張雅璇 劉沛清 夏 慧 戴佳驊 李慶輝 欒博語(yǔ)

(北京航空航天大學(xué)，北京 100191)

0 引言

增升裝置設(shè)計(jì)技術(shù)的重大突破對(duì)進(jìn)一步提高新一代民用客機(jī)的氣動(dòng)性能起著關(guān)鍵性作用，這在世界范圍內(nèi)也是一個(gè)很有挑戰(zhàn)性的研究課題[1]。為了達(dá)到降低油耗、減少噪聲和污染的目標(biāo)，高效航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、復(fù)合材料機(jī)身、高效增升裝置技術(shù)等多種先進(jìn)技術(shù)和新能源技術(shù)都被應(yīng)用到民用航空運(yùn)輸當(dāng)中。如今，增升裝置設(shè)計(jì)需要多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化，這已在飛機(jī)設(shè)計(jì)中進(jìn)行了大量的研究，國(guó)外R.C.Potter與L.P.Yip[2-3]等人提出一種反映氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)重量和成本的設(shè)計(jì)方法，國(guó)內(nèi)唐家駒[4]等人借鑒了A350和波音787的后緣增升裝置及其機(jī)構(gòu)特點(diǎn)，搭建了大型飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。戴佳驊[5]等人以簡(jiǎn)單鉸鏈為驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，開(kāi)展了起降構(gòu)型的同步優(yōu)化和機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)工作。陳亞璨[6]等人針對(duì)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)為連桿滑軌的翼型，進(jìn)行了“后緣襟翼+擾流板同時(shí)下偏”的優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。

柔性機(jī)翼可以改變機(jī)翼展向和弦向的彎度，進(jìn)而改變機(jī)翼表面的氣體流動(dòng)，提高氣動(dòng)效率，減少燃油消耗以及溫室氣體排放，可以調(diào)整展向載荷分布以減小翼根彎矩，還可以有效抑制激波，擴(kuò)大抖振邊界，能獲得較剛性機(jī)翼更好的性能。正因?yàn)槿嵝宰儚潤(rùn)C(jī)翼這些優(yōu)勢(shì)的存在，可變彎度機(jī)翼成為未來(lái)大型飛機(jī)的研究熱點(diǎn)。波音公司1980年的研究結(jié)果表明變彎度構(gòu)型顯著提高了整個(gè)飛行剖面非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能[7]。隨著材料的不斷發(fā)展，近年來(lái)，可連續(xù)變彎度的智能材料機(jī)翼成為了研究的熱點(diǎn)[8]，但是想要在工程上實(shí)現(xiàn)還有一定的困難。J.A.Hetrick[9]等人研究了任務(wù)自適應(yīng)柔性機(jī)翼，飛行試驗(yàn)的結(jié)果表明在大部分范圍內(nèi)，升阻比可提高15%或者是更多。美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室的J.J.Joo[10-11]等人研究了“可變彎度機(jī)翼”，對(duì)比了機(jī)翼整體變彎和后緣部分機(jī)構(gòu)變彎，結(jié)果表明在小迎角時(shí)整體變彎的機(jī)翼阻力更小，升阻比更大。T.Yokozeki[12-13]等人使用波浪結(jié)構(gòu)來(lái)使襟翼變彎，該結(jié)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)力較低，在小迎角時(shí)有較好的氣動(dòng)性能。沈廣琛[14]等人研究了一套可用于現(xiàn)在和未來(lái)的民用客機(jī)機(jī)翼后緣變彎增升裝置系統(tǒng)，提高了升力系數(shù)和升阻比。陸維爽[15]等人針對(duì)GAW-1翼型，進(jìn)行了前后緣變彎度的氣動(dòng)性能的研究，明顯改善了翼型的爬升性能。田云、全建沖[16]等人以NASA TrapWing模型為基礎(chǔ)，提出了一種“柔性前緣下垂+單縫鉸鏈襟翼+擾流板下偏+柔性尾緣襟翼”的智能增升系統(tǒng)，并進(jìn)行多學(xué)科優(yōu)化，得到氣動(dòng)、機(jī)構(gòu)、結(jié)構(gòu)綜合最優(yōu)的起降構(gòu)型。王瑞[17]等人以DLRF11機(jī)翼為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)一套基于反平行四邊形機(jī)構(gòu)的后緣襟翼柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)，進(jìn)行二維起降構(gòu)型的氣動(dòng)/機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化結(jié)果提高了起降構(gòu)型的氣動(dòng)性能，巡航時(shí)的氣動(dòng)性能也有所改善。

本文以某大型寬體客機(jī)內(nèi)段襟翼為基礎(chǔ)，在襟翼內(nèi)部安裝一套柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)，之后在該柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下使襟翼實(shí)現(xiàn)柔性變彎，并且在后緣鉸鏈襟翼機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下使襟翼發(fā)生偏轉(zhuǎn)，來(lái)進(jìn)行起飛和著陸構(gòu)型的三維機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)引下的二維氣動(dòng)/機(jī)構(gòu)一體化的優(yōu)化，優(yōu)化目標(biāo)以滿足氣動(dòng)性能為主。

1 后緣襟翼柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)介紹

以某大型客機(jī)內(nèi)段機(jī)翼為研究對(duì)象，在襟翼后緣后50%部分的內(nèi)部安裝一套柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)，要求該機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕。在該機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下，襟翼后50%部分可以實(shí)現(xiàn)柔性變彎，襟翼前50%部分為剛性的，圖1所示為巡航時(shí)的襟翼，CFlap為襟翼弦長(zhǎng)，圖中展示了巡航構(gòu)型的柔性變彎位置，也就是后50%CFlap。

圖1 襟翼巡航構(gòu)型柔性變彎位置示意圖

柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖2所示，圖中只展示了襟翼的后50%部分，該機(jī)構(gòu)由兩級(jí)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)組成，三角形A1A2A3為第一級(jí)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，三角形A3B1B2為第二級(jí)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，這兩個(gè)三角形在A3處用鉸鏈進(jìn)行連接，A2為固定鉸支，固定在襟翼的后梁上，用連桿將柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)與襟翼蒙皮上的桁條進(jìn)行連接。當(dāng)OE1桿向前推動(dòng)后，兩級(jí)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)就會(huì)向下偏轉(zhuǎn)，襟翼也就會(huì)在連桿的帶動(dòng)下實(shí)現(xiàn)柔性變彎。變彎后的翼型與原始未變彎的翼型對(duì)比如圖3所示，在原始剛性襟翼的基礎(chǔ)上，柔性變彎后的襟翼可使襟翼后緣增加8°的偏角。

圖2 柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖

圖3 柔性變彎后的翼型與原始未變彎的翼型對(duì)比

新一代先進(jìn)增升裝置以A350XWB和波音787的增升裝置為主，在其后緣增升裝置中采用主動(dòng)控制技術(shù)，使擾流板聯(lián)合單縫襟翼同時(shí)下偏。單縫襟翼的機(jī)構(gòu)采用簡(jiǎn)單鉸鏈，簡(jiǎn)單鉸鏈襟翼雖然沒(méi)有富勒襟翼實(shí)現(xiàn)的富勒運(yùn)動(dòng)大，但是鉸鏈襟翼可以使襟翼機(jī)構(gòu)的復(fù)雜度降低，而且重量輕。為了減小襟翼打開(kāi)時(shí)擾流板后緣和襟翼之間的間隙，需要在襟翼打開(kāi)時(shí)使擾流板下偏，這樣可以提高氣動(dòng)性能[18]。本文針對(duì)的某大型寬體客機(jī)內(nèi)段機(jī)翼的前緣增升裝置采用前緣下垂，后緣為簡(jiǎn)單鉸鏈襟翼聯(lián)合擾流板下偏。

內(nèi)段襟翼所采用的機(jī)構(gòu)如圖4所示，機(jī)構(gòu)點(diǎn)上標(biāo)i表示內(nèi)側(cè)機(jī)構(gòu)，機(jī)構(gòu)點(diǎn)上標(biāo)o表示外側(cè)機(jī)構(gòu)，R表示轉(zhuǎn)動(dòng)副，S表示球面副。內(nèi)段襟翼為定軸轉(zhuǎn)動(dòng)，軸線為Ei和Eo兩點(diǎn)所連的直線。

圖4 內(nèi)段襟翼機(jī)構(gòu)

2 二維柔性增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 計(jì)算方法與數(shù)值驗(yàn)證

因?yàn)闆](méi)有帶前緣下垂的二段翼的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，所以選用二維三段翼30P30N來(lái)進(jìn)行數(shù)值驗(yàn)證。30P30N是公布于上世紀(jì)美國(guó)NASA的計(jì)算多段翼繞流的標(biāo)準(zhǔn)二維翼型，在多段翼型的CFD計(jì)算驗(yàn)證中使用的非常廣泛。30P30N模型的參考弦長(zhǎng)Cref=1 m，計(jì)算工況為馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=9×106，網(wǎng)格量為13萬(wàn)，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界前緣和上、下部分為40倍參考弦長(zhǎng)，后緣為80倍參考弦長(zhǎng)，第一層網(wǎng)格高度為10-5倍弦長(zhǎng)，網(wǎng)格如圖5所示。計(jì)算求解器采用ANSYS CFX，湍流模型為SST。

圖5 30P30N網(wǎng)格

計(jì)算結(jié)果對(duì)比美國(guó)Douglas飛機(jī)公司[19]和NASA Langley研究中心的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果[20]，圖6中所示的為襟翼、縫翼、主翼的升力系數(shù)以及總升力系數(shù)隨迎角的變化曲線的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，從圖中可以看出，總體上看升力系數(shù)數(shù)值計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合，縫翼在高迎角時(shí)的數(shù)值計(jì)算值略大于實(shí)驗(yàn)值，在23°時(shí)發(fā)生失速，比實(shí)驗(yàn)值晚了2°失速。

圖6 30P30N升力系數(shù)的數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

圖7為8°迎角下，30P30N的壓力系數(shù)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比，從總體上看數(shù)值計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，縫翼上翼面的數(shù)值計(jì)算值略小于實(shí)驗(yàn)值，襟翼上翼面的數(shù)值計(jì)算值略大于實(shí)驗(yàn)值，襟翼尾緣部分略有偏差。

圖7 8°迎角下30P30N壓力系數(shù)的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

總體來(lái)看，數(shù)值計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，所以認(rèn)為數(shù)值計(jì)算的結(jié)果是可行的。

2.2 氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)

本文以某寬體客機(jī)的內(nèi)段外側(cè)順氣流機(jī)構(gòu)布置剖面為原始構(gòu)型，干凈構(gòu)型的弦長(zhǎng)c=8 270.415 mm，采用“前緣下垂+擾流板下偏+后緣鉸鏈襟翼+襟翼后緣柔性變彎”的增升裝置設(shè)計(jì)方案，在內(nèi)段襟翼機(jī)構(gòu)的三維運(yùn)動(dòng)的帶動(dòng)下，同時(shí)后緣襟翼柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)帶動(dòng)襟翼后緣進(jìn)行柔性變彎，在襟翼和擾流板繞各自軸運(yùn)動(dòng)到不同位置后截取同一順氣流位置的剖面，對(duì)起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型分別進(jìn)行二維增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化在ISIGHT軟件中進(jìn)行。均采用正置翼進(jìn)行計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果轉(zhuǎn)換到斜置翼上。

起飛時(shí)的優(yōu)化變量共有7個(gè)見(jiàn)表1，分別為：擾流板下偏角度、襟翼下偏角度、柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)桿OE1移動(dòng)距離、襟翼轉(zhuǎn)軸點(diǎn)Ei的x坐標(biāo)、襟翼轉(zhuǎn)軸點(diǎn)Ei的y坐標(biāo)、襟翼轉(zhuǎn)軸點(diǎn)Eo的x坐標(biāo)、襟翼轉(zhuǎn)軸點(diǎn)Eo的y坐標(biāo)，柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)桿移動(dòng)距離也就決定了襟翼柔性部分的下偏量，各優(yōu)化變量的取值范圍如表1所示。大型民用飛機(jī)在起飛時(shí)，需要較大的升力系數(shù)以及升阻比以增加飛機(jī)爬升梯度、減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力，因此優(yōu)化目標(biāo)有2個(gè)，分別為8°迎角下升力系數(shù)最大、8°迎角下升阻比最大。優(yōu)化算法選取非支配排序遺傳算法(Non-Dominated Sorting Genetic Algorithm-II，簡(jiǎn)稱NSGA-II)。設(shè)置計(jì)算20代，每代24個(gè)子代，共計(jì)480個(gè)計(jì)算工況。

表1 起飛優(yōu)化變量

著陸時(shí)的軸線就采用起飛時(shí)優(yōu)化出來(lái)的軸線，著陸時(shí)的優(yōu)化變量有3個(gè)，分別為：擾流板下偏角度、襟翼下偏角度、柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)桿移動(dòng)距離，各優(yōu)化變量的取值范圍如表2所示。優(yōu)化目標(biāo)與起飛不同，著陸時(shí)飛機(jī)的升力系數(shù)是唯一需要考慮的因素，而升阻比則不需要考慮，因此優(yōu)化目標(biāo)只有一個(gè)，為8°迎角下升力系數(shù)最大，為單目標(biāo)優(yōu)化，因此采用多島遺傳算法(Multi-island Genetic Algorithm)，共計(jì)500個(gè)計(jì)算工況。

表2 著陸優(yōu)化變量

后緣襟翼柔性增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化流程如圖8所示。首先進(jìn)行襟翼后緣柔性變彎的有限元計(jì)算，需要在MATLAB中生成在改變后緣柔性增升裝置中驅(qū)動(dòng)桿推動(dòng)的距離后得到的可以在ANSYS APDL中進(jìn)行自動(dòng)計(jì)算的APDL程序；然后在ANSYS APDL中通過(guò)運(yùn)行MATLAB中生成的APDL程序，可以自動(dòng)進(jìn)行有限元計(jì)算，得到柔性變彎后的翼型；之后在MATLAB軟件中進(jìn)行翼型參數(shù)化，使得在改變優(yōu)化變量的值后可以自動(dòng)得到新的起飛或著陸翼型；接著用POINTWISE軟件進(jìn)行網(wǎng)格自動(dòng)劃分；然后使用CFX軟件進(jìn)行自動(dòng)氣動(dòng)計(jì)算；最后進(jìn)行優(yōu)化，得到氣動(dòng)性能最優(yōu)構(gòu)型。

圖8 后緣襟翼柔性增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化流程圖

3 二維柔性增升裝置氣動(dòng)機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

3.1 起飛構(gòu)型優(yōu)化結(jié)果

起飛構(gòu)型在ISIGHT中進(jìn)行480輪優(yōu)化，得到的優(yōu)化結(jié)果如圖9所示，橫坐標(biāo)為升力系數(shù)，縱坐標(biāo)為升阻比，Pareto前沿在圖中也可看出，從Pareto前沿上選取A、B、C三個(gè)點(diǎn)進(jìn)行分析。

圖9 起飛構(gòu)型優(yōu)化結(jié)果

A、B、C三點(diǎn)的翼型與原始翼型的對(duì)比如圖10所示，從圖中可以看出，三組翼型襟翼尾緣的下偏量依次增大。這三組構(gòu)型的優(yōu)化變量的值以及原始構(gòu)型的優(yōu)化變量的值如表3所示，三組構(gòu)型以及原始構(gòu)型的縫道參數(shù)gap和overlap如表4所示。

圖10 三組構(gòu)型翼型對(duì)比

表3 三組構(gòu)型的優(yōu)化變量以及原始構(gòu)型的優(yōu)化變量

表4 三組構(gòu)型以及原始構(gòu)型的縫道參數(shù)

這三組構(gòu)型的氣動(dòng)性能與原始構(gòu)型的對(duì)比如圖11所示。從圖(a)中可以看出，A、B、C三組構(gòu)型與原始構(gòu)型相比，升力系數(shù)都有所增加，A構(gòu)型增加的最少，C構(gòu)型增加的最多。A構(gòu)型在13°時(shí)失速，B構(gòu)型在12°時(shí)失速，C構(gòu)型在12°時(shí)失速。從圖(b)中可以看出，A、B、C三組構(gòu)型與原始構(gòu)型相比，阻力系數(shù)也都有所增加，A構(gòu)型增加的最少，C構(gòu)型增加的最多。從圖(c)中可以看出，A、B、C三組構(gòu)型與原始構(gòu)型相比力矩系數(shù)都有所減小，A構(gòu)型減少的最少，C構(gòu)型減少的最多。從圖(d)中可以看出，當(dāng)升力系數(shù)較小時(shí)，只有A構(gòu)型的升阻比是大于原始構(gòu)型的，升力系數(shù)較大時(shí)，三組優(yōu)化構(gòu)型的升阻比都大于原始構(gòu)型。

(a)升力系數(shù)對(duì)比

綜合而言，A構(gòu)型的升力系數(shù)有所增加，在升力系數(shù)較小和升力系數(shù)較大時(shí)A構(gòu)型的升阻比都有所增加，因此選取A構(gòu)型為最優(yōu)構(gòu)型。A構(gòu)型的最大升力系數(shù)與原始構(gòu)型相比的增加量為0.119。圖12所示為8°迎角下最優(yōu)構(gòu)型的壓力系數(shù)與原始構(gòu)型的壓力系數(shù)的對(duì)比，從圖中可以看出，最優(yōu)構(gòu)型和原始構(gòu)型下翼面的壓力系數(shù)相差不大，前緣以及襟翼的吸力峰增加。

圖12 8°迎角下起飛最優(yōu)構(gòu)型的壓力系數(shù)與原始構(gòu)型對(duì)比

圖13為起飛最優(yōu)構(gòu)型的壓力云圖及流線圖，從圖中可以看出，在8°迎角下，起飛最優(yōu)構(gòu)型未發(fā)生分離，在13°迎角下襟翼上表面即將發(fā)生分離，14°迎角下襟翼上表面有分離渦的出現(xiàn)，發(fā)生分離，15°迎角下襟翼上表面有更大面積的分離渦產(chǎn)生，發(fā)生大面積分離。

(a)8°迎角 (b)13°迎角

3.2 著陸構(gòu)型優(yōu)化結(jié)果

著陸構(gòu)型在ISIGHT軟件中共進(jìn)行500輪優(yōu)化，得到的最優(yōu)構(gòu)型和原始構(gòu)型的翼型對(duì)比如圖14所示，最優(yōu)構(gòu)型襟翼尾緣的下偏量與原始構(gòu)型相比有所增大。著陸最優(yōu)構(gòu)型以及原始構(gòu)型的優(yōu)化變量的值如表5所示，縫道參數(shù)gap和overlap的值如表6所示。

圖14 著陸最優(yōu)構(gòu)型與原始構(gòu)型的翼型對(duì)比

表5 著陸最優(yōu)構(gòu)型以及原始構(gòu)型的優(yōu)化變量值

表6 著陸最優(yōu)構(gòu)型以及原始構(gòu)型的縫道參數(shù)的值

著陸最優(yōu)構(gòu)型與原始構(gòu)型氣動(dòng)性能的對(duì)比如圖15所示，從圖(a)中可以看出，著陸最優(yōu)構(gòu)型在11°時(shí)失速，比原始構(gòu)型晚1°失速，最大升力系數(shù)為2.604。線性段最優(yōu)構(gòu)型和原始構(gòu)型的升力系數(shù)相差不是很大，最優(yōu)構(gòu)型的升力系數(shù)略微大于原始構(gòu)型，在失速段最優(yōu)構(gòu)型的升力系數(shù)明顯大于原始構(gòu)型。從圖(b)中可以看出，除11°迎角以外，其余迎角下的最優(yōu)構(gòu)型的阻力系數(shù)均大于原始構(gòu)型的阻力系數(shù)。從圖(c)中可以看出，線性段的力矩系數(shù)最優(yōu)構(gòu)型和原始構(gòu)型相差不大，失速段最優(yōu)構(gòu)型的力矩系數(shù)小于原始構(gòu)型。最優(yōu)構(gòu)型的最大升力系數(shù)比原始構(gòu)型的最大升力系數(shù)提高0.162。

(a)升力系數(shù)

圖16為著陸最優(yōu)構(gòu)型與原始構(gòu)型8°迎角下的壓力系數(shù)的對(duì)比圖，從圖中可以看出，最優(yōu)構(gòu)型后緣襟翼前緣的壓差較原始構(gòu)型相比有所增大。

圖16 8°迎角下著陸最優(yōu)構(gòu)型的壓力系數(shù)與原始構(gòu)型對(duì)比

圖17為著陸最優(yōu)構(gòu)型的壓力云圖及流線圖。從圖中可以看出在11°迎角時(shí)即將失速，此時(shí)襟翼后部還是存在分離區(qū)，12°迎角時(shí)緊貼襟翼的分離區(qū)消失，流動(dòng)存在附著流，存在分離渦，此時(shí)已經(jīng)失速。14°迎角時(shí)襟翼尾緣存在更大面積的分離渦。

(a)8°迎角 (b)11°迎角

4 結(jié)論

1)本文基于某大型寬體客機(jī)內(nèi)段襟翼，在后緣鉸鏈襟翼機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下，并且襟翼后緣在柔性變彎?rùn)C(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下實(shí)現(xiàn)柔性變彎，進(jìn)行了起飛和著陸構(gòu)型的氣動(dòng)/機(jī)構(gòu)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。起飛優(yōu)化出的最優(yōu)構(gòu)型與原始構(gòu)型相比，最大升力系數(shù)的增加量為0.119，并且在相同的升力系數(shù)下，升阻比有所增大。

2)著陸優(yōu)化出的最優(yōu)構(gòu)型與原始構(gòu)型相比，最大升力系數(shù)的增加量為0.162，且最優(yōu)構(gòu)型推遲1°迎角失速。

3)優(yōu)化所得的起飛和著陸構(gòu)型均提高了原始構(gòu)型的氣動(dòng)性能。