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 14 试验模型在风洞中的安装示意图

正文中引用本图/表的段落

在中国航空工业空气动力研究院FL-8风洞开展气动特性风洞试验研究。试验模型和风洞安装图分别如图13和图14所示。气动舵面除了本文提出的燕尾舵，其他舵面与常规舵面类似，不再赘述。其中，燕尾舵面展向宽度占机身后体宽度80%区域，弦长约为机身长度5%。风洞试验模型展长2.45 m，平均气动弦长0.118 m，采用尾支撑方式，底部阻力通过在空腔测压后采用压差阻力换算等方式对底阻予以扣除［26］。升力系数C_L 、阻力系数C_D 和侧向力系数为风轴系结果，俯仰力矩系数C_m 、滚转力矩系数C_la 和偏航力矩系数C_an 为体轴系结果。

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 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 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