王 斌, 郝 璇, 郭少杰, 蘇 誠(chéng)

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

商用飛機(jī)提高燃油效率及降低運(yùn)營(yíng)成本，很大程度上取決于發(fā)動(dòng)機(jī)性能和外形氣動(dòng)效率。根據(jù)Breguet航程公式，高巡航因子(MaL/D,馬赫數(shù)與升阻比的乘積)一直是巡航氣動(dòng)設(shè)計(jì)追求的一個(gè)重要目標(biāo)。然而，傳統(tǒng)民機(jī)氣動(dòng)外形即使是采用先進(jìn)的超臨界機(jī)翼，仍要承受因兼顧非設(shè)計(jì)點(diǎn)或其他要求而導(dǎo)致的氣動(dòng)效率損失，主要在于：當(dāng)前執(zhí)行的空中交通管制要求飛機(jī)在巡航過(guò)程中必須采用階梯巡航方式，這意味著等高定速飛行時(shí)，隨著燃油減少升力系數(shù)逐漸減小，飛行難以保持在恒定的升阻狀態(tài)；適航條例中對(duì)抖振邊界的規(guī)定要求飛機(jī)應(yīng)能夠在大于經(jīng)濟(jì)巡航狀態(tài)的較大速度和升力范圍內(nèi)安全飛行，這使得機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)必須兼顧這些狀態(tài)下的激波強(qiáng)度控制；巡航外形接近橢圓的展向升力分布有利于降低誘導(dǎo)阻力，而此時(shí)較大的翼根彎矩也增大了機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量，故總體設(shè)計(jì)要在氣動(dòng)與重量之間做出權(quán)衡；型號(hào)系列化發(fā)展往往通過(guò)延長(zhǎng)機(jī)身、加強(qiáng)結(jié)構(gòu)和增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力來(lái)實(shí)現(xiàn)，這要求機(jī)翼在較寬升力范圍內(nèi)均具有足夠高的氣動(dòng)潛力，特別是抖振邊界特性。除此之外，氣動(dòng)設(shè)計(jì)考慮減小配平阻力而對(duì)力矩產(chǎn)生限制,或保證干凈機(jī)翼具有較好的高低速分離特性等因素，都或多或少對(duì)巡航升阻比造成影響。因此，傳統(tǒng)巡航外形經(jīng)過(guò)多個(gè)設(shè)計(jì)考慮進(jìn)行折中后并未達(dá)到理想的氣動(dòng)效率，并且只有在特定的飛行剖面下才能獲得接近實(shí)際最優(yōu)的性能。

多年來(lái)燃油價(jià)格的增長(zhǎng)以及航空市場(chǎng)對(duì)載荷、航程等性能要求的不斷提高，持續(xù)的系列化發(fā)展對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)提出了更高的要求。國(guó)外多個(gè)大型飛機(jī)制造廠商和研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了多項(xiàng)變形技術(shù)研究，目的就是尋求可經(jīng)濟(jì)地提高飛機(jī)氣動(dòng)效率和操縱性的潛在技術(shù)，其中具有代表性的就是可變彎度機(jī)翼技術(shù)[1-5]。機(jī)翼的可變彎度概念是指在整個(gè)飛行過(guò)程中，隨飛行狀態(tài)的改變而不斷改變前后緣裝置的位置，使翼剖面的幾何形狀(彎度)不斷調(diào)整，使其在整個(gè)飛行范圍內(nèi)都具有接近最佳的氣動(dòng)特性[6]。分析表明，變彎度機(jī)翼可以降低燃油消耗和運(yùn)行成本，特別是對(duì)于長(zhǎng)航程飛機(jī)，可以節(jié)約成本3.5%左右[7]。

可變彎度機(jī)翼，無(wú)論是從基礎(chǔ)空氣動(dòng)力學(xué)理論還是實(shí)際飛行應(yīng)用的角度來(lái)看，都具有巨大潛力。變彎度技術(shù)最初在軍用飛機(jī)上得到了比較廣泛的應(yīng)用，為提高作戰(zhàn)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性而進(jìn)行的技術(shù)研究帶動(dòng)了大量變彎度概念的驗(yàn)證和應(yīng)用，具有代表性的有AFTI-F111、F-18及X-29A等[8-14]。民用運(yùn)輸機(jī)在起降過(guò)程中利用前后緣裝置增大機(jī)翼彎度的增升技術(shù)早在20世紀(jì)20年代已基本成熟，而巡航階段通過(guò)變彎度來(lái)改善“非設(shè)計(jì)點(diǎn)”性能則是到20世紀(jì)后期才開(kāi)始取得應(yīng)用[2]。20世紀(jì)70年代，NASA Dryden飛行研究中心評(píng)估了現(xiàn)代寬體運(yùn)輸機(jī)L-1011，采用可變彎度機(jī)翼技術(shù)在名義巡航飛行狀態(tài)可獲得1%～3%的減阻收益，并開(kāi)展了飛行驗(yàn)證試驗(yàn)[4-5]。波音和空客公司從20世紀(jì)80年代開(kāi)始評(píng)估變彎度概念，前者在B777-200ER上進(jìn)行了后緣變彎度飛行試驗(yàn)[15]，后者針對(duì)A330/A340開(kāi)展了變彎度預(yù)設(shè)計(jì)[16]。據(jù)報(bào)道,最新一代的寬體客機(jī)B787和A350均采用了可變彎度機(jī)翼技術(shù)，在保證低速性能的同時(shí)改善了巡航狀態(tài)的阻力特性[17]。

國(guó)內(nèi)目前正開(kāi)展遠(yuǎn)程寬體客機(jī)的研究工作。鑒于在此方面缺乏實(shí)際工程經(jīng)驗(yàn)，且可變彎度機(jī)翼技術(shù)多進(jìn)行二維理論研究[18-21]，有必要在下一代寬體遠(yuǎn)程客機(jī)研制初期，對(duì)國(guó)外先進(jìn)飛機(jī)的關(guān)鍵氣動(dòng)技術(shù)進(jìn)行研究，形成一定的技術(shù)儲(chǔ)備。因此，針對(duì)寬體客機(jī)可變彎度機(jī)翼，參照傳統(tǒng)鉸鏈形式的操縱面建立了機(jī)翼前后緣變彎度研究模型并對(duì)其合理性進(jìn)行了驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，采用數(shù)值計(jì)算手段分析了變彎度減阻原理，并結(jié)合數(shù)值優(yōu)化技術(shù)探索了機(jī)翼變彎度對(duì)巡航階段氣動(dòng)效率的影響規(guī)律。本文在三維機(jī)翼上開(kāi)展的研究工作，有助于進(jìn)一步加深對(duì)巡航機(jī)翼變彎度減阻原理的認(rèn)識(shí)，同時(shí)形成的高效研究分析手段可為后續(xù)工作奠定基礎(chǔ)。

1 變彎度研究模型

1.1 變彎度模型

目前商用客機(jī)上變彎度技術(shù)的應(yīng)用幾乎都基于已有的襟、副翼和擾流板，這樣不會(huì)過(guò)多地增加系統(tǒng)重量。如圖1所示，巡航飛行時(shí)，內(nèi)、外襟翼按照一定策略和運(yùn)動(dòng)方式進(jìn)行小角度偏轉(zhuǎn)，擾流板會(huì)自動(dòng)搭接到偏轉(zhuǎn)后的襟翼上,達(dá)到改變機(jī)翼內(nèi)段和中段彎度的目的，而外翼附近彎度的變化可通過(guò)副翼定軸旋轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)。其中，僅使用襟翼和擾流板的變彎度形式居多。

圖1 商用飛機(jī)變彎度示意

僅從變彎度減阻原理研究的角度來(lái)看，上述模型存在兩個(gè)不利因素：一是襟翼、擾流板偏轉(zhuǎn)后，翼面局部存在臺(tái)階或縫隙，相鄰偏轉(zhuǎn)面的交接處形成“剪刀叉”，雖然考慮這些干擾在評(píng)估變彎度工程收益時(shí)具有實(shí)際意義，但對(duì)于原理性研究難以量化區(qū)分彎度變化對(duì)氣動(dòng)力的具體影響；二是變彎度后復(fù)雜的型面使得計(jì)算網(wǎng)格難于自動(dòng)、快速生成，影響研究分析效率。為克服這兩個(gè)問(wèn)題，本文建立了一種簡(jiǎn)化的變彎度模型。如圖2所示，針對(duì)總體布局,對(duì)后緣襟翼、擾流板、副翼及前緣縫翼的具體布置，在各操縱面兩端提取干凈機(jī)翼的控制翼型，根據(jù)操縱面的弦向占比設(shè)定控制翼型的可變范圍。其中，如站位6處的情況可進(jìn)行平均處理。

每個(gè)站位控制翼型的彎度變化通過(guò)偏轉(zhuǎn)前后緣來(lái)實(shí)現(xiàn)，如圖3所示。為使偏轉(zhuǎn)后的前后緣與主翼連續(xù)過(guò)渡，設(shè)定一定弦長(zhǎng)的過(guò)渡段，以3次曲線形式描述。為便于研究，統(tǒng)一將前后緣偏轉(zhuǎn)參照點(diǎn)設(shè)置在初始翼型的弦線上且位于過(guò)渡段中點(diǎn)。

圖2 控制翼型布置

當(dāng)給定前后緣偏轉(zhuǎn)角度時(shí)，按照以上定義可獲得所有站位偏轉(zhuǎn)之后的控制翼型數(shù)據(jù)，再基于這些控制翼型即可生成改變彎度后的機(jī)翼CAD數(shù)模。

1.2 模型可信度分析

以翼身組合體為研究對(duì)象，分析圖1中的變彎度模型(Model1)在其后緣操縱面上/下偏轉(zhuǎn)2°時(shí)的氣動(dòng)力變化，并與本文所建的變彎度模型(Model2)進(jìn)行對(duì)比。需要指出，由于兩個(gè)模型變彎度轉(zhuǎn)軸位置及偏轉(zhuǎn)形式不同，比較時(shí)為使偏轉(zhuǎn)后的翼面盡量接近，本文建立模型的偏轉(zhuǎn)角度略小，基本在1.5°左右。

氣動(dòng)力計(jì)算采用點(diǎn)對(duì)點(diǎn)對(duì)接方式生成的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，半模網(wǎng)格數(shù)約為600萬(wàn)。Model2由于變彎度時(shí)前后緣偏轉(zhuǎn)角度較小且經(jīng)過(guò)連續(xù)處理，所以不影響網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和網(wǎng)格質(zhì)量，可利用程序來(lái)實(shí)現(xiàn)不同偏轉(zhuǎn)變形后的網(wǎng)格自動(dòng)生成。數(shù)值計(jì)算基于三維積分形式的雷諾平均N-S方程求解，湍流模型采用S-A一方程模型。程序經(jīng)過(guò)大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證[22,23]，具有較好的計(jì)算精度和效率。篇幅所限，這里不再贅述。

從圖4的對(duì)比情況來(lái)看，本文建立的變彎度研究模型能夠準(zhǔn)確地反映氣動(dòng)力隨后緣偏轉(zhuǎn)的變化趨勢(shì)，尤其是由于激波誘導(dǎo)分離導(dǎo)致的升力和力矩系數(shù)曲線轉(zhuǎn)折。可見(jiàn)，簡(jiǎn)化后的模型可近似模擬真實(shí)操縱面的偏轉(zhuǎn)特性，并且機(jī)翼表面無(wú)型面質(zhì)量干擾，有利于實(shí)現(xiàn)數(shù)模和網(wǎng)格的自動(dòng)生成，提高變彎度減阻原理研究效率。

(a)CL～α

(b)Cm～CL

(c)L/D～CL

圖4Ma=0.85,Re=5×107時(shí)氣動(dòng)力曲線

Fig.4 Aerodynamic characteristics atMa=0.85 andRe=5×107

2 變彎度對(duì)氣動(dòng)力的影響研究

為分析機(jī)翼彎度變化對(duì)氣動(dòng)力的具體影響，在寬體客機(jī)典型標(biāo)模CRM(Common Research Model)[24-25]的翼身組合體上建立變彎度研究模型，分析前后緣分別上/下偏轉(zhuǎn)2°范圍內(nèi)的氣動(dòng)力、壓力分布和展向載荷分布的變化。

參照氣動(dòng)布局一般經(jīng)驗(yàn)布置前后緣操縱面，即機(jī)翼前后緣可變范圍，據(jù)此沿機(jī)翼展向選取8個(gè)控制翼型，如圖5所示。

1)前緣變化范圍為站位1(當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的10%)線性過(guò)渡到站位8(當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的18%)，由站位4將前緣分為內(nèi)外兩段。設(shè)定站位1、站位4和站位8的前緣可獨(dú)立偏轉(zhuǎn)，其他站位的偏轉(zhuǎn)角通過(guò)線性差值獲得。

2)后緣變化范圍為站位1至站位7，共分三段，分別模擬內(nèi)襟翼、外襟翼和副翼。站位1、站位4、站位6和站位7獨(dú)立偏轉(zhuǎn)，其他站位的偏轉(zhuǎn)角同樣通過(guò)線性差值獲得。弦向可變部分內(nèi)翼段保持等絕對(duì)弦長(zhǎng)，站位4至站位7均為25%弦長(zhǎng)。

3)前后緣與主翼之間的過(guò)渡段范圍設(shè)定為當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的5%。

圖5 機(jī)翼變彎度范圍

2.1 后緣變彎度

如圖6所示，隨著機(jī)翼后緣彎度增加，翼身組合體升力系數(shù)、低頭力矩增大。在較大升力系數(shù)時(shí)后緣彎度變化對(duì)升阻比產(chǎn)生顯著影響，后緣下偏時(shí)升阻比增大。按力矩曲線發(fā)生拐折來(lái)判別，抖振起始升力系數(shù)在后緣下偏1°達(dá)到最大值。

從圖7中可以看出，雖然機(jī)翼后緣僅作微小偏轉(zhuǎn)，但對(duì)上下翼面的壓力分布均產(chǎn)生明顯的影響，尤其是上翼面的激波位置和強(qiáng)度。來(lái)流迎角不變時(shí)，后緣下偏除了增加控制翼型的彎度，實(shí)際上也類似于增大了當(dāng)?shù)貛缀闻まD(zhuǎn)角，故前緣駐點(diǎn)后移，前緣吸力峰及上翼面超聲速范圍增大，激波位置后移，且波阻增大。內(nèi)外翼前緣吸力峰增長(zhǎng)幅度不同應(yīng)與當(dāng)?shù)仄拭鎻澏攘考?jí)以及同樣偏角產(chǎn)生的當(dāng)?shù)貜澏仍隽坎町愑嘘P(guān)。而某一升力系數(shù)時(shí)，后緣彎度增加，來(lái)流迎角減小，前緣吸力峰降低。由此可見(jiàn)，來(lái)流迎角與上翼面后端偏轉(zhuǎn)相結(jié)合，可使得某些狀態(tài)下激波減弱，這是變后緣彎度可降低波阻、改善激波誘導(dǎo)分離的原因。

圖8中展向升力系數(shù)(CL0)及升力載荷系數(shù)(LLoad=CL0c/(CLcA))分布顯示，由于各控制翼型的彎度不同，即使后緣各偏轉(zhuǎn)角相同，但仍可改變機(jī)翼的展向升力分布。這說(shuō)明機(jī)翼變彎度可有效調(diào)整機(jī)翼環(huán)量分布，降低誘導(dǎo)阻力。

2.2 前緣變彎度

如圖9所示，隨著前緣彎度增大，氣動(dòng)力和力矩系數(shù)變化并不顯著，在計(jì)算范圍內(nèi)僅在偏大迎角時(shí)稍有影響。同樣，按力矩曲線發(fā)生拐折來(lái)判別抖振起始升力系數(shù)，可知其最大值出現(xiàn)在前緣上偏0.5°時(shí)。

從圖10中弦向壓力分布可以看出，前緣偏轉(zhuǎn)可降低上翼面的波前馬赫數(shù)，改善激波誘導(dǎo)分離。而圖11顯示，前緣偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致的壓力分布變化并未明顯改變展向載荷系數(shù)分布。由此可見(jiàn)，前緣變彎度主要作用在阻力組成的波阻分量上，而對(duì)誘導(dǎo)阻力影響較小。

(a)CL～α

(b)cm～CL

(c)L/D～CL

圖6Ma=0.85,Re=4×107時(shí)氣動(dòng)力曲線

Fig.6 Aerodynamic characteristics atMa=0.85 andRe=4×107

3 變彎度減阻優(yōu)化研究

3.1 研究方法

為獲得巡航速度下最佳的變彎度減阻策略，將參數(shù)化建模、高效氣動(dòng)力計(jì)算及數(shù)值尋優(yōu)相結(jié)合，建立變彎度減阻優(yōu)化研究方法，如圖12所示。對(duì)巡航速度下各個(gè)指定升力系數(shù)狀態(tài)進(jìn)行前后緣偏轉(zhuǎn)優(yōu)化，所得到結(jié)果集合可形成最優(yōu)升阻比包絡(luò)。

(a)α=2°

(b)CL=0.6

圖8 CL=0.6時(shí)展向氣動(dòng)載荷分布

(a)CL～α

(b)Cm～CL

(c)L/D～CL

(a)α=2°

(b)CL=0.6

圖11 CL=0.6時(shí)展向氣動(dòng)載荷分布

圖12 優(yōu)化流程

優(yōu)化過(guò)程中的氣動(dòng)力計(jì)算基于附面層理論的守恒型全速勢(shì)方程求解[26-27]，可考慮黏性和輕度分離的影響，能夠準(zhǔn)確地給出氣動(dòng)力的變化趨勢(shì)和壓力分布形態(tài)。圖13為Ma=0.85、α=2°時(shí)前緣上偏1.5°及后緣下偏2°速勢(shì)程序(VP)與前文N-S數(shù)值方法在弦向壓力分布的對(duì)比，其中“TE”代表后緣偏轉(zhuǎn)狀態(tài)，“LE”代表前緣偏轉(zhuǎn)狀態(tài)?？梢?jiàn)該程序能夠準(zhǔn)確模擬前后緣小角度偏轉(zhuǎn)時(shí)的壓力分布變化。速勢(shì)程序可自動(dòng)生成計(jì)算網(wǎng)格，計(jì)算速度快，可顯著提高優(yōu)化效率。為保證準(zhǔn)確反映氣動(dòng)力系數(shù)的變化情況，采用N-S求解器對(duì)優(yōu)化結(jié)果再進(jìn)行評(píng)估。

(a)η=25%

(b)η=65%

3.2 巡航速度下變彎度減阻優(yōu)化

選取Ma=0.85時(shí)CL=0.30、0.45、0.50、0.55、0.60和0.65共6個(gè)狀態(tài)進(jìn)行減阻優(yōu)化。采用單獨(dú)變后緣(Trailing Edge Variable Camber, TVC)及同時(shí)變前后緣(Leading and Trailing Edge Variable Camber, LTVC)彎度兩種方式。前者的優(yōu)化目標(biāo)為升阻比最大、力矩增量最?。缓笳叩膬?yōu)化目標(biāo)為升阻比最大，約束低頭力矩不大于初始值。兩種情況下優(yōu)化變量的取值范圍均為-3°～3°。

從兩種工況優(yōu)化后的前后緣偏轉(zhuǎn)情況來(lái)看，為減小CRM機(jī)翼阻力，小升力系數(shù)時(shí)后緣上偏，而大升力系數(shù)時(shí)內(nèi)翼下偏、外翼上偏。N-S方法計(jì)算的氣動(dòng)系數(shù)結(jié)果分別見(jiàn)表1～表3。數(shù)據(jù)顯示：

1)相比于未變彎度，變彎度后小升力系數(shù)時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角增大，而大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角減小，即變彎度有等效于改變升力線斜率的作用。

2)在控制低頭力矩增量的情況下，當(dāng)升力系數(shù)不大于設(shè)計(jì)升力系數(shù)(0.5)時(shí)，變彎度獲得的減阻量不超過(guò)0.000 05。隨著升力系數(shù)增大，誘導(dǎo)阻力和波阻值增加，而此時(shí)變彎度的減阻幅度也增大，可達(dá)0.0010以上。

3)相比于變后緣彎度，在較小升力系數(shù)時(shí)，同時(shí)變前后緣彎度未帶來(lái)額外減阻收益，而較大升力系數(shù)時(shí)減阻量顯著增加，并且低頭力矩增長(zhǎng)也得到了進(jìn)一步抑制。

表1 未變彎度時(shí)的氣動(dòng)力系數(shù)

表2 后緣變彎度氣動(dòng)力系數(shù)

表3 前/后緣變彎度氣動(dòng)力系數(shù)

圖14為65%半翼展處各升力系數(shù)下變彎度前后弦向壓力分布的變化?？梢?jiàn)，CL=0.3時(shí)，變彎度增大了前緣吸力峰。CL>0.5時(shí)，變彎度或改變了激波位置或降低了波前馬赫數(shù)，而改變前后緣彎度降低激波強(qiáng)度的效果更加顯著，并且正是因?yàn)榍熬壩Ψ宓脑黾雍图げㄎ恢们耙贫M(jìn)一步減小了低頭力矩。

圖15顯示了CL=0.65變彎度優(yōu)化前后構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)曲線，圖16給出了上翼面極限流線的對(duì)比?？梢钥吹剑厍€拐折起始點(diǎn)后移，上翼面分離區(qū)明顯減小，這說(shuō)明變彎度提高了抖振起始升力系數(shù)。

圖17為機(jī)翼變彎度前后展向升力載荷系數(shù)分布變化對(duì)比。可以看到，CL=0.3時(shí)，變彎度減小了內(nèi)翼的升力系數(shù)，增大了外翼的升力系數(shù)。而CL=0.65時(shí)，變彎度發(fā)揮了相反的作用，即此時(shí)對(duì)誘導(dǎo)阻力的控制是有損失的。結(jié)合前文表1～表3中具體減阻量數(shù)值可知，變彎度減阻效果在小升力系數(shù)時(shí)取決于誘導(dǎo)阻力，而較大升力系數(shù)時(shí)則是波阻和誘導(dǎo)阻力的綜合。另外還可以看到，在抖振起始升力系數(shù)附近，變彎度使得外翼大幅卸載，這既可緩解外翼過(guò)早發(fā)生大面積激波誘導(dǎo)分離進(jìn)而改善抖振特性，也可有效減小翼根彎矩從而有利于降低機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。

(a)CL=0.30

(b)CL=0.45

(c)CL=0.50

(d)CL=0.55

(e)CL=0.60

(f)CL=0.65

圖14 壓力分布變化,η=65%

Fig.14 Variation of sectional surface pressure,η=65%

圖15 Ma=0.85, Re=4×107時(shí)俯仰力矩系數(shù)曲線

圖16 CL=0.65時(shí)上翼面極限流線

(a)CL=0.3

(c)CL=0.65

4 結(jié) 論

本文以CRM機(jī)翼為對(duì)象，研究了寬體客機(jī)巡航階段機(jī)翼變彎度減阻的技術(shù)原理，獲得以下主要結(jié)論：

1)后緣下偏，在增大升力系數(shù)和低頭力矩的同時(shí)，會(huì)在較大升力系數(shù)附近獲得一定的升阻比提高，而抖振起始升力系數(shù)并非隨彎度增加而單調(diào)增大。

2)前緣上偏，升力系數(shù)、低頭力矩變化不大，激波移動(dòng)幅度相對(duì)較小，但強(qiáng)度會(huì)有所降低。

3)一定升力系數(shù)下，變彎度引起的機(jī)翼展向當(dāng)?shù)赜行в桥c彎度分布的變化，可減小激波阻力或誘導(dǎo)阻力，從而提高升阻比。

4)在約束低頭力矩增量的情況下，小于巡航升力系數(shù)的狀態(tài)由于不存在激波或激波較弱，且誘導(dǎo)阻力相對(duì)較小，變彎度減阻效果不顯著；而較大升力系數(shù)時(shí)變彎度可有效降低波阻和翼根彎矩，改善激波誘導(dǎo)分離。

5)在大升力系數(shù)狀態(tài)，相對(duì)于單獨(dú)變后緣彎度，同時(shí)偏轉(zhuǎn)前后緣可進(jìn)一步抑制低頭力矩的增長(zhǎng)，并獲得更大的阻力降低。

從CRM機(jī)翼變彎度減阻特性不難看出，巡航階段變彎度減阻能力很大程度上取決于基準(zhǔn)機(jī)翼的展向升力分布和機(jī)翼壓力分布形態(tài)，這意味著不同機(jī)翼的變彎度效果可能差異很大。因此，型號(hào)研制過(guò)程中應(yīng)針對(duì)具體構(gòu)型進(jìn)行具體分析，這樣才能更準(zhǔn)確地評(píng)估可變彎度機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用的氣動(dòng)收益，為總體作綜合權(quán)衡提供支撐。