特殊布局高亞聲速層流無人驗證機基本翼氣動力協調設計

李杰，張恒，楊釗

1. 西北工業大學 航空學院，西安 710072

2. 清華大學 航天航空學院，北京 100084

綠色節能、減排降噪是未來民機的主要發展方向。層流設計技術能夠有效減少燃油消耗和污染物排放，降低航線運營成本，實現更為清潔高效的能源利用，為碳達峰/碳中和目標的順利達成提供有力支撐[1-2]。作為一種前沿氣動力設計技術，翼面層流實現的有效性、可靠性和成熟度都需要進行系統全面的驗證評估。目前較為可靠的試驗測試手段主要包括地面風洞和空中試飛兩方面。其中風洞試驗是定性獲取層流特征數據、評估基本氣動特性的有效方法[3-4]。但是，高亞聲速條件下翼面層流不穩定性顯著，對雷諾數效應和外界擾動高度敏感[5]；而風洞試驗環境的來流品質、模型尺度和噪聲振動等重要影響因素都與真實飛行條件有所區別；使得風洞試驗確定的轉捩位置、流動形態以及阻力變化量等關鍵結果與實際飛行試驗仍然存在一定差異。

飛行試驗對新技術效能的驗證能力顯著優于數值模擬和地面試驗，是關鍵氣動性能的決定性判斷依據，也是有效揭示真實飛行條件下復雜流動現象、深入剖析流動演化機理的重要方法手段[6]。國外在飛機翼面的自然層流(Nature Laminar Flow, NLF)、主動層流控制(Laminar Flow Control, LFC)及混合層流控制(Hybrid Laminar Flow Control, HLFC)[7-8]等領域已經開展了大量試飛驗證工作，至少基于30余型驗證機平臺開展了近百項層流飛行試驗，為亞聲速/高亞聲速條件下的層流流動機理分析、設計技術驗證及分析方法發展奠定了堅實基礎。

常規層流飛行驗證方案通過對現有載人飛機型號進行局部改裝，在機翼或垂尾上采用層流翼段、翼套或前緣系統等措施實現局部層流。其中的典型代表是美國基于飛機能源效率(Aircraft Energy Efficiency, ACEE)計劃和后繼的環境責任航空(Environmentally Responsible Aviation, ERA)計劃開展的一系列飛行試驗研究[9]，包括F-111高亞聲速層流翼套試驗、波音757HLFC前緣翼盒試驗、737/787翼梢小翼及垂尾層流驗證、“灣流”NLF翼套試驗等[10]。歐洲也相繼開展了以法國達索Falcon-50/空客A320層流翼套為代表的一系列飛行試驗。在最近開展的“潔凈天空”聯合技術計劃中，層流飛行驗證項目仍然基于空客A340-300試驗機平臺開展，通過外翼段的重新設計、制造和改裝，達到驗證不同理念層流設計技術的目的[11]。

載機平臺本體的技術成熟和驗證適用是基于局部改裝措施開展層流飛行試驗的前提條件。但是，我國現有的飛機型號在翼面幾何特征/層流區域可用范圍/典型飛行工況等方面還難以和當前層流技術的驗證需求直接匹配，層流翼套設計、翼面改裝測試、試驗系統配置和飛行科目訓練等項目都需要較長的周期和成本，嚴重制約了基于試驗機改裝開展飛行驗證的可行性。針對上述諸多瓶頸問題及約束，航空工業第一飛機設計研究院創新性地提出了一種特殊布局無人驗證機設計方案[12]，在此基礎上完成了國內外首創的高亞聲速層流無人驗證平臺研制工作，其主要優勢和效益突出地體現于下列方面：

1) 為驗證目標量身定制、針對性明確。載人驗證機的設計制造均圍繞其原本的既定飛行任務，不可避免地與試驗驗證目標之間存在固有偏差。而無人驗證平臺的研制出發點是根據層流技術試驗特定需求確定的研究目標和技術指標，在此前提下開展針對性、專門性的總體、氣動、結構、動力等設計工作，能夠最大限度地實現相對理想的驗證條件。

2) 節約飛行試驗成本、性價比良好。不同于載人驗證機改裝過程繁瑣、試驗費用昂貴的特點，無人驗證平臺量級規模小、設計周期短、研制成本低、完成單架次飛行試驗的效率高，所需的費用較為低廉，對地面維護和支持的要求相對簡易，從而具備顯著的效費比優勢。

3) 與試驗工況匹配、安全系數高。載人驗證機的試驗改裝必然會影響本體氣動性能，偏離原有設計狀態，并且需要規劃特定的飛行科目，從而造成潛在的安全風險。無人驗證平臺從根源上避免了試飛員的人身安全問題，能夠實現飛行性能與試驗工況的高度匹配，因而具備較高的安全性和可靠性。

4) 易于模塊化改裝、通用性廣泛。在采用模塊化設計思路的前提下，無人驗證平臺不僅能夠同時完成NLF、LFC和HLFC的效能驗證，還可以開展試驗段幾何參數變化影響分析等研究，對于表面光潔度、粗糙度、污染物等特殊影響因素也具備驗證能力，并且可以進一步應用于其他翼型氣動力設計技術的飛行試驗驗證工作。

氣動力設計的協調匹配是使得上述優勢和效益最大化的必由之路。作為飛行試驗平臺，無人驗證機首先應當在特定試驗工況下保證良好的巡航點氣動特性，確保試驗測量的有效性、可靠性和穩定性；其次應當保證低速特性和邊界特性良好，確保起降過程的飛行安全。

研究團隊提出的高亞聲速層流無人驗證機方案采用內側等直層流試驗段[12]-外側后掠基本翼相結合的特殊氣動布局形式，由于兩者的設計目標、氣動特性和流動特征存在根本差異，同時還需兼顧不同速度條件下的綜合飛行特性。基本翼的氣動力設計能否在較為寬泛的工況下匹配試驗驗證目標，實現穩定飛行、安全起降，滿足驗證機整體飛行特性良好的要求，是決定設計方案成敗的關鍵因素。就上述首創的無人驗證平臺氣動布局形式而言，氣動特性協調設計的內涵包括兩個層次，即基本翼與試驗段在在巡航點滿足層流試驗需求、整體飛行特性最優方面的協調匹配及基本翼自身的高低速氣動特性協調匹配。具體包括以下方面：

1) 驗證機內側試驗段的高亞聲速驗證條件直接決定了外側基本翼的設計工況。基本翼的氣動力設計應當在此前提下滿足全機整體巡航特性良好這一基本要求。

2) 為了匹配試驗雷諾數需求、降低當地流動三維效應影響，內側試驗段展弦比較小、參考面積較大，導致試驗工況下全機升力系數相對較低。基本翼應當在此條件下具備良好的巡航效率，降低發動機工作壓力，滿足飛行試驗對航時航程、飛行高度的需求。

3) 飛行試驗涵蓋的來流參數變化范圍較為寬泛，應當盡量降低基本翼激波強度，使氣動特性充分穩定，從而避免潛在的激波振蕩等不利干擾，保證不同工況試驗品質良好。

4) 驗證機采用的渦噴發動機幾何尺寸相對較大，基本翼氣動力設計需要充分考慮翼吊短艙的近距耦合效應，盡量降低發動機安裝對當地流動的不利干擾。

5) 在保證高速氣動特性良好的同時，外側基本翼低速失速點應大于內側試驗段，失速特性及分離流動發展過程應較為和緩，從而保證失速臨界迎角附近升力可用、力矩安定性良好，同時避免副翼區域失效，保證滾轉操縱能力。

6) 驗證機低速增升不采用前緣裝置，依靠單段后緣襟翼，增升效率有限，要求基本翼具備良好的升力特性。

綜上所述，該特殊布局層流驗證機的氣動力設計存在諸多不同于常規翼吊布局的限制因素和設計需求，影響特征相互耦合，是典型的強約束、多目標綜合協調設計問題，相關的氣動力協調設計技術需要深入研究。

針對上述特殊布局層流驗證機設計需求及約束，從基本翼翼型設計和配置的角度開展氣動力協調設計研究。在大尺寸翼吊短艙的影響下完成了近似無激波的壓力分布形態設計，保證了巡航點附近良好的氣動力穩健性，實現了低速失速特性和分離形態的有效控制，為層流驗證機研制提供基準方案，也為類似布局的雙機身飛行器氣動力設計提供參考。

1 驗證機基本翼氣動力設計原理

特殊氣動布局無人驗證機采用內側等直層流試驗段和外側后掠高亞聲速機翼相結合的總體方案，具備雙機身、雙垂尾及高平尾特征，外翼翼吊四臺渦噴發動機，主要任務載荷為層流試驗測試系統。通過在自由來流馬赫數Ma=0.6～0.8、層流試驗段當地雷諾數Re=1.0×107～2.0×107、全機升力系數CL=0.1～0.3范圍內開展飛行試驗驗證，以期在試驗段上表面實現20%～40%弦長的穩定自然層流區域，完成相應特性參數的測量，并確認高亞聲速/高雷諾數等條件下NLF和HLFC的實際效能。

圖1給出了該驗證機三維構型，表1列舉的幾何特征參數表明基本翼具備中等后掠角/展弦比/根梢比特點，與飛行條件匹配良好。從試驗需求的馬赫數和升力系數范圍來看，基本翼具備采用巡航點無激波基本壓力分布形態-近橢圓環量分布的可能性，從而在最大程度上降低激波阻力和誘導阻力，充分提高巡航點附近氣動效率。通過合理的壓力梯度設計，能夠有效提升無激波壓力分布形態的穩定性，增強抗擾動能力，避免偏離設計狀態時出現強激波或二次激波等非預期特征[13-14]。

表1 基本翼幾何參數

圖1 特殊布局高亞聲速層流驗證機三維構型

由于翼吊發動機短艙/掛架對基本翼當地高亞聲速流動的影響機制體現在局部加/減速效應引起的流動通道特性變化[15]，可以認為短艙/掛架的引入是對基準流場的某種特殊擾動形式。而在特定馬赫數下，短艙/掛架對基準壓力分布形態的大致影響是可以預知的，具體表現為流道收縮對翼面前緣附近流場的加速效應，進而產生對上下表面壓力峰的激勵作用。因此，在基本翼壓力分布設計階段，可以預留一定的前緣吸力峰變化余量，使得壓力梯度具備順壓形態，則能夠在短艙/掛架安裝條件下獲得峰值適中、梯度和緩、接近平臺的良好壓力分布特征[16]。此外，如果基本翼的壓力分布特征在較為寬泛的升力系數/馬赫數范圍內基本穩定，則能夠進一步削弱短艙/掛架造成的不利干擾，改善基本翼-發動機一體化構型的綜合氣動特性[17]。

發動機短艙影響下的低速失速特性取決于基本翼的分離流動性質。實現良好失速特性設計的關鍵是對分離起始迎角、起始位置、基本形態和發展狀況進行有效控制。考慮到驗證機增升裝置缺少縫翼，對前緣壓力峰值的控制能力有限，增升構型分離特性的設計意圖同樣應當在基本翼設計上予以體現。從低速失速和緩性及操穩安全性要求出發，為了避免分離起始于副翼區域，導致臨界迎角附近滾轉操縱能力喪失，應使得分離始發位置位于翼根附近，且分離區域沿展向和弦向逐漸發展[18-19]。

由于中等后掠角基本翼分離特征很大程度上取決于各控制剖面，因此通過翼型失速特性的合理調整和配置，可以實現分離特性的有效控制。即通過前緣特征設計控制翼型失速迎角，結合幾何扭轉調節翼面分離發展梯次，拓展翼梢/翼根之間的失速迎角及最大升力系數差量，從而保證發動機短艙影響下分離始發位置接近翼根，并且發展變化趨勢和緩可控[20]。

2 驗證機基本翼氣動力高低速協調設計

考慮到層流驗證機內外翼在部件層面的相對獨立性，選取外側基本翼-單側機身構造翼身組合體模型，能夠在很大程度上繼承和應用現有的思路、方法和工具開展高速氣動力設計[21]。基本翼的氣動力高低速協調設計基于全速勢-附面層修正分析工具[22]，圖2給出了氣動特性等效分析模型示意圖，X、Y、Z為三維長度。

圖2 基本翼氣動特性全速勢等效分析模型

基本翼翼型氣動力設計基于3輪迭代過程，基于12%、40%、70%、100%這4個展向站位控制剖面開展。圖3給出了迭代過程中不同站位翼型幾何形狀的對比情況，此處x為二維弦向長度。原始翼型從高速環量分布和低速最大升力系數出發，對巡航點壓力分布特性和低速分離特征考慮相對不足；第1輪改進翼型通過調整彎度分布的弦向和展向分布特征，控制前緣半徑沿展向的變化規律，兼顧了基本翼巡航點附近的無激波特性和低速失速分離形態。第2輪改進翼型考慮了發動機短艙對巡航點附近壓力分布形態的影響，對前緣形狀進行了精細修形，同時結合后加載手段降低前緣壓力峰值，進一步抑制巡航點附近可能的激波增長現象，提高無激波壓力分布形態的穩定性，同時能夠保證低速可用升力系數。

圖3 基本翼各控制剖面幾何形狀對比

圖4給出了基本翼各控制剖面站位及相應的扭轉角分布情況。原始構型翼梢氣動扭轉較小，難以滿足控制低速分離形態的要求，因此將翼梢負扭轉角增加到4°，期望結合幾何扭轉進一步抑制潛在的翼梢分離趨勢。由于翼根-翼梢配置翼型彎度梯次較大，能夠確保巡航點附近良好的環量分布特性。

圖4 基本翼各控制剖面站位及扭轉角分布

綜合考慮幾何構型和來流馬赫數與驗證機設計狀態的近似程度，采用DLR-F4翼身組合體標模[23]校核全速勢設計工具。評估條件選取為自由來流馬赫數Ma=0.75，基于平均氣動弦長的雷諾數Re=3.0×106，來流迎角α=0.93°。圖5給出了機翼展向典型站位壓力分布Cp計算結果與風洞試驗數據的對比情況，表明設計工具能夠捕捉Ma=0.75附近翼面壓力分布的關鍵特征，獲得的激波強度和位置準確，能夠為氣動力設計提供可靠的評判依據。

翼身組合體構型巡航點的全速勢分析評估基于Ma=0.70，部件升力系數CL=0.09開展。表2給出了總阻力系數CD、誘阻系數CDi、波阻系數CDw及俯仰力矩系數Cm的對比情況，通過兩輪改進設計，基本翼巡航點阻力降低2.4 counts，減阻4.15%，巡航迎角降低1°，低頭力矩增量僅為0.01左右。表明即使在升力系數遠低于常規翼身組合體高亞聲速設計點(CL=0.5)的條件下，基本翼升阻比仍然可以達到16以上。圖6和圖7給出了巡航點附近的壓力分布云圖及15%～90% 4個展向站位的壓力形態對比情況。相對原始構型，兩輪改進構型均基于和緩的壓力梯度實現了無激波氣動力設計，等壓線分布均勻，消除了原始構型20%弦長附近存在的顯著壓力峰，中外翼激波強度得到了有效抑制。相對于一輪構型，二輪構型前緣壓力峰值進一步降低，體現了顯著的后加載特征，預先考慮了發動機短艙安裝對前緣壓力峰的激勵作用。從圖8給出的巡航點附近環量分布及升力分布對比情況來看，雖然兩輪改進構型中內側翼型彎度相對原始構型均有所降低，且翼梢扭轉程度較大，但環量分布形態反而更貼近標準橢圓，進一步降低了巡航點誘阻，充分挖掘了基本翼的減阻潛力。

圖6 巡航點附近基本翼壓力分布對比

圖7 巡航點附近基本翼展向各站位壓力分布對比

圖8 巡航點附近基本翼升力分布及環量分布對比

表2 基本翼巡航點氣動特性對比

通過對巡航點附近一定馬赫數/升力系數范圍內的氣動特性進行分析，檢驗基本翼設計結果對來流速度大小和方向變化的敏感程度，其中升力系數CL變化范圍為0.07～0.11，馬赫數Ma變化范圍為0.65～0.75。圖9和圖10給出了二輪構型壓力分布形態對馬赫數/升力系數的敏感性分析結果，表明在計算分析涉及的馬赫數/升力系數范圍內，基本翼均能維持接近無激波的壓力分布形態，壓力峰值/梯度等關鍵特征都較為類似，各站位變化規律較為一致，針對22%以上的升力系數變化量及14%以上的馬赫數變化量具備良好的穩定性。壓力形態隨升力系數的變化規律表現為前緣附近峰值不斷增長；隨馬赫數的變化規律則表現為30%弦長附近平臺特征逐漸顯現。表3和表4分別給出了基本翼巡航點附近氣動特性關于升力系數和馬赫數的敏感性分析結果，確認了巡航點附近良好的無激波特性，表明基本翼升阻特性和力矩特性隨馬赫數的變化均較小，隨升力系數的變化是可預期的，總體而言氣動特性具備良好的穩定性。

表3 基本翼氣動特性巡航點升力系數敏感性

表4 基本翼氣動特性巡航點馬赫數敏感性

圖9 巡航點附近基本翼壓力分布升力系數敏感性

圖10 巡航點附近基本翼壓力分布馬赫數敏感性

基本翼各控制剖面翼型低速氣動特性全速勢分析評估基于來流馬赫數Ma=0.20，飛行雷諾數Re=5.0×106開展。圖11給出了低速升力特性的對比情況，圖12表征了各控制剖面翼型失速迎角及最大升力系數沿機翼展向的分布情況。原始構型各站位翼型失速迎角集中在16°附近，量值沿展向向外逐漸降低，三維構型中外側起始分離的可能性較高，難以保證良好的失速分離形態。

圖11 基本翼各控制剖面低速升力特性對比

圖12 基本翼各控制剖面低速失速迎角和最大升力系數對比

由于全機構型大尺寸短艙對后方翼面下洗效應明顯，對當地分離起到一定抑制作用，同時后掠影響下的翼梢邊界層累積效應突出，兩者綜合效應極易導致中外側翼面在失速臨界迎角附近產生后緣分離現象。因此在基本翼設計階段，應當預留較大的內外側失速迎角差量，結合足夠的氣動扭轉，才能確保分離發展變化過程具備合理的迎角梯次。相對于原始構型，兩輪改進構型翼根翼型失速迎角約為11°，大于層流試驗段翼型分離起始迎角，保證了良好的升力線性段特性。失速迎角量值沿展向向外逐漸增加，與翼梢翼型之間存在5°～6°左右的差量，結合6°左右的幾何扭轉角配置，能夠充分保證基本翼低速大迎角狀態下分離起始于翼根附近、且沿展向發展變化過程較為和緩的設計意圖。相對一輪構型，二輪構型各站位升力線性段平移量約為0.15左右，能夠進一步提升三維構型的可用升力系數。

3 驗證機基本翼高低速氣動特性校核分析

3.1 氣動特性校核分析方法

結合數值模擬方法和風洞測力試驗，針對圖13 所示的驗證機三維全機帶短艙構型開展高低速氣動特性校核分析，基本翼采用二輪構型設計方案。在有限體積法基礎上，對三維可壓縮非定常Navier-Stokes(N-S)方程進行求解，求解器的可靠性在前期研究工作中已經得到了有效驗證[24-25]。無黏通量項離散采用三階迎風通量差分分裂格式，黏性通量項離散采用二階中心差分格式。時間推進采用二階隱式近似因子分解方法。

雖然基本翼后掠效應相對明顯，當地流動在不同速度下均體現全湍特征，但是試驗段層流特性在巡航點附近較為顯著，計算分析評估應當體現上述特點，從而在定升力系數前提下準確反映巡航點來流迎角。因此采用γ-Re-θ轉捩模型[26]校核基本翼巡航點壓力分布。而由于內外翼在低速大迎角條件下均體現湍流分離特征，采用Spalart-Allmaras(S-A)全湍模型校核基本翼低速失速分離形態。

計算網格基于多塊結構化思路生成，半模計算。全場采用H型拓撲結構，物面附近生成O型拓撲，網格總量1.6×107，近壁面首層網格高度5×10-6m，以保證y+不大于1。計算域為60c×20c×20c的長方體區域，遠場給定無反射邊界條件，物面采用無滑移、絕熱和法向零壓力梯度條件。圖13給出了構型表面網格分布情況。

圖13 驗證機三維全機計算構型及網格

本研究未規劃基本翼高速測壓試驗，測力數據仍有待修正，因此僅提供低速氣動力試驗結果進行校核分析。低速測力試驗基于航空工業空氣動力研究院FL-8單回路閉口風洞，試驗段長度5.5 m，截面尺寸3.5 m×2.5 m，最大風速75 m/s。采用圖14所示的1∶3.25縮比模型，增升裝置和舵面可偏轉。試驗馬赫數Ma=0.20，雷諾數約為Re=1.5×106。采用腹撐式天平測力，通過對稱天平試驗消除測量影響。

圖14 低速風洞試驗模型

3.2 高速壓力分布形態校核分析

圖15給出了驗證機全機帶短艙構型巡航點(Ma=0.70，CL=0.19，Re=1.19×107)的壓力分布形態，表明在大尺寸翼吊短艙的影響下，基本翼壓力分布形態良好，等壓線平直，較好地體現了接近無激波的壓力分布特征，沒有出現非預期的強激波和顯著的二次激波。從圖16給出的設計階段翼身組合體構型和校核階段全機帶短艙構型基本翼壓力分布形態的對比情況來看，由于短艙/機身的雙重影響，當地流道急劇收縮，導致全機構型40%和50%半展長站位上表面前緣壓力峰相對翼身組合體構型有一定抬升，壓力分布形態由順壓梯度變化為和緩的逆壓梯度，沒有強激波產生，實現了大尺寸短艙影響下構造基本翼巡航點壓力平臺特征的意圖。鑒于四發短艙的近距耦合翼吊布局形式，機翼下表面前緣流道收縮程度更強，加速效應較上表面更為顯著，導致內側翼面壓力峰值前移，60%～80%半展長站位出現前緣局部負壓峰值。而對于短艙安裝效應較為微弱的90%半展長站位而言，不同構型/方法獲得的壓力分布形態高度一致，同時校核了全速勢-附面層方法作為氣動力設計工具的可用性和N-S方法作為校核工具的準確性。

圖15 驗證機全機帶短艙構型巡航點壓力分布

圖16 設計階段翼身組合體構型和校核階段全機帶短艙構型基本翼巡航點壓力分布形態對比

3.3 低速氣動特性校核分析

圖17給出了不同構型低速升力/俯仰力矩特性與風洞試驗結果的對比情況，數值模擬基于近地飛行雷諾數Re=5.0×106，高于試驗雷諾數，但是計算分析結果仍然能夠在很大程度上反映氣動力的基本變化特征。基于數值模擬方法獲得的氣動力結果在線性段與試驗值基本一致，也能夠大致刻畫失速點附近升力/力矩的變化趨勢。一輪構型線性段氣動特性與原始構型基本一致，升力線斜率相對較低，力矩非線性段的變化特性相對和緩。二輪構型線性段升力系數較上輪提升0.05，同時線性段低頭力矩增量僅為0.015左右，表明基本翼氣動力設計在實現失速點之前力矩變化和緩性的同時提升了升力效率。整體來看，氣動力設計結果在失速臨界迎角附近能夠產生較大的低頭力矩，不存在中立安定或力矩上仰現象，有效保證了低速構型最大升力系數的可用性。

圖17 低速升力/俯仰力矩特性對比

圖18給出了不同構型低速失速臨界迎角附近的分離形態。原始構型分離起始于翼面中內側，影響區域相對較大，外側短艙后方分離強度很高，并且副翼區后緣分離趨勢明顯，表明此時存在橫側操穩特性降低的風險，臨界迎角附近不可用。一輪構型起始分離區域位于內側短艙與機身之間，外側短艙后方僅有局部潛在分離，有效抑制了原始構型外側短艙后方及翼梢附近的流動分離現象，但內側分離發展相對迅速。二輪構型在此基礎上進一步降低了內側分離強度，使得分離發展變化更為和緩，能夠避免過失速狀態下可能的斷崖式升力損失，分離流動的起始位置、梯次順序及影響區域均能夠體現低速氣動特性的設計意圖。

圖18 低速失速分離形態對比

綜合上述數值模擬及風洞試驗結果，現階段層流驗證機基本翼氣動力設計方案在巡航升阻特性和壓力分布特性良好的前提下，有效保證了低速升力特性、分離始發位置及發展梯次順序，實現了與試驗驗證需求及高低速氣動特性的雙重協調匹配。

4 結 論

1) 基于全速勢-附面層修正方法開展基本翼氣動力迭代設計、數值模擬方法校核全機構型高低速氣動特性的設計思路合理有效，能夠實現復雜氣動構型的高低速協調設計。

2) 在氣動布局形式與巡航點狀態匹配的前提下，結合基本翼壓力梯度-后加載設計方法，能夠有效提升高亞聲速條件下翼面無激波壓力分布形態的穩定性，增強抗擾動能力，避免偏離設計狀態時出現非預期的激波特征。并且能夠降低短艙/掛架造成的不利干擾，提高基本翼-發動機一體化構型的綜合氣動特性。

3) 在基本翼壓力分布設計階段，通過預留適當的前緣吸力峰變化余量，使得壓力梯度具備順壓形態，能夠在大尺寸短艙安裝條件下獲得峰值適中、梯度和緩、接近平臺的良好壓力分布特征。

4) 通過基本翼控制剖面失速特性的設計和配置，可以實現全機構型翼面分離始發位置的有效控制。從而保證發動機短艙影響下翼面分離始發位置接近翼根，分離區域發展變化趨勢和緩可控，確保失速臨界迎角附近升力可用。

致 謝

航空工業第一飛機設計院段卓毅研究員在論文完成過程中給予了諸多建設性意見，在此表示衷心感謝。