一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局 航空学报    2024, 45 (6): 629630-629630.   DOI: 10.7527/S1000-6893.2023.29630

表1 截面优化变量取值范围

正文中引用本图/表的段落

优化机翼气动外形，包括机翼的扭转角和翼型，具体包括3个截面的扭转角及厚度，以及3个截面上、下表面各7个CST（Class/Shape function Transformation）参数，共48个优化变量。3个优化截面位置如图5所示，z表示展向的截面位置。相对位置弦长分别为1.4、0.6和0.6 m。翼尖弦长为0.3 m。翼根至翼尖厚度呈线性分布，翼根厚度为15%，翼尖厚度为13%，前缘后掠角为5°。3个截面优化变量的取值范围如表1所示。

2） 基本纵向和横航向气动特性风洞试验测试结果表明其升力系数线性段升力系数达到1.2以上，对应俯仰力矩拐点上扬起始点位置；随着侧滑角增加，侧向力和偏航力矩系数逐渐减小（负值），滚转力矩系数逐渐增加，横向静稳定，航向为弱静不稳定，与气动设计理论相符；同时，随着燕尾舵下偏角增加，低头力矩增加，且当舵偏角超过20°时升阻比损失加大，符合后缘舵的一般规律。此外，舵偏角在20°以内的舵效线性度良好，当舵偏角超过20°时，舵效降低；整体而言，该气动布局基本气动特性和舵效操控力矩可满足飞控需求。

本文的其它图/表

• 图 1 气动计算数模表面网格
  
• 图 2 FX63-137计算与试验结果对比（V= 30 m/s）
  
• 图 3 非常规翼身融合气动设计方案外形三视图
  
• 图 4 翼型/机翼自动优化设计流程
  
• 图 5 优化截面展向位置
  
• 图 6 优化前后的截面及机翼对比
  
• 图 7 翼梢小翼几何外形
  
• 图 8 机身后体构型不同方案对比
  
• 图 9 机身后体优化过程典型状态阻力系数对比
  
• 图 10 翼身融合全机一体化优化设计外形
  
• 图 11 翼身融合区域优化前后表面流动分离对比
  
• 图 12 优化外形升阻比曲线
  
• 图 13 试验模型加工装配与气动舵面示意图
  
• 图 14 试验模型在风洞中的安装示意图
  
• 图 15 V=67 m/s典型工况纵向气动力试验结果（不同转捩位置）
  
• 图 16 典型工况横航向气动数据曲线
  
• 图 17 典型工况燕尾舵效风洞试验曲线
  
• 图 18 V=67 m/s时不同迎角下固定转捩测量结果
  
• 图 19 V=67 m/s时不同迎角下自由转捩测量结果
  
• 图 20 V=67 m/s时不同迎角下机翼自由转捩计算结果
  
• 图 21 V=67 m/s时不同迎角下机翼表面流线计算和丝线试验对比结果
  
• 图 22 机翼展向数据提取位置
  
• 图 23 V=67 m/s时14.56%展向站位不同迎角下燕尾表面压力分布对比