优化孔口设计的合成射流：低速翼型分离控制提升策略

本文主要探讨了不同孔口构型合成射流激励器在低速翼型分离控制中的应用和影响。作者林彦良、刘艳明和李智慧来自北京理工大学宇航学院，他们针对大攻角20°下的NACA0015翼型，采用数值模拟的方法深入研究了四种不同的孔口构型——凸台型、凹台型、斜出口和常规平台型，以评估这些构型对合成射流流动控制性能的影响。 研究的重点在于理解孔口设计如何影响翼型的气动力特性，特别是脱落旋涡的形成和发展。通过在翼型前缘10%、20%和30%弦长位置安装合成射流激励器，研究人员发现20%弦长位置的效果最为显著。他们发现，当射流孔口朝着飞行方向倾斜时，控制效果最为理想。这种构型下，射流与主流的混合增加了边界层的动能，提高了其抵抗逆压的能力。此外，由于喷出气流与主流的夹角较小，混合后的气流方向接近主流，这有效地抑制了边界层分离，甚至有可能实现其消除。 关键词"合成射流"、"分离控制"、"激励器"、"流动控制"和"涡结构"表明了文章的核心关注点，即利用合成射流作为主动控制手段来改善翼型的稳定性，减少分离，提高整体空气动力学性能。该研究不仅有助于深入理解合成射流技术在航空领域的具体应用，也为未来翼型设计和低速流动控制提供了有价值的参考依据。这篇文章对提升飞行器在极端条件下的性能具有重要的理论价值和实际意义。