民用客機(jī)可變彎度機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

郝璇，張青青，蘇誠(chéng)，王斌

（中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第二研究所，北京100074）

0 引 言

降低巡航阻力是民用客機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)追求的重要目標(biāo)。機(jī)翼的阻力占民用飛機(jī)總阻力的一半左右，對(duì)性能和飛行品質(zhì)有著至關(guān)重要的影響。傳統(tǒng)民用客機(jī)超臨界機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)通常需要兼顧非設(shè)計(jì)點(diǎn)或其他要求，導(dǎo)致飛機(jī)最優(yōu)巡航氣動(dòng)效率損失。此外，隨著民航業(yè)繁榮發(fā)展，空域越來越擁擠，飛機(jī)難以在整個(gè)巡航階段按照設(shè)計(jì)狀態(tài)飛行，在一定程度上增加了燃油消耗。

如何使民用客機(jī)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)仍能保持較高的升阻比是進(jìn)一步提高飛機(jī)巡航效率必須解決的問題?？勺儚澏葯C(jī)翼無論是從基礎(chǔ)空氣動(dòng)力學(xué)還是實(shí)際飛行應(yīng)用的角度都具有巨大潛力，已成功應(yīng)用于軍用飛機(jī)。由于民用客機(jī)要考慮低成本、高可靠性等要求，工業(yè)界對(duì)該技術(shù)進(jìn)行了長(zhǎng)期的探索和論證。NASA Dryden飛行研究中心基于L-1011飛機(jī)首次開展了可變彎度機(jī)翼技術(shù)應(yīng)用于民用客機(jī)的減阻收益研究。Boeing和Airbus從20世紀(jì)80年代開始評(píng)估變彎度概念，前者在B777-200ER上進(jìn)行了后緣變彎度飛行試驗(yàn)，后者針對(duì)A330/340開展了變彎度預(yù)設(shè)計(jì)，最終成功將該技術(shù)應(yīng)用于新一代遠(yuǎn)程寬體客機(jī)B787和A350，在巡航時(shí)通過小角度偏轉(zhuǎn)襟翼與擾流板，改變機(jī)翼后緣彎度，改善氣動(dòng)載荷分布，優(yōu)化了巡航狀態(tài)的阻力特性。

國(guó)內(nèi)對(duì)變彎度機(jī)翼技術(shù)的研究起步較晚，隨著國(guó)產(chǎn)遠(yuǎn)程寬體客機(jī)論證及立項(xiàng)，國(guó)內(nèi)高校、科研院所也相繼開展了變彎度機(jī)翼氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。梁煜等針對(duì)大型民用運(yùn)輸機(jī)，開展了超臨界翼型后緣變彎度優(yōu)化研究；郭同彪等基于自由型面變形技術(shù)建立后緣連續(xù)變彎度參數(shù)化模型，研究了后緣連續(xù)變彎度對(duì)跨聲速翼型及機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響；王斌等基于展向控制翼型建立了一種簡(jiǎn)化的理想變彎度模型，對(duì)超臨界機(jī)翼變彎度減阻原理進(jìn)行了研究；郭同彪等采用伴隨技術(shù)對(duì)翼—身—平尾構(gòu)型后緣連續(xù)變彎度減阻進(jìn)行了優(yōu)化。目前國(guó)內(nèi)的研究工作多針對(duì)二維翼型或采用基于控制截面翼型變彎度的簡(jiǎn)化模型，與實(shí)際工程中機(jī)翼變彎度實(shí)現(xiàn)形式有一定差距。此外，變彎度優(yōu)化均針對(duì)特定飛行狀態(tài)進(jìn)行，而在實(shí)際飛行中氣動(dòng)力特性不斷變化，如何實(shí)施有效的變彎度操作以獲得理想的減阻效果仍需要進(jìn)一步研究。

針對(duì)上述問題，本文充分考慮實(shí)際工程約束，基于襟翼、擾流板運(yùn)動(dòng)建立變彎度模型，以全機(jī)配平構(gòu)型為研究對(duì)象，研究機(jī)翼后緣彎度變化對(duì)平尾配平特性產(chǎn)生的影響；采用RANS方程作為數(shù)值求解方法，建立響應(yīng)面模型，對(duì)包括不同升力系數(shù)、馬赫數(shù)的多個(gè)飛行狀態(tài)進(jìn)行變彎度減阻優(yōu)化并對(duì)實(shí)際飛行過程中變彎度操作需求及綜合減阻性能進(jìn)行分析。

1 變彎度研究模型

研究表明，機(jī)翼后緣變彎度影響平尾配平特性。為充分考慮這種影響帶來的不利因素，本文以翼身組合體—短艙—吊掛—垂平尾構(gòu)型為研究對(duì)象，該構(gòu)型巡航馬赫數(shù)=0.85，升力系數(shù)C =0.48。干凈機(jī)翼多個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)如表1所示，其中設(shè)計(jì)點(diǎn)1～3優(yōu)化阻力發(fā)散特性，設(shè)計(jì)點(diǎn)2、4兼顧抖振特性。

表1 干凈機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)Table 1 Design point of the wing

參考現(xiàn)役寬體客機(jī)平面布置，生成襟翼、副翼、擾流板等變彎度關(guān)鍵部件，如圖1所示。

圖1 可變彎度機(jī)翼研究模型Fig.1 Camber variable wing model

襟翼展長(zhǎng)為機(jī)翼翼展的75%，相對(duì)弦長(zhǎng)為機(jī)翼當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的10%～25%。采用鉸鏈機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)襟翼偏轉(zhuǎn)，通過小角度偏轉(zhuǎn)內(nèi)、外襟翼實(shí)現(xiàn)機(jī)翼彎度變化。擾流板簡(jiǎn)化為內(nèi)、外兩塊，隨襟翼偏轉(zhuǎn)而運(yùn)動(dòng)。通過偏轉(zhuǎn)升降舵實(shí)現(xiàn)不同狀態(tài)變彎度外形的配平。

2 數(shù)值優(yōu)化方法

2.1 數(shù)值模擬方法

本文計(jì)算采用可壓縮流動(dòng)Reynolds平均Navier-Stokes方程。為精確計(jì)算機(jī)翼彎度改變前后的氣動(dòng)力變化情況，采用點(diǎn)對(duì)點(diǎn)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示，半模網(wǎng)格數(shù)量為1 900萬。計(jì)算域內(nèi)近壁面第一層網(wǎng)格高度為5×10m，保證壁面＜1。本文采用--SST模型，計(jì)算中使用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。為保證計(jì)算精度，對(duì)數(shù)值方法進(jìn)行較為全面的驗(yàn)證，具體方法詳見文獻(xiàn)［21-22］。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.2 Sketch of computational grid

2.2 基于代理模型的優(yōu)化方法

整個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程如圖3所示。本文以全機(jī)配平構(gòu)型為研究對(duì)象，以內(nèi)、外襟翼偏角為優(yōu)化對(duì)象，全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)。其中，內(nèi)襟翼偏轉(zhuǎn)范圍為［-1°，3°］，外襟翼偏轉(zhuǎn)范圍為［-2°，3°］，向下偏轉(zhuǎn)為正?？紤]到實(shí)際飛行時(shí)，襟翼可偏轉(zhuǎn)最小角度間隔為0.5°，因此，采用打靶法生成樣本點(diǎn)?；緲颖军c(diǎn)在內(nèi)、外襟翼偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)，各1°偏角間隔。根據(jù)基本樣本點(diǎn)結(jié)果，選取局部區(qū)域以0.5°偏角間隔進(jìn)行加密。

圖3 可變彎度機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.3 The optimization process of the variable camber wing

基于樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，采用響應(yīng)面方法（Response Surface Methodology，簡(jiǎn)稱RSM）建立代理模型。該方法利用多項(xiàng)式函數(shù)擬合設(shè)計(jì)空間，通過較少的試驗(yàn)在局部范圍內(nèi)比較精確地逼近函數(shù)關(guān)系，具有良好的魯棒性?；陧憫?yīng)面模型，首先采用遺傳算法對(duì)襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化，然后采用CFD數(shù)值模擬對(duì)優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行校核，獲得精確減阻量。

3 可變彎度機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.1 巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)：M a=0.85，C L=0.48

首先對(duì)基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬。采用阻力系數(shù)單位“cts”（1 cts=0.000 1）表示阻力系數(shù)大小，基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力系數(shù)差量云圖如圖4所示，為內(nèi)襟翼偏角，為外襟翼偏角，可以看出：在內(nèi)襟翼［-1°，1°］、外襟翼［0°，1.5°］范圍內(nèi)，阻力系數(shù)差為負(fù)值，具有減阻潛力。

圖4 巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型阻力差量云圖Fig.4 The drag dispersion contour at cruise point

根據(jù)基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，在［0°，1°］范圍內(nèi)增加4個(gè)樣本點(diǎn)，樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對(duì)應(yīng)的內(nèi)、外襟翼偏角均為0.5°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)降低0.82 cts。以33個(gè)樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對(duì)內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化得到的內(nèi)、外襟翼偏角分別為0.41°和0.61°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)降低0.91 cts。樣本點(diǎn)最優(yōu)阻力系數(shù)與優(yōu)化結(jié)果相差不到0.1 cts。樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的展向壓力分布如圖5所示，樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的升力系數(shù)與載荷系數(shù)分布如圖6所示，可以看出：在拐折和外襟翼區(qū)域，激波強(qiáng)度輕微減弱；后緣變彎度使中外翼區(qū)域載荷有所增大。

圖5 M a=0.85，C L=0.48展向截面壓力分布Fig.5 The sectional pressure distribution along the wing at M a=0.85，C L=0.48

圖6 M a=0.85，C L=0.48展向載荷系數(shù)分布Fig.6 The load coefficient distribution along the wing at M a=0.85，C L=0.48

3.2 非設(shè)計(jì)點(diǎn)1：M a=0.85，C L=0.52

基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力系數(shù)差量云圖如圖7所示。

圖7 非設(shè)計(jì)點(diǎn)1基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型阻力差量云圖Fig.7 The drag dispersion contour at off-design point 1

從圖7可以看出：在內(nèi)襟翼［0°，2°］、外襟翼［0°，2°］范圍內(nèi)，阻力系數(shù)差量為負(fù)值，具有減阻潛力。

根據(jù)基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果，在［0°，2°］范圍內(nèi)增加了7個(gè)樣本點(diǎn)。樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對(duì)應(yīng)的內(nèi)、外襟翼分別為1.5°和1.0°，相比未變彎度狀態(tài)，配平后阻力系數(shù)降低3.88 cts。以36個(gè)樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對(duì)內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化得到的內(nèi)、外襟翼偏角分別為1.24°和1.22°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)降低3.93 cts，樣本點(diǎn)最優(yōu)阻力系數(shù)與優(yōu)化結(jié)果相差不到0.1 cts。

樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的展向壓力分布如圖8所示，樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的升力系數(shù)與載荷系數(shù)分布如圖9所示。

圖8 M a=0.85，C L=0.52展向截面壓力分布Fig.8 The sectional pressure distribution along the wing，at M a=0.85，C L=0.52

圖9 M a=0.85，C L=0.52展向載荷系數(shù)分布Fig.9 The load coefficient distribution along the wing at M a=0.85，C L=0.52

從圖8～圖9可以看出：后緣變彎度使內(nèi)翼和中外翼區(qū)域的激波有所減弱，從而減小了波阻。

3.3 非設(shè)計(jì)點(diǎn)2：M a=0.85，C L=0.45

樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力系數(shù)差量云圖如圖10所示，可以看出：在整個(gè)變化范圍內(nèi)，沒有阻力降低的樣本點(diǎn)。在基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果基礎(chǔ)上，［-0.5°，1°］范圍內(nèi)增加7個(gè)樣本點(diǎn)，樣本點(diǎn)中阻力系數(shù)最小點(diǎn)對(duì)應(yīng)的內(nèi)、外襟翼分別為-0.5°和0°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)增加0.05 cts。

圖10 非設(shè)計(jì)點(diǎn)2基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型阻力系數(shù)差量云圖Fig.10 The drag dispersion contour at off-design point 2

該狀態(tài)的展向壓力分布如圖11所示，以36個(gè)樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)對(duì)內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化后內(nèi)、外襟翼偏角分別為-0.15°和0.13°，相比未變彎度狀態(tài)，配平后阻力系數(shù)降低0.07 cts。該狀態(tài)的展向壓力系數(shù)和載荷系數(shù)分布如圖12所示。

圖11 M a=0.85，C L=0.45展向截面壓力分布Fig.11 The sectional pressure distribution along the wing at M a=0.85，C L=0.45

圖12 M a=0.85，C L=0.45展向載荷系數(shù)分布Fig.12 The load coefficient distribution along the wing at M a=0.85，C L=0.45

從圖12可以看出：在該狀態(tài)下變彎度基本無法獲得減阻收益。

3.4 非設(shè)計(jì)點(diǎn)3：M a=0.80，C L=0.48

基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型與未變彎度全機(jī)配平構(gòu)型阻力系數(shù)差量云圖如圖13所示，可以看出：在內(nèi)襟翼［-1°，1°］、外襟翼［0°，2°］范圍內(nèi)，阻力系數(shù)差量為負(fù)值，具有減阻潛力。

圖13 非設(shè)計(jì)點(diǎn)3基本樣本點(diǎn)全機(jī)配平構(gòu)型阻力差量云圖Fig.13 The drag dispersion contour at off-design point 3

在基本樣本點(diǎn)數(shù)值模擬結(jié)果基礎(chǔ)上在［0°，1°］范圍內(nèi)增加4個(gè)樣本點(diǎn)。樣本點(diǎn)中阻力最小點(diǎn)對(duì)應(yīng)的內(nèi)、外襟翼分別為0°和1.0°，相比未變彎度狀態(tài)，阻力系數(shù)降低0.83 cts。以33個(gè)樣本點(diǎn)建立2階響應(yīng)面模型，以全機(jī)配平構(gòu)型阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)內(nèi)、外襟翼偏角進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化的內(nèi)、外襟翼偏角分別為0.28°和1.28°，相比未變彎度狀態(tài)，配平后阻力系數(shù)降低0.92 cts。樣本點(diǎn)最優(yōu)阻力系數(shù)與優(yōu)化結(jié)果同樣相差不到0.1 cts。

樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的展向壓力系數(shù)分布如圖14所示，樣本最優(yōu)阻力點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的載荷系數(shù)分布如圖15所示。

圖14 M a=0.80，C L=0.48展向截面壓力系數(shù)分布Fig.14 The sectional pressure coefficient distribution along the wing at M a=0.80，C L=0.48

圖15 M a=0.80，C L=0.48展向載荷系數(shù)分布Fig.15 The load coefficient distribution along the wing at M a=0.80，C L=0.48

從圖14～圖15可以看出：該狀態(tài)激波位于機(jī)翼前緣區(qū)域，后緣變彎度基本沒有對(duì)激波形態(tài)與強(qiáng)度產(chǎn)生影響；后緣下偏抑制了該飛行狀態(tài)下的過配平現(xiàn)象，阻力降低主要來自配平阻力以及誘導(dǎo)阻力的降低。

4 變彎度操作需求及綜合減阻分析

根據(jù)優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果，基于工程約束考慮的最優(yōu)樣本點(diǎn)與優(yōu)化結(jié)果的減阻量基本相當(dāng)。在巡航馬赫數(shù)，除小升力系數(shù)情況，后緣變彎度均能帶來減阻收益；在=0.8，后緣變彎度也能帶來減阻收益。每一個(gè)狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的襟翼偏角均不同。本節(jié)對(duì)實(shí)際飛行中進(jìn)行變彎度操作次數(shù)的需求進(jìn)行分析。根據(jù)=0.85，C 為0.48、0.52兩個(gè)狀態(tài)的變彎度優(yōu)化結(jié)果，對(duì)內(nèi)/外襟翼偏轉(zhuǎn)分別為0.5°/0.5°以及1.5°/1°時(shí)的全機(jī)配平構(gòu)型升阻特性進(jìn)行數(shù)值模擬。

=0.85未變彎度與兩次變彎度操作后升阻比隨升力系數(shù)變化比較如圖16所示，可以看出：當(dāng)C ≤0.46時(shí)，變彎度無法獲得減阻收益，應(yīng)保持原有巡航構(gòu)型飛行，為保持高升阻比特性，飛機(jī)需增加巡航高度；當(dāng)C ＞0.46時(shí)，采用巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的變彎度設(shè)置可實(shí)現(xiàn)減阻，獲得比增加巡航高度更多的減阻收益；當(dāng)C =0.50時(shí)，對(duì)于內(nèi)/外襟翼0.5°/0.5°以及1.5°/1°的兩個(gè)變彎度設(shè)置，配平后阻力特性幾乎無差異，均可減阻1.7 cts；當(dāng)C ＞0.50時(shí)，后者變彎度減阻效果優(yōu)于前者。故在=0.85時(shí)，采用兩種變彎度設(shè)置即可在C 為0.48～0.55范圍內(nèi)獲得較大減阻收益，C =0.55時(shí)可使阻力系數(shù)降低6.7 cts，C =0.50可作為兩個(gè)變彎度設(shè)置的過渡點(diǎn)。傳統(tǒng)民用客機(jī)通常通過階梯巡航使飛機(jī)保持在設(shè)計(jì)狀態(tài)飛行，變彎度機(jī)翼能夠在一定升力系數(shù)范圍（C 為0.48～0.55）內(nèi)實(shí)現(xiàn)與未變彎度機(jī)翼巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)相當(dāng)甚至更優(yōu)的升阻比特性，因此可以獲得比傳統(tǒng)民用客機(jī)階梯巡航更多的減阻收益。

圖16 M a=0.85未變彎度與兩次變彎度操作的阻力特性Fig.16 The drag reduction of two camber setting at Ma=0.85

為0.80、0.83以及0.85時(shí)內(nèi)、外襟翼分別下偏0.5°，全機(jī)配平構(gòu)型的升阻比變化如圖17所示。

圖17 不同馬赫數(shù)下變彎度全機(jī)配平構(gòu)型減阻特性內(nèi)襟翼0.5°，外襟翼0.5°Fig.17 The drag reduction of trimmed configuration at different mach number，δ內(nèi)襟翼=0.5°，δ外襟翼=0.5°

從圖17可以看出：該變彎度設(shè)置在較低馬赫數(shù)時(shí)仍可實(shí)現(xiàn)減阻，在=0.8時(shí)，該變彎度設(shè)置減阻量比最優(yōu)減阻量低0.3 cts，但由于該狀態(tài)飛行時(shí)間較短，增加一次變彎度操作的收益可以忽略不計(jì)。

為了評(píng)估機(jī)翼變彎度后全航段綜合巡航效率收益，分別研究定高巡航和一次階梯巡航兩種情況。定高巡航高度為10 km，對(duì)應(yīng)升力系數(shù)變化范圍為0.40～0.56，一次階梯巡航的飛行高度分別為8和10 km，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)范圍為0.47～0.55。巡航燃油消耗率0.53 kg/h/kgf，對(duì)圖16中實(shí)際升阻比曲線進(jìn)行擬合獲得上述升力范圍內(nèi)對(duì)應(yīng)的升阻比以及阻力系數(shù)。采用布雷蓋公式計(jì)算不同升力系數(shù)下的航時(shí)、航程，定高度、階梯巡航不同升力系數(shù)階段減阻量、航時(shí)和航程增量以及整個(gè)航段的綜合減阻量、航時(shí)和航程增量如表2～表3所示。

表2 定高綜合巡航效率收益評(píng)估Table 2 General estimation of cruise efficiency at fixed altitude

表3 階梯巡航綜合效率收益評(píng)估Table 3 General estimation of cruise efficiency at stepped cruise altitude

從表2～表3可以看出：若在整個(gè)巡航階段保持飛行高度不變，客機(jī)近一半時(shí)間都處于小升力狀態(tài)，變彎度操作沒有減阻收益，整個(gè)航段綜合減阻只有1.9 cts，航時(shí)、航程提高0.72%；若進(jìn)行一次階梯巡航，本文的變彎度結(jié)果可在相應(yīng)的升力范圍內(nèi)較好地實(shí)現(xiàn)變彎度減阻，整個(gè)航段綜合減阻2.93 cts，航時(shí)、航程提高1.19%。

5 結(jié) 論

（1）采用以0.5°偏角為最小間隔的打靶法獲得的最優(yōu)阻力系數(shù)與所建立的代理模型優(yōu)化結(jié)果減阻量差值小于0.1 cts，能夠滿足考慮工程約束的優(yōu)化設(shè)計(jì)需求。

（2）在巡航馬赫數(shù)，除小升力系數(shù)情況，后緣變彎度均能帶來減阻收益；在較低馬赫數(shù)（=0.8），后緣變彎度也能帶來減阻收益。每一個(gè)狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的襟翼偏角均不同。

（3）在=0.85時(shí)，采用兩種變彎度設(shè)置即可在升力系數(shù)為0.48～0.55范圍內(nèi)獲得減阻收益，變彎度機(jī)翼能夠在一定升力系數(shù)范圍內(nèi)保持與巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)相當(dāng)甚至更優(yōu)的升阻比特性，并且優(yōu)于傳統(tǒng)階梯巡航所獲得的收益。在較低馬赫數(shù)（=0.8）時(shí)，采用巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)的變彎度設(shè)置仍可實(shí)現(xiàn)減阻。