基于后緣襟翼偏轉(zhuǎn)的大型客機變彎度技術(shù)減阻收益

何萌，楊體浩，白俊強，楊一雄

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 西北工業(yè)大學(xué) 無人系統(tǒng)技術(shù)研究院，西安 710072

隨著人們對綠色生活環(huán)境關(guān)注度的增加以及燃油價格的不斷上漲，未來民航客機的經(jīng)濟性和環(huán)保性越來越重要[1]。機翼后緣變彎度的設(shè)計增強了機翼適應(yīng)各種飛行條件的能力,使工程師能在各工況下設(shè)計機翼不同的后緣偏角以改善其氣動性能,而不是一系列飛行條件下的氣動性能之間的折衷，是一種有效的減小燃油消耗的技術(shù)。

Boeing和NASA共同開展了“可變彎度后緣襟翼”(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flap，VCCTEF)項目研究[2-3]，探索了變彎度技術(shù)用于未來質(zhì)量更輕、機翼柔性更大的飛行器的性能優(yōu)勢，比如提高巡航效率、擴寬抖振邊界、增加機動性等。Boeing757的原型機GTM(Generic Transport Model)構(gòu)型上使用此項技術(shù)，有效減小了其巡航阻力[4-5]。Boeing787也采用了機翼后緣變彎度設(shè)計，所減少的巡航阻力相當(dāng)于節(jié)省340～450 kg(750～1 000 lb)的重量[6]。

變彎度的結(jié)構(gòu)設(shè)計[7-9]目前具有較高的技術(shù)儲備，比如FlexSys FlexFoil裝置[10-11]改變襟翼偏角時，控制表面仍能呈現(xiàn)出平滑和連續(xù)的過度。國內(nèi)外學(xué)者對機翼后緣變彎度技術(shù)在氣動設(shè)計中的收益也已經(jīng)開展了廣泛的研究。Molinari等[12-13]和Lee等[14]使用低精度氣動模型研究了后緣連續(xù)變彎的優(yōu)點；Lyu和Martins[15-16]使用高精度的伴隨求解器對CRM機翼后緣連續(xù)變彎度技術(shù)的收益進行研究，對407個可能的飛行狀態(tài)進行后緣變彎度的優(yōu)化，生成一個優(yōu)化構(gòu)型的數(shù)據(jù)庫，分析了后緣變彎度技術(shù)對燃油消耗的減小量，但是沒有考慮到配平阻力對減阻收益的影響。Burdette等[17-18]使用氣動結(jié)構(gòu)求解器對后緣變彎度的收益進行了研究，結(jié)果表明，可變彎的機翼有1.02%的燃油收益，考慮結(jié)構(gòu)變形的影響，燃油可減小1.72%。梁煜[19]和陳錢[20]等以翼型為例，研究了翼型后緣變彎度對氣動性能與壓力分布的影響。郭同彪等[21-22]研究了后緣連續(xù)變彎度對跨聲速翼型氣動特性的影響，以及針對民用客機機翼-機身-平尾構(gòu)型開展了后緣連續(xù)變彎度機翼氣動優(yōu)化設(shè)計。

之前的工作主要針對二維翼型以及機翼全翼展連續(xù)變彎對氣動特性的影響研究，全翼展連續(xù)變彎是機翼成型各控制剖面后緣均可變彎，設(shè)計變量較多，且對機翼變形材料要求較高，在規(guī)律研究上具有指導(dǎo)意義。但是針對大型客機，連續(xù)變彎技術(shù)的技術(shù)成熟度和可靠性有待進一步提高，目前尚無法在工程實際中得到應(yīng)用。波音公司為787飛機測試和開發(fā)了一種后緣可變彎度(TEVC)系統(tǒng)，在巡航時通過操縱后緣內(nèi)外襟翼以0.5°為增量進行偏轉(zhuǎn)[6]。本文考慮了工程實際約束的影響，只對內(nèi)外襟翼進行變彎偏轉(zhuǎn)(具有兩個設(shè)計變量)，對寬體客機進行了減阻收益評估。在考慮配平阻力的影響下探究了變彎度技術(shù)對阻力發(fā)散和抖振邊界設(shè)計要求的拓展能力，以及變彎度技術(shù)在非設(shè)計點的減阻收益；內(nèi)外襟翼偏角不同可能會使氣動性能的改善效果更好，但會導(dǎo)致機翼后緣變彎機構(gòu)更加復(fù)雜，因此對比了襟翼同偏和差偏在氣動上的減阻收益；分析了在不同非設(shè)計點機翼后緣變彎度技術(shù)的壓力分布變化規(guī)律、載荷分布變化規(guī)律，并進一步采用遠場阻力分解方法探究了變彎度技術(shù)的減阻機理。

1 三維機翼后緣變彎度建模

變彎度時使用如圖1 所示的襟翼平面形狀，具有兩個設(shè)計變量，分別為內(nèi)襟翼偏角和外襟翼偏角。采用定軸偏轉(zhuǎn)的方式偏轉(zhuǎn)襟翼，偏轉(zhuǎn)前后的效果對比如圖2 所示，可以看到，變彎度后的翼面依然保持著連續(xù)、光滑的特征。同時由于機構(gòu)的行程和精度限制，要求襟翼以0.5°的卡位運行，且最大偏角不超過2°，規(guī)定襟翼下偏為正，上偏為負。平尾也作為一個額外的自由度參與考慮，即通過平尾安定面的偏轉(zhuǎn)來配平俯仰力矩,使變彎度構(gòu)型的俯仰力矩與基礎(chǔ)構(gòu)型一致。

圖1 襟翼平面形狀Fig.1 Flap plane shape

圖2 變彎度偏轉(zhuǎn)效果Fig.2 Variable camber deflection effect

由于掛架只對局部的流場產(chǎn)生影響，對整體氣動特性影響不大[23-24]，且為了減小網(wǎng)格量和減小流場的復(fù)雜性，建模時沒有考慮掛架的影響[25]。

2 數(shù)值求解方法

本文使用雷諾-平均Navier-Stokes (RANS)方程求解器進行定常求解。全湍流計算，使用的湍流模型為剪切應(yīng)力輸運(SST)湍流模型。選取CRM翼身組合體構(gòu)型[26]對求解器精度進行校驗，網(wǎng)格量為1 725萬，計算狀態(tài)為:馬赫數(shù)Ma=0.85, 雷諾數(shù)Re=5×106, 升力系數(shù)CL=0.519。

4個控制剖面的壓力系數(shù)Cp分布計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的對比如圖3 所示，求解器計算得到的壓力分布形態(tài)與試驗值吻合良好，尤其是下表面貼合較好。對比結(jié)果表明，本文采用的求解器具有可滿足工程應(yīng)用需求的計算精度和可靠性。寬體構(gòu)型計算時采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格拓撲如圖4 所示。

圖3 CRM構(gòu)型計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比Fig.3 Comparison of CRM configuration calculation results with experimental data

圖4 計算網(wǎng)格拓撲Fig.4 Grid topology

為了明確網(wǎng)格量對計算結(jié)果的影響，本文計算了2 000萬、3 000萬和4 300萬網(wǎng)格量下阻力系數(shù)的數(shù)值，計算結(jié)果如表1 所示。使用2 000萬網(wǎng)格計算時，相較于3 000萬的網(wǎng)格量，計算出來的阻力值增加7.5 counts(1 count=0.000 1)，使用4 300萬的網(wǎng)格相較于3 000萬的網(wǎng)格，阻力值只增加了約2 counts。從工程應(yīng)用研究角度，可認為3 000萬網(wǎng)格與4 300萬網(wǎng)格具有相當(dāng)?shù)挠嬎憔人??？紤]到本文計算量大，為了兼顧計算時間和計算精度，最終采用3 000萬的網(wǎng)格量用于變彎度技術(shù)減阻收益的評估。

表1 基礎(chǔ)構(gòu)型不同網(wǎng)格量計算結(jié)果

3 基礎(chǔ)構(gòu)型氣動性能

表2給出了未考慮襟翼變彎的基礎(chǔ)構(gòu)型氣動特性，設(shè)計馬赫數(shù)Ma=0.85，設(shè)計升力系數(shù)CL=0.48，雷諾數(shù)Re=4.7×107。巡航設(shè)計點力矩基本配平，巡航攻角為2.48°，阻力系數(shù)為230.98 counts，升阻比為20.78。馬赫數(shù)0.87與馬赫數(shù)0.85的阻力差量為17.53 counts，阻力發(fā)散特性較好。圖5 為馬赫數(shù)0.85機翼表面壓力分布及流線圖。

表2 基礎(chǔ)構(gòu)型氣動性能Table 2 Aerodynamic performance of original configuration

圖5 馬赫數(shù)0.85機翼表面壓力系數(shù)分布及流線圖Fig.5 Pressure coefficient distribution and surface streamline of wing (Ma =0.85)

4 采用變彎度技術(shù)的狀態(tài)選取

變彎度技術(shù)能夠在巡航過程中通過改變后緣偏角，在非設(shè)計點狀態(tài)下獲得減阻收益，從而降低整個巡航段的平均阻力。因此，本文選取的變彎度技術(shù)減阻收益評估狀態(tài)包括以下3類：

1) 隨著飛行過程中燃油不斷消耗，飛機的升力系數(shù)也會隨時間發(fā)生變化[17,27]。故選取了升力系數(shù)變化10%和20%的非設(shè)計點，即小升力系數(shù)點(CL=0.432和CL=0.384)和大升力系數(shù)點(CL=0.528和CL=0.576)。在此基礎(chǔ)上，進一步分析整個升力系數(shù)變化范圍內(nèi)的減阻規(guī)律。

2) 受航空管制以及變高度巡航策略等因素的影響，民用客機難以在整個巡航階段內(nèi)都以一個固定的設(shè)計馬赫數(shù)進行巡航，其巡航馬赫數(shù)往往會在設(shè)計馬赫數(shù)附近小幅變化[17]。故選取了馬赫數(shù)偏小點(Ma=0.83，CL=0.48)和阻力發(fā)散點(Ma=0.87，CL=0.48)進行變彎度技術(shù)的減阻收益研究。

3) 研究變彎度技術(shù)對升力系數(shù)增加所引起的高速抖振特性的影響。對于大型民用客機，設(shè)計規(guī)范要求其具有1.3 g的抖振裕量，故重點研究了變彎度技術(shù)對抖振點(Ma=0.85，CL=0.624)氣動特性的改善作用。

最終，選取的計算狀態(tài)的分布如圖6 所示。

圖6 變彎度設(shè)計的計算狀態(tài)分布Fig.6 Calculation condition distribution of variable camber design

5 變升力系數(shù)狀態(tài)后緣變彎技術(shù)減阻收益

5.1 小升力系數(shù)下的減阻收益

對內(nèi)外襟翼的可能偏角進行遍歷計算，表3給出了CL=0.384狀態(tài)下基礎(chǔ)構(gòu)型、不考慮力矩配平阻力的最佳襟翼偏角構(gòu)型、考慮配平阻力的最佳襟翼同偏構(gòu)型和最佳襟翼差動偏轉(zhuǎn)構(gòu)型結(jié)果。襟翼同偏表示內(nèi)、外襟翼的偏角一致，差動偏轉(zhuǎn)表示內(nèi)、外襟翼的偏角不一致。

表3 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(CL=0.384)Table 3 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (CL=0.384)

圖7給出了CL=0.384時的計算結(jié)果，Inner表示內(nèi)襟翼偏角，Outer表示外襟翼偏角，可以看到小升力系數(shù)時襟翼上偏有助于阻力減小，內(nèi)襟翼上偏，外襟翼下偏，造成低頭力矩增加，而襟翼同偏對力矩系數(shù)的影響不大。不考慮力矩配平阻力的最優(yōu)襟翼偏角為內(nèi)襟翼-1.5°，外襟翼-0.5°，減阻2.3 counts；考慮配平阻力后僅減阻1.6 counts；考慮配平阻力下最佳同偏襟翼偏角為-1°，減阻2.1 counts，最佳差動偏轉(zhuǎn)襟翼偏角為內(nèi)襟翼-1°，外襟翼-1.5°，減阻2.3 counts。

表4和圖8給出了CL=0.432的計算結(jié)果，不考慮力矩配平阻力的最佳襟翼偏角為內(nèi)襟翼-1.0°，外襟翼-0.5°，減阻1.4 counts;考慮配平阻力后僅減阻1.2 counts；考慮配平阻力下最佳襟翼偏角為內(nèi)襟翼-0.5°，外襟翼-0.5°，減阻1.4 counts?？梢?，是否考慮力矩配平對最佳襟翼偏角和減阻量有較大影響，在進行變彎度減阻收益研究時有必要考慮配平阻力的影響。

圖8 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(CL=0.432)Fig.8 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (CL=0.432)

表4 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(CL=0.432)Table 4 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (CL=0.432)

圖9、圖10 給出了變彎前后機翼上激波強度對比、環(huán)量分布對比及剖面壓力系數(shù)Cp對比，Original 表示基礎(chǔ)構(gòu)型，TEVC表示變彎構(gòu)型(襟翼同偏最優(yōu)結(jié)果)。對于小升力系數(shù)的計算工況，內(nèi)外襟翼均上偏使得機翼后緣卸載，巡航攻角增大，引起激波位置后移，載荷前移。機翼載荷前移導(dǎo)致抬頭力矩增加。同時機翼中后緣部分載荷減小，使壓力恢復(fù)平緩，激波強度減小。通過機翼展向環(huán)量分布對比可以看出，機翼襟翼的同時上偏使載荷外移，更加貼近橢圓形環(huán)量分布。

圖9 變彎前后對比(內(nèi)襟翼-1°，外襟翼-1°，CL=0.384)Fig.9 Comparison of initial and flap deflection configurations (inner flap -1°, outer flap -1°, CL=0.384)

圖10 變彎前后對比(內(nèi)襟翼-0.5°，外襟翼-0.5°，CL=0.432)Fig.10 Comparison of initial and flap deflection configurations (Inner flap -0.5°, Outer flap -0.5°, CL=0.432)

5.2 大升力系數(shù)下減阻收益

表5和圖11 給出了CL=0.528的計算結(jié)果，從圖11 可以看出，大升力系數(shù)下，襟翼下偏有助于阻力減小，襟翼偏角變化對力矩系數(shù)的影響與小升力系數(shù)時基本一致。不考慮力矩配平阻力的最佳襟翼偏角為內(nèi)襟翼0.5°，外襟翼1.0°，減阻5.5 counts;考慮配平阻力后僅減阻4.2 counts；考慮配平阻力的最佳同偏襟翼偏角為1°，減阻5.0 counts，最佳差動偏轉(zhuǎn)襟翼偏角為內(nèi)襟翼1.5°，外襟翼0.5°，減阻5.7 counts。

圖11 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(CL=0.528)Fig.11 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (CL=0.528)

表5 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(CL=0.528)Table 5 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (CL=0.528)

表6和圖12 給出了CL=0.576的計算結(jié)果，不考慮力矩配平阻力的最佳襟翼偏角為內(nèi)襟翼1.0°，外襟翼1.5°，減阻14.0 counts；考慮配平阻力后僅減阻12.2 counts；考慮配平阻力的最佳同偏襟翼偏角為1.5°，減阻12.9 counts，最佳差動偏轉(zhuǎn)襟翼偏角為內(nèi)襟翼2.0°，外襟翼1.0°，減阻13.5 counts。大升力系數(shù)下，變彎度技術(shù)具有較為明顯的氣動性能的改善。配平阻力依然對結(jié)果有較大影響，在進行變彎度減阻收益研究時有必要考慮配平阻力的影響。

圖12 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(CL=0.576)Fig.12 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (CL=0.576)

表6 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(CL=0.576)Table 6 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (CL=0.576)

圖13和圖14 給出了變彎前后機翼上激波強度對比、環(huán)量分布對比及剖面壓力系數(shù)Cp對比。大升力系數(shù)下，內(nèi)外襟翼均下偏使得機翼后緣加載，上翼面的壓力分布會變得飽滿，壓力恢復(fù)平緩，激波強度降低，波阻減小。通過機翼展向環(huán)量分布對比可以看出，機翼襟翼的同時下偏使載荷內(nèi)移，環(huán)量分布更加偏離橢圓形環(huán)量分布。

6 變馬赫數(shù)狀態(tài)減阻收益

6.1 馬赫數(shù)偏小(Ma=0.83)時的減阻收益

從表7 和圖15可看出在不考慮力矩配平阻力的影響下，內(nèi)襟翼偏轉(zhuǎn)-1°，外襟翼偏轉(zhuǎn)0.5°，減阻0.5 counts，但此偏轉(zhuǎn)條件下，低頭力矩增加，考慮配平阻力后，阻力增加0.5 counts。

圖15 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(Ma=0.83)Fig.15 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (Ma=0.83)

表7 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(Ma=0.83)Table 7 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (Ma=0.83)

對于馬赫數(shù)偏小的非設(shè)計點，首先由于激波位置在變彎區(qū)域之前且距離太遠，變彎控制的效果較弱,沒有較為明顯的減阻效果。其次最優(yōu)偏角為內(nèi)襟翼上偏，外襟翼下偏，導(dǎo)致機翼載荷外移，低頭力矩增加，造成配平阻力增加。因此考慮力矩配平的影響之后，變彎度技術(shù)對馬赫數(shù)偏小的非設(shè)計點沒有帶來氣動特性的改善。

6.2 阻力發(fā)散點(Ma=0.87)的減阻收益

從表8 和圖16可看出在不考慮力矩配平阻力的影響下，內(nèi)襟翼偏轉(zhuǎn)-1°，外襟翼偏轉(zhuǎn)0.5°，減阻1.4 counts，但此偏轉(zhuǎn)條件下，低頭力矩增加，考慮配平阻力后，阻力增加2.4 counts。

圖16 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(Ma=0.87)Fig.16 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (Ma=0.87)

對于阻力發(fā)散點，首先由于激波位置靠后，以至于在變彎度過渡區(qū)之后，變彎控制的效果也很弱。其次考慮力矩的影響之后，配平阻力的增加使變彎度技術(shù)對阻力發(fā)散點也沒有帶來氣動特性的改善。

在不同的馬赫數(shù)下，不論是馬赫數(shù)增大還是減小，內(nèi)襟翼上偏、外襟翼下偏導(dǎo)致機翼載荷外移，低頭力矩增加，考慮力矩系數(shù)后，變彎度的減阻收益均為0。

7 變彎度技術(shù)對抖振特性的改善作用

表9和圖17 給出了CL=0.624抖振點的計算結(jié)果，考慮力矩配平阻力時，最佳同偏襟翼偏角為1.5°，減阻18.8 counts，最佳差動偏轉(zhuǎn)襟翼偏角為內(nèi)襟翼2.0°，外襟翼1.0°，減阻21.2 counts。

圖17 不同內(nèi)外襟翼偏角下的氣動阻力以及俯仰力矩系數(shù)變化云圖(CL=0.624)Fig.17 Contour of aerodynamic drag and pitching moment coefficient at different inner and outer flaps (CL=0.624)

表9 基礎(chǔ)構(gòu)型與最優(yōu)襟翼偏角構(gòu)型氣動力系數(shù)(CL=0.624)Table 9 Aerodynamic coefficients of original configuration and optimal flap declination configuration (CL=0.624)

圖18給出了抖振點襟翼同偏變彎前后機翼剖面壓力系數(shù)Cp對比。內(nèi)外襟翼下偏，機翼后緣載荷增加。內(nèi)翼段通過襟翼下偏，壓力恢復(fù)平緩，呈無激波形態(tài)，中外翼段通過外襟翼下偏，激波位置后移，激波強度減小。

圖18 襟翼同偏變彎前后機翼剖面壓力系數(shù)對比(內(nèi)襟翼1.5°，外襟翼1.5°，CL=0.624)Fig.18 Comparison of wing section pressure coefficient of original and flap deflection configurations (Inner flap 1.5°, Outer flap 1.5°, CL=0.624)

抖振是激波附面層干擾引起分離流產(chǎn)生的非定常氣動力引起的振動現(xiàn)象[28]。圖19 為變彎前和變彎后的抖振特性對比，給出了一系列升力系數(shù)下的機翼上表面壓力云圖與極限流線。變彎前構(gòu)型在CL=0.594和CL=0.604下的分離區(qū)大小分別接近于變彎后構(gòu)型在CL=0.624和CL=0.634下的分離區(qū)大小，結(jié)果表明變彎度可改善抖振特性。變彎度通過調(diào)整載荷分布，明顯降低中外翼激波強度，減緩了激波誘導(dǎo)分離的趨勢。

圖19 變彎前和變彎后抖振特性對比Fig.19 Comparison of buffeting characteristics before and after flap deflection

8 變彎度技術(shù)非設(shè)計點減阻機理分析

圖20給出了不同升力系數(shù)下變彎度的減阻情況(考慮力矩系數(shù)配平后),其中藍線和綠線分別給出了同偏與差動偏轉(zhuǎn)下的結(jié)果?？梢钥吹剑x設(shè)計點升力系數(shù)越遠，變彎度獲得的減阻收益越大，且大升力系數(shù)時的收益要大于小升力系數(shù)時的收益。對比同偏和差動偏轉(zhuǎn)，兩者減阻量隨升力系數(shù)變化的變化趨勢基本一致，差動偏轉(zhuǎn)的收益略高于同偏的收益。

圖20 不同升力系數(shù)下變彎度的減阻量(考慮力矩系數(shù)配平后)Fig.20 Drag reduction of variable camber under different lift coefficients (considering trimming moment coefficient)

進一步采用遠場阻力分解方法[29-30]探究了變彎度技術(shù)的減阻來源，遠場阻力分解方法是基于線性動量定理關(guān)系進行阻力計算，將阻力按照產(chǎn)生的機制分為黏性阻力、激波阻力、誘導(dǎo)阻力和偽阻力。

圖21給出了不同升力系數(shù)下變彎前后激波阻力值對比，小升力系數(shù)狀態(tài)下波阻減小量不足1 count。大升力系數(shù)狀態(tài)下，波阻有明顯的減小。波阻的減小主要是因為后緣襟翼變彎度技術(shù)會調(diào)整載荷分布，改變激波位置和強度。

圖21 變彎前后激波阻力對比Fig.21 Comparison of shock drag of original and flap deflection configurations

圖22給出了不同升力系數(shù)下變彎前后誘導(dǎo)阻力值對比。在不同升力系數(shù)下，誘導(dǎo)阻力值沒有明顯改善。從之前的環(huán)量分布對比可以看出，在大升力系數(shù)時，載荷內(nèi)移，更加偏離橢圓形環(huán)量分布，導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力略微增加。

圖22 變彎前后誘導(dǎo)阻力對比Fig.22 Comparison of induced drag of original and flap deflection configurations

9 結(jié) 論

1) 變彎度引起全機俯仰力矩變化帶來的配平阻力，對變彎度減阻收益影響明顯，考慮配平阻力損失是進行變彎度機翼設(shè)計的關(guān)鍵。

2) 在整個巡航升力系數(shù)范圍內(nèi)的非設(shè)計點，變彎度均能取得一定減阻收益，大巡航升力系數(shù)下減阻收益更大。不同巡航升力系數(shù)下變彎度減阻機理存在明顯差異。小巡航升力系數(shù)下誘導(dǎo)阻力以及激波阻力都得到不同程度的減小。大巡航升力系數(shù)下以適當(dāng)增大誘導(dǎo)阻力的方式，顯著削弱激波阻力。

3) 變彎度通過將機翼載荷內(nèi)移，削弱激波強度，減小激波誘導(dǎo)的附面層分離，拓展抖振邊界裕度。

4) 變彎度無法改善阻力發(fā)散點和阻力蠕增特性。

5) 對比差動偏轉(zhuǎn)和同偏，兩者的減阻收益隨升力系數(shù)的變化趨勢一致，但在某些情況下，差動偏轉(zhuǎn)減阻收益更明顯。