31] LIN J C, JONES G S, ALLAN B G, et al. Flow field measurement of a hybrid wing body model with blown flaps: AIAA-2008-6718[R]. Reston: AIAA, 2008.

[32] CAMPBELL R L. Efficient viscous design of realistic aircraft configurations (invited): AIAA-1998-2539[R]. Reston: AIAA, 1998.

[33] MILHOLEN W E, JONES G S, CHAND T, et al. High Reynolds number circulation control testing in the National Transonic Facility (invited): AIAA-2012-0103[R]. Reston: AIAA, 2012.

[34] JONES G S, MILHOLEN W E, CHAN D T, et al. Development of the circulation control flow scheme used in the NTF semi-span FAST-MAC model: AIAA-2013-3048[R]. Reston: AIAA, 2013.

[35] MILHOLEN W E, JONES G S, CHAN D T, et al. Enhancements to the FAST-MAC circulation control model and recent high-Reybolds number testing in the National Transonic Facility: AIAA-2013-2794[R]. Reston: AIAA, 2013.

[36] LYNN K C, RHEW R D, ACHESON M J, et al. High-Reybolds number active blowing semi-span force measurement system developments: AIAA-2012-3318[R]. Reston: AIAA, 2012.

[37] LYNN K C, TORO K G, LANDMAN D, et al. Enhancements to the National Transonic Facility high-Reybolds number active blowing semi-span force measurement system: AIAA-2014-0275[R]. Reston: AIAA, 2014.

[38] CHAN D T, MILHOLEN W E, JONES G S, et al. Thrust removal methodology for the FAST-MAC circulation control model tested in the National Transonic Facility: AIAA-2014-2402[R]. Reston: AIAA, 2014.

[39] RICH P, MCKINLEY R J, JONES G S. Circulation control in NASA’s vehicle systems: NASA CP 2005-213509[R]. Washington, D.C.: NASA, 2005.

[40] CALLWAY R V, WARDWELL D A, ZUK J. Development of a system engineering process for an ESTOL transport planning activity: AIAA-2003-6856[R]. Reston: AIAA, 2003.

[41] BLESSING B H, PHAM J, MARSHALL D D.Using CFD as a design tool on new innovaiive airliner configuration: AIAA-2009-0045[R]. Reston: AIAA, 2009.

[42] 朱自强， 吴宗成， 陈迎春， 等. 民机空气动力设计先进技术[M]. 上海： 上海交通大学出版社, 2013. ZHU Z Q, WU Z C, CHEN Y C, et al. Advanced technology of aerodynamic design for commercial aircraft[M]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2013 (in Chinese).

[43] WETZEL D, GRIFFIN J, LIU F, et al. An experimental study of a circulation airfoil trailing edge flow field: AIAA-2010-4756[R]. Reston: AIAA, 2010.

[44] JAMESON K K, MARSHALL D D, GOLDEN R, et al. Part 1: The wind tunnel model design and Fabrication of Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft: AIAA-2011-1306[R]. Reston: AIAA, 2011.

[45] JAMESON K K, MARSHALL D D, EHRMANN R, et al. Part 2: Preparation for wind tunnel model testing and verification of Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft: AIAA-2011-1307[R]. Reston: AIAA, 2011.

[46] JAMESON K K, MARSHALL D D, EHRMANN R, et al. Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft wing tunnel test and experimental results overview: AIAA-2013-0974[R]. Reston: AIAA, 2013.

[47] MARSHALL D D, LICHTWARDT J A, PHAM J, et al. Summary of the aerodynamic modeling efforts for AMELIA: AIAA-2013-0973[R]. Reston: AIAA, 2013.

[48] PACIANO E N, LICHTWARDT J A, JAMESON K K, et al. Flow uniformity calibration of AMELIA’s circulation control wings: AIAA-2013-0975[R]. Reston: AIAA, 2013.

[49] LICHTWARDT J A, PACIANO E N, JAMESON K K, et al. STOL performance of Cal Poly’s AMELIA: AIAA-2013-0976[R]. Reston: AIAA, 2013.

[50] EHRMANN R, PACIANO E N, LICHTWARDT J A, et al. Global skin friction measurements on a circulation control airliner in the NFAC: AIAA-2013-0977[R]. Reston: AIAA, 2013.

[51] MARSHALL D D, JAMESON K K, FONG R K, et al. AMELIA Technical Memorandum[M]. Washington, D.C.: NASA (in press).

[52] HORNE W C, BURNSIDE N J. AMELIA CESTOL test: Acoustic characteristics of circulation control wing leading edge and trailing edge slot blowing： AIAA-2013-0978[R]. Reston: AIAA, 2013.

[53] BURNSIDE N J, HORNE W C. Acoustic surveys of a scaled model CESTOL transport aircraft in static and forward speed conditions： AIAA-2013-2231[R]. Reston: AIAA, 2013.

朱自强 男， 教授， 博士生导师， 主要研究方向： 计算流体力学， 飞行器气动设计。

Tel: 010-82314186

E-mail： zhuzq@buaa.edu.cn

吴宗成 女， 博士， 副研究员， 主要研究方向： 计算流体力学， 飞行器气动设计。

E-mail： wuzc@buaa.edu.cn

Received： 2015-10-14； Revised： 2015-10-19； Accepted： 2015-11-10； Published online： 2015-11-11 17:00

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

*Corresponding author. Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

Study of the circulation control technology

ZHU Ziqiang*, WU Zongcheng

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The circulation control technology is being a new reseach highlight recently, due to the high performance needs of the fufure military/commercial transports. The research progress of the circulation control is introduced briefly and the NASA experimental research plan, including 2D CC airfoil benchmark and CCA/OTW (circulation control airfoil/over the wing)experiments, half-model subsystem experiments, and 3D hybrid wing body aircraft experiments, intended for CFD code validation is discussed in detail in the present paper. The experimental data of the same model in two similar sized wind tunnels shows that when the slot exit height is moderateCLmaxcan be reach 8-9 due to the tangential blowing. Comparison of the 2 tunnels’ data indicates that the data can be used for CFD validation. 2D CCA/OTW experiments show that both stall angle of attack andCLmaxcan be increased largely by the position forward movement of the engine. The lower frequency intensity of the trailing blowing noise is proportional to the velocity’s 8th power and the higher frequency’s is 6th. Results of the half model subsystem FACT-MAC transonic experiments can be used not only to study the effect of high Reynolds number, but also to provide the results of two flight regimes. The preliminary results indicate that comparing with no blowing the increase ofCLis about 33% atα=25° at low speed, and the separation induced by shock wave can be effectively reattached and the shock wave’s position is moved aft 5% chord while keeping its strength in off-design condition at transonic speed. Being analysed and compared now, the results of 3D large scale full span CCW/OTW aircraft tests will be presented in the upcoming NASA TM. The published data illustrates that with leading edge blowing the wing stall angle of attack can be greater than 25°andCLmaxcan be increased to over 6. And the lift curve slope is increased with the application of OTW.

circulation control; separation control regime; super-circulation control regime; powered lift; experimental study

2015-10-14；退修日期：2015-10-19；录用日期：2015-11-10； < class="emphasis_bold">网络出版时间：

时间： 2015-11-11 17:00

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

.Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

朱自强， 吴宗成． 环量控制技术研究[J]． 航空学报, 2016, 37(2): 411-428. ZHU Z Q, WU Z C. Study of the circulation control technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 411-428.

10.7527/S1000-6893.2015.0282

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0411-18

*

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn