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　　1 計(jì)算模型
 

　　所選用計(jì)算模型為局部經(jīng)修形后的桁桿與V形控制小翼布局形式，如圖2所示，桁桿剖面為直徑為240 mm的圓，V形控制小翼采用NACA64009翼型，其后掠角為28度，上反角為30°，轉(zhuǎn)軸位于25%MAC處，規(guī)定V翼前緣上偏，后緣下偏為正。
 

　　2 計(jì)算結(jié)果及分析
 

　　2.1 V形控制小翼升力特性
 

　　由圖3(a)和3(b)知，V形控制小翼在無(wú)翼面偏和負(fù)翼面偏轉(zhuǎn)時(shí)，其升力系數(shù)隨迎角呈線(xiàn)性變化。翼面正偏轉(zhuǎn)時(shí)，由于翼面正偏一側(cè)有效迎角的增加，導(dǎo)致大迎角時(shí)，翼面正偏轉(zhuǎn)側(cè)迎角大于失速迎角，升力曲線(xiàn)下偏，升力線(xiàn)斜率減小。
 

　　由圖3(c)知，V型控制小翼兩側(cè)翼面同向偏轉(zhuǎn)的升力效率約為單側(cè)翼面偏轉(zhuǎn)的2倍，這一趨勢(shì)不會(huì)隨飛行迎角的改變而變化。在小迎角時(shí)，翼面的升力效率基本為常數(shù)，隨著飛行迎角的增加，翼面偏轉(zhuǎn)側(cè)有效迎角隨之增加，對(duì)應(yīng)的升力增量減小，導(dǎo)致大迎角時(shí)翼面效率有所減小，且迎角越大，減小越多。
 

　　由圖3(d)知，在小側(cè)滑角情況下，偏轉(zhuǎn)左、右翼面，其效率基本不變，大側(cè)滑時(shí)，左、有翼面偏轉(zhuǎn)引起的升力效率略有不同，具體表現(xiàn)為正側(cè)滑時(shí)，左側(cè)翼面效率隨著側(cè)滑角的增加而略有增加，右側(cè)翼面效率則略有減??；兩側(cè)翼面同向偏轉(zhuǎn)時(shí)，總的翼面效略有減小。
 

　　2.2 V形控制小翼側(cè)力特性
 

　　由圖4可知，左、右翼面單側(cè)偏轉(zhuǎn)對(duì)側(cè)力曲線(xiàn)的影響趨勢(shì)一致，效率反向，量級(jí)相當(dāng)，同向偏轉(zhuǎn)幾乎不產(chǎn)生側(cè)力，迎角和側(cè)滑角對(duì)V形小翼側(cè)力效率的影響較小。
 

　　2.3 升力側(cè)力方程的建立
 

　　根據(jù)以上分析可知，V形控制小翼左、右同向偏轉(zhuǎn)可以操作桁桿系統(tǒng)縱向運(yùn)動(dòng)，差動(dòng)偏轉(zhuǎn)可操作桁桿系統(tǒng)側(cè)向運(yùn)動(dòng)，參考常規(guī)布局飛機(jī)的在定常流，小迎角下的力學(xué)方程，通過(guò)拆分左、有翼面的效率，提出V翼控制小翼在定常流，小迎角下的升力側(cè)力方程(1)。