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

图 6 优化前后的截面及机翼对比

正文中引用本图/表的段落

基于以上优化设置进行优化，最终选取的优化外形与原始外形的截面翼型、压力分布及表面摩擦阻力对比如图6所示。初始翼型均选自NACA6系列自然层流翼型。翼根设计截面的扭转角为1.75°，翼尖的扭转角为0°，中间截面的扭转角线性变化。机翼的平面形状及机翼厚度分布并未发生变化。

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
  
• 表1 截面优化变量取值范围
  
• 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