空气动力学学报

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《空气动力学学报》2020年5期pdf合集

2020, 38(5): .

摘要(70) PDF(89)

摘要:

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航空航天CFD物理模型和计算方法的述评与挑战

阎超, 屈峰, 赵雅甜, 于剑, 武从海, 张树海

2020, 38(5): 829-857. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0072

摘要(736) HTML (163) PDF(2014)

摘要:
CFD（computational fluid dynamics）在航空航天中的应用发展迅速、成效斐然，成为飞行器研制和空气动力学研究的重要手段。但另一方面，CFD在物理模型和计算方法等核心理论上的进步却显得步履蹒跚。为此，本文聚焦CFD在航空航天中的应用，从湍流模型、转捩模型、通量求解方法以及高阶格式等CFD关键问题评述其发展现状及面临的挑战。在湍流模型中，重点论述了常用的线性涡黏性模型的现状和特性，尤其是其不足，对比分析了更复杂的雷诺应力模型。在转捩模型中，主要包括低雷诺数湍流模型、间歇因子转捩模型和层流动能转捩模型等，重点介绍了各类模型的发展历程、构造方式和适用范围。在通量求解方法中，重点关注迎风通量格式，论述其在解决激波异常、overheating、全速域模拟、多维流动等问题方面的发展现状。在高阶格式中，主要关注WENO和DG等格式，论述其在计算精度、时间求解、激波捕捉、计算效率等性能方面的现状和问题。最后针对上述方向给出了简要总结和未来发展的建议等。

超声速飞行器声爆/气动力综合设计技术研究

刘刚, 黄江涛, 周铸, 陈作斌, 高正红, 钟世东, 肖涵山

2020, 38(5): 858-865. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0051

摘要(121) HTML (49) PDF(98)

摘要:
低声爆气动外形设计是超声速民机研发的一项关键技术。基于笛卡尔无黏求解器进行了典型民机构型的低声爆设计选型，主要研究了机身轴线弯曲度、机翼平面形状、机身截面积特征等因素对近场过压分布的影响，最终选型出一种超声速飞机气动布局。在此气动布局基础之上，结合自主研发的流场/声爆耦合伴随优化设计软件AMDEsign，在指定的低噪声水平声爆信号的条件下，通过对远场声爆信号进行高效反设计，实现了超声速低声爆气动外形的大规模设计变量数值优化，感觉噪声级大幅度降低，分析了外形变化对声爆抑制作用以及近场波系形态，同时也验证了综合设计技术的有效性。

低温风洞自抗扰控制研究

刘为杰, 何帆, 杨国超

2020, 38(5): 866-873. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0160

摘要(102) HTML (24) PDF(50)

摘要:
低温风洞总温、总压和马赫数三者之间具有强耦合，流场容易受到干扰，并且流场的精确数学模型难以获得，这些给高性能的流场控制器的设计带来了困难。自抗扰控制具有不依赖被控对象精确模型、抗干扰能力强、算法简单便于工程应用等优点。为此，本文基于自抗扰控制原理设计了低温风洞流场控制策略。采用自抗扰控制，将总温、总压和马赫数三个通道之间的耦合、流场建模误差、系统的参数摄动和外界干扰等视为总干扰，通过扩张状态观测器将总干扰估算出来并进行前馈补偿，一方面实现总温、总压和马赫数的解耦控制，另一方面提高流场的抗干扰能力。研究以NASA 0.3 m TCT风洞为对象，在Matlab/Simulink平台上搭建该风洞流场自抗扰控制模型，并进行了仿真分析。结果表明：自抗扰控制能够很好地实现总温、总压和马赫数的解耦控制，在系统参数具有较大摄动的情况下仍然能够保持良好的控制性能，表现出了良好的抗干扰能力。

过载对固体发动机凝相粒子运动的影响分析

王立武, 赵朝坤, 田维平, 郭运强

2020, 38(5): 874-879. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0193

摘要(102) HTML (35) PDF(52)

摘要:
为了获得过载对固体发动机凝相粒子运动规律的影响，采用理论分析和数值仿真相结合的方法，分析了不同过载条件下凝相粒子运动及壁面粒子浓度分布情况。结果表明，横向过载将改变粒子的运动轨迹，引起粒子在发动机内部停留时间的增加；在过载条件作用下，燃烧室筒段壁面和喷管收敛段壁面均存在粒子浓度局部增大的区域，呈现多峰分布现象；不同横向过载、轴向过载条件通过改变粒子的偏转方向和随流性，最终导致燃烧室壁面和喷管收敛段壁面粒子浓度的改变。

飞秒激光电子激发标记测速方法及其在超声速射流中的试验验证

朱志峰, 李博, 高强, 李中山, 陈爽, 陈力, 杨富荣

2020, 38(5): 880-886. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0150

摘要(89) HTML (33) PDF(47)

摘要:
为了研究飞秒激光电子激发标记测速方法在超声速流场中的适用性，利用该技术进行了超声速速度场的测量与二维轴向速度场重建的研究。将飞秒激光激发流场空气中的氮气分子作为示踪分子，示踪分子随流场移动并发出荧光，通过测量示踪分子所发出的荧光信号在固定时间内的位移来进行测速。运用该技术研究了轴对称的超声速自由射流的速度场分布情况，获得了超声速射流的轴向速度变化和不同高度速度的一维分布，在此基础上重建了超声速射流的二维轴向速度场，并给出了速度测量误差。

地面效应对射流增升翼型性能影响实验研究

姜裕标, 王万波, 赵光银, 赖庆仁, 车兵辉

2020, 38(5): 887-895. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0101

摘要(154) HTML (59) PDF(64)

摘要:
采用射流控制可以有效增加飞机升力、改善起降性能，而地面效应是分析飞机起降性能必须要考虑的因素。为了研究地面效应对射流增升翼型气动性能的影响，通过表面压力测量和PIV流场测量，详细对比研究了无射流条件下基本翼型、定常射流控制翼型及脉冲射流控制翼型在地面效应影响下的气动性能和流场特性。研究表明：受地面效应影响，基本翼型和射流增升翼型升力线斜率降低，升力减小，失速提前；有无地面效应时，脉冲射流的增升效果都大于定常射流；相同的射流动量系数下，距地越近，分离控制效果越差，升力也越小。

一种变体尾翼的气动-隐身特性研究

马晓永, 苏继川, 钟世东, 黄勇, 张诣

2020, 38(5): 896-900. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0173

摘要(103) HTML (36) PDF(68)

摘要:
飞翼布局具有较好的气动和隐身性能，但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机，提出了多功能变体尾翼概念，可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式，以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题，同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究，以及风洞、微波暗室试验验证，表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例，尾翼打开45°后，偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004，航向稳定性明显得到改善；马赫数0.9和2.0时，尾翼上反打开45°后，焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长；隐身特性方面，尾翼打开时隐身性能有所下降，尤其是对“垂直-垂直”极化影响较大，雷达散射面积峰值视角变宽，平均高出约5 dB（X~Ku频段）。对于小展弦比变体飞翼布局方案，提出的多功能变体尾翼概念较好地解决了飞翼横航向稳定性及控制问题，具有一定的应用价值。

考虑二次本构关系的湍流模型对翼身组合体阻力预测的影响分析

赵辉, 张耀冰, 陈江涛, 马明生

2020, 38(5): 901-907. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0170

摘要(113) HTML (35) PDF(36)

摘要:
使用自行发展的MFlow求解器对第六届AIAA阻力预测会议的翼身组合体外形进行了数值模拟研究。在文章中着重对比了线性涡黏模型和考虑二次本构关系的湍流模型的数值模拟结果，并与试验结果进行了比较。研究发现，考虑二次本构关系的湍流模型能够比较准确地预测翼身组合体的气动特性，而线性涡黏模型从迎角3.5°开始，高估了翼身结合处的分离流动，导致预测的气动力与试验结果差异较大。对翼身结合处局部流动和压力分布的详细分析，展示了两种模型预测的气动特性差别很大的原因。

城市环境下大气流动CFD缩尺模拟方法

潘无忌, 汪新, 赵冰春

2020, 38(5): 908-914. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0229

摘要(113) HTML (33) PDF(46)

摘要:
针对当前城市微气候CFD数值模拟计算开销过大的问题，通过引入相似理论改进模型以适应现有计算平台的运行环境。基于相似理论构筑了考虑对流传热和传导传热情况下大气流动的CFD缩尺模拟方法，即通过同名相似准则相等的原则构建虚拟流动介质用于缩尺模拟的计算，从而使缩尺模拟与足尺现象之间的相似性得到保证，并构筑了相应的相似边界条件。以住宅小区为原型，分别设计出对应的足尺模型和缩尺模型进行了相似模拟比较研究。结果表明：本文发展的CFD缩尺模拟方法能够很好地保证与足尺流动现象的相似性，可以达到减小计算开销的目的。研究所提出的城市微气候CFD数值模拟新方法将有助于将相似理论发展成为大型计算机工程仿真模拟的指导性理论之一。

台风过境全过程大型风力机风荷载特性

王浩, 柯世堂, 王同光

2020, 38(5): 915-923. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0108

摘要(146) HTML (43) PDF(54)

摘要:
台风结构的复杂性导致当处于不同台风生命周期时风力机的风荷载特性差异巨大，目前针对风力机台风过境全过程风荷载的研究尚属空白。本文在总结国内外台风实测研究成果的基础上，提出了一种针对风力机的台风过境全过程风场模拟方法。以美国可再生能源实验室5 MW风力机为例，系统研究了台风过境全过程大型水平轴风力机的风荷载分布特性。结果表明，本文搭建的风力机台风过境全过程风场模拟方法可有效重现台风过境时风力机的全过程风荷载特征。台风眼壁干扰阶段的风力显著大于其它台风过境阶段，需要注意的是，台风眼过后的后眼壁阶段的台风影响仍然十分显著，叶片和塔架的弯矩极值分别达到前眼壁阶段的92.83%和93.97%。此外，研究发现台风外围干扰阶段（前后）和台风眼影响阶段的塔筒底部以纵向弯矩为主，而眼壁干扰阶段存在横风向弯矩占据主导地位的情况，大型风力机抗台风设计的关注点应与正常停机工况区别对待。本文研究结论可为进一步研究大型风力机抗强台风设计提供数据输入和参考依据。

泛亚汽车缩比模型风洞性能与气动实验

尹章顺, 陈彩龙, 王夫亮

2020, 38(5): 924-931. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0032

摘要(101) HTML (47) PDF(46)

摘要:
泛亚汽车缩比模型风洞于2018年12月份建成并投入运营，为汽车造型前期的空气动力学研究提供了有力的工具，是国内主机厂首个汽车缩比模型的专业风洞，也是世界上先进的汽车缩比模型风洞，将提升泛亚的整车气动性能开发能力。该风洞设计为40%的缩比模型风洞，采用3/4开口喷射的回流式流道。试验段采用双半径转台，使模型更加靠近高流场品质的喷口，并有效减小了试验段的空间；试验台可在±30°横摆角范围内旋转，用于模拟路面汽车的横向风影响；高精度的六分量测力天平保证了精确的气动力测试；天平系统上集成了五带路面模拟系统，其中中央移动不锈钢带用于模拟汽车行驶的路面相对运动并减少地面附面层影响，其他四带为聚合物，用于驱动车轮高速旋转。边界层移除系统包括近喷口地面处的一级水平抽吸、转盘前缘上游的二级抽吸以及转盘前的三级吹气口，用于有效控制地面附面层的影响。智能的移测及模型定位系统为流场测量和模型的快速移动提供了准确、快速的定位。通过调试和标定，风洞流场品质满足设计要求，轴向静压梯度、压力波动等性能指标好于其他同类风洞。与同济大学的上海地面交通工具风洞中心对标结果一致，偏差不超过1%。

基于并联机构构型的新型CTS试验技术

董金刚, 魏忠武, 赵星宇, 谢峰, 秦永明, 马汉东

2020, 38(5): 932-937. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0128

摘要(91) HTML (37) PDF(39)

摘要:
捕获轨迹试验（CTS）技术是研究机弹分离安全性的有效手段，六自由度机构是CTS试验系统的核心组件。相比串联机构，并联六自由度机构具有定位精度高、机构刚度高以及承载能力强等优势。本文将并联机构应用到CTS风洞试验技术中，在风洞空间尺寸等条件约束下，对并联式六自由度机构构型以及结构参数进行设计，给出六自由度机构的位姿反解方程，评估了并联六自由度机构的运动空间，并对机构定位精准度进行了地面测试。CTS试验系统风洞试验验证结果表明：并联式CTS六自由度机构定位精准度高，CTS风洞试验数据重复性良好，试验系统运行稳定，不同马赫数下试验结果规律性良好。

超燃燃烧室小肋片/气动斜坡结构组合研究

杨宇, 吴达, 王应洋, 李旭昌, 张保山

2020, 38(5): 938-947. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0119

摘要(112) HTML (34) PDF(41)

摘要:
为设计出一种能有效增强掺混、提高燃烧效率的燃料喷注方案，首次将锥形肋片与气动斜坡进行结构组合研究，并对小肋片/气动斜坡不同组合方式冷、热流场进行数值模拟，分析结果发现：与传统的气动斜坡喷射相比，多肋片展向组合后方喷射能取得较为理想的掺混效果，并且不会带来较大总压损失；引入燃气发生器后，肋片的掺混增强效果得到明显提升。改善后的喷射方案能提高约9%的燃烧效率。

“分离流、旋涡和流动控制”专栏简介

2020, 38(5): 948-948.

摘要(56) HTML (92) PDF(65)

摘要:

基于卷积神经网络的合成双射流控制机翼分离流场识别与参数优化

赵志杰, 罗振兵, 邓雄

2020, 38(5): 949-956. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0109

摘要(128) HTML (50) PDF(84)

摘要:
为进一步拓宽合成双射流（DSJ）技术在翼型分离流动控制领域的工程应用，采用数值模拟的方法，研究了DSJ对分离流的控制机理与控制规律，构建控制参数向量与气动参数之间的RBF神经网络代理模型，通过改进的粒子群算法（PSO）搜索一定约束下所能达到的最佳气动参数，并搭建Inception-V3卷积神经网络模型对平均速度场所对应的控制参数进行识别，以实现根据目标流场调整激励器参数，使其气动性能达到最优的目的。结果表明：DSJ对分离流的控制机理包括：动量注入效应、涡掺混效应、抽吸效应；射流控制参数对控制效果有较大影响，迎角为16°~21°时，无量纲控制频率F⁺在0.5~4.0范围内都具有较好的控制效果，迎角为22°~24°时，最佳无量纲控制频率为3~4，同时动量系数越大，增升减阻效果越明显；RBF神经网络具有良好的泛化能力，测试误差不超过17%；PSO优化结果显示，在16°≤α≤24°、0 < F⁺ < 4、0 < C_μ < 0.0954约束内，翼型所能达到的最大升力系数为1.793，最小阻力系数为0.013；Inception-V3模型在测试算例中的均方误差最大为0.1023，模型预测得出的控制向量所对应的速度场与原始速度场在小失速迎角下一致性较好，在大失速迎角下一致性较差。

背风面合成射流作用下方柱绕流统计特性

曲嫄, 王晋军

2020, 38(5): 957-963. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0035

摘要(152) HTML (30) PDF(66)

摘要:
为了研究方柱背风面施加狭缝合成射流对流场统计特性的影响规律，采用时间解析的粒子图像测速技术测量了合成射流雷诺数Re_Uj=45时，无量纲激励频率f_e/f₀和无量纲冲程L₀/w组合作用下的方柱绕流流场。研究结果表明：合成射流会在方柱背风面诱导产生新的回流区，改变了尾迹流场的拓扑结构、雷诺应力分布、速度分布和阻力特性等；发现存在一个无量纲激励频率和无量纲冲程的优化组合，使合成射流减阻效果最佳。在本实验条件下得到（f_e/f₀，L₀/w）=（4.0，36.3）时，最大减阻率可达53.7%，此时，对应的尾迹区速度亏损恢复更快、速度脉动水平更低、回流区更长。

基于伴随方法的方腔噪声主动控制研究

李博, 张彭俊燚, 万振华, 孙德军

2020, 38(5): 964-970. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0112

摘要(120) HTML (34) PDF(123)

摘要:
基于伴随方法的梯度求解具有与设计变量数目无关的特点，适合多参数、高维度的优化控制。本文基于伴随方法对非定常二维可压缩方腔流致噪声开展了初步的主动控制研究，其长深比L/D=2，基于深度的雷诺数（Re）为3000。同时，为了实现长时域的流动控制，引入预测控制技术提高伴随过程的稳定性，成功实现对长时域流动噪声的主动控制。方腔上方的剪切层由于Kelvin-Helmholtz不稳定性快速增长，卷起的旋涡会撞击到后拐角从而产生强的噪声辐射。在开展方腔噪声控制之前，首先开展了流场对后拐角附近激励的敏感性分析，结果表明后拐角压力振荡对方腔前缘边界层附近区域非常敏感。因此，在方腔前缘边界层附近区域基于伴随方法施加了二维时空变化的体积力，并成功降低了噪声辐射。结果表明当前的主动控制改变了近场声源区压力振荡分布，在全辐射方向上抑制了噪声，总声压级最大降幅约2 dB。

直升机与舰船耦合流场的旋涡与分离特性

苏萁, 王逸斌, 赵宁

2020, 38(5): 971-979. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0002

摘要(93) HTML (28) PDF(70)

摘要:
直升机的舰面起降安全性问题一直受到广泛关注，舰船尾流和旋翼涡流的相互干扰耦合，对舰载直升机的操纵产生了极大威胁。为了克服稳态计算和动量源法的局限性，采用重叠网格法模拟旋翼的转动，对直升机舰面悬停和下降过程中的非定常耦合流场进行了数值计算。结果表明，重叠网格法能够更准确地捕捉旋翼涡流场的细节。直升机舰面悬停过程中，旋翼拉力系数逐渐收敛并表现为稳定的周期性波动，桨尖涡呈螺旋状脱落，与机库后方回流区及舷涡发生干扰，流场的非定常效应明显；直升机着舰过程中，回流区的再附点先向舰尾方向移动然后逐渐向舰首方向移动，桨尖涡与舰面旋涡的挤压碰撞加剧，使得旋翼拉力系数产生显著振荡，耦合流场的湍流度急剧增加且振荡幅度越来越大，加大了着舰的风险性。

合成湍流对空腔流动RANS-LES混合模拟结果的影响

郭启龙, 李辰, 刘朋欣, 孙东, 张涵信

2020, 38(5): 980-988. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0079

摘要(140) HTML (33) PDF(74)

摘要:
合成湍流作为一种能够有效抑制“灰区”问题的手段，在RANS-LES混合模拟中得到了广泛应用。由于空腔流动中存在主导的自持振荡机制，添加合成湍流对其RANS-LES混合模拟结果的影响目前还不明确。本文详细比较了合成湍流对马赫数0.6空腔流动的分区和非分区混合模拟带来的影响：对于剪切层，合成湍流显著增加了旋涡结构的三维特性和湍动能的大小；对于腔内的流动，添加合成湍流增大了后壁附近环流区的尺寸，进而降低了靠近后壁区域的剪切层动量厚度和平均压力分布，模拟结果更接近实验数据。合成湍流的使用会诱导产生更高频的模态，但是对Rossiter模态基本没有影响。通过对不同位置展向波数谱的比较，发现合成湍流对模拟结果的影响是通过改变腔内流动的三维机制而产生的。对比研究说明，如果主要关注流动的三维特性（如展向失稳模态），则来流边界层中的合成湍流脉动将对空腔流动的RANS-LES混合模拟结果有重要影响。

基于主动吸吹气的圆柱绕流控制

陈文礼, 郭艳娇

2020, 38(5): 989-995. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0005

摘要(148) HTML (71) PDF(103)

摘要:
针对圆柱流动控制，分别设计了在圆柱前后驻点吹气、前驻点吸气后驻点吹气、前驻点吹气后驻点吸气、前后驻点吸气四种吸吹气方案。对Re=300的二维圆柱绕流无控工况、有控工况进行大涡模拟，通过对其气动力参数、表面压力分布及尾流场特性等分析比较，发现圆柱前后驻点吹气、前驻点吸气后驻点吹气两种方案由于后驻点吹出气流起到阻隔尾流旋涡的作用，能够显著抑制升力脉动。当U_s-b/U=1时，升力脉动减小可达到92%以上。同时发现在圆柱前驻点吹气使圆柱前端趋于流线型，正压区压力显著减小，具有显著减阻效果。

高空侧向喷流干扰效应数值研究

赵弘睿, 龚安龙, 刘周, 杨云军

2020, 38(5): 996-1003. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0017

摘要(163) HTML (42) PDF(250)

摘要:
采用基于组分掺混模型的高空低密度环境下的侧向喷流数值模拟方法，针对锥柱裙导弹外形开展了典型高空高速飞行环境下的侧向喷流干扰效应研究。通过研究喷管出口压力、飞行高度和来流迎角等因素对于喷流干扰效应的影响，获取了相关流动结构特征和喷流干扰力/力矩放大因子的变化规律。研究结果表明，喷流干扰效应对喷流出口压比和来流迎角比较敏感。随着压比的增加，壁面附近的流动分离干扰先减弱后增强，而空间流动干扰则不断增强；迎角增加导致背风面的壁面与空间喷流干扰区前移，而随着喷管出口压比的增大，迎角的影响不断减弱。研究结果可对工程型号的喷流控制设计和分析提供参考。

鸭翼对BWB飞机低速纵向气动特性的影响

夏明, 袁昌运, 巩文秀, 郑建强, 郑遂

2020, 38(5): 1004-1010. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0004

摘要(106) HTML (49) PDF(121)

摘要:
采用近距鸭翼的概念以解决翼身融合布局（BWB）飞机低速低头力矩过大问题，通过对带有不同安装位置和平面形状鸭翼的BWB飞机开展数值模拟研究，分析低速下鸭翼影响BWB飞机气动性能的流动机理，以及升力和力矩方面的收益。研究表明：在大迎角下，鸭翼使BWB飞机内翼段在涡核破裂后仍能形成稳定的集中涡并保持较高强度，增加BWB飞机本身的失速迎角，提升了该布局大迎角下的升力以及抬头控制能力；且鸭翼对BWB布局飞机气动性能的影响与鸭翼位置及其形状紧密相关，相对位置较高的鸭翼可以与BWB飞机本体之间产生更为有利的干扰，达到增升与抬头效果，而鸭翼后掠角越小，越有助于提升BWB飞机的纵向操纵及配平能力。该研究成果可为BWB飞机在未来民机领域的预研和发展提供一定的理论参考。

跨声速抖振锁频状态下的自适应控制方法

王旭, 任凯, 高传强, 孔轶男, 张伟伟

2020, 38(5): 1011-1016. doi: 10.7638/kqdlxxb-2020.0085

摘要(151) HTML (72) PDF(85)

摘要:
跨声速流固耦合控制是气动弹性研究领域备受关注的研究分支，然而，由于锁频现象耦合模式的复杂性，针对该条件下的行之有效的流固耦合控制方法目前还不多见。考虑到抖振中锁频状态本质上为流动模态与结构模态的失稳，难以通过单一的控制律进行抑制。因此，提出了一种多反馈回路的无模型自适应控制方法，通过引入结构位移与气动力响应数据，结合无模型自适应控制方法，对马赫数0.7、迎角5.5°这一典型抖振状态下的流固耦合模型进行仿真状态下的闭环控制研究。结果表明通过引入结构与气动输出作为控制参数，可以对锁频失稳模式进行有效抑制，通过控制模式的切换，可以对锁频状态下的翼型流动、结构失稳进行控制。

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2020年第38卷第5期

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