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申请/专利权人：西北工业大学
摘要：本发明提出一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型，翼型前缘钝度增强，使其压力分布顺压梯度延长，有利于提高翼型的升力特性，翼型上表面外形趋于平坦，且曲率变化和缓，使压力恢复趋于和缓。这使得发明翼型不但具备良好的大攻角特性，翼型进气道入口前平坦的外形使其具备和缓的逆压梯度，使得进气道的内流场不会因为过于剧烈导致溢流或分离等现象。计算表明，在设计雷诺数2.0×107下，翼型在巡航Ma0.66时，具备良好的大攻角特性，当攻角增加时，进气道内流场分离现象消失。
主权项：1.一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型，其特征在于：采用CST参数化方法表示，数学表达式为： 为类函数： Sx为形函数： Six为形函数的基函数： 取N1＝0.5，N2＝1，n＝7；Ai为设计变量：其中上表面设计变量值为： 下表面设计变量值为：
全文数据：
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百度查询： 西北工业大学 一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型
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