高机动飞机主动流动控制环量增升设计

doi:10.7527/S1000-6893.2026.33440

流动控制与热管理专刊

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高机动飞机主动流动控制环量增升设计

富佳伟, 王辰(), 马敏昂, 王宏, 赵彤, 刘锦通

航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

收稿日期:2026-01-30 修回日期:2026-02-26 接受日期:2026-04-07 出版日期:2026-04-22 发布日期:2026-04-20
通讯作者: 王辰 E-mail:wangchen19940124@163.com

Design of lift augmentation via circulation of active flow control to highly maneuverable aircraft

Jiawei FU, Chen WANG(), Min’ang MA, Hong WANG, Tong ZHAO, Jintong LIU

AVIC Shenyang Aircraft Design Institute，Shenyang 110035，China

Received:2026-01-30 Revised:2026-02-26 Accepted:2026-04-07 Online:2026-04-22 Published:2026-04-20
Contact: Chen WANG E-mail:wangchen19940124@163.com

摘要/Abstract

摘要：

面向高机动飞机起降增升实际工程问题，针对某大后掠薄三角翼大舵偏构型，基于主动流动控制射流环量增升机理，结合数值模拟和风洞试验两种设计及验证方法实现了高机动飞机大后掠机翼流动控制增升的目标。大舵偏下机翼内侧襟翼与外侧副翼均存在流动分离，通过设置不同位置、不同角度的射流控制，考虑引气压比和引气流量的工程限制，实现了控制效果最佳、工程可行性最高的机翼外侧添加射流方案。考虑飞机主动流动控制状态参数复杂，对射流增升控制效果进行相似准则研究，发现不同工况下可用动量系数统一衡量射流控制效果。根据数值模拟所选方案，通过风洞试验校核，解释相关流动机理，形成了一套标准化理论研究方法及工程可行性高的高机动飞机环量控制机翼增升方案。

关键词: 环量控制, 柯恩达效应, 流动增升, 相似准则, 风洞试验

Abstract:

Addressing practical engineering problems related to lift augmentation during takeoff and landing to highly maneuverable aircraft， this study focuses on a thin large-sweep delta-wing with large rudder deflection. Based on the jet circulation control mechanism of active flow control， and combining both numerical simulations and wind tunnel tests for design and validation， the goal of lift augmentation via flow control for wings of large-sweep highly maneuverable aircraft has been achieved. Flow separation occurs on both the inner flap and the outer aileron under large rudder deflection. By implementing jet control at different positions and angles， and considering engineering constraints such as bleed pressure ratio and bleed flow rate， the most optimal and feasible outer-wing jet scheme was realized. Considering the complexity of parameters about active flow control， a similarity criterion study was conducted on jet control， revealing that the control effect can be uniformly evaluated using the momentum coefficient under different conditions. Based on the numerical simulation scheme， wind tunnel tests were conducted to verify the results and elucidate the relevant flow mechanisms， establishing a standardized theoretical research method and a highly feasible circulation control wing lift augmentation scheme.

Key words: circulation control, Coanda effect, lift augmentation, similarity criteria, wind tunnel test

中图分类号:

V211.41

富佳伟, 王辰, 马敏昂, 王宏, 赵彤, 刘锦通. 高机动飞机主动流动控制环量增升设计[J]. 航空学报, 2026, 47(13): 533440.

Jiawei FU, Chen WANG, Min’ang MA, Hong WANG, Tong ZHAO, Jintong LIU. Design of lift augmentation via circulation of active flow control to highly maneuverable aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(13): 533440.

图/表 22

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参考文献 20

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	前缘襟翼	后缘内侧襟翼	后缘外侧襟翼	副翼
展向位置/m	1.0~7.0	0~2.4	2.4~4.8	4.8~7.7
流向长度/m	0.3	1.7~2.0	1.3~1.7	1.0~1.3
偏转角度/（°）	-20	45	45	24

网格点数/10⁴	0°迎角		11°迎角
网格点数/10⁴	升力系数C_L	阻力系数C_D	升力系数C_L	阻力系数C_D
900	0.508 0	0.062 5	1.250 3	0.221 7
1 800	0.507 4	0.063 2	1.252 4	0.222 1
3 600	0.507 2	0.063 2	1.251 3	0.222 0

参数	法向力	轴向力	横向力	滚转力矩	偏航力矩	俯仰力矩
设计载荷/N	±12 000	±1 500	±700
校核载荷/N	±10 000	±1 500	±650
设计力矩/（N·m）				±2 000	±2 500	±500
校核力矩/（N·m）				±2 000	±2 500	±500
综合加载重复性/%F.S.	0.02	0.03	0.02	0.04	0.01	0.04
综合加载误差/%F.S.	0.06	0.03	0.03	0.21	0.08	0.06
合成标准不确定度/%F.S.	0.12	0.11	0.11	0.23	0.13	0.12
扩展不确定度/%F.S.	0.24	0.22	0.21	0.47	0.26	0.24

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