李茂源，楊 蓓*，涂杲星，王 云

（1.南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院，江西 南昌 330063；2.臺州學(xué)院 航空工程學(xué)院，浙江 臺州 318000）

飛行器在飛行過程中會受到大氣湍流的影響，導(dǎo)致飛行器升力不穩(wěn)定，輕則影響飛機(jī)的飛行品質(zhì)，重則使得飛機(jī)操控困難，引發(fā)安全事故[1]。在當(dāng)今無人機(jī)逐漸成為主流的情況下，如何提高艦載無人機(jī)的起降特性以及提高無人機(jī)飛行穩(wěn)定性是需要關(guān)注的方面。1945年，DanilR.Zuck首次提出了自由翼的概念，并設(shè)計制造了一架小型自由翼飛機(jī)[2]；1952年，G.G.Spratt也采用自由翼這一新型思想構(gòu)建了一架飛行器[3]；南京航空航天大學(xué)程川也對自由翼進(jìn)行了研究，證明自由翼在受到陣風(fēng)、湍流擾動后恢復(fù)平衡迎角的能力[4]。RO K.和PARK W分別利用實(shí)驗(yàn)和計算仿真的方法在典型的無人機(jī)中證明了自由傾轉(zhuǎn)機(jī)翼具有極好的起降能力以及對于陣風(fēng)的緩解能力[5-6]。但自由翼多采用后緣反轉(zhuǎn)的翼型，使得機(jī)翼后緣出現(xiàn)較大的氣動損失，降低了飛行器的氣動性能。

而對于排式雙翼布局，近年來也得到了越來越多的關(guān)注，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等通過研究排式布局飛行器證明排式布局在低速情況下可以通過機(jī)翼間氣流的加速來延緩流動的分離[7-9]。張慶等通過研究排式雙翼布局低雷諾數(shù)氣動特性表明排式布局能通過前后翼之間的氣動干擾延緩或抑制機(jī)翼后緣處的流動分離，從而提高整體氣動效率[10]。北京航空航天大學(xué)的LUO等研究了低雷諾數(shù)下的雙翼氣動干擾問題，其中雙翼耦合的布局可使升阻比在低雷諾數(shù)下得到提高[11]。國外的ALAM G等通過研究NACA0024翼型表明上下雙翼布局的不同結(jié)構(gòu)形式對整體的氣動性能有著不同的影響[12]，HUSAIN Z等人通過商用流體力學(xué)計算軟件表明雙翼之間會存在一定的氣動干擾，降低氣動性能，并對雙翼布局翼型的最優(yōu)位置進(jìn)行了探索[13]。卓梅芳等人通過對雙翼跨聲速氣動干擾的研究表明，雙翼之間的不同位置對氣動性能影響很大，合理的雙翼配置能夠提升布局的升阻特性，降低雙翼之間的氣動干擾[14]。上述的研究大部分都是基于小機(jī)翼下置的情況，對小機(jī)翼上置的排翼布局氣動特性少有研究。

本文在自由翼的基礎(chǔ)上，結(jié)合排翼布局的特點(diǎn)，創(chuàng)新性地提出了一種新型大小機(jī)翼，通過建立力學(xué)模型對自適應(yīng)變攻角的可行性進(jìn)行初步驗(yàn)證，指明新型布局形式的應(yīng)用方向。并通過數(shù)值模擬的方法來展開研究大小機(jī)翼布局的氣動特性，優(yōu)化大小機(jī)翼的相對位置以提高氣動特性。

1 新型大小機(jī)翼的原理

這種大小機(jī)翼結(jié)構(gòu)原理就是把原來與機(jī)身固定的機(jī)翼改為通過一個轉(zhuǎn)動軸能繞機(jī)身小角度偏轉(zhuǎn)的活動機(jī)翼，其中轉(zhuǎn)軸位于大機(jī)翼的氣動中心位置，大機(jī)翼后緣上部設(shè)置一個調(diào)節(jié)小機(jī)翼，當(dāng)飛機(jī)空速增加時，該小機(jī)翼會產(chǎn)生向上的額外升力，該升力會使機(jī)翼產(chǎn)生低頭力矩，使機(jī)翼攻角減小，平衡抵消掉因空速增加導(dǎo)致機(jī)翼升力的增加值，維持與飛機(jī)重量平衡，使飛機(jī)穩(wěn)定飛行；相反，當(dāng)飛機(jī)空速減少時，該小機(jī)翼產(chǎn)生的升力減小，會使機(jī)翼產(chǎn)生額外的抬頭力矩，使機(jī)翼攻角增加，平衡抵消掉因空速減小導(dǎo)致機(jī)翼升力的減小值，同樣維持飛機(jī)穩(wěn)定飛行。速度的擾動使得大小機(jī)翼圍繞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生攻角自調(diào)整效果，而且在機(jī)翼攻角自動調(diào)整的過程中機(jī)身姿態(tài)基本不受影響，飛行平穩(wěn)性得到改善。當(dāng)要人為控制飛機(jī)升降時，這時仍可以像傳統(tǒng)飛機(jī)一樣通過操縱水平尾翼，與自動調(diào)整攻角大小的機(jī)翼一道共同改變機(jī)翼攻角，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)升降控制。如圖1所示為大小機(jī)翼氣動布局的形式。

圖1 大小機(jī)翼飛行示意圖

以下通過建立力學(xué)模型來進(jìn)行進(jìn)一步說明，假設(shè)攻角自調(diào)整大小機(jī)翼在巡航狀態(tài)時其力和力矩處于平衡狀態(tài)，其受力圖如圖2所示，其中，大機(jī)翼升力為L1，大機(jī)翼壓心到轉(zhuǎn)軸的距離為X1，小機(jī)翼的升力為L2，小機(jī)翼到轉(zhuǎn)軸的距離為X2，大小機(jī)翼的重力為W，重心到轉(zhuǎn)軸的距離為X3。

圖2 大機(jī)翼和小機(jī)翼巡航狀態(tài)受力圖

設(shè)在巡航狀態(tài)處于力矩平衡狀態(tài)，即：

對轉(zhuǎn)軸的力矩ΣM0可表示為：

當(dāng)速度出現(xiàn)擾動Δv時，這里不妨設(shè)Δv＞0，速度增加使得升力增加ΔL，即，速度擾動后，轉(zhuǎn)軸處的力矩可以表示為：

即轉(zhuǎn)軸力矩變大，大于巡航狀態(tài)的力矩，ΣM0＞0，大小機(jī)翼圍繞轉(zhuǎn)軸低頭（攻角減?。?，使得大小機(jī)翼的升力減小。

設(shè)在速度擾動下大小機(jī)翼攻角減小至α′時，大小機(jī)翼的力矩再次平衡，即：

可得再次平衡時來流速度擾動和攻角調(diào)整量的關(guān)系：

即當(dāng)巡航速度擾動后，在空氣動力作用下大小機(jī)翼能使得攻角自調(diào)整，使得大小機(jī)翼再次平衡，通過自改變攻角的方式來減少速度擾動后的升力變化。

在以下本文擬采用數(shù)值模擬的方法圍繞大小機(jī)翼布局的氣動特性進(jìn)行相應(yīng)的研究，優(yōu)化大小機(jī)翼相對位置，降低大小機(jī)翼的氣動干擾。

2 數(shù)值仿真分析

2.1 控制方程和湍流模型

數(shù)值模擬的方法非常簡便，對成本的要求也比較低，本文提出的布局形式適用于低速飛行器，選擇無人機(jī)常用的NACA2412翼型，參考文獻(xiàn)的研究方法，對大小機(jī)翼氣動特性展開研究[15-16]。對于流體仿真來說，良好的網(wǎng)格質(zhì)量可以提高求解速度也可以提高求解精度，本文使用ICEM來進(jìn)行流場結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，流場大小為前后35倍弦長，上下25倍弦長，對大小機(jī)翼之間的流動區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加密，全局網(wǎng)格增長率不超過1.2，邊界層網(wǎng)格增長率為1.05，減少因網(wǎng)格增長率過大而引起的計算誤差。流場求解使用Fluent軟件，基于有限體積法求解不可壓縮N-S方程來進(jìn)行仿真模擬。低速下來流馬赫數(shù)一般小于0.3，這種流動狀態(tài)一般可近似為不可壓縮流動，對于不可壓縮流體選擇基于壓力的求解方式，雙精度求解，采用simple算法，壓力項、對流相和湍流項采用二階迎風(fēng)，二階迎風(fēng)的計算精度較好[16]。湍流模型選擇SST k-ω模型，與標(biāo)準(zhǔn)的k-ω模型相比，該模型合并了來源于ω方程中的交叉擴(kuò)散，湍流粘度考慮了湍流剪應(yīng)力的傳播，使SST k-ω模型在廣泛的流動領(lǐng)域中有著更高的精度和可信度[17]。

對于不可壓縮流動，Reynolds-averaged動量方程如下：

雷諾應(yīng)力方程可以寫為：

其中τij和τtij表示分子應(yīng)力張量和雷諾應(yīng)力張量：

對于不可壓縮流體，SST k-ω模型封閉RANS方程的形式可以寫為：

2.2 數(shù)值驗(yàn)證

計算工況為來流速度20 m/s，空氣的粘性系數(shù)1.78×10-5Pa·s，不可壓縮氣體的密度1.225 kg·m-3，基于弦長的雷諾數(shù)為1.4×106，為了保證計算精度準(zhǔn)確模擬邊界層流動，邊界層網(wǎng)格法向第一層網(wǎng)格高度相對弦長為2×10-6，滿足SST k-ω模型最佳Y+值約為1[18]。

不同位置下網(wǎng)格示意圖如圖3所示，NACA2412翼型的計算值和實(shí)驗(yàn)值的壓力系數(shù)曲線如圖4所示，升力系數(shù)隨攻角模擬結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值對比見表1。由圖4和表1可知，在攻角為10°的表面壓力系數(shù)仿真計算結(jié)果和升力系數(shù)隨攻角變化與Dr.MATSSON J E等人的研究結(jié)果相近[19-20]，計算誤差滿足流場計算的要求。

表1 升力系數(shù)隨攻角模擬結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值對比

圖3 網(wǎng)格示意圖

圖4 表面壓力系數(shù)仿真值和實(shí)驗(yàn)值對比

3 計算模型

考慮到大小機(jī)翼關(guān)于上下的相對位置是固定的，為了避免混亂，下文對下機(jī)翼采用大機(jī)翼的叫法，上機(jī)翼采用小機(jī)翼的叫法。大機(jī)翼和小機(jī)翼的相對弦長、間距、不同的交錯位置、翼差角，都會有不同的氣動特性，影響大小機(jī)翼的整體性能，本文以機(jī)翼后緣為參考點(diǎn)，研究的參數(shù)如圖5所示，交錯s為平行于大機(jī)翼弦長方向的縱向距離，以小翼后緣點(diǎn)在大翼后緣點(diǎn)前方為正，間隔g為大小機(jī)翼之間垂直于大機(jī)翼弦長方向的距離，翼差角δ為小機(jī)翼和大機(jī)翼弦長線的交線夾角，取圖示夾角規(guī)定為正值，交錯s、間隔g、翼差角δ均是相對于大機(jī)翼弦長的無量綱參數(shù)。K表示大小機(jī)翼耦合時整體升力和阻力的比值；Kmoninterference表示無干擾下的升阻比，研究各幾何參數(shù)對布局氣動特性的影響。

圖5 參數(shù)定義

3.1 不同間距對大小機(jī)翼氣動特性的影響

從圖6可以看出大小機(jī)翼間隔的變化對于大機(jī)翼的升力系數(shù)影響很小，其中r=0.1和r=0.2的情況下無干擾和有干擾的升力系數(shù)曲線在失速迎角之前基本重合，大機(jī)翼的失速迎角也基本不發(fā)生變化，維持在16°左右。r=0.3時，間隔g=0.2的狀態(tài)下，10°迎角之前大機(jī)翼的無干擾升力系數(shù)小于雙翼干擾情況下的升力系數(shù)，這是由于大小機(jī)翼在小于10°迎角下，由于氣流流過大小機(jī)翼之間的狹窄通道，氣流加速，通道內(nèi)出現(xiàn)了低壓區(qū)域，大機(jī)翼的尾緣部分獲得了更大的升力，所以導(dǎo)致大機(jī)翼的升力系數(shù)相對于無干擾的情況下出現(xiàn)略微提高。在間隔g大于0.2的情況下，隨著間隔的增加，升力系數(shù)以及升阻比都更加接近無干擾時候的升力系數(shù)和升阻比。

圖6 大機(jī)翼升力系數(shù)變化情況

弦長比r=0.3，間隔g=0.2時，小攻角下的壓力云圖如圖7所示，可以看出小機(jī)翼受到大機(jī)翼的影響較大，大小機(jī)翼之間通道氣流加速形成低壓區(qū)域會使小機(jī)翼在攻角較小時下翼面壓力減小，產(chǎn)生負(fù)升力，r=0.3，g=0.2，6°攻角下，如圖7（a）所示小機(jī)翼依然有負(fù)升力的產(chǎn)生，直到8°攻角下才產(chǎn)生正的升力，如圖7（b）所示。雖然對雙翼布局下的大機(jī)翼升力有提升作用，但是這不利于大小機(jī)翼整體的氣動性能，間隔越大，大小機(jī)翼的性能越接近無干擾時的氣動性能，由于該布局需要小機(jī)翼通過升力的變化向大機(jī)翼傳遞轉(zhuǎn)動力矩，距離太遠(yuǎn)不利于結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性，所以g=0.4比較合適。

圖7 r=0.3，g=0.2，AOA=6°/8°大小機(jī)翼壓力云圖

在g≥0.2，s=0，δ=0時，從圖8中可以看出，間隔的變化不會影響大小機(jī)翼Kmax的迎角，大小機(jī)翼的整體最大升阻比迎角都在8°，并且可以看到，在Kmax迎角之前，3種不同弦長比的大小機(jī)翼的升阻比K均隨著大小機(jī)翼間隔的增加而增加，由此可以看出，在10°攻角之前，隨著大小機(jī)翼間隔的增加，升阻比也相對增加，但是在10°之后接近臨界迎角16°時，趨勢發(fā)生了改變，表現(xiàn)為間隔越小，大小機(jī)翼的升阻比反而會變大，這是由于，在接近臨界迎角時，小間距的情況下，隨著迎角的變大，大機(jī)翼后緣會發(fā)生邊界層分離，大小機(jī)翼之間的通道使大機(jī)翼上表面氣流流動的逆壓梯度減小，一定程度上抑制了大機(jī)翼后緣部分的流動分離，進(jìn)而提高整個大小機(jī)翼的升阻比，側(cè)面反映了大攻角下邊界層分離是升力系數(shù)下降的主要原因，也說明大攻角下，小間距的大小機(jī)翼有著良好的氣動性能。

圖8 升阻比隨攻角變化

3.2 不同弦長比對大小機(jī)翼氣動特性的影響

在交錯和間隔相同時，弦長比的不同，大小機(jī)翼之間相互干擾的區(qū)域大小不同，如圖9所示，不同弦長比大小機(jī)翼升阻比變化趨勢趨于一致，相同工況下，弦長比越大，最大升阻比越小。AOA=8°，r=0.1時整體升阻比相較于無干擾升阻比下降5.07%，r=0.2下降7.52%，r=0.3下降10.9%。

圖9 整體升阻比隨攻角變化

由上文分析可知大小機(jī)翼的弦長比不會影響大小機(jī)翼的整體最大升阻比迎角，下面選取最大升阻比的攻角8°進(jìn)行研究。由圖10可知，隨著弦長比r的增加，在不同的間隔g下整體的升阻比K處于線性下降狀態(tài)，其中g(shù)=0.4，r=0.1時最大升阻比與無干擾升阻比相比下降3.78%。由圖11可知在間隔g=0.4和g=0.6的時候大機(jī)翼的升阻比卻隨著弦長比的增加顯著提高，升阻比提高的原因?yàn)榇髾C(jī)翼的阻力系數(shù)隨著間隔的增大而減小，從而使得大機(jī)翼的升阻比升高。在間隔g=0.2，攻角為8°不變時，大機(jī)翼的升阻比隨著大小機(jī)翼弦長比的增加而顯著的降低，這是由于隨著弦長比的增加，大小機(jī)翼之間的通道變長，影響區(qū)域變大，且此時攻角沒有接近失速迎角，小機(jī)翼抑制大機(jī)翼后緣邊界層分離的效果較差所以使得大小機(jī)翼之間的互相氣動干擾增大。

圖10 整體升阻比隨弦長比變化

圖11 升阻比隨弦長比和間隔變化

由圖12可以看出，間隔g=0.2時小機(jī)翼的阻力系數(shù)隨著弦長比的增加而減小，其氣動性能會發(fā)生突變，這和文獻(xiàn)[11]中小間距的氣動特性和大間距的氣動特性存在差異的描述相符合。在間隔g≥0.4時小機(jī)翼阻力系數(shù)隨著弦長比的增大而增大，大機(jī)翼的阻力系數(shù)隨著弦長比的增大減小，造成的效果是，大小機(jī)翼耦合時整體的阻力系數(shù)隨著弦長比的增大而增大，升阻比隨著弦長比的增大而減小，所以為了提高升阻比，應(yīng)盡可能的減小布局中小機(jī)翼的弦長。由此可見，在8°攻角下弦長比越小，整體的氣動性能越好。

圖12 阻力系數(shù)隨弦長比變化

3.3 不同交錯形式對大小機(jī)翼氣動特性的影響

選擇不同的弦長比研究不同的交錯形式對大小機(jī)翼升阻特性的影響。從圖13可以看出，在不同的交錯形式中（小機(jī)翼后緣相對大機(jī)翼向前緣移動為正），弦長比越大，不同交錯位置大小機(jī)翼的整體升阻比越小，隨交錯位置變化的幅度越大。當(dāng)交錯s=0.2時，整體升阻比下降最多。由圖14可知，耦合狀態(tài)下小機(jī)翼會提升大機(jī)翼的氣動性能，s=0時，在小機(jī)翼作用下大機(jī)翼升阻比提高34.84%，小機(jī)翼的升阻比下降較多，造成的結(jié)果是整體升阻比略有下降。交錯s=0.2時整體升阻比下降最多，其中r=0.1時下降5.67%，r=0.2時下降11%，r=0.3時下降15.23%。由此可得，當(dāng)小機(jī)翼的位置趨近于大機(jī)翼的前緣（s≥0.2）和后緣時，大小機(jī)翼的整體升阻比越接近無干擾升阻比。

圖13 整體升阻比隨交錯位置變化曲線

圖14大機(jī)翼和小機(jī)翼升阻比隨交錯變化曲線

3.4 不同的翼差角對大小機(jī)翼氣動特性的影響

圖15 給出大機(jī)翼的攻角不發(fā)生變化時，升阻比隨翼差角δ的變化曲線。由圖15可知，隨著翼差角的變大（小機(jī)翼相對大機(jī)翼從低頭到抬頭），大小機(jī)翼的整體升阻比先增大后減小，且小機(jī)翼相對大機(jī)翼抬頭越大，氣動干擾越強(qiáng)，其中翼差角為0時相比無干擾升阻比下降最少，翼差角為4°時下降18.25%。由此可得在r=0.1，g=0.4的情況下，翼差角為0可以使整體升阻比最大。

圖15 升阻比隨翼差角變化

3.5 新型大小機(jī)翼布局對起飛階段的影響

本文設(shè)計的新型布局機(jī)翼，可以在速度未達(dá)到巡航速度時保持大攻角狀態(tài)，這有利于提升飛機(jī)起降性能。飛機(jī)的起飛滑跑距離受到升力系數(shù)的影響，一般情況下，飛機(jī)的升力系數(shù)越大離地速度越小，但是離地迎角往往受到擦尾迎角的限制。本文設(shè)計的新型攻角自調(diào)整型大小機(jī)翼由于大機(jī)翼可以轉(zhuǎn)動的特性，大機(jī)翼可以在5°范圍內(nèi)轉(zhuǎn)動，這就使得擦地角對飛機(jī)的限制減小，大小機(jī)翼可以通過機(jī)翼的轉(zhuǎn)動而不是飛機(jī)抬頭來獲取更大的升力系數(shù)，使得起飛迎角更接近臨界迎角來獲得更大的升力系數(shù)從而降低起飛離地速度，縮短滑跑距離，并且大機(jī)翼上方的小機(jī)翼也能提供額外的升力系數(shù)進(jìn)一步縮短滑跑距離。根據(jù)參考文獻(xiàn)[21]提供的計算公式：

其中Vl0表示離地速度；Waft表示飛機(jī)重力；ρ表示空氣密度；S表示參考面積；Cl表示升力系數(shù)，若機(jī)翼離地仰角為10°，假定起飛狀態(tài)如下：

忽略離地速度變化對升力系數(shù)的影響，可得離地速度約為20 m/s，在此速度下，由于大小機(jī)翼的轉(zhuǎn)動特性，見表2，起飛迎角最大可達(dá)到15°，相對于傳統(tǒng)固定翼布局的最大起飛迎角10°，升力系數(shù)為1.18160，大小機(jī)翼能夠降低起飛的離地速度。

表2 離地攻角對離地速度影響

3.6 亞聲速可壓縮飛行下大小機(jī)翼氣動特性

由上文分析可知，大小機(jī)翼合適的相對位置能使得大機(jī)翼的升阻比提高，同時使得整體升阻比接近無干擾升阻比。但是大小機(jī)翼的氣動性能在高速可壓縮流動中沒有得到驗(yàn)證。在上文選取的r=0.1，g=0.4，s=0，δ=0，攻角為8°的情況下對大小機(jī)翼布局以及單獨(dú)機(jī)翼布局進(jìn)行氣動仿真。選取沿展長方向0%，40%，80%截面處導(dǎo)出大小機(jī)翼和單翼布局表面壓力值繪制三維曲面圖，如圖16和圖17所示，大小機(jī)翼對比單翼布局在0.35馬赫數(shù)的流場中，不同截面處的表面壓力分布基本不發(fā)生變化，大小機(jī)翼的氣動干擾隨著流場速度的增加不發(fā)生明顯變化。取40%展長處截面，其壓力云圖如圖18所示，由圖可知，大機(jī)翼前緣駐點(diǎn)位置基本不變，小機(jī)翼由于處于大機(jī)翼的背風(fēng)區(qū)，實(shí)際攻角略有減小，前緣駐點(diǎn)向上發(fā)生移動。大小機(jī)翼和單翼布局的上翼面壓力梯度分布也保持一致，大機(jī)翼和小機(jī)翼之間形成的通道內(nèi)也沒有明顯的壓力突變，說明此類大小機(jī)翼的相對位置在中低亞聲速流動中也有一定的適用性，并不會因速度的提高而產(chǎn)生劇烈的干擾。

圖16 不同截面處大小機(jī)翼表面壓力

圖17 壓力云圖

圖18 40%展長截面處壓力云圖

4 結(jié)論

（1）本文創(chuàng)新性地提出了一種新型的大小機(jī)翼布局形式，其設(shè)計結(jié)合了自由翼和排翼布局，建立了力學(xué)模型，充分利用二者之間的空氣動力關(guān)系，使得該新型布局具有攻角自調(diào)整的能力，使得來流擾動和攻角相匹配，提高飛行穩(wěn)定性，減少飛行操縱壓力。

（2）小機(jī)翼上置的布局形式氣動特性中，10°攻角之前，弦長比r=0.3，間隔g=0.2時，雙翼布局大機(jī)翼的升力系數(shù)大于單翼布局，小機(jī)翼在該種布局下對大機(jī)翼有增升作用。在大于10°攻角，接近臨界迎角的工況下，小機(jī)翼一定程度上抑制了大機(jī)翼的后緣邊界層分離，小機(jī)翼和大機(jī)翼間隔越小，大小機(jī)翼整體的升阻比越大。

（3）本文對大小機(jī)翼氣動特性的數(shù)值模擬研究表明，大小機(jī)翼的弦長比、間隔不會影響最大升阻比攻角大小。但弦長比r、交錯位置s、間隔g以及翼差角δ均會影響大小機(jī)翼的整體升阻比，其中在攻角為8°時，r=0.1，g=0.4，s=0，δ=0時，小機(jī)翼能夠使大機(jī)翼升阻比提高34.84%，同時整體升阻比相較于無干擾升阻比僅降低3.78%，小機(jī)翼能一定程度上提高大機(jī)翼氣動性能。在該相對位置下，交錯s≥0.2，以及s≤0時會使大小機(jī)翼的整體干擾減小，并且小機(jī)翼和大機(jī)翼存在翼差角時會降低整體升阻比。

（4）在中低馬赫數(shù)可壓縮亞音速流動進(jìn)行一定驗(yàn)證，結(jié)果表明0.35馬赫，8°攻角巡航工況下，耦合情況下大機(jī)翼和單翼布局表面壓力分布趨近一致，該種布局也一定程度使用中低馬赫數(shù)可壓縮流動中。

（5）采用新型氣動布局形式，最大可降低起飛13%左右的起飛離地速度。并且能夠不受起飛擦地角的限制，在未來適用于短距起降等無人機(jī)構(gòu)型上，給飛機(jī)的設(shè)計提供更多的參考。