內吹式襟翼控制機理和失速特性

張 劉，姜裕標，何 萌，陳 洪，高立華

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000；2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000)

0 引言

起降性能是飛機初始設計階段最主要的限制因素，特別是短距起降設計，需要巨大的升力，即使最復雜的縫翼、襟翼組合高升力系統(tǒng)都無法滿足[1]。波音公司設計生產(chǎn)的C-17運輸機利用外吹式襟翼（EBF）獲得短距起飛性能[2]，而其早期設計的YC-14采用上表面吹氣技術（USB）[3]。盡管這兩類高升力系統(tǒng)可以獲得類似的升力增量，但它們在包括穩(wěn)定性、維護費用和巡航性能等細節(jié)方面有較大不同。環(huán)量控制是第三種增升方式，類似上表面吹氣，利用柯恩達效應[4]，即流體在曲面外形上的附壁效應，使流動沿著物面切線的方向發(fā)生偏轉，通過高能量射流控制附面層內的流動形態(tài)，使繞翼型的流動產(chǎn)生很大的環(huán)量,從而獲得高升力。

早期環(huán)量控制翼型[5-7]的設計采用圓形或近圓形尾緣，在不需要傳統(tǒng)襟縫翼的情況下，就可以獲得較為可觀的增升量。較大的尾緣半徑可以顯著增加升力，但在巡航時，厚度較大的鈍形尾緣產(chǎn)生不可忽略的附加阻力；較小的尾緣半徑可以滿足氣動設計對巡航阻力的要求，但當壓比達到一定值或射流縫寬較大時，射流在柯恩達型面偏轉之前就已發(fā)生分離，限制了環(huán)量控制高升力系統(tǒng)的增升能力。

內吹式襟翼環(huán)量控制翼型[8-11]可以克服上述缺點。襟翼（Hinged Flap）可以在0°至90°范圍內偏轉。起飛或著陸時，通過簡單偏轉，像傳統(tǒng)襟翼一樣展開，形成半徑較大的柯恩達型面，利用柯恩達效應，沿前緣切向進行吹氣，控制襟翼上的分離流動，后緣駐點后移，在射流卷吸作用下，周圍流體流動加速，前緣駐點沿壓力面下移，環(huán)量增加，提高升力；巡航時襟翼收回，類似傳統(tǒng)機翼的尖后緣，極大地減小了阻力。通過調節(jié)襟翼偏角，可使其適應不同的飛行狀態(tài)，且沒有縫道流動，可大大降低飛機的噪聲水平[12]。這種類型的增升方式，與早期環(huán)量控制翼型設計相比，增加了移動部件，確實會增加重量和機械裝置的復雜性，但通過繞簡單的鉸鏈旋轉，使其機械系統(tǒng)復雜性維持在合理水平。整體上來說，吹氣襟翼設計在不額外增加巡航阻力的前提下，仍能提供高升力，滿足短距起降性能。

Lee-Rausch等[13]通過RANS方程對GTRI翼型的二維流場進行數(shù)值模擬，并與試驗結果進行對比，表明基于RANS的求解器可以用于預測雙圓弧環(huán)量控制翼型的氣動性能。Jones等[14]通過PIV技術在風洞實驗中觀測了40°偏角雙圓弧環(huán)量控制襟翼與圓形尾緣環(huán)量控制翼型在不同吹氣動量系數(shù)下的流場結構，著重分析了這兩種典型環(huán)量控制翼型前緣駐點和分離區(qū)的流動機理。德國布倫瑞克工業(yè)大學的Jensch等[15-16]采用數(shù)值模擬的方法分析了襟翼幾何參數(shù)、襟翼偏角、吹氣縫幾何參數(shù)和吹氣頻率等設計參數(shù)對內吹式襟翼氣動特性的影響，主要目的是優(yōu)化幾何參數(shù)，提高吹氣環(huán)量控制效率。Liu 等[17-18]研究了定常/脈沖吹氣對二維雙圓弧環(huán)量控制翼型氣動特性的影響。

國內針對內吹式襟翼提升翼型低速高升力性能也開展了大量的研究。朱自強等[19]主要討論了環(huán)量控制技術的發(fā)展與研究；孔博等[20]、王妙香等[21]、陳功[22]、劉睿等[23]主要分析了襟翼幾何參數(shù)影響，并對吹氣方案進行設計優(yōu)化；姜裕標等[24-25]對非定常升力響應特性進行了研究以及實驗研究了地面效應對射流增升翼型性能的影響。

人們采用試驗或計算的方法對環(huán)量控制增升能力和流動機理進行了大量的研究，并對環(huán)量控制參數(shù)進行優(yōu)化，致力于提高環(huán)量控制效率，但對內吹式襟翼環(huán)量控制翼型流動控制特性、流場結構細節(jié)、失速特性及失速機理研究較少。本文針對某亞聲速翼型內吹式襟翼，研究不同吹氣動量下翼型的氣動特性及典型流場結構，分析不同控制階段環(huán)量控制機理及在無前緣裝置情況下失速特性、失速機理，進一步提高對環(huán)量控制技術的認識，為環(huán)量控制翼型設計、失速控制、控制策略選擇等提供參考，以推動該技術向工程領域的應用轉化。

1 算例驗證

本文采用商用軟件CFX進行計算，通過求解二維雷諾平均N-S方程，對流場進行定常數(shù)值模擬。采用格心格式的有限體積法對控制方程進行離散，空間離散采用二階迎風格式，時間推進方式采用LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss- Seidel）隱式時間推進算法，采用全湍假設，兩方程k-ω SST（Shear-Stress-Transport）湍流模型。分別采用圓弧環(huán)量控制翼型和30P30N三段翼兩個算例用于求解器精度驗證。

1.1 雙圓弧環(huán)量控制翼型

GTRI（Georgia Tech Research Institute）雙 圓 弧 環(huán)量控制翼型[13]是在GTRI 30 inch×40 inch亞聲速研究風洞開展的環(huán)量控制實驗構型之一。模型最大厚度為16%，弦長c為0.2032 m，襟翼弦長cf為0.0955c，襟翼偏角δf為30°，展長為0.762 m，射流縫寬度為0.00191c，來流馬赫數(shù)為0.0842，基于弦長的雷諾數(shù)為0.37×10?6。實驗是在自由轉捩條件下進行。實驗迎角修正從Cμ= 0時的 ?0.005°至Cμ= 0.374時的?0.056°。計算采用二維模型，幾何參數(shù)與實驗模型剖面一致，迎角為0°，來流馬赫數(shù)與實驗相同。

采用結構網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓撲，計算域為50倍弦長，翼型弦向布置380個網(wǎng)格點，展向拉伸一個網(wǎng)格尺度。二維模型網(wǎng)格單元約為2.25×105，物面第一層網(wǎng)格高度為1×10?5，滿足y+≤1，圖1為網(wǎng)格剖面圖。

圖2為0°迎角時不同吹氣動量系數(shù)下，升力系數(shù)計算值與實驗值對比。吹氣動量系數(shù)為0時，即襟翼不吹氣，由于襟翼偏角較大，翼型尾緣附近有較大范圍的分離區(qū)，采用兩方程k-ω SST湍流模型和準定常計算，很難獲得滿意的結果；吹氣動量系數(shù)小于0.16時，升力系數(shù)計算值與實驗值誤差在5%以內，計算結果與實驗結果吻合較好；吹氣動量系數(shù)繼續(xù)增加，升力系數(shù)計算值大于實驗值，誤差增加。吹氣動量系數(shù)較大時，升力系數(shù)計算值大于實驗值，主要是由以下幾方面原因：1）計算均為0°迎角，而實驗數(shù)據(jù)迎角進行修正后小于0°，且隨吹氣動量系數(shù)增加，實驗迎角逐漸減小[26]；2）對于高升力構型，模型與風洞壁面連接處產(chǎn)生的渦結構，對二維翼型的流場產(chǎn)生較大干擾[27]；3）吹氣動量系數(shù)較大時，射流面強度和射流偏角較大，這時洞壁對升力增加產(chǎn)生不利干擾。

圖2 迎角0°時GTRI翼型升力系數(shù)計算值與實驗值對比Fig. 2 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the GTRI airfoil at 0° angle of attack

下文中內吹式襟翼環(huán)量增升技術涉及的吹氣動量系數(shù)均小于0.12，屬于中小吹氣動量系數(shù)范圍，在該范圍內，認為計算結果較為可信。

1.2 30P30N三段翼

30P30N翼型是道格拉斯公司設計的三段翼，已有大量的計算和實驗研究[28]，是廣泛應用于CFD驗證的標模之一。計算網(wǎng)格如圖3，采用結構網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓撲，計算域為75倍弦長，弦向前緣縫翼布置65個網(wǎng)格點，主翼布置203個網(wǎng)格點，襟翼布置105個網(wǎng)格點，網(wǎng)格量約3.2×105，物面第一層網(wǎng)格高度為2×10?6，滿足y+≤1。計算狀態(tài)為Ma= 0.2，Re=5.0×106。

圖3 30P30N翼型網(wǎng)格剖面Fig. 3 Schematic of 30P30N airfoil mesh grid

圖4為升力系數(shù)計算值與實驗值對比，30P30N翼型的計算結果在線性段與實驗數(shù)據(jù)吻合較好，失速評估相較于實驗值略微提前。

圖4 30P30N翼型升力系數(shù)計算值與實驗值對比Fig. 4 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the 30P30N airfoil

本文采用的數(shù)值方法在模擬大分離方面存在不足，失速后襟翼上方流場存在非定常渦旋結構，定常求解時升力波動，故采用平均升力系數(shù)代表計算結果。通過對雙圓弧環(huán)量控制翼型和30P30N翼型計算值與實驗值進行對比，結果表明采用的求解器具有可滿足工程應用研究需求的計算精度和可靠性。

2 亞聲速翼型數(shù)值模擬

2.1 模型設計

取某亞聲速機翼根部10%展長處剖面翼型為計算模型，弦長縮比至1 m，最大厚度為18%，襟翼弦長cf= 0.25c，襟翼偏角δf= 60°，偏轉軸為翼型下表面75%弦長處。射流縫高度h= 0.001c，主翼尾緣壁厚d= 0.001c，射流出口位于襟翼前緣，其與偏轉軸的連線與弦線垂直，射流方向與出口處曲線相切，與弦線平行。圖5為模型幾何外形圖。

圖5 模型幾何外形Fig. 5 Geometry of prototype mode

2.2 邊界條件及參數(shù)說明

邊界條件：遠前方來流v∞= 40 m/s，認為腔內是穩(wěn)定氣源，入口邊界條件為總壓p0、 總溫T0，參考壓為來流靜壓p∞，假定腔內為一維等熵流，可得到出口名義射流速度vJet：

動量系數(shù)定義：

其中，m˙為流經(jīng)射流出口的質量流量，通過對氣源入口進行積分求得，S為翼型參考面積。計算保持射流縫高度不變，通過調節(jié)氣源入口壓力，改變壓比，進而改變出口處的氣流速度和質量流量，改變吹氣動量系數(shù)。

2.3 網(wǎng)格無關性

計算采用二維模型，展向拉伸一個網(wǎng)格尺度。使用結構網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓撲，計算域為50倍弦長，網(wǎng)格生成過程中保持物面上滿足y+≤1。分別生成兩套網(wǎng)格，網(wǎng)格量分別為2.25×105萬（翼型弦向布置380個網(wǎng)格點）和3.37×105（翼型弦向布置421個網(wǎng)格點）。圖6為網(wǎng)格拓撲結構及網(wǎng)格剖面圖。

圖6 拓撲結構及網(wǎng)格剖面Fig. 6 Schematic of mesh grid configuration

表1給出了兩套網(wǎng)格的計算結果對比。由表1可知，兩套網(wǎng)格的計算精度相當，為減小計算量，選擇第一套網(wǎng)格進行計算。

表1 網(wǎng)格無關性研究Table 1 Study on Computational grid

3 結果分析

3.1 內吹式襟翼氣動力特性分析

圖7給出了迎角0°下翼型升力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)變化曲線，由圖可知，升力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)增加非線性變化。根據(jù)控制效果和控制機理，把吹氣控制區(qū)分成兩段，附面層分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)，交界處吹氣動量系數(shù)定義為臨界吹氣動量系數(shù)。本算例臨界吹氣動量系數(shù)為0.031，臨界吹氣動量對應的升力系數(shù)為3.8985，與不吹氣情況相比，升力增加125%。

圖7 0°迎角下翼型氣動力特性Fig. 7 Aerodynamic characteristics of airfoil at 0° angle of attack

升力系數(shù)增量與吹氣動量系數(shù)的比值定義為增升效率，用來衡量吹氣控制增升效能。圖8為0°迎角下，環(huán)量控制增升效率曲線。由圖看出，臨界吹氣動量系數(shù)對應的增升效率最高，約為70；吹氣動量系數(shù)小于臨界值，增升效率增加；吹氣動量系數(shù)大于臨界值，增升效率下降。在設計翼型的時候，可以根據(jù)目標升力系數(shù)合理選擇襟翼幾何參數(shù)，使得設計狀態(tài)出現(xiàn)在臨界狀態(tài)右側附近，提高控制效率，同時留有足夠的安全余量。

圖8 0°迎角增升效率曲線Fig. 8 Efficiency of lift for different blowing momentum coefficient Cμ,α= 0°

對主翼和襟翼上的升力進行分部積分，分析吹氣作用下，主翼和襟翼上的升力系數(shù)增量變化。圖9為主翼和襟翼上的升力增量隨吹氣動量系數(shù)變化曲線，其中實線表示部件升力增量，虛線表示部件升力增量占總升力增量的百分比。吹氣動量系數(shù)0.031，主翼和襟翼上的升力增量分別為1.7009、0.4639，占比分別為78.6%和21.4%；吹氣動量系數(shù)為0.088時，主翼和襟翼上的升力增量分別為2.7342、0.81，占比分別77.1%和22.9%?？梢娛┘哟禋庾饔煤?，翼型升力增加主要來自于主翼上環(huán)量升力增加，其貢獻了約78%的升力增量，襟翼上由于射流偏轉產(chǎn)生的升力增加僅占約22%，且各自所占比例隨吹氣動量系數(shù)變化較小。

圖9 主翼與襟翼升力增量分布Fig. 9 Lift incremental distribution on main foil and flap

表2給出了超環(huán)量控制階段不同吹氣動量系數(shù)下焦點相對位置。由表可以發(fā)現(xiàn)，吹氣動量系數(shù)增加，翼型氣動中心位置后移。與臨界狀態(tài)相比，吹氣動量系數(shù)0.073時升力系數(shù)增加了29.4%，氣動中心位置后移1.4%c。

表2 吹氣對焦點相對位置的影響研究Table 2 Variation of position of aerodynamic center with different blowing momentum coefficients

3.2 內吹式襟翼增升機理分析

圖10給出了不同吹氣動量系數(shù)下的表面壓力系數(shù)分布，當吹氣動量系數(shù)為0時，翼型上的壓力分布比較平緩，由于襟翼上存在大分離，因此翼型前緣負壓峰值小。施加吹氣控制后，翼型壓力面壓力系數(shù)變化較小，吸力面壓力系數(shù)發(fā)生明顯變化，但壓力分布形態(tài)相似：整個吸力面上負壓絕對值均有顯著增加，在翼型中段表面曲率較小的地方增加較少，主翼前緣和襟翼前緣表面曲率較大的地方增加更多，出現(xiàn)吸力峰值；隨吹氣動量系數(shù)增加，吸力峰值繼續(xù)增加。

圖10 不同吹氣動量系數(shù)下壓力系數(shù)分布Fig. 10 Pressure coefficient distributions for different blowing momentum coefficient Cμ

壓力系數(shù)變化反映的是流動形態(tài)的變化，整個翼型上表面、主翼前緣和襟翼前緣負壓絕對值增加，說明高速射流除了有增加襟翼附面層能量，吹除襟翼上分離流動的作用，還通過對繞主翼附面層低速流體的卷吸作用，增加繞主翼流動速度和前緣上洗，提高背風面和前緣吸力進而增加升力。

圖11給出了翼型繞流2條特殊的流線，一條止于駐點，稱之為駐點處流線，一條始于尾緣，稱之為尾緣處流線。隨著吹氣動量系數(shù)增加，前緣駐點后移，上洗作用增強，翼型的有效迎角更大；隨著吹氣動量系數(shù)增加，尾緣流線與來流夾角越來越大，射流沿著襟翼尾緣壁面的切線方向流動形成虛擬型面，對下翼面流動的阻滯作用增強，翼型環(huán)量增加，升力增加。

圖11 前緣駐點流線和尾緣處流線Fig. 11 Leading edge stagnation point streamlines and trailing edge streamlines

3.3 襟翼上典型流動結構分析

圖12為臨界吹氣動量系數(shù)下襟翼上典型流動結構，流場為準定常附著流動[29]。分別在射流出口的上邊界和70%弦長處主翼附面層的外邊界劃流線，分別表示射流的外邊界和主翼附面層尾跡的外邊界，這兩條流線將襟翼上的流動劃分為3個區(qū)域，射流區(qū)、主翼附面層尾流區(qū)和外流區(qū)。第一條流線與襟翼壁面之間的區(qū)域為射流區(qū)，兩條流線之間的區(qū)域為繞主翼流動附面層尾跡區(qū)，尾跡區(qū)的外側為外流區(qū)。其中主翼附面層尾跡區(qū)又可以根據(jù)速度大小劃分為混合區(qū)和低速尾流區(qū)。在襟翼90%弦長處沿壁面法線方向劃一條直線，長度為0.04c，以確定射流邊界和主翼附面層尾跡外邊界在90%弦長處壁面法線上的位置。

圖12 襟翼上典型流動結構圖，Cμ = 0.031Fig. 12 Flow structure over flap at Cμ = 0.031

射流區(qū)主要是射流出口噴出的高速射流流經(jīng)的區(qū)域，速度較高，由于壁面摩擦，靠近壁面處速度較低，沿壁面外法線方向，速度越來越高。主翼尾跡區(qū)的流體主要是繞主翼流動附面層內的流體，從射流邊界沿壁面法向向外看，速度先減小，后增加，呈非對稱“V”字形分布，即兩側高，中間低。主翼附面層尾跡中最靠近壁面的流動區(qū)域，與高速射流發(fā)生摻混、受射流卷吸，流動速度增加最明顯，把該區(qū)域定義為混合區(qū)，即“V”字形的近壁面一側高點區(qū)域?；旌蠀^(qū)內的速度沿壁面外法線方向逐漸減小，射流外邊界定義為混合區(qū)的內邊界，混合區(qū)外側與主翼附面層流動外邊界速度相同的位置定義為混合區(qū)的外邊界。繞主翼附面層流動中間區(qū)域受射流和外流影響都較弱，能量最低，速度最小，此區(qū)域即是“V”字形分布的中間低點；繞主翼附面層最外側的區(qū)域，受外流影響，沿壁面外法線方向速度逐漸增加，此為“V”字形分布的遠壁面一側高點。主翼附面層尾跡區(qū)以外的流動區(qū)域為外流。

圖13為翼型90%弦長位置沿壁面法線無量綱切向速度分布。與圖12對應，沿壁面外法向把流動分為4個區(qū)域，依次為射流區(qū)、混合區(qū)、低速尾流區(qū)和外流區(qū)?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨吹氣動量系數(shù)增加，射流區(qū)速度越來越高，但射流高度越來越??；主翼附面層尾跡區(qū)范圍逐漸減小，其中混合區(qū)范圍增加，速度也有較大提高，而低速尾跡區(qū)范圍減小，甚至消失；外流越來越靠近壁面。

圖13 90%弦長位置無量綱速度剖面Fig. 13 Dimensionless velocity profiles at the 90% chord location of airfoil

射流區(qū)范圍減小，是由于吹氣動量增加，根據(jù)柯恩達效應，內外壓差加大，進一步將射流壓向壁面，根據(jù)射流自相似性，隨著吹氣動量增加，在射流下游90%弦長位置，射流與壁面之間的距離逐漸減??；主翼附面層尾跡減小同理，內外壓差加大進一步將尾跡流壓向壁面；吹氣動量增加，射流速度與主翼附面層尾流之間的速度梯度增大，加之內外壓差加大，射流與附面層尾跡之間的摻混增強，有更多的能量傳遞至尾流中，使得混合區(qū)的范圍增加，速度更高，低速尾跡區(qū)的范圍減小，甚至消失。

隨吹氣動量系數(shù)增加，主翼附面層尾跡更靠近壁面，反映的是柯恩達效應增強，內外壓差增大，將流動進一步壓向壁面；主翼附面層尾跡區(qū)范圍更小，速度更高，說明其抵抗分離的能力增強。從襟翼上流動結構隨吹氣動量系數(shù)變化規(guī)律，也可以更好的理解吹氣襟翼增升控制機理。

3.4 失速特性分析

圖14為不同吹氣動量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線。在計算吹氣動量系數(shù)范圍內，失速迎角先減小后增加，總趨勢是減小。

圖14 不同吹氣動量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig. 14 Lift coefficient in function of angle ofattack for different Cμ

在附面層分離控制區(qū)，射流能量不足無法始終附著在襟翼上表面。小迎角時，射流與襟翼之間存在分離流動，射流與外流附著在一起，見圖15（a）。隨迎角增加，前緣吸力峰值增加，附面層動量損失厚度增加，由圖16襟翼上分離點之前剖面的切向速度分布可以看出，射流與外流之間的附著效應減弱，Cμ= 0.011時，10°迎角下，射流附著在襟翼上表面，受射流效應直接影響、動量較大的尾跡仍然與射流附著，動量較小的尾跡與射流分離，因此射流對外流的動量傳遞減弱，外流發(fā)生流道擴張，出現(xiàn)回流區(qū)，見圖15（b），翼型失速。

圖16 分離點之前的切向速度分布，Cμ = 0.011Fig. 16 Velocity profiles before separation point,Cμ = 0.011

隨吹氣動量系數(shù)增加，射流能量增強，改善了柯恩達效應，襟翼上分離區(qū)減小，見圖15（c），分離點向襟翼尾緣移動。相同迎角下，頭部吸力峰值更高，因此在較小迎角下，射流就與外流發(fā)生分離，形成回流區(qū)，失速提前。圖17給出了最大升力系數(shù)對應迎角下的壓力系數(shù)分布。由圖可以發(fā)現(xiàn)，在失速迎角附近，翼型頭部吸力峰值幾乎相同。

圖15 內吹式襟翼不同吹氣動量系數(shù)失速過程下馬赫數(shù)云圖和流線圖Fig. 15 Ma contour and streamlines under the stall process of internal blown flap for different blowing momentum coefficient

圖17 不同吹氣動量下最大升力對應迎角的壓力分布Fig. 17 Pressure distribution at different angle of CLmax

在超環(huán)量控制區(qū)，射流始終附著在襟翼上表面。與附面層分離控制區(qū)相比，有更多的射流動量傳遞至外流，因此較小迎角下，外流仍然與射流附著。隨著迎角增加，襟翼上方發(fā)生急劇的流道擴張，速度迅速降低，出現(xiàn)回流區(qū)，如圖15（f 、g），翼型失速。增加吹氣動量，增強柯恩達效應，提高了使外流附著流動的能力，如圖15（i 、j），同時有更多的射流能量傳遞到外流，外流有更多的能量克服逆壓梯度，因此失速推遲。

4 結論

通過對60°偏角下某無縫襟翼在吹氣控制下的二維流場進行數(shù)值模擬，分析其在不同吹氣動量系數(shù)下的氣動特性、流場結構和失速特性，獲得以下結論：

1）隨吹氣動量系數(shù)增加，升力系數(shù)非線性變化，增升效率先增加后減小，在臨界吹氣動量系數(shù)下，內吹式襟翼由非定常分離流動轉變?yōu)闇识ǔ８街鲃?，增升效率最高，約為70；

2）施加吹氣作用后，翼型升力增加主要來自主翼上環(huán)量升力增加；隨吹氣動量系數(shù)增加，翼型氣動中心后移；

3）不同的吹氣控制階段，增升機理不同。在附面層分離控制區(qū)，射流主要起到柯恩達效應的作用，通過吹除襟翼上分離流動增加升力；在超環(huán)量區(qū)，主要是射流效應，形成不可穿透射流面，改變襟翼有效長度，增加升力；

4）隨著吹氣動量系數(shù)的增加，翼型升力增加，但是失速迎角先下降后略有增加，翼型在小迎角時就可能發(fā)生失速，增加升力并延遲失速迎角是低速飛行安全的重要保證，故可設計前緣下垂裝置來延緩失速，也可考慮在前緣采用主動邊界層控制來延遲失速，但額外的吹氣會降低系統(tǒng)效率，需進一步研究。