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通过数值模拟的方法,对合成射流控制NACA 0012大攻角下翼型流动分离的参数进行了研究。结果表明：对于射流出口宽度为翼型弦长的0.5%,翼型在18°～24°攻角下的流场,当合成射流作用在翼型头部1%弦长位置,吹气速度比为1,无量纲激励频率在1附近时,可以达到较好的改善翼型整体气动性能的效果。通过对翼型表面压强系数分布及流场结构进行分析,揭示了合成射流主动流动控制的内在机制。