協同射流在垂直尾翼流動控制中的應用研究

史子頡，許和勇，郭潤杰，劉智勝，姜承尚，董芳馨

（西北工業大學航空學院，西安 710072）

0 引 言

垂直尾翼是操縱飛機航向偏轉，并保證飛機平穩飛行的主要部件。作為飛機的操縱面，垂直尾翼必須要有較強的控制能力，能夠產生足夠的側向力即升力。為了達到這樣的性能，垂直尾翼通常會有較大的尺寸，這就要付出質量、阻力和能耗等方面的代價，因此，如何提高飛機垂直尾翼的氣動性能和控制效果是飛機設計研究的關鍵問題之一。近年來，主動流動控制技術（Active Flow Control，簡稱AFC）因其良好的應用前景受到越來越多的關注。該類技術通過控制局部的流動，達到改善翼型氣動特性的目的。主動流動控制作為一種提高升力的手段，在減小垂直尾翼操縱面尺寸和質量方面也具有很大的潛力。

對于垂直尾翼的流動控制，波音公司和美國宇航局采用掃掠射流和合成射流兩種技術，開展了一系列的研究工作。其中，N.W.Rathay 等對帶有29.6%弦舵的后掠錐形尾翼進行了風洞實驗，結果表明通過使用流動控制，在中等方向舵偏轉時，側向力增加了18%，且與合成射流相比，掃掠射流效果更好；M. Y. Andino 等對全尺寸模型裝配掃掠噴氣式AFC，在最大速度下和在垂直尾翼飛行包線上進行了舵偏角和側滑角的測試，結果表明在方向舵上產生了明顯的附著流，側向力顯著增強；美國加州理工學院R. Seele 等對14%的比例模型進行了亞尺寸實驗，通過施加掃掠射流，實現了50%以上的側向力增強?；诒∑駝拥暮铣缮淞?，產生的是脈沖式射流，注入流場中的能量較弱，且噴射方向難以做到沿壁面切線方向，對控制效果會產生一定影響。掃掠式射流需要設計較為繁瑣的振蕩裝置，且動態掃掠難免對穩定的外流場產生不利影響。因此，探索和發展更為有效的垂直尾翼主動流動控制方法，仍然具有很好的工程意義。

協同射流技術（Co-flow Jet，以下簡稱CFJ）由于其具有零質量流量消耗、能耗低、控制效果顯著的特點，被認為是目前最具發展潛力的主動流動控制技術之一。因此，使用協同射流技術控制垂直尾翼流動，對于提高其氣動性能和控制效果有很重要的現實意義。

近年來對于協同射流開展了一系列研究，Zhang J 等對飛機垂直尾翼操縱面翼型進行了二維CFJ 數值模擬，證明了CFJ 操縱面在低能耗下非常有效，可以大幅減小操縱面尺寸和質量，簡化操縱系統；Zha G C 等早期的風洞實驗結果也表明隨著射流動量系數從0.10～0.30 的變化，與基準翼型相比，CFJ 翼型的最大升力系數增加113%～220%，失速迎角提高100%～153%，最小阻力系數降低30%～127%；另外，Zha G C 等通過LSWT 風洞的CFJ 實驗結果首次證明CFJ 翼型可以達到超升力系數（Super-lift Coefficient，簡稱SLC），這是勢流理論定義的升力系數的理論極限；Xu K W 等研究了CFJ 操縱面的能量消耗，并對吹氣口尺寸和位置的參數進行了研究，以獲得CFJ裝置的最佳氣動效率，此外，還提出了兩種在巡航條件下關閉CFJ，控制表面阻力最小化的方法，一種方法是在巡航時使用非常輕的射流，另一種方法是使用一個小的可移動表面段覆蓋狹縫；B.Dano 等早期還提出了離散型協同射流的概念，并且通過實驗驗證了離散型協同射流在達到相同控制效果的前提下需要更少的射流質量流；Xu K W 等將CFJ 應用于三維垂直尾翼構型的流動控制，研究了射流動量系數等參數對連續型協同射流控制效果的影響規律，結果表明，協同射流對垂直尾翼的氣動增效具有非常顯著的作用。在國內，劉沛清等最早運用CFD 方法跟蹤研究了協同射流對翼型的增升效果（論文將CFJ 翻譯為聯合射流）；隨后朱敏等將CFJ（論文將CFJ 翻譯為協同射流）應用至螺旋槳的氣動增效研究中；楊慧強等將協同射流應用于旋翼翼型動態失速的控制（論文將CFJ 翻譯為聯合射流），研究結果表明，協同射流可以極大地改善翼型的動態失速特性，翼型的動態失速程度（遲滯環面積）和失速后氣流再附著的時間均大幅降低，升力系數顯著提升，阻力系數和力矩系數遲滯環的峰值顯著降低；此外，許和勇等還將協同射流應用到了風力機翼型的靜態失速和動態失速控制中，均取得了顯著的控制效果。但在垂直尾翼協同射流控制方面，國內尚無研究結果公開發表。

本文首次將離散型協同射流控制方法應用到三維垂直尾翼的流動控制中，通過將不同離散形式的協同射流控制結果與連續型協同射流控制的結果進行對比和分析，以獲得射流動量系數、離散堵塞比、離散噴口數量等參數對垂直尾翼協同射流控制的影響規律，以期為未來協同射流控制垂直尾翼的設計提供技術支持。

1 模型及計算方法

1.1 計算模型和網格

協同射流工作原理如圖1 所示，在翼型的吸力面前緣附近處設置吹氣口，后緣附近處設置吸氣口，氣體由吸氣口吸入，經過內部氣泵裝置加壓，從吹氣口以平行主流方向噴出，整個過程沒有向系統加入任何質量，因此是一種零質量主動流動控制技術。

圖1 協同射流工作原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the co-flow jet

本文以文獻［1］中的實驗垂直尾翼模型作為研究對象?；鶞蚀怪蔽惨順嬓统侍菪?，前緣后掠角為42°，并采用NACA0012 翼型拉伸形成。襟翼長度為35%，展長為1.067 m，平均氣動弦長為0.538 m，襟翼偏角為30°。CFJ 垂直尾翼構型是在基準垂直尾翼的基礎上創建，在前緣附近設計吹氣口，在襟翼位置附近設計吸氣口。實際應用中，垂直尾翼雙側均布置有吹吸氣口，為了簡化，本文僅研究單側的協同射流，如圖2 所示。

圖2 CFJ 垂直尾翼模型Fig.2 Co-flow jet vertical tail model

吹氣口位于距前緣4%處，吸氣口位于距前緣63%處，噴吸口高度為0.2%。在垂直尾翼的實驗模型中，前主操縱面與襟翼之間的間隙很小，對三維操縱面的氣動性能影響不大，因此模擬中忽略間隙。在前緣噴口設置入流邊界條件，在后緣吸氣口設置出流邊界條件，實現前緣吹氣與后緣吸氣的效果。

計算域整體采用O 型拓撲的結構網格（網格單元量為300 萬左右），徑向遠場為30，附面層區域第一層高度取平均弦長的1×10倍，約為1，CFJ 垂直尾翼網格在噴吸口之間槽道采用H 型網格，在噴吸口及壁面附近都進行了適當的局部加密。CFJ 垂直尾翼網格圖如圖3 所示，計算中吹吸氣條件分別施加于噴吸口處，故計算網格不包括高、低壓氣室區域。

圖3 CFJ 垂直尾翼截面網格Fig.3 Computation grid of the 3D CFJ vertical tail

1.2 CFJ 基本參數

對于協同射流技術，一個很重要的參數為射流動量系數，它是反映射流強度大小的無量綱參數，如式（1）所示。

為了衡量協同射流裝置內氣泵的功率消耗，引入氣泵功率和功耗系數，如式（2）～式（3）所示。

式中：C為定壓比熱，取為1 003.4 J/（kg·K）；為吸口處的總溫；為氣泵的效率，本文假設氣泵保持最佳效率，即1；、分別為噴口和吸口處的總壓。

常規機翼的氣動效率定義為由于CFJ主動流動控制消耗了能量，為了合理地將能量消耗考慮到氣動效率中，對上述常規氣動效率的定義進行修正。修正后的CFJ 機翼氣動效率公式如式（4）所示。

式中：為功耗系數；C和C為CFJ 機翼產生的升力和阻力系數。

上述公式將CFJ 消耗的功率轉換為一個等效力，并加入到氣動阻力中。如果CFJ 射流關閉，則氣泵功率為0，此公式就退化為常規機翼的氣動效率。

1.3 數值方法及驗證

本文使用的求解器為ANSYS CFX 18.0 的RANS 方法，湍流模型采用剪應力輸運模型（SST）。對于CFJ 邊界條件，噴、吸口處分別施加質量流量入口（Inlet）和質量流量出口（Outlet）邊界條件。

為了驗證本文數值方法求解CFJ 射流的準確性，選取文獻［14］中的CFJ 二維翼型風洞實驗模型作為驗證模型?；鶞室硇蜑镹ACA6415 翼型，弦長為0.304 8 m，展長為0.590 6 m，在距離其前緣7.5%和88.5%c 處分別設計噴口和吸口，噴口和吸口的高度分別為0.65%和1.42%，形成CFJ6415 翼型。計算條件為：標準大氣壓力1 atm，溫度288.15 K，=10 m/s，?=0.06 kg/s。二維驗證翼型網格劃分如圖4 所示。

圖4 NACA6415-CFJ 翼型計算網格Fig.4 Grid of the NACA6415-CFJ airfoil

NACA6415 翼型與CFJ 翼型的升阻力系數實驗值與模擬值的對比情況如圖5 所示，其中EXP為實驗結果，CFD 為本文計算結果。從圖5 可以看出：數值模擬的結果和實驗值總體上吻合良好，但在較大迎角下的阻力計算值偏小。因此，本文所采用的數值方法可以用于模擬CFJ 繞流。與基準翼型相比，CFJ 翼型的升力系數顯著提高，升力線斜率和失速迎角增大，最大升力系數提高，而且阻力系數也大幅度減小。在小迎角范圍內，阻力系數甚至為負值，這是因為CFJ 裝置可以提供一個向前的反作用力，可以抵消部分阻力，從而大幅降低阻力系數。綜上所述，CFJ 技術有顯著的增升減阻和延緩失速的作用。

圖5 計算結果對比圖Fig.5 Comparison between calculation and experiment

迎角20°時，基準翼型與CFJ 翼型的壓力云圖與流場圖如圖6 所示，其中色譜圖表示流場不同區域的壓力，坐標軸表征翼型參考位置，坐標值表征翼型弦向距離前緣零點距離，坐標值為縱向距離，可以看出：迎角為20°時，基準翼型已經大面積流動分離，而CFJ 翼型依然保持很好的附著流動。這是由于前緣吹氣與后緣吸氣共同加快了翼型上表面氣流的速度，并為上表面流場注入能量，從而降低逆壓梯度，延遲了翼型在大迎角下的流動分離，體現了CFJ 技術對流動分離的顯著抑制效果。CFJ 翼型出現了更大的上下表面壓力差，并產生更強的前緣吸力，這是CFJ 技術提升升力系數的內在機理。

圖6 基準翼型和CFJ翼型壓力云圖與流線對比圖（α=20°）Fig.6 Comparison of pressure contours and streamlines between baseline and co-flow jet airfoil（α=20°）

2 結果與分析

2.1 基準垂直尾翼氣動力計算驗證

對基準垂直尾翼的風洞實驗構型進行計算驗證。計算條件采用R.Seele 等在實驗中給出的自由來流條件：標準大氣壓力為1 atm，溫度為288.15 K，來流速度為40 m/s（馬赫數約為0.12），側滑角=0°?；鶞蚀怪蔽惨砩枇ο禂档腃FD計算值與實驗值的對比情況如表1 所示，可以看出：升力系數的計算值與實驗值非常接近，而阻力系數計算值偏大，總體上二者吻合程度良好。

表1 基準垂直尾翼構型氣動特性的實驗值與計算值對比Table 1 Comparison of vertical tail aerodynamic characteristics between experiment and CFD

基準垂直尾翼三個展向位置的壓力分布對比情況如圖7 所示，可以看出：內側展向位置、中間展向位置、外側展向位置三個位置壓力系數的計算值與實驗值總體吻合良好，而在后緣壓力系數的CFD 結果略大于實驗值，體現在基準垂直尾翼整體阻力系數值偏大，即與表1 的對比結果趨勢一致。與圖7 相對應的三個位置處的馬赫數云圖和流線圖如圖8 所示，可以看出：當方向舵偏轉30°時，垂直尾翼在方向舵背風面的整個展向范圍內都已經大面積分離。

圖7 不同展向位置壓力系數分布圖Fig.7 Pressure coefficient distributions of baseline vertical tail

圖8 基準垂直尾翼的剖面馬赫數云圖Fig.8 Mach number counters of baseline vertical tail

2.2 不同射流動量系數的影響

在實驗狀態下，即側滑角為0°、襟翼偏轉角為30°，自由來流速度為40 m/s 時，研究射流動量系數分別為0.025、0.05、0.075、0.1 和0.14 五種情況下的垂直尾翼氣動特性情況。

基準垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼的氣動特性計算結果如表2 所示，可以看出：所有的CFJ 工況都實現了升力系數的顯著提高。

表2 不同射流動量系數下的氣動參數Table 2 Aerodynamic parameters under different jet mo?mentum coefficients

CFJ 垂直尾翼在不同射流動量系數下的升力系數、阻力系數、功耗系數、升阻比、修正升阻比和壓力系數曲線如圖9 所示，可以看出：隨著C的增加，升力系數C、功耗系數逐漸增加，升阻比C/C先略微減小后逐漸增加；隨著射流動量系數C和升力系數C的增大，CFJ 功耗系數也逐漸增大，且增加的速度比升力系數快，因此修正后的總氣動效率（C/C）逐漸減?。蛔枇ο禂党氏仍黾雍鬁p小的趨勢；相比于基準垂直尾翼，CFJ 垂直尾翼在上表面形成更大的低壓區，因此曲線所包圍的面積更大，升力系數提高，且射流動量系數越大，曲線所包圍的面積越大，即升力系數也隨之增大；射流動量系數C為0.14 時CFJ 垂直尾翼的升力系數C達到了1.39，接近基準垂直尾翼升力系數的兩倍，這就意味著CFJ 垂直尾翼的大小幾乎是基準垂直尾翼的一半，這就大幅度減少了垂直尾翼的尺寸。但同時注意到，在該射流動量系數下，修正氣動效率（C/C）降低了56%，因此，這意味著要付出更多能耗的代價。但與給飛機帶來的尺寸、阻力和質量減少的優勢相比，所消耗的射流功耗也是可以接受的。而按照陳劍波等運用結構有限元軟件對于某中型干線客機垂直尾翼的質量估計為400～500 kg，假設垂直尾翼操縱性與穩定性正比于其升力系數C，運用CFJ 的客機垂直尾翼減重可以達到200 kg 左右，根據一般的總體設計指標，燃油質量系數為0.26～0.30 的中型干線客機可以節省約50～60 kg 的燃油質量。

圖9 射流動量系數對氣動性能的影響Fig.9 Effects of jet momentum coefficient on aerodynamic performance

基準垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼在C為0.025、0.1 和0.14 時位于展向內側/=40%站位剖面的馬赫數云圖如圖10 所示，可以看出：基準垂直尾翼襟翼上側已出現大面積流動分離，而CFJ 垂直尾翼隨著射流動量系數C的增大，襟翼上側流動分離程度逐漸減??；隨著C的增大，噴口處和垂直尾翼上表面的速度也增大，因此CFJ 控制下的垂直尾翼的增升效果顯著。

圖10 基準垂直尾翼與不同射流動量系數下的CFJ垂直尾翼馬赫數云圖Fig.10 Mach number counters of CFJ for different Cμ

2.3 離散型協同射流對垂直尾翼氣動特性的影響

2.3.1 離散型協同射流的定義

離散型協同射流技術（DCFJ），是指在原有連續型協同射流的基礎上，在噴口處設置若干堵片，使整個噴口被堵片隔成相應數量的小段，從而實現射流的離散化。該技術的提出所基于的原理和思路是：堵塞效應可以使離散的小股噴流既產生流向渦結構，又產生展向渦結構，加強了射流與外界主流和邊界層之間的摻混作用，渦流能產生更有效的湍流混合，從而加速垂直尾翼表面空氣流動，包括堵塊后方的邊界層流動，增大繞垂直尾翼的環量，增加垂直尾翼升力（側向力）。

相比于連續型協同射流技術，離散型協同射流提高了翼型表面氣流抵抗后緣逆壓梯度的能力，增大了失速迎角，從而實現了延遲流動分離和失速；在發生分離后，離散型協同射流裝置可以更好地對垂直尾翼流向和展向氣流的分離起到很好的抑制作用。離散型協同射流技術裝置示意圖如圖11 所示。

圖11 離散型協同射流技術裝置示意圖Fig.11 Schematics of discrete co-flow jet

本文離散型協同射流控制垂直尾翼模型與連續型協同射流控制垂直尾翼模型相同，計算網格是在連續型協同射流控制垂直尾翼網格的基礎上修改得到的。將前緣噴口處的網格沿展向按照規定的離散參數進行重新標識，分為射流噴口網格面和堵片網格面；保持后緣吸氣口處構型不變，然后在設置邊界條件時，將前緣射流噴口面網格設置成質量流量入口邊界條件，將堵塊網格面部分設置成無滑移壁面邊界條件。對于離散型協同射流技術，堵塞比（Blockage Ratio，簡稱BR）和噴口數量（Hole Number，簡稱HN）為影響垂直尾翼氣動性能的主要離散參數。其中，堵塞比是指堵片長度與噴口的長度之比；噴口數量表征噴口的密集程度。

2.3.2 堵塞比對垂直尾翼氣動性能的影響

采用側滑角為0?、襟翼偏轉角為30?，自由來流速度為40 m/s 作為基本條件研究堵塞比對離散型協同射流控制垂直尾翼模型氣動性能的影響。前緣噴口數量均為10，堵塞比分別為25%、50%和75%，命名為DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75，垂直尾翼模型如圖12 所示。

圖12 不同堵塞比的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.12 Vertical tail models with different blockage ratios

基準垂直尾翼、CFJ 垂直尾翼和DCFJ 垂直尾翼的升力系數、阻力系數、功耗系數、升阻比及修正升阻比的情況如表3 所示。由于堵塞比增加，射流噴射面積減小，為保證噴口處空氣流動速度不變，射流動量系數也呈相應比例的減小，因此DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75 的 射 流動量系數分別為0.075、0.050 和0.025。

表3 離散型聯合射流在不同堵塞比情況下的氣動特性Table 3 Aerodynamic characteristics under different blockage ratios of discrete co-flow jet

從表3 可以看出：所有的DCFJ 垂直尾翼都實現了增升的效果，同時隨著堵塞比的減小，升力系數逐漸增大，這是由于射流動量系數增大，導致繞垂直尾翼環量增加；而相比于基準垂直尾翼，DCFJ 垂直尾翼的阻力系數均有所增加，這是因為對于堵塊部位，無射流噴出的槽道改變了基準垂直尾翼的外形，增加了流動阻力；功耗系數也隨著堵塞比的增大而減小，射流動量系數C的不同是造成功耗系數這樣變化的主要原因；修正升阻比（C/C）與堵塞比的變化趨勢相同，隨著堵塞比的增大，C+P減小的速度比C減小的速度更快，尤其是功耗系數的減小，使得修正升阻比逐漸增大。

不同堵塞比下DCFJ 垂直尾翼展向噴口位置和堵片位置截面的馬赫數云圖對比如圖13 所示，可以看出：噴口位置和堵片位置處的氣流速度都明顯大于周圍區域，這說明雖然堵片位置處沒有射流噴出，但兩側噴口處的射流裹挾了該部分的空氣一起流動，從而提高了垂直尾翼上表面整體空氣流動速度，增大了繞垂直尾翼的環量，從而達到了增升減阻的目的。

圖13 DCFJ 垂直尾翼不同堵塞比展向位置馬赫數云圖Fig.13 Mach number counters for different blockage ratios

綜上所述，離散型協同射流技術對垂直尾翼氣動力系數的提升較為明顯，當噴口處的射流速度保持不變時，堵塞比越低，增升減阻效果越顯著，對于環量增加是有益的。而且堵片位置仍能實現氣動增效，這是離散型CFJ 的優勢所在。但是隨著堵塞比降低，消耗的能量也就越多，因此在應用中的最優情況仍需要依據實際情況進行研究。

2.3.3 噴孔數量對垂直尾翼氣動性能的影響

采用側滑角為0?、襟翼偏轉角為30?，來流速度為40 m/s 作為基本條件，研究噴口數量對離散型協同射流控制垂直尾翼模型氣動性能的影響。前緣噴口堵塞比均為50%，噴口數量分別為1、2、3、5、10 和20，因此分別命名為DCFJ-HN1、DCFJ-HN2、DCFJ-HN3、DCFJ-HN5、DCFJHN10 和DCFJ-HN20。噴 口 數 量 為1、3 和10 的DCFJ 垂直尾翼模型如圖14 所示。

圖14 不同噴口數的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.14 Vertical tail models with different jet hole numbers

由于協同射流噴口面積減少一半，因此為保證射流在垂直尾翼上表面噴口處氣流流動速度保持不變，射流動量系數隨射流噴射面積的減小而相應減少一半，即C=0.05。

不同噴口數量下計算結果與基準垂直尾翼和連續型CFJ 垂直尾翼計算結果的對比情況如表4所示。

表4 離散型協同射流技術不同噴口數量氣動參數Table 4 Aerodynamic characteristics under different jet hole numbers of discrete co-flow jet

從表4 可以看出：所有的離散型協同射流控制垂直尾翼都實現了升力系數的提高，相比于連續型協同射流，離散型協同射流由于射流動量系數減小了一半，其增升效果略微減弱。

對于不同噴口的離散型協同射流，隨著噴口數量增多，升力系數先增大后減?。寒攪娍跀盗糠謩e為1、2、3 和5 時，增升效果逐漸明顯；當噴口數量分別為5、10 和20 時，增升效果逐漸減弱；當噴口數量為5 時，增升效果最顯著。這可能是因為隨著噴口數量增多，噴口密集程度增大，射流與主流及邊界層的混合也就越充分，5 孔的離散射流可以使射流與外部主流充分混合，而過多的噴口數量則又不利于增升效果的提高。因此，對于實際應用，需要根據不同工況研究最優的離散噴口數量。

所有離散型協同射流控制垂直尾翼阻力系數都大于基準垂直尾翼，說明協同射流槽道對垂直尾翼外形帶來的影響較為顯著，增加了阻力。隨著噴口數量的增多，功耗系數逐漸減小，升阻比先減小后增大，而修正后的升阻比變化較為復雜，總體上與連續型CFJ 在同一水平，但當噴口數量達到20 時，由于功耗的降低而使得修正升阻比顯著增大。

不同噴口數量下垂直尾翼展向噴口位置和堵片位置切片的馬赫數云圖如圖15 所示。

圖15 DCFJ 垂直尾翼不同噴口數量下展向位置馬赫數云圖Fig.15 Mach number counters for different numbers of jet holes

從圖15 可以看出：當噴口數量為1 和3 時，由于噴口數量較少，射流與主流混合不夠充分，因此堵片部分存在流動分離。隨著噴口數量增多，CFJ不但抑制了噴口后方的流動分離，而且明顯地抑制了堵片后方的流動分離。例如，當噴口數量為5和10 時，噴口密集程度增大，射流與主流充分混合，此時不管是噴口截面還是堵片截面都保持很好的附著流動。也可以看出：堵片位置的氣流被兩側射流帶動，垂直尾翼上表面空氣流動速度明顯提高，從而達到了增升的效果。該現象和結論亦與2.3.3 節分析改變堵塞比時堵片位置處的流動情形相一致。

綜上所述，對于阻塞比為50%的離散型協同控制垂直尾翼模型來說，噴口數量的變化對于氣動特性的影響較為顯著，隨著噴口數量的增多，增升效果先增大后減小，其中噴口為5 的DCFJ 垂直尾翼增升效果最好，但若考慮阻力和能耗時，噴口數量為20 的DCFJ 垂直尾翼氣動效率更好。

3 結 論

（1）相比于基準垂直尾翼，施加協同射流控制的CFJ 垂直尾翼能夠顯著地增升減阻，抑制流動分離。

（2）對于連續型協同射流垂直尾翼，隨著射流動量系數C的不斷增大，CFJ 垂直尾翼的增升減阻的效果就越顯著，但功耗系數也隨之增加。

（3）對于不同堵塞比的離散型協同射流控制垂直尾翼，隨著堵塞比的減小，升力系數逐漸增大，但是功耗系數也隨之增大。對于不同噴口數量的離散型協同射流控制垂直尾翼，都實現了升力系數的提高，隨著噴口數量的增多，增升效果先增大后減小。

（4）對于離散型協同射流控制垂直尾翼，堵片后的氣流會被噴口處射流裹挾而速度提高，實現增升效果。與連續型CFJ 垂直尾翼相比，在節省了質量流量的情況下同樣達到了增升減阻的目的。