陳 錢，白 鵬，尹維龍，冷勁松，李 鋒

（1．中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074；2．哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150080）

0 引 言

隨著空天領(lǐng)域?qū)Χ喙δ芨咝茱w行器需求的增強(qiáng)［1］和仿生飛行與 智 能 材 料 結(jié) 構(gòu) 研 究 的 進(jìn) 展［2－5］，現(xiàn)代變形飛機(jī)的研究迅速成為空天技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的熱點(diǎn)。相比于固定外形飛機(jī)，現(xiàn)代變形飛機(jī)能如鳥類等飛行生物一樣隨環(huán)境與任務(wù)變化而靈活改變自身形狀與尺寸，獲得實時最優(yōu)性能［6－7］。相比于傳統(tǒng)變形飛機(jī)，現(xiàn)代變形飛機(jī)能充分應(yīng)用流動控制與智能輕質(zhì)可變材料結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)多時空尺度變形，獲得更優(yōu)綜合性能。這些特點(diǎn)使得未來飛機(jī)發(fā)展中現(xiàn)代變形飛機(jī)有著廣闊前景。

正由于上述原因，現(xiàn)代變形飛機(jī)的研究引起Cornell和Purdue等二十所以上研究型大學(xué)的學(xué)術(shù)小組的探索興趣，受到NASA和DARPA等主要政府專門機(jī)構(gòu)的投資重視，促成Lockheed Martin和NextGen Aeronautics等先進(jìn)空天技術(shù)公司的持續(xù)參與。研究者通過合作開展大型研究項目“Mission Adaptive Wing［8］”，“Active Flexible Wing／Active Aeroelastic Wing［9－10］”，“Smart Wing［11－13］”，“Morphing［14－16］”，“Morphing Aircraft Structures［17－20］”，在小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形研究方面均獲得突破，例如，融合新材料的機(jī)翼前緣與后緣靈活變彎度技術(shù)已完成理論計算、風(fēng)洞實驗、飛行驗證研究。

盡管進(jìn)展顯著，現(xiàn)代變形飛機(jī)的研究仍然面臨諸多挑戰(zhàn)。首先，現(xiàn)代變形飛機(jī)作為革命性的［19］多功能飛行器，缺乏先前借鑒，其“設(shè)計”幾乎屬于全新課題，多使命任務(wù)的規(guī)劃與建模、多變形方式的評估與協(xié)同，都亟待大量研究；其次，現(xiàn)代變形飛機(jī)作為全周期的高效能飛行器，重量問題十分關(guān)鍵［1］，其“實現(xiàn)”在較大程度上依賴于流動控制與智能輕質(zhì)可變材料結(jié)構(gòu)的進(jìn)展，虛擬形狀變化與實際形狀變化的結(jié)合、智能材料結(jié)構(gòu)與機(jī)械驅(qū)動機(jī)構(gòu)的集成，都存在大量難點(diǎn)。

本文將前期研究［21］中所獲得的一種相對較優(yōu)的大尺度全局變形方式——剪切變后掠（相對于旋轉(zhuǎn)變后掠，剪切變后掠的氣動特性較優(yōu)）用于鴨式布局飛機(jī)主翼外段變后掠設(shè)計，并研制基于可控變形結(jié)構(gòu)與連續(xù)變形規(guī)律的風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ停倪M(jìn)風(fēng)洞實驗的數(shù)據(jù)采集與處理方法，開展飛機(jī)外翼段剪切式變后掠氣動實驗；由于氣動力可能對實驗?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)與控制特性產(chǎn)生影響，本文對此開展分析；由于變形飛機(jī)研究屬于新領(lǐng)域，加上固定外形飛機(jī)氣動分析基本方法已經(jīng)成熟，已往文獻(xiàn)普遍采用傳統(tǒng)的氣動分析基本方法，本文引入生物飛行研究［22］中已采用的氣動分析方法，分析飛機(jī)在變形前后以及變形過程中的氣動特性。

1 飛機(jī)外翼段大尺度剪切式變后掠設(shè)計

1．1 基于流場數(shù)值模擬的變后掠方式設(shè)計

飛機(jī)變后掠方式具有多樣性。傳統(tǒng)變后掠飛機(jī)曾采用一種“旋轉(zhuǎn)式變后掠”，即在機(jī)翼翼根處設(shè)置轉(zhuǎn)軸，使機(jī)翼繞此轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)后掠角的變化。這種方式在變后掠過程中機(jī)翼翼型實時變化。一般而言，經(jīng)過精心設(shè)計的翼型變化為其它較為任意的翼型時，氣動特性改善的可能性甚微。因而，“旋轉(zhuǎn)式變后掠”可能對氣動特性產(chǎn)生不利影響。若將機(jī)翼各展向位置的翼剖面進(jìn)行線性規(guī)律的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，則亦可實現(xiàn)后掠角的變化，且變后掠過程中機(jī)翼翼型保持不變。這種變后掠方式因類似于材料力學(xué)中的剪切變形，故稱為“剪切式變后掠”。

前期研究［21］中數(shù)值模擬了旋轉(zhuǎn)式變后掠翼身組合體與剪切式變后掠翼身組合體繞流流場，并比較了二者的氣動特性。圖1給出了在亞聲速范圍內(nèi)某一相同攻角下兩種變后掠方式的翼身組合體的升阻比，可見剪切式變后掠方式呈現(xiàn)出了相對優(yōu)勢。

因此，本文將“剪切式變后掠”這種方式用于飛機(jī)外翼段（如圖2藍(lán)色部分所示）的變后掠設(shè)計。后掠角變化規(guī)律包括兩種：一是三角函數(shù)規(guī)律：

圖1 旋轉(zhuǎn)式變后掠與剪切式變后掠的氣動特性Fig．1 Aerodynamic characteristics of rotating variable－sweep and shearing variable－sweep

圖2 外翼段大尺度剪切式變后掠飛機(jī)Fig．2 Variable－sweep morphing aircraft with outboard wing section large－scale shearing

式中，λ為t時刻后掠角，λ1為最小后掠角，λ2為最大后掠角，T為運(yùn)動周期。二是周期線性函數(shù)規(guī)律：

式中，n為運(yùn)動周期數(shù)，其它符號意義同上。

1．2 基于可控變形結(jié)構(gòu)的變后掠模型設(shè)計

對于上述變后掠飛機(jī)，其模型機(jī)身長1．101m，最大展長1．910m。外翼段包括三部分結(jié)構(gòu)（如圖3所示）：能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動的前緣、能進(jìn)行“可控剪切”的平行四邊形中間結(jié)構(gòu)、能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動的后緣，其中，前緣與后緣均具有剛性型面，而中間結(jié)構(gòu)則由翼肋、桁條、柔性蒙皮構(gòu)成（圖3顯示了翼肋和桁條，圖4顯示了柔性蒙皮）。為了使變形過程中飛機(jī)始終保持較規(guī)范的氣動外形，前緣和后緣與主翼內(nèi)段交界處均設(shè)計了小型剛性件。

圖3 主翼外段結(jié)構(gòu)Fig．3 Structure of wing outboard section

圖4 風(fēng)洞中的實驗?zāi)Ｐ虵ig．4 Experiment model in wind tunnel

模型主翼外段由置于主翼內(nèi)段的電動推桿驅(qū)動，如圖3藍(lán)色部分所示。主翼外段的每一后掠角對應(yīng)著電動推桿的某一伸長量，電動推桿的每一伸長量對應(yīng)著電動推桿內(nèi)電阻元件的某一電阻值，因而，當(dāng)控制系統(tǒng)測得電動推桿內(nèi)電阻元件的電阻值時，即可計算出主翼外段后掠角，從而將這一后掠角值用于變后掠過程的閉環(huán)控制。閉環(huán)控制主要由控制器來完成。控制器能與計算機(jī)軟件進(jìn)行通信以獲取初始指令，能控制電動推桿的轉(zhuǎn)／停，能從電動推桿獲得電阻元件的電阻值并計算出主翼外段后掠角值用于閉環(huán)控制。所有控制信號線均采用屏蔽線，并與電源線一起從模型尾部引出。

初始設(shè)計中，后掠角最小與最大值分別為23°和50．6°，然而實際結(jié)構(gòu)中，由于諸多因素所限，如驅(qū)動器所在空間較小、電動推桿伸長量有限等，因而定態(tài)實驗中最小與最大后掠角分別為33°和49°，三角函數(shù)形式變后掠實驗中最小與最大后掠角分別為34．7°和47°，周期線性函數(shù)形式變后掠實驗中最小與最大后掠角分別為32°和48．5°。

1．3 基于風(fēng)洞動態(tài)測試的變后掠實驗設(shè)計

本文在低速風(fēng)洞進(jìn)行變后掠飛機(jī)的實驗測試。該風(fēng)洞為單回流閉口低速風(fēng)洞，實驗段長14m，橫截面為3m×3m的四角圓化正方形，圓角半徑0．5m，有效橫截面積8．7854m2?？诊L(fēng)洞最高風(fēng)速100m／s，風(fēng)洞湍流度低于0．13%，風(fēng)洞內(nèi)壁上、下各有0．2°擴(kuò)張角，以消除沿壁面的邊界層增長的影響，并基本消除實驗段軸向靜壓力梯度。本文實驗風(fēng)速25m／s。實驗中氣動力與力矩測量采用N6YT19＃內(nèi)式六分量應(yīng)變天平，表1給出了其設(shè)計載荷和靜校精度。

表1 天平設(shè)計載荷和靜校精度Table 1 Design loading and calibration accuracy of balance

實驗分為結(jié)構(gòu)與控制特性測試和氣動特性測試兩大部分。前者可演示驗證在風(fēng)載條件下的剪切式變后掠飛機(jī)，分析其蒙皮適宜程度、結(jié)構(gòu)振動程度、驅(qū)動平穩(wěn)程度、控制精確程度；后者可獲取變后掠飛機(jī)的準(zhǔn)定常與非定常氣動特性，分析變形效益和氣動機(jī)理。

變形飛機(jī)氣動特性測試相比于固定外形飛機(jī)氣動特性測試，具有諸多差異。研究過程中，發(fā)現(xiàn)變形飛機(jī)氣動特性測試呈現(xiàn)五個新特點(diǎn)：一是應(yīng)測的物理量增多；二是應(yīng)測的物理量隨時間而變；三是必須同時采集飛機(jī)外形隨時間而變的數(shù)據(jù)和飛機(jī)受力隨時間而變的數(shù)據(jù)；四是必須考慮各種因素帶來的信號噪聲；五是必須考慮變后掠過程中實驗?zāi)Ｐ妥灾禺a(chǎn)生的氣動力與力矩信號并非定值。

針對第一個新特點(diǎn)，采用了兩套系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，其一為氣動數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，用于采集時間和六分量氣動力與力矩，其二為變形數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，用于采集后掠角。

針對第二個新特點(diǎn)，采用了持續(xù)的信號采集，保證變形前、變形中、變形后均有足夠數(shù)據(jù)用于分析。

針對第三個新特點(diǎn)，特別考慮了氣動數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)與變形數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)之間的時間關(guān)聯(lián)，在兩個系統(tǒng)之間利用采樣觸發(fā)器實現(xiàn)通信，保證信號采集已進(jìn)行5s之后開始改變后掠角，以便在數(shù)據(jù)處理中能將分別來自兩個系統(tǒng)的氣動信號和角度信號精確對應(yīng)。

針對第四個新特點(diǎn)，在數(shù)據(jù)處理程序中設(shè)計了“信號數(shù)值濾波”模塊?！靶盘枖?shù)值濾波”利用函數(shù)實現(xiàn)低通濾波，低通截止頻率為5Hz，以便盡可能消除周圍環(huán)境的噪聲信號、結(jié)構(gòu)振動的高頻信號、涉電硬件的電磁信號等因素的影響。圖5顯示了濾波前后的信號，可見濾波的作用。

圖5 濾波前后的非定常升力系數(shù)Fig．5 Unsteady lift coefficient before and after filtering

針對第五個新特點(diǎn)，在數(shù)據(jù)處理程序中設(shè)計了“重值精確消減”模塊。“重值精確消減”利用系統(tǒng)中采樣觸發(fā)器“使變形比采集延遲5s”這一特點(diǎn)，實現(xiàn)變形段對應(yīng)相減。

另外，數(shù)據(jù)處理過程中還研究了先濾波后消減與先消減后濾波的區(qū)別，結(jié)果表明二者差異甚微。

2 飛機(jī)外翼段大尺度剪切式變后掠分析

2．1 變后掠結(jié)構(gòu)與控制分析

由于剪切式變后掠飛機(jī)采用了以往固定外形飛機(jī)所未采用的柔性蒙皮，故需研究此蒙皮的適宜程度。分析柔性蒙皮的受力，主要有三類：（1）在氣動載荷作用下，蒙皮主要承受正壓力；（2）在變形機(jī)構(gòu)作用下，蒙皮主要承受剪切力；（3）另外，如傳統(tǒng)蒙皮以一樣，柔性蒙皮還承受翼肋等傳遞的拉力。實驗測試中發(fā)現(xiàn)：第一類力使蒙皮產(chǎn)生垂直于表面的位移，由此引起的氣動型面變化是應(yīng)注意的方面，這種變化一般會降低機(jī)翼的氣動性能，需要設(shè)計若干相應(yīng)的固定型面機(jī)翼來對此種降低程度進(jìn)行定量對比研究，亦需要設(shè)計特定的方案來避免這種降低以便在真實飛機(jī)上應(yīng)用柔性蒙皮；然而，盡管柔性蒙皮的應(yīng)用可能導(dǎo)致氣動性能降低，但作為飛機(jī)大尺度全局變形研究平臺的剪切式變后掠飛機(jī)風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ?，仍然能用于研究諸多氣動性能問題，如變后掠過程中的非定常氣動特性等，這在下文將會得到討論。第二類和第三類力使蒙皮產(chǎn)生表面內(nèi)的位移，由于柔性蒙皮彈性模量較小，可發(fā)生大的彈性變形，因而，即使本文研究過程中多次進(jìn)行變后掠實驗，第二類和第三類力也未對柔性蒙皮產(chǎn)生負(fù)面影響。

由于剪切式變后掠飛機(jī)存在較多可活動連接件，故需研究整個結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的剛度，以及部件間的干擾和約束。實驗測試中發(fā)現(xiàn)，在氣流擾動作用下，結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的整體和部件存在振動。圖5中可見升力系數(shù)原始信號，其中可能摻雜各種振動噪聲信號，通過濾波，可以減弱這些振動噪聲信號對氣動特性測量的影響。另外，結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的可動部分在氣動力、重力、驅(qū)動器作用力（對于結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的可動部分，此作用力為外力）作用下，仍然能實現(xiàn)可控運(yùn)動而不會出現(xiàn)部件間的干擾，而且，結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的可動部分在驅(qū)動器約束下，能使后掠角不超過預(yù)先設(shè)定的范圍。

由于剪切式變后掠飛機(jī)采用電動推桿實現(xiàn)后掠角的往復(fù)周期運(yùn)動，故需研究驅(qū)動過程的平穩(wěn)程度。圖6給出了實驗中測得的后掠角隨時間變化9個周期的典型曲線。可見，在閉環(huán)控制系統(tǒng)的指令下，電動推桿能實現(xiàn)預(yù)期的變后掠效果。

圖6 閉環(huán)控制作用下的時變后掠角Fig．6 Time－varying sweep－angle under closed－loop control

另外，也能實現(xiàn)（1）、（2）式所表征的運(yùn)動規(guī)律。

由于剪切式變后掠飛機(jī)需要實現(xiàn)后掠角的精確控制，故需研究名義后掠角與實際后掠角的關(guān)系。通過后掠角的標(biāo)定，可得到名義后掠角與實際后掠角的關(guān)系曲線，據(jù)此可根據(jù)每個名義后掠角得出實際后掠角的值，用于準(zhǔn)定常與非定常氣動特性分析。

2．2 變后掠氣動分析的參數(shù)

在定量的變后掠氣動分析之前，有必要研究變后掠相對于固定外形的新的氣動參數(shù)。

傳統(tǒng)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)與自由來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、飛機(jī)形狀、飛機(jī)相對于自由來流的姿態(tài)有關(guān)，而與飛機(jī)尺寸無關(guān)［23］，對于固定外形、無偏航無滾轉(zhuǎn)的飛機(jī)，可表達(dá)為［23］：

其中，CL，conventional為 傳 統(tǒng) 的 升 力 系 數(shù)，CD，conventional為 傳統(tǒng)的阻力系數(shù)，M∞為自由來流馬赫數(shù)，Re為雷諾數(shù)，α為飛機(jī)相對于自由來流的攻角。

“傳統(tǒng)的系數(shù)”在分析諸如“真實飛機(jī)與形狀相同而尺寸不同的風(fēng)洞實驗縮比模型的氣動特性關(guān)系”等問題時，在某種程度上比“原始的力”具有優(yōu)勢。例如，真實飛機(jī)與相應(yīng)的風(fēng)洞實驗縮比模型，在自由來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、攻角、幾何形狀相同的情況下，盡管幾何尺寸不同，但二者的“傳統(tǒng)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)”仍然相同，可由縮比模型的氣動系數(shù)直接得到真實飛機(jī)的氣動系數(shù)。

然而，當(dāng)分析變形飛機(jī)的氣動特性時，“傳統(tǒng)的系數(shù)”相對于“原始的力”的上述優(yōu)勢不復(fù)存在。例如，由變形飛機(jī)的一種外形的升力系數(shù)和阻力系數(shù)并不能得到另一種外形的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的相關(guān)情況。

更關(guān)鍵的是，分析變形的效益，一個重要方面在于分析飛機(jī)的形狀和尺寸變化對氣動特性的影響，傳統(tǒng)的系數(shù)由于只能反映形狀變化的影響而不能反映尺寸變化的影響，因而不再適用。

于是，引入兩個新的物理量，“比速升力”和“比速阻力”［22］：

其中，SSL為比速升力，SSD為比速阻力，S為機(jī)翼投影面積，其它符號意義同上。由于比速升力和比速阻力分別在傳統(tǒng)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)基礎(chǔ)上考慮了尺寸變化的影響，因而適用于分析變形的效益。

基于比速升力和比速阻力，再定義兩個無量綱量，“變形飛機(jī)升力系數(shù)”和“變形飛機(jī)阻力系數(shù)”：

其中，CL，morphing為變形飛機(jī)升力系數(shù)，CD，morphing為變形飛機(jī)阻力系數(shù)，S0為一恒定的基準(zhǔn)面積，其它符號意義同上。定義變形飛機(jī)升力系數(shù)和變形飛機(jī)阻力系數(shù)的意義在于，二者既能反映飛機(jī)的形狀變化對氣動特性的影響，又能反映飛機(jī)的尺寸變化對氣動特性的影響，因而適用于分析變形的效益；同時，只要選擇合適的基準(zhǔn)面積S0，即可使二者在數(shù)值上接近傳統(tǒng)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，有助于使變形飛機(jī)的研究不脫離傳統(tǒng)的固定外形飛機(jī)研究。

2．3 變后掠氣動分析

阻力極曲線在氣動特性分析中具有極其重要的作用［23］，本節(jié)首先據(jù)此研究變后掠飛機(jī)的準(zhǔn)定常氣動特性，并應(yīng)用第2．2節(jié)所推導(dǎo)的參數(shù)進(jìn)行變形效益分析。

圖7給出了飛機(jī)后掠角處于四種不同值時的阻力極曲線，其中（a）圖的升力和阻力系數(shù)按傳統(tǒng)定義，（b）圖的升力和阻力系數(shù)按式（7）、（8）定義。可見，二者具有差異。上文已通過分析指出，前者不適用于分析變形的效益，而后者適用。

圖7 變后掠飛機(jī)的準(zhǔn)定常氣動特性Fig．7 Quasi－steady aerodynamic characteristics of variable－sweep morphing aircraft

然而，如何從圖7（b）直觀地感知變形效益，是亟待回答的問題。文獻(xiàn)［22］在分析鳥類變形飛行的氣動特性時，采用了“分析阻力極曲線左邊界”的方法，即考察“阻力極曲線族的左邊界”與“任一單獨(dú)阻力極曲線的左邊界”后發(fā)現(xiàn)，前者在后者左側(cè)，這表明鳥類飛行過程中根據(jù)所需升力實時改變自身外形可以達(dá)到實時減阻的效果。對于本文的變后掠飛機(jī)，采用同樣的分析方法可知，若飛機(jī)飛行過程中根據(jù)所需升力實時改變后掠角，則可以達(dá)到實時減阻的效果，亦即變形會帶來氣動效率方面的效益。

必須指出，圖7（b）中顯示的變形的效益，僅為恒定速度下的結(jié)果。若飛機(jī)飛行過程中，將變后掠與變速結(jié)合起來，則可獲得比圖7（b）所示更大的效益，后續(xù)研究將對此予以定量計算。

實驗中，當(dāng)飛機(jī)連續(xù)改變后掠角，可測得后掠角隨時間而變的數(shù)據(jù)和氣動特性隨時間而變的數(shù)據(jù)。通過兩組數(shù)據(jù)的時間關(guān)聯(lián)，可得到氣動特性隨后掠角而變的曲線，據(jù)此可研究變后掠過程中飛機(jī)的非定常氣動特性。

圖8 10°攻角下以三角函數(shù)形式變后掠時的氣動特性Fig．8 Aerodynamic characteristics in 10°angle－of－attack with sweep－angle varying in trigonometrical manner

圖8 給出了10°攻角下飛機(jī)連續(xù)改變后掠角時的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與非連續(xù)改變后掠角時的氣動特性進(jìn)行了比較。可見，非定常結(jié)果與準(zhǔn)定常結(jié)果存在顯著差異。具體表現(xiàn)為：（1）后掠角往復(fù)變化的一個周期內(nèi)，非定常氣動特性曲線在準(zhǔn)定常氣動特性曲線周圍形成滯回環(huán)；（2）非定常升力系數(shù)的滯回環(huán)呈順時針方向，俯仰力矩系數(shù)的滯回環(huán)呈逆時針方向。

之所以出現(xiàn)滯回環(huán)，有兩個可能原因：一是“機(jī)翼附加速度效應(yīng)”，即飛機(jī)的主翼外段變后掠時，其相對于遠(yuǎn)場來流的速度發(fā)生變化，這將使非定常氣動特性的數(shù)值產(chǎn)生較大變化；二是“流場結(jié)構(gòu)遲滯效應(yīng)”，即變后掠過程中流場邊界連續(xù)變化，而相應(yīng)的流場結(jié)構(gòu)變化可能慢于流場邊界變化。進(jìn)一步的實驗與計算有助于深入認(rèn)識這兩種效應(yīng)。

之所以升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)二者滯回環(huán)方向相反，原因在于壓心在力矩參考點(diǎn)之后，俯仰力矩為負(fù)值，即俯仰力矩為低頭力矩。

上述非定常氣動特性與準(zhǔn)定常氣動特性的顯著差異，正表明了基于本文的飛機(jī)大尺度全局變形研究平臺，有諸多新的主題有待研究，而這正是飛機(jī)大尺度全局變形實用化之前的關(guān)鍵。

3 結(jié) 論

飛機(jī)外翼段大尺度剪切式變后掠設(shè)計與分析，是通過學(xué)科交叉進(jìn)行飛機(jī)大尺度全局變形概念研究的一種探索，研究中得到以下結(jié)論：

（1）飛機(jī)變后掠的具體實現(xiàn)方式對其氣動特性具有顯著影響，對于“旋轉(zhuǎn)式變后掠”與“剪切式變后掠”，后者的氣動特性具有相對優(yōu)勢，因而，將“剪切式變后掠”納入變后掠飛機(jī)氣動布局設(shè)計可形成總體性能方面的潛在效益；

（2）氣動力作用下的變后掠運(yùn)動對飛機(jī)變后掠部件的蒙皮、結(jié)構(gòu)、驅(qū)動、控制提出了較大挑戰(zhàn)，本文所設(shè)計與測試的研究平臺在低風(fēng)速領(lǐng)域，滿足研究需求；

（3）飛機(jī)通過變形所獲得的氣動效益，應(yīng)采用新的分析方法；相比于傳統(tǒng)分析方法，本文所推導(dǎo)的新方法，能更詳盡地呈現(xiàn)變形的氣動效益；

（4）連續(xù)改變后掠角的過程中，飛機(jī)的非定常氣動特性與相應(yīng)的準(zhǔn)定常氣動特性存在顯著差異，其原因可能在于“機(jī)翼附加速度效應(yīng)”和“流場結(jié)構(gòu)遲滯效應(yīng)”，進(jìn)一步的實驗與計算有助于深入認(rèn)識這兩種效應(yīng)。

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