下表面射流的超临界翼型气动性能分析_王若尘.pdf

http:/DOI:10.13700/j.bh.1001-5965.2021.0489下表面射流的超临界翼型气动性能分析王若尘1，2，张国鑫1，*，王翔宇1，马晓平1(1.中国科学院工程热物理研究所，北京100190；2.中国科学院大学，北京100049)摘要：为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响，采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方 程 与 Spalart-Allmaras（S-A）湍 流 模 型 进 行 数 值 模 拟。通 过 比 较 基 准RAE2822 翼型与下表面射流翼型的流场，验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时加大前缘的吸力峰，从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对 RAE2822 翼型气动性能的影响规律。结果表明：给定状态下，下表面射流的位置越靠后，动量系数越大，翼型的气动性能越优。下表面射流在=0和 2时的最优射流角度为 110，在=4时的最优射流角度为 160，且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在 0.30.6 范围内的气动性能。关键词：主动流动控制；下表面射流；超临界翼型；气动性能；雷诺平均 Navier-Stokes中图分类号：V211.3文献标志码：A文章编号：1001-5965（2023）07-1671-09未来飞行器发展所面临的重大挑战之一是如何利用先进技术提高飞行器的气动效率，从而显著降低飞行油耗，增加续航时间。新型的主动流动控制方法是实现上述目标的重要途径1-3。此外，在飞行控制系统方面，传统的飞行控制多依赖于机械式的飞行操纵面，如升降舵、副翼、襟翼等来提高飞行器的机动性与可控性，但同时带来了维护成本高，翼面偏转过程破坏隐身性能、产生气动噪声等问题4。因此，采用新型的流动控制技术实现飞行器的无舵面飞行，具有十分重要的意义。主动流动控制技术因其在增升、减阻、隐身、降噪及姿态控制等方面的优势，成为未来航空器发展的一大热点5-6。其中，环量控制(circulationcontrol,CC)是主动流动控制的主要方式之一。Xu 等7提出一种基于 CC 的钝后缘风力机翼型的主动流动控制方法，指出 CC 可以显著提高钝后缘翼型的升力，减小阻力，从而提高钝后缘翼型的气动性能。Shi 等8开发了一套 CC 作动器来替代传统的舵面，并将其应用到小型无人飞行器的飞行试验中。该作动器被证明可以完全替代传统的副翼和升降舵，实现对飞机飞行姿态的控制。雷玉昌等9-10对超临界 CC 翼型进行非定常气动力建模9，并进一步研究了脉冲射流对 CC 翼型气动性能的影响10。除了 CC 之外，Zha 等11提出的协同射流(co-flowjet,CFJ)作为一种新型的主动流动控制技术受到越来越广泛的关注。Lefebvre 等12以 CFJ6415 翼型为研究对象，开展不同马赫数下翼型气动性能的分析，结果表明：CFJ 翼型不仅能获得很高的最大升力系数，而且能够有效提高低迎角下的巡航性能。Xu 和 Zha13采用改进的延迟型分离涡模拟(improveddelayeddeta-chededdysimulation,IDDES)方法对基于 CFJ 的飞机三维控制面进行数值研究，数值模拟结果表明：采用 CFJ 控制的三维控制面可以在低能量消耗的情况下大幅提高飞机控制权限。刘沛清等14最早收稿日期：2021-08-25；录用日期：2021-09-10；网络出版时间：2021-09-2412：09网络出版地址： J.北京航空航天大学学报，2023，49（7）：1671-1679.WANG R C，ZHANG G X，WANG X Y，et al.Aerodynamic performance analysis of supercritical airfoil with lower surface jetJ.Journalof Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2023，49（7）：1671-1679（in Chinese）.2023年7月北京航空航天大学学报July2023第49卷第7期JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsVol.49No.7阐述了 CFJ 的增升效果和机理。许建华等15通过引入螺旋桨激励盘模型分析了射流动量系数、开口尺寸和位置等关键参数对 CFJ6415 翼型气动性能的影响规律。上述 2 种主动流动控制方法7-15虽在一定程度上提高了翼型的气动性能，但均在原有的基准翼型上进行了较大的改动，破坏了翼型本身的流线型结构。当飞行过程中射流处于关闭状态时，CC 的圆弧形后缘和 CFJ 的上表面凹槽均在一定程度上增加了飞行阻力。翼型表面吹吸气技术在不改变翼型形状的同时，也能带来很好的流动控制效果，且该技术的发展已相对成熟16。Huang 等17采用翼型上表面定常吹吸气的方式对 NACA0012 翼型的气动性能进行系统的分析；Genc 和 Kaynak18研究了前缘吹吸气对 NACA2415 翼型分离流动的影响；张志勇等16采用大涡模拟方法，在 Ma=0.2 条件下对 NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行数值模拟，结果表明：上表面吹气射流对翼型的气动性能影响较差，吸气射流的效果要明显优于吹气射流。付云豪等19提出一种新型下表面射流的主动流动控制方式，并针对 NACA0012 翼型在 Ma=0.155 的工况下开展了相关的工作，证明下表面射流对 NACA0012 翼型的气动性能有较大的提升。目前，翼型表面吹吸气技术大量集中在翼型上表面和低马赫数工况，针对较高马赫数下的下表面射流研究相对较少。此外，现有翼型射流研究大多未考虑射流反作用力对翼型气动性能的影响，评估射流技术的气动力增益时存在不足16-19。基于上述问题，在不改变翼型外形的前提下，针对 RAE2822 超临界翼型，分析下表面射流提升翼型气动性能的机理，并进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度及马赫数对翼型气动性能的影响，旨在为下表面射流的研究与应用提供一定的参考。1数值计算方法与验证1.1计算模型选取的基准翼型为 RAE2822 翼型，其弦长为1m，下表面射流参数如图 1 所示。射流口位于翼型下表面靠近尾缘的位置，射流位置用参数 xj表示；射流口宽度 h 设定为弦长的 1%；射流角度 定义为射流方向与射流口中心沿翼面前向切线的夹角；表示飞行迎角。1.2数值计算方法数 值 模 拟 方 法 采 用 雷 诺 平 均 Navier-Stokes（ReynoldsaverageNavier-Stokes,RANS）方程,其积分形式表示为tQd+(FIFV)dS=0（1）式中：Q 为流动变量；FI为无黏通量；FV为黏性通量；和 S 表示控制体与控制体边界。采用有限体积法对控制方程进行离散，湍流模型采用 Spalart-Allmaras（S-A）单方程模型，该模型对受到逆压力梯度作用的边界层具有良好的效果，且能够较好地模拟漩涡运动。边界条件的设定如下：远场边界为压力远场条件，翼型表面为无滑移壁面条件。此外，计算状态下射流口马赫数不超过 0.3，因此，可将射流简化为不可压缩流处理，射流口边界设为速度入口条件。采用无量纲射流动量系数 c来表征射流的强弱，其定义为c=mjVj12V2c（2）mjVVj/V式中：为射流质量流量；Vj为射流速度大小；为自由流速度；为自由流密度；c 为翼型弦长。在仿真中，设定0.5。1.3翼型气动力计算方法由于射流的存在，下表面射流翼型的气动力计算方法与基准翼型截然不同。对于基准翼型，翼型表面的升力和阻力可通过对表面压力分布与剪应力分布的积分求得。而对于下表面射流翼型，借助文献 20 的思想，翼型的气动力由 3 个部分叠加而成：压力对翼型表面及射流口的作用力、剪切力对翼型表面的作用力及射流反作用力对射流口的作用力，计算式为CL=CL,p+CL,+CL,jet=CL,p+CL,jet（3）CD=CD,p+CD,+CD,jet=CD,p+CD,jet（4）式中：CL和 CD为升力系数与阻力系数，下标“p”，“”和“jet”分别对应压力、剪切力及射流反作用力的贡献。CL,p+和 CD,p+可通过标准的积分运算求解，而 CL,jet和 CD,jet的计算式为CL,jet=mVj12V2c j（5）CD,jet=mVj12V2ci（6）Vjmjh切线xj图1RAE2822 翼型下表面射流参数示意图Fig.1DiagramofjetparametersofRAE2822airfoillowersurface1672北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年式中：Vj为射流速度的矢量；i 和j 为阻力和升力方向的单位矢量。1.4计算方法验证1.4.1RAE2822 翼型验证计算精度验证是仿真分析保证精确度的基础，而网格无关性验证可以减小网格划分对计算结果的影响。因此，为了在保证精度的同时选择合适的网格规模，对 RAE2822 翼型进行精度验证与网格无关性验证。采用 3 套不同规模的网格对 RAE2822 基准翼型进行数值模拟。网格划分采用 O 型拓扑结构，远场半径为弦长的 20 倍，并在翼型前缘与后缘处进行网格加密，如图 2 所示。为保证 y+1,第 1 层网格高度设定为 4106m。数值计算条件为：Ma=0.73，Re=6.5106，=2.79。将 3 套网格的翼型压力系数分布结果与文献 21 的实验结果进行对比，如图 3所示。3 套网格参数与气动力系数的对比如表1 所示。结合图 3 所示的压力系数分布对比可知，翼型压力分布数值模拟结果与实验结果21具有较好的一致性。此外，由表 1 可观察到，网格规模对升力系数与阻力系数的影响不大，且与文献 21 的实验结果相比，升力系数最大误差为 5.3%，阻力系数最大误差为 1.8%，误差均在合理的范围内，进一步验证了计算方法的精确性。综合考虑网格量与计算精度，将中等网格作为下表面射流翼型的网格划分依据。1.4.2CC020-010EJ 射流翼型验证由于射流翼型的实验数据相对有限，为了确保计算方法能够精确地捕捉射流的作用，选取 CC020-010EJ 翼型对射流流动的相关数值模拟进行方法验证。计算条件为Ma=0.1，Re=5.16106，=0，c=0.047，并将数值仿真结果与文献 22 中的实验结果及数值结果进行对比，CC020-010EJ 射流翼型计算网格如图 4 所示。图4CC020-010EJ 翼型计算网格Fig.4ComputationalgridsofCC020-010EJairfoil图 5 为 CC020-010EJ 翼型压力系数分布的对比结果，可知：压力系数分布与文献 22 中的实验结果吻合较好。结合表 2 所示的 CC020-010EJ 翼型气动力数据对比可知：数值模拟得到的升力和阻力均大于实验值，除因在射流计算中使用的湍流模型及其他原因外，还需考虑风洞试验中风洞壁的影响6。本文数值模拟结果虽与文献 22中的实验值有一定的误差，但与文献 22 中的数值结果相比，升力系数相差不大，阻力系数误差减小了 6.1%，从而验证了计算方法可以较准确地模拟射流流动。图2RAE2822 翼型计算网格Fig.2ComputationalgridsofRAE2822airfoil1.51.00.500.51.000.20.40.60.81.01.5Cpx/c粗网格中等网格细网格实验值21图3RAE2822 压力系数分布对比Fig.3ComparisonofpressurecoefficientdistributionofRAE28224.53.01.5000.20.40.60.81.01.5Cpx/c数值模拟实验值22图5CC020-010EJ 压力系数分布对比Fig.5ComparisonofpressurecoefficientdistributionofCC020-010EJ表1RAE2822 翼型网格参数与气动力系数的对比Table1ComparisonofgridparametersandaerodynamiccoefficientsofRAE2822airfoil网格网格数量CLCD实验值210.8030.0168粗网格233240.760310.016989中等网格409640.766520.017031细网格691880.769280.017094注：3套网格与实验值相比，CL误差5.3%，4.5%，4.2%，CD误差为1.1%，1.3%，1.8%。第7期王若尘，等：下表面射流的超临界翼型气动性能分析1673表2CC020-010EJ 翼型气动力系数的对比Table2ComparisonofaerodynamiccoefficientsofCC020-010EJairfoil结果CLCD计算值1.5430.0348文献22数值结果1.5330.0367实验值221.3630.0312注：本文，文献22计算值与实验值相比，CL误差为13.2%，12.4%，CD误差为11.5%，17.6%。2计算结果分析2.1下表面射流流动机理分析为分析下表面射流影响翼型气动性能的机理，对 RAE2822 下表面射流翼型进行数值模拟，并与基准翼型进行对比。下表面射流翼型的计算网格如图 6 所示。为更好地捕捉射流出口的流动，在射流口处进行了网格的加密，同时保证下表面射流翼型网格规模与 RAE2822 翼型中等密度网格规模相同。计算参数如表 3 所示，所得的翼型马赫云图与流线图对比如图 7 所示。翼型压力系数分布对比如图 8 所示。图6RAE2822 下表面射流翼型计算网格Fig.6ComputationalgridsofjetairfoilofRAE2822lowersurface表3下表面射流计算参数Table3ComputationalparametersoflowersurfacejetMaRe/()cxj/()0.65.3510640.0050.98c90结合图 7 可知，下表面射流使得前缘低压区增大，吸力峰附近马赫数增大。同时，下表面射流在翼型尾缘处形成逆时针的分离涡，使流经翼型上下表面的流线明显向下偏折，增加了翼型的等效弯度，形成了类似格尼襟翼的效果。因此，下表面射流的机理是在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏转，增加了翼型的等效弯度，同时增大了前缘吸力峰，从而提高翼型的升力。结合图 8 所示的翼型压力系数分布对比图可知，下表面射流作用下压力系数曲线围成的面积有明显的增加，升力得到很大的提升。前缘吸力峰明显增大，上表面压力系数显著减小。此外，下表面射流口处的压力系数明显增大，这是由于射流阻碍了下表面的流动，增加了局部的压力。射流口之后，上下表面压力系数基本趋于一致。2.2下表面射流关键参数对翼型气动性能的影响2.2.1不同射流位置的影响为探究下表面射流位置对 RAE2822 翼型气动性能的影响，在给定 c=0.005 下，针对 3 个不同射流位置 xj为 0.8c、0.9c、0.98c 进行对比分析，具体的计算参数设置如表 4 所示。求得的升力系数、阻力系数与极曲线如图 9 所示。气动力曲线均通过计算点之间的线性拟合得到。表4不同射流位置下的计算参数Table4ComputationalparametersofdifferentjetpositionsMaRe/()cxj/()0.65.351064160.0050.8c，0.9c，0.98c90结合图 9 可知，对于升力系数，在射流动量系数一定时，射流位置越靠后，升力系数曲线越靠上，增升的效果越好。此外，当射流位置处于 0.98c时，大迎角下的增升效果明显，而处于 0.8c 和 0.9c(a)无下表面射流(b)有下表面射流Ma0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1 1.2图7马赫云图与流线图对比Fig.7ComparisonofMachcontoursandstreamlines00.20.40.60.81.03.01.501.5Cp无射流有射流x/c图8有/无射流压力系数分布对比Fig.8Comparisonofpressurecoefficientdistributionwith/withoutjet1674北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年时，大迎角下的升力系数均低于无射流状态。对于阻力系数，在小迎角下，射流位置越靠后，阻力系数越小，但整体变化不大；大迎角下,射流位置越靠后，阻力系数越大。对于极曲线，射流位置越靠后，极曲线整体越向上偏移，因此气动性能越好。当射流位置处于 0.98c 时，翼型气动性能明显优于无射流状态，而处于 0.8c 和 0.9c 时的气动性能随着阻力的增大，均低于无射流状态。CL50510150.400.40.81.21.6/()(a)升力系数无射流c=0.005,xj=0.98cc=0.005,xj=0.90cc=0.005,xj=0.80c00.050.100.150.200.250.30CD5051015/()(b)阻力系数无射流c=0.005,xj=0.98cc=0.005,xj=0.90cc=0.005,xj=0.80c00.050.100.150.200.250.300.400.40.81.21.6CLCD(c)极曲线无射流c=0.005,xj=0.98cc=0.005,xj=0.90cc=0.005,xj=0.80c图9不同射流位置气动力系数对比Fig.9Comparisonofaerodynamiccoefficientsatdifferentjetpositions为了进一步说明射流位置对翼型气动性能的影响，选取=2，c=0.005 时不同射流位置马赫云图与流线图进行分析，如图 10 所示。由图 10 可知，射流位置越靠后，形成的低压分离区越靠后，引起流线向下偏折的现象越明显。此外，射流位置的后移增大了翼型前缘的吸力峰，从而减小了上表面的压力，提高了翼型的升力系数。因此，可以得出以下结论：下表面射流位置越靠近后缘，翼型的气动性能越好。2.2.2不同射流动量系数的影响由 2.2.1 节可知，当下表面射流位置为 0.98c时，翼型具有最优的气动性能。为探究下表面射流动量系数对 RAE2822 翼型气动性能的影响，在 xj=0.98c 基础上选取 c为 0.0005，0.001，0.005 这 3 种不同的射流动量系数进行对比分析，具体的参数设置如表 5 所示。所得的升力系数、阻力系数与极曲线如图 11 所示。表5不同射流动量系数下的计算参数Table5ComputationalparametersofdifferentjetmomentumcoefficientsMaRe/()cxj/()0.65.351064160.0005，0.001，0.0050.98c90由图 11(a)可知，当射流位置一定时，升力系数曲线随着射流动量系数的增大逐渐上移。因此，高Ma0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0(a)xj=0.8c(b)xj=0.9c(c)xj=0.98c图10不同射流位置马赫云图与流线图对比Fig.10ComparisonofMachcontoursandstreamlinesatdifferentjetpositions第7期王若尘，等：下表面射流的超临界翼型气动性能分析1675射流动量系数可为翼型提供更大的升力。此外，当c=0.005 时，观察到失速迎角减小了 1，这是由于射流动量系数的增大导致流线在后缘向下偏折更明显，翼型等效弯度增大，前缘驻点下移，导致上表面流速加快，负压增大，更容易分离，因此失速迎角减小。由图 11(b)可知，当 4时，下表面射流可减小翼型的阻力，同时，射流动量系数越大，翼型的减阻效果越好；但当 4时,翼型的阻力系数随着射流动量系数的增大而增大。由图 11(c)可知，射流动量系数越大，翼型的极曲线越靠上，翼型具有越优的气动性能。为进一步量化射流动量系数对翼型气动性能的影响，选取=4、不同射流动量系数状态下翼型的气动力系数进行分析，如表 6 所示。结合表 6 可知，当 c=0.005时，下表面射流翼型的升阻比提高了 28.1%，说明下表面射流带来的升阻比增益非常可观。根据射流动量系数大小与翼型气动性能收益的关系，可以得出：射流动量系数越大，翼型的升阻比越高，气动性能越好。表64迎角下不同射流动量系数翼型的气动力系数Table6Aerodynamiccoefficientsofairfoilwithdifferentjetmomentumcoefficientsatangleofattack4cCLCDCL/CD00.779820.01309559.550.00050.930050.01412165.860.0010.980810.01436668.270.0051.17010.01533776.292.2.3不同射流角度的影响为探究不同射流角度对翼型气动性能的影响，在 xj=0.98c，c=0.005 的基础上，对小迎角下的不同射流角度进行仿真分析，计算参数设置如表 7所示。表7不同射流角度计算参数Table7ComputationalparametersofdifferentjetanglesMaRe/（）cxj/（）0.65.351060，2，40.0050.98c10170图 12 为不同射流角度下各个气动力系数的对比，可以得出：在小迎角下，下表面射流翼型的升力系数均优于无射流状态，且升力系数随射流角度的增大整体呈现先增大后减小的趋势，最大升力系数出现在=70时；在小迎角下，下表面射流的阻力系数整体上随着射流角度的增加呈现出减小的趋势，分别为 0、2、4时翼型对应的最小阻力系数分别出现在 为 130、160和 170。大射流角度下阻力系数小的原因是射流反作用力在阻力方向上的投影向前，从而产生推力，减小了翼型的总阻力系数。下表面射流翼型的升阻比随射流角度的增大呈现先增加后减小的趋势。当=0和 2时，最大升阻比=110，相比于无射流状态，=110时的下表面射流可使翼型在 0和 2时升阻比分别提高了 484.5%和 189.5%。当=4时，最大升阻比=160，=160时的下表面射流可使翼型升阻比提高了 60.5%。综上所述，当=0和 2时，最优射流角度为 110，当=4时，最优射流角度为 160。2.2.4不同马赫数的影响为进一步探究小迎角下，不同马赫数对下表面射流翼型气动性能的影响，在前文的基础上，对于CL50510150.400.40.81.21.6/()(a)升力系数无射流c=0.000 5,xj=0.98cc=0.001 0,xj=0.98cc=0.005 0,xj=0.98c无射流c=0.000 5,xj=0.98cc=0.001 0,xj=0.98cc=0.005 0,xj=0.98c00.050.100.150.200.250.300.35CD5051015/()(b)阻力系数无射流c=0.000 5,xj=0.98cc=0.001 0,xj=0.98cc=0.005 0,xj=0.98c00.050.100.150.200.250.300.400.40.81.21.6CLCD(c)极曲线图11不同射流动量系数下气动力系数对比图Fig.11Comparisonofaerodynamiccoefficientsatdifferentjetmomentumcoefficients1676北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年=0和 2时，选取 xj=0.98c，c=0.005，=110，对于=4时，选取 xj=0.98c，c=0.005，=160，研究 Ma在 0.30.6 范围内下表面射流翼型的气动性能，并进行对比分析，图 13 为不同马赫数下翼型各个气动力系数的变化，计算参数如表 8 所示。可得：升力系数方面，下表面射流提高了小迎角下翼型 Ma 在 0.30.6 区间内的升力系数，且从整体上看，=0和 2时下表面射流的增升效果优于=4。阻力系数方面，下表面射流明显降低了小迎角下翼型 Ma 在 0.30.6 区间内的阻力系数，有效减小了翼型的阻力。升阻比方面，可以观察到，在小迎角状态下，下表面射流 Ma 在 0.30.6 区间内显著提高了翼型的升阻比，说明下表面射流不仅能提高超临界翼型在高速状态下的气动性能，还能显著改善翼型的低速性能。综上所述，下表面射流可以有效提高 Ma 在 0.30.6 范围内翼型的气动性能。10509013017000.40.81.21.6/()CL(a)升力系数无射流,=0c=0.005,=0c=0.005,=2无射流,=2c=0.005,=4无射流,=400.0040.0080.0120.0160.0200.024CD105090130170/()(b)阻力系数306090120150CL/CD105090130170/()(c)升阻比图12不同射流角度下各个气动力系数对比Fig.12Comparisonofaerodynamiccoefficientsatdifferentjetangles0.30.40.50.600.40.81.2CL=2,c=0.005,=110=0,c=0.005,=110=4,c=0.005,=110=0,无射流=2,无射流=4,无射流Ma(a)升力系数0.0050.0100.0150CD0.30.40.50.6Ma(b)阻力系数050100150200CL/CD0.30.40.50.6Ma(c)升阻比图13不同马赫数下各个气动力系数对比Fig.13ComparisonofaerodynamiccoefficientsatdifferentMachnumbers表8不同马赫数下的计算参数Table8ComputationalparametersofdifferentMachnumbersMaRe/（）cxj/（）0.30.62.681065.351060、2、40.0050.98c110，160第7期王若尘，等：下表面射流的超临界翼型气动性能分析16773结论1)本文所采用的基于 RANS 与 S-A 湍流模型的数值模拟方法具有足够的精确性，且采用的计算网格通过网格无关性检验。2)下表面射流能够在 RAE2822 翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时，加大了前缘的吸力峰，减小上翼面压力系数，从而提高翼型的气动性能。3)给定状态下，下表面射流位置越靠后，动量系数越大，RAE2822 翼型的气动性能越优。下表面在=0和 2时最优射流角度为 110，在=4时最优射流角度为 160，且在最优射流角度下，下表面射流可以有效提高 Ma 在 0.30.6 范围内翼型的升阻比，从而改善翼型的气动性能。研究结果为基于下表面射流的主动流动控制提供了一定的参考与补充，后续工作将进一步探索下表面射流对三维机翼的影响及下表面射流的控制优化等问题。参考文献（References）SCOTTCOLLISS,JOSLINRD,SEIFERTA,etal.Issuesinact-ive flow control:Theory,control,simulation,and experimentJ.ProgressinAerospaceSciences,2004,40(4-5):237-289.1ASHILLPR,FULKERJL,HACKETTKC.AreviewofrecentdevelopmentsinflowcontrolJ.TheAeronauticalJournal,2005,109(1095):205-232.2SHMILOVICHA,YADLINY.Activeflowcontrolforpracticalhigh-liftsystemsJ.JournalofAircraft,2009,46(4):1354-1364.3FUZJ,CHUYW,CAIYS,etal.Numericalinvestigationofcir-culationcontrolappliedtoflaplessaircraftJ.AircraftEngineeringandAerospaceTechnology,2020,92(6):879-893.4RENF,HUH,TANGH.Activeflowcontrolusingmachinelearn-ing:A brief reviewJ.Journal of Hydrodynamics,2020,32(2):247-253.5朱自强,吴宗成.环量控制技术研究J.航空学报,2016,37(2):411-428.ZHUZQ,WUZC.StudyofthecirculationcontroltechnologyJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(2):411-428（inChinese）.6XUHY,QIAOCL,YANGHQ,etal.Activecirculationcontrolon the blunt trailing edge wind 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