何玉娟，雷玉昌，張登成，*，張艷華，周章文

（1.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安 710038； 2.中國(guó)人民解放軍 95034部隊(duì)，百色 533601）

迄今為止，國(guó)內(nèi)外的主流飛行器仍然采用控制舵面作為氣動(dòng)力的控制部件，但是傳統(tǒng)的控制舵面存在一系列問(wèn)題［1］，其中包括：結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加、隱身性能差、工作噪聲大、控制舵面的偏轉(zhuǎn)存在嚴(yán)重的安全隱患，不僅降低了飛機(jī)的可維護(hù)性和使用效率，還嚴(yán)重影響了飛行器性能的發(fā)揮，制約著先進(jìn)飛行器的發(fā)展。而主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的出現(xiàn)與發(fā)展，不僅極大地改善了飛機(jī)的氣動(dòng)力特性，同時(shí)能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)整擾動(dòng)強(qiáng)度和方式，控制效率得到很大程度的提高。常見的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)包括合成射流、環(huán)量控制、等離子體激勵(lì)器等［2］。相比之下，環(huán)量控制技術(shù)能夠產(chǎn)生較大速度的射流，可用于干預(yù)附面層流場(chǎng)達(dá)到控制分離的效果，從而影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能，適用速度范圍較廣，相較于傳統(tǒng)舵面而言能夠達(dá)到相當(dāng)、甚至更佳的增升效果。

基于Coanda效應(yīng)［3］的環(huán)量控制技術(shù)，通過(guò)在翼型后緣上下表面設(shè)置縫隙的手段，對(duì)翼型近壁區(qū)施加切向射流，對(duì)后緣流場(chǎng)形成局部擾動(dòng)，射流與外流相互混合，在黏性力作用下，高動(dòng)量的射流持續(xù)向附面層注入能量，帶動(dòng)流線偏折，使得翼型氣動(dòng)彎度增加的同時(shí)，提高了繞流流體的動(dòng)能，從而增加了繞翼型的環(huán)量，由此改善了翼型的氣動(dòng)升力［4-5］。另外，環(huán)量控制還可以通過(guò)改變射流大小來(lái)改變氣動(dòng)力，用以替代副翼和升降舵，進(jìn)行俯仰和滾轉(zhuǎn)方向的飛行控制，并且可根據(jù)飛行狀態(tài)主動(dòng)調(diào)節(jié)相應(yīng)的控制參數(shù)和狀態(tài)，以此來(lái)提高飛行性能。

關(guān)于環(huán)量控制技術(shù)用于飛行控制可能性方面的研究，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)有了相當(dāng)豐富的研究成果。Englar［5-6］總結(jié)了環(huán)量控制與氣動(dòng)升力系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)進(jìn)展，最早提出環(huán)量控制技術(shù)可以產(chǎn)生用來(lái)控制飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的力和力矩，大量關(guān)于環(huán)量控制技術(shù)在該方面的研究工作由此相繼開展。與此同時(shí)，環(huán)量控制技術(shù)的飛行控制驗(yàn)證機(jī)迅速發(fā)展，先后出現(xiàn)了各類基于環(huán)量控制的無(wú)舵面飛行器，其目標(biāo)是希望開發(fā)出具有足夠控制力矩的氣動(dòng)系統(tǒng)，使飛行器能夠在不使用傳統(tǒng)舵面的情況下進(jìn)行飛行配平和操縱。其中，Tutor 40驗(yàn)證機(jī)在機(jī)翼外側(cè)布置了環(huán)量控制射流機(jī)構(gòu)，首次進(jìn)行了利用射流進(jìn)行飛機(jī)滾轉(zhuǎn)控制的飛行驗(yàn)證?！癉EMON”無(wú)人技術(shù)驗(yàn)證機(jī)［7］將環(huán)量控制射流技術(shù)用于實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱，它的成功試飛，再次證明了利用環(huán)量控制射流進(jìn)行飛機(jī)滾轉(zhuǎn)控制的可能性。Frith和Wood［8］通過(guò)進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)改變射流動(dòng)量的大小可能引起升力的顯著變化。2011年，NASA的蘭利研究中心［9-13］全面構(gòu)建了環(huán)量控制射流系統(tǒng)，并進(jìn)行了整機(jī)模型的跨聲速半翼展風(fēng)洞試驗(yàn)，研究表明將環(huán)量控制技術(shù)用于機(jī)翼外側(cè)部分，可以有效改變飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)性能。BAE系統(tǒng)公司配置環(huán)量控制射流的MAGMA無(wú)人機(jī)正在進(jìn)行地面試驗(yàn)，同時(shí)探索射流控制機(jī)制，計(jì)劃在下一次的巡航過(guò)程中使用，并驗(yàn)證其俯仰和滾轉(zhuǎn)控制效果，其最終目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)從起飛到降落階段都能在射流控制下進(jìn)行完整的飛行［14］。

國(guó)內(nèi)對(duì)于環(huán)量控制射流技術(shù)也進(jìn)行了一定程度的研究，北京航空航天大學(xué)的張攀峰等［15-16］采用等離子體射流和合成射流替代傳統(tǒng)的吹氣式射流，驗(yàn)證了它們更為優(yōu)越的增升效果。張艷華等［17-20］開展了等離子射流技術(shù)的相關(guān)實(shí)驗(yàn)，研究了低速射流情況下，等離子體環(huán)量控制對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。喬晨亮等［21-22］對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型應(yīng)用了環(huán)量控制，研究其對(duì)流場(chǎng)的氣動(dòng)特性及功率輸出特性的影響。齊萬(wàn)濤等［23］研究了環(huán)量控制技術(shù)采用較低動(dòng)量系數(shù)在飛機(jī)縱向俯仰控制中的應(yīng)用。徐悅等［24］設(shè)計(jì)了一種射流飛控飛行器并進(jìn)行了試飛，史志偉團(tuán)隊(duì)也先后設(shè)計(jì)了常規(guī)布局［25］、鴨式布局［26］、飛翼布局［27］等環(huán)量控制技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，并成功利用射流實(shí)現(xiàn)了驗(yàn)證機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制。

盡管環(huán)量控制技術(shù)能夠大幅度提高飛行器升力，但是難以提供足夠的力矩以控制飛行器完成俯仰、偏航等動(dòng)作［28］。且環(huán)量控制射流作用下的流場(chǎng)相互作用復(fù)雜，翼型鈍后緣表面氣流分離后產(chǎn)生的分離渦與尾渦相互耦合，射流、外流及迎角等因素均會(huì)影響后緣分離點(diǎn)的位置，進(jìn)而導(dǎo)致后緣復(fù)雜渦系的移動(dòng)和進(jìn)一步發(fā)展。針對(duì)目前環(huán)量控制技術(shù)研究中存在的問(wèn)題，本文主要借助CFD數(shù)值仿真方法，通過(guò)在翼型后緣施加切向射流，在定常流場(chǎng)下對(duì)定常射流環(huán)量控制翼型的控制力矩特性進(jìn)行了數(shù)值仿真，分別研究單射流、雙射流對(duì)環(huán)量控制翼型氣動(dòng)力矩特性的影響規(guī)律，將射流產(chǎn)生的虛擬舵面與傳統(tǒng)舵面作用下的控制力矩進(jìn)行對(duì)比分析，并基于無(wú)舵面飛行器CCSCAOON進(jìn)行相關(guān)氣動(dòng)力矩的控制特性驗(yàn)證，推動(dòng)環(huán)量控制技術(shù)的更深層次研究，為環(huán)量控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步的工程應(yīng)用提供理論依據(jù)與參考。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 CCSCAOON幾何模型

由于傳統(tǒng)舵面的SCAOON UCAV已有豐富的實(shí)驗(yàn)和仿真數(shù)據(jù)，為了便于進(jìn)行對(duì)比分析，在該構(gòu)型基礎(chǔ)上，通過(guò)修改后緣形狀，在機(jī)翼一側(cè)設(shè)置內(nèi)外、上下共4個(gè)射流噴口，用以驗(yàn)證雙射流情況下的操縱特性。同時(shí)為了使機(jī)身機(jī)翼平滑過(guò)渡，將不同剖面的翼型均去掉尖后緣，變成鈍后緣翼型，基于環(huán)量控制的三維無(wú)舵面飛行器CCSCAOON如圖1所示，其中紅線部分表示原始翼型形狀。由于CCSCAOON保留了5°氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，同時(shí)翼根與翼尖處翼型厚度不一，因此機(jī)翼內(nèi)外側(cè)的射流口高度不一，A表示內(nèi)側(cè)射流口的起始位置，射流口高度hA／cA＝0.000 5，后緣半徑rA／cA＝0.005；B表示外側(cè)射流口的終止位置，射流口高度hB／cB＝0.000 3，后緣半徑rB／cB＝0.003。參考?xì)鈩?dòng)弦長(zhǎng)cref＝0.41 m，展長(zhǎng)l＝1.538 m，s為半展長(zhǎng)，cr為機(jī)身長(zhǎng)度，參考面積S＝0.75 m2，上下射流口的位置均不存在安裝偏角。AB之間為射流控制區(qū)域，將AB區(qū)域均勻分為內(nèi)／外兩側(cè)區(qū)域，分別在內(nèi)側(cè)或外側(cè)區(qū)域設(shè)置上／下2個(gè)射流出口，共計(jì)4個(gè)射流出口，如圖2所示。

圖1 CCSCAOON基本構(gòu)型Fig.1 Basic configuration of CCSCAOON

圖2 CCSCAOON射流區(qū)域Fig.2 CCSCAOON jet area

1.2 網(wǎng)格劃分與計(jì)算方法

采用塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成方法，對(duì)于無(wú)舵面飛行器CCSCAOON而言，貼近機(jī)翼表面的第一層網(wǎng)格高度為1×10-5m，射流口附近第一層網(wǎng)格高度為6×10-6m。網(wǎng)格總數(shù)約為480萬(wàn)。圖3為CCSCAOON計(jì)算網(wǎng)格及局部放大狀態(tài)。

圖3 CCSCAOON計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 CCSCAOON computing grids

為了描述環(huán)量控制翼型的射流大小，引入射流動(dòng)量系數(shù)：

式中：˙m和Vjet分別為射流的質(zhì)量流量和速度大小；ρ∞為來(lái)流密度；V∞為來(lái)流速度；S為參考面積。本文用于計(jì)算的CCSCAOON飛行器，在機(jī)翼內(nèi)外2個(gè)不同的截面處分別布置上下2個(gè)射流出口，將上射流口動(dòng)量系數(shù)記為Cuup，下射流口動(dòng)量系數(shù)記為Culw。

為驗(yàn)證本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，設(shè)置計(jì)算條件：Ma＝0.17，Re＝1.93×106，溫度T＝293.15 K，控制方程為可壓流三維雷諾平均方程，使用k-ωSST湍流模型。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，壁面邊界為無(wú)滑移壁面，出口為壓力出口。對(duì)SCAOON構(gòu)型在0°～25°不同迎角下進(jìn)行氣動(dòng)力特性的數(shù)值模擬，并將計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)［29］中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，得到的升力、阻力系數(shù)和實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。

從圖4可以看出，升、阻力系數(shù)計(jì)算誤差較小，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與本文得到的仿真結(jié)果基本上是一致的，因此本文采用的數(shù)值計(jì)算方法是可靠的。

圖4 實(shí)驗(yàn)與仿真結(jié)果對(duì)比Fig.4 Comparison of experimental and simulation results

2 射流的控制特性分析

2.1 單射流

圖5為氣動(dòng)力和力矩的作用方向示意圖。圖中，α為飛行迎角，CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)，Cl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，Cm為俯仰力矩系數(shù)，Cn為偏航力矩系數(shù)。

圖5 氣動(dòng)力、力矩的作用方向示意圖Fig.5 Schematic diagram of direction of aerodynamic force and torque

僅考慮半翼展，舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的氣動(dòng)力和力矩系數(shù)的表達(dá)式如式（2）所示：

式中：Fi，clean和Mi，clean分別為無(wú)舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩；Fi和Mi為舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩；q∞為來(lái)流動(dòng)壓。以左半翼展為例，僅在機(jī)翼后緣的上射流口單獨(dú)吹氣，研究單射流作用下的氣動(dòng)控制特性。圖6為在CCSCAOON上單射流吹氣時(shí)與傳統(tǒng)舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)對(duì)比曲線。其中，LIB表示左半翼展內(nèi)側(cè)傳統(tǒng)舵面或虛擬舵面，LOB表示左半翼展外側(cè)傳統(tǒng)舵面或虛擬舵面，ηLIB、ηLOB分別表示對(duì)應(yīng)傳統(tǒng)舵面的內(nèi)、外側(cè)舵面偏角。

圖6 單射流虛擬舵面與機(jī)械舵面氣動(dòng)特性曲線Fig.6 Curve of aerodynamic characteristics of single-jet virtual rudder and mechanical rudder

從圖6曲線可以看出，與傳統(tǒng)舵面相比較，CCSCAOON的虛擬舵面完全能夠提供用于無(wú)舵飛行器飛行的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。僅單側(cè)虛擬舵面LIB而言，氣動(dòng)力變化趨勢(shì)與傳統(tǒng)舵面幾乎是一致的，對(duì)于雙側(cè)虛擬舵面LIB+LOB而言，氣動(dòng)力大小較傳統(tǒng)舵面偏轉(zhuǎn)角度明顯增加。因?yàn)橥鈧?cè)的機(jī)械舵面難以提供有效的氣動(dòng)力，當(dāng)傳統(tǒng)舵面兩側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，氣動(dòng)力幾乎沒(méi)有變化，而外側(cè)射流仍然能產(chǎn)生較大的氣動(dòng)力增益，并反映到控制力矩的變化趨勢(shì)上。

對(duì)于升、阻力系數(shù)而言，單側(cè)虛擬舵面LIB即可達(dá)到傳統(tǒng)舵面兩側(cè)偏轉(zhuǎn)的增升效果，施加雙側(cè)射流后升力系數(shù)會(huì)進(jìn)一步增大，同時(shí)在該動(dòng)量系數(shù)下仍未表現(xiàn)出提前動(dòng)態(tài)失速的特征。

對(duì)于滾轉(zhuǎn)力矩而言，單側(cè)虛擬舵面LIB下能夠提供的滾轉(zhuǎn)力矩即大于傳統(tǒng)舵面單側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩，當(dāng)施加雙側(cè)射流時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩進(jìn)一步增大，說(shuō)明CCSCAOON的滾轉(zhuǎn)特性要優(yōu)于SCAOON。

對(duì)于俯仰力矩而言，虛擬舵面表現(xiàn)出的俯仰力矩變化趨勢(shì)基本與傳統(tǒng)舵面一致，同時(shí)在較低迎角下可以更好地抵消掉抬頭力矩的影響。

對(duì)于偏航力矩而言，CCSCAOON的偏航特性要遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于SCAOON，可以看出，在較低迎角下偏航力矩提高約3～4倍。但是仍然需要注意的是，盡管CCSCAOON 提供的偏航力矩較SCAOON大，但是整體數(shù)值仍然較低，0°迎角下偏航力矩系數(shù)僅為0.006，而此時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為-0.025。同時(shí)，不管是虛擬舵面還是傳統(tǒng)舵面，都是靠增大一側(cè)的阻力來(lái)提高偏航力矩，但會(huì)帶來(lái)滾轉(zhuǎn)和俯仰之間的耦合。因此，如何進(jìn)一步提高偏航力矩同時(shí)降低控制力矩之間的耦合作用非常關(guān)鍵。

圖7為迎角分別為5°和20°下CCSCAOON的表面壓力分布和流線圖。由于SCAOON構(gòu)型存在的氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，翼尖處的相對(duì)迎角變小，上表面壓力較大，流線向內(nèi)偏折，因此在無(wú)射流情況下機(jī)翼上下表面存在流線的偏折。20°迎角下，機(jī)翼前緣大規(guī)模的流動(dòng)分離導(dǎo)致壓力降低，流線偏折程度加劇，附體流動(dòng)出現(xiàn)翼尖繞流的現(xiàn)象。

內(nèi)側(cè)虛擬舵面LIB向下偏轉(zhuǎn)時(shí)（見圖7（b）），前緣低壓區(qū)擴(kuò)大，升力增大，上翼面流線偏折程度加劇。同時(shí)上單射流對(duì)下翼面的流場(chǎng)存在一定程度的壓迫，使下翼面流線壓力增大，并使下翼面流線向翼尖移動(dòng)，加劇了流線偏折程度。

圖7 CCSCAOON的表面壓力分布和流線圖Fig.7 Surface pressure distribution and streamlines of CCSCAOON

兩側(cè)虛擬舵面LIB+LOB向下偏轉(zhuǎn)時(shí)（見圖7（c）），前緣負(fù)壓區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大但不明顯，同時(shí)下翼面流線進(jìn)一步向翼尖靠攏并逐漸形成尾跡渦。因?yàn)樘摂M舵面的偏轉(zhuǎn)會(huì)導(dǎo)致流線偏折程度加劇，對(duì)機(jī)翼外側(cè)的氣動(dòng)特性影響較大，因此外側(cè)舵面對(duì)升、阻力的影響較內(nèi)側(cè)舵面低。內(nèi)側(cè)虛擬舵面更適合用于控制氣動(dòng)力，外側(cè)虛擬舵面更適合用于控制氣動(dòng)力矩。

在20°迎角下，由于上表面分離，低壓區(qū)較大，翼尖繞流的現(xiàn)象明顯，兩側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)的外側(cè)流線全部與繞翼尖流線形成尾跡渦，流線偏折程度加劇，因此，虛擬舵面在大迎角下的控制效果要比在小迎角下的控制效果更差。

2.2 雙射流

上述關(guān)于單射流的相關(guān)研究已經(jīng)證明了虛擬舵面能夠達(dá)到甚至優(yōu)于傳統(tǒng)舵面產(chǎn)生的氣動(dòng)力和力矩。在此基礎(chǔ)上，分別在機(jī)翼后緣內(nèi)外兩側(cè)的上、下射流口吹氣，即在4個(gè)射流口全開狀態(tài)下，驗(yàn)證雙射流技術(shù)的偏航力矩特性。不同工況下氣動(dòng)力矩隨迎角的變化趨勢(shì)如圖8所示，具體的射流動(dòng)量系數(shù)配置情況如表1所示。

圖8 不同工況下的氣動(dòng)力矩變化趨勢(shì)Fig.8 Variation trend of aerodynamic moment under different operating conditions

表1 不同工況下的射流動(dòng)量系數(shù)Table 1 Momentum coefficient of jet flow

對(duì)于俯仰力矩而言，從圖8（a）中的變化趨勢(shì)來(lái)看，在每一固定迎角下，俯仰力矩的變化范圍最小，在施加一定程度的下射流后，俯仰力矩系數(shù)幾乎不發(fā)生任何變化，因此，通過(guò)雙射流控制基本上能實(shí)現(xiàn)橫向力矩與縱向力矩的解耦。

對(duì)于滾轉(zhuǎn)力矩而言，LIO080與LIO082對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)基本一致，LIO060與LIO062對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)略有差別，并且在低迎角下差別較小，高迎角下差別較大。根據(jù)上文關(guān)于翼型雙射流研究的結(jié)果，上射流對(duì)于下射流存在一定的抑制作用，在下射流動(dòng)量系數(shù)低于一定數(shù)值時(shí)，對(duì)機(jī)翼升力影響很低，進(jìn)而對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩影響很低。

對(duì)于偏航力矩而言，LIO080與LIO082對(duì)應(yīng)的偏航力矩?cái)?shù)值相差較大，實(shí)現(xiàn)了偏航力矩與滾轉(zhuǎn)力矩的相互解耦。但是仍然需要注意的是，此刻的偏航力矩?cái)?shù)值仍然較低，并且這種解耦只有在上射流口動(dòng)量系數(shù)較大的時(shí)候效果才會(huì)明顯。

圖9給出了LIO80和LIO82工況對(duì)應(yīng)下的后緣流場(chǎng)和渦量圖。其中，機(jī)身云圖為壓力分布，左側(cè)后緣流場(chǎng)為速度流場(chǎng)，右側(cè)整體流場(chǎng)為渦量流場(chǎng)。

圖9 LIO080和LIO082工況對(duì)應(yīng)下的后緣流場(chǎng)和渦量圖Fig.9 Trailing-edge flow field and vorticity under LIO080 and LIO082 operating conditions

從后緣流場(chǎng)圖可以看出，5°迎角時(shí)，下射流的產(chǎn)生對(duì)射流的偏折影響程度不大，射流影響范圍基本一致。從渦量分布圖可以看出，下射流的產(chǎn)生主要影響了翼尖處尾渦的相互耦合效應(yīng)，LIO082相較于LIO080對(duì)應(yīng)的后緣渦系向內(nèi)偏折，翼尖處對(duì)應(yīng)的尾渦耦合現(xiàn)象減弱，因此在低迎角下調(diào)節(jié)下射流氣動(dòng)效果明顯。20°迎角下，機(jī)翼上表面出現(xiàn)大范圍分離現(xiàn)象，機(jī)翼上表面后緣壓力較低，因此上射流對(duì)于下射流的抑制作用減弱，射流流線上偏，同時(shí)出現(xiàn)分離渦。從渦量圖可以看出，此時(shí)翼尖渦系耦合嚴(yán)重，內(nèi)側(cè)射流引起的渦系嚴(yán)重外偏，此時(shí)調(diào)節(jié)射流氣動(dòng)效果不明顯，說(shuō)明在大迎角下控制效果變差。

綜上所述，對(duì)于CCSCAOON可以提出如下控制策略：對(duì)于縱向俯仰力矩，僅使用內(nèi)側(cè)單射流控制效果較好，此時(shí)橫向力矩?cái)?shù)值較低；對(duì)于橫向滾轉(zhuǎn)力矩，使用內(nèi)外兩側(cè)單射流同時(shí)控制效果較好，此時(shí)縱向力矩?cái)?shù)值較低；對(duì)于航向偏航力矩而言，使用內(nèi)外兩側(cè)雙射流控制效果較好，此時(shí)能大幅度降低偏航力矩與滾轉(zhuǎn)、俯仰力矩的耦合情況。上述策略在迎角較低時(shí)控制效果明顯，而在大迎角下控制效果變差。

3 結(jié) 論

本文通過(guò)對(duì)環(huán)量控制翼型在不同射流情況下的氣動(dòng)控制效果進(jìn)行了數(shù)值模擬與分析，結(jié)合對(duì)無(wú)舵面飛行器CCSCAOON的控制力矩驗(yàn)證結(jié)果，總結(jié)出以下結(jié)論：

1）雙射流環(huán)量控制相對(duì)于單射流，一方面能夠有效提高翼型的升阻比，特別是在高動(dòng)量系數(shù)下能維持一個(gè)較高的升阻比；另一方面可通過(guò)合理配置雙射流動(dòng)量系數(shù)，實(shí)現(xiàn)操縱力矩的大幅改變，具備飛行控制的可能，同時(shí)能夠維持較高的升阻比。

2）對(duì)于采用射流控制的CCSCAOON而言，采用單射流可以實(shí)現(xiàn)與傳統(tǒng)舵面相當(dāng)或更強(qiáng)的控制力矩，內(nèi)側(cè)射流可以實(shí)現(xiàn)縱向俯仰力矩的解耦，內(nèi)外兩側(cè)射流可以實(shí)現(xiàn)橫向滾轉(zhuǎn)力矩的解耦，采用內(nèi)外兩側(cè)雙射流可以實(shí)現(xiàn)航向偏航力矩的解耦，在較大迎角下控制效果會(huì)變差。