動(dòng)力系統(tǒng)布置對于翼身融合飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響

賈媛，楊玉騰，吳江浩

(北京航空航天大學(xué) 交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

翼身融合布局飛機(jī)概念由Liebeck[1]提出，相對于傳統(tǒng)布局的飛機(jī)來說，翼身融合飛機(jī)具有結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、升阻比高、燃油消耗低等優(yōu)勢[2-4]。

為了進(jìn)一步減小噪音，降低污染物排放，美國航 空 航 天 局（National Aeronautics and Space Administration ，NASA）提出一種帶分布式驅(qū)動(dòng)的翼身融合構(gòu)型[5]。麻省理工大學(xué)(Massachusetts Institute of Technology , MIT)在第3 代靜音飛機(jī)SAX-40[6]上采用了分布式動(dòng)力[7-9], 其推進(jìn)方式為一臺(tái)核心機(jī)驅(qū)動(dòng)3 個(gè)風(fēng)扇。SAX-40 在設(shè)計(jì)中采用分布式動(dòng)力與翼身融合耦合布局方式，將分布式推進(jìn)系統(tǒng)半埋于機(jī)身上表面后部，通過邊界層吸入（boundary layer ingestion, BLI）提高氣動(dòng)性能，達(dá)到降低燃油消耗的目的。目前，NASA 聯(lián)合Boeing 及研究機(jī)構(gòu)，提出了分布式推進(jìn)系統(tǒng)與帶有BLI 的翼身融合（blendedwing-body, BWB）布局耦合設(shè)計(jì)的概念[9-13]，結(jié)果表明該設(shè)計(jì)將使推進(jìn)效率提升2%。分布式推進(jìn)系統(tǒng)和翼身融合布局耦合的新概念飛機(jī)將有效提升飛機(jī)性能，具有廣闊的發(fā)展前景[14]。南京航空航天大學(xué)的陳青等[15]進(jìn)行了類似X48-B 飛機(jī)的三維重建與氣動(dòng)分析，戴浩和余雄慶[16]進(jìn)行了翼身融合布局飛機(jī)幾何參數(shù)化的研究。

對于分布式動(dòng)力翼身融合布局飛機(jī)，核心機(jī)用于提供電力，不作為主要推力提供部件，所以大部分研究很少考慮核心機(jī)對氣動(dòng)特性的影響。為了更接近真實(shí)的幾何模型和邊界層吸入效果，本文以350 座分布式動(dòng)力的翼身融合飛機(jī)（BWB-350）為構(gòu)型，研究了分布式動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)（核心機(jī)展向位置，動(dòng)力系統(tǒng)弦向、展向排布方式）對分布式動(dòng)力翼身融合客機(jī)的氣動(dòng)影響規(guī)律。總結(jié)其影響機(jī)理，篩選出性能較優(yōu)的構(gòu)型，探究其起飛、巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)特性規(guī)律。

1 模型與方法

1.1 模型定義

本文研究對象為具有分布式推進(jìn)系統(tǒng)和翼身融合布局的中遠(yuǎn)程旅客運(yùn)輸機(jī)（BWB-350），選自閆萬方等[4]的研究。飛機(jī)座位數(shù)為352，航程為14 760 km，巡航高度為11 000 m，巡航馬赫數(shù)為0.85，最大起飛重量為232 000 kg，巡航升阻比不低于23。

該新型客機(jī)分為中心體、融合段、外翼段三部分。其中，中心體部分布置客艙、貨艙，如圖1 所示，客艙區(qū)域最小高度為2.5 m，貨艙高度為1.63 m，中心體展長設(shè)置為21 m。飛機(jī)平面展長為74.52 m，對稱面弦長為44.6 m，參考面積約為560 m2，參考長度約為10.6 m，重心位置位于距離機(jī)頭27.3 m處，平面幾何構(gòu)型如圖2 所示。

圖1 BWB-350 客機(jī)中心體布置Fig.1 BWB-350 airliner center body arrangement

圖2 帶有邊界層吸入的翼身融合飛機(jī)Fig.2 Wing-body fusion aircraft with boundary layer suction

本文推進(jìn)系統(tǒng)主要由9 臺(tái)風(fēng)扇和2 臺(tái)核心機(jī)組成，核心機(jī)和風(fēng)扇分布在中心體上表面，核心機(jī)采用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，核心機(jī)的內(nèi)部具體構(gòu)型如圖3 所示。本文主要研究分布式推進(jìn)翼身融合布局飛機(jī)的氣動(dòng)特性，動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)情況可忽略，所以將分布式推進(jìn)系統(tǒng)簡化為帶進(jìn)氣和排氣平面的簡化模型，保留對機(jī)身表面的邊界層抽吸作用，如圖4 所示。

圖3 核心機(jī)內(nèi)部示意圖Fig.3 Internal diagram of the core machine

圖4 分布式推進(jìn)系統(tǒng)簡化示意圖Fig.4 Simplified schematic of the distributed propulsion system

風(fēng)扇系統(tǒng)起飛和巡航狀態(tài)下的工作參數(shù)如表1和表2 所示。

表1 巡航狀態(tài)風(fēng)扇系統(tǒng)參數(shù)Table 1 Fan system parameters of cruise state

表2 起飛狀態(tài)風(fēng)扇系統(tǒng)參數(shù)Table 2 Fan system parameters of takeoff state

核心機(jī)的工作參數(shù)如表3 和表4 所示。

表3 巡航狀態(tài)核心機(jī)參數(shù)Table 3 Core parameters of cruise state

表4 起飛狀態(tài)核心機(jī)參數(shù)Table 4 Core parameters of takeoff state

1.2 數(shù)值計(jì)算和網(wǎng)格驗(yàn)證

1.2.1 數(shù)值計(jì)算方法及邊界條件

本文選用半模進(jìn)行縱向氣動(dòng)參數(shù)數(shù)值計(jì)算，以三維定常雷諾Navier-Stokes 平均方程(Reynoldsaveraged Navier-Stokes, RANS)作為控制方程，選用基于壓力的隱式耦合求解方法的二階精度求解，湍流模型為S-A（spalart-allmaras）模型，采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件和無滑移的絕熱壁面條件。推進(jìn)系統(tǒng)入口條件為壓力出口，推進(jìn)系統(tǒng)出口條件為質(zhì)量流量入口。

1.2.2 網(wǎng)格模型及無關(guān)性驗(yàn)證

模型采用C-H 型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在飛機(jī)前后緣、機(jī)體表面、整流罩表面網(wǎng)格及其法向進(jìn)行加密處理，遠(yuǎn)場弦向和側(cè)向邊界均選取40 倍機(jī)身長度。如表5和表6 所示，在馬赫數(shù)Ma為0.85，迎角α為3.2°時(shí)進(jìn)行第1 層網(wǎng)格高度y+和網(wǎng)格數(shù)量無關(guān)性驗(yàn)證。其中，CL為升力系數(shù)，Cd為阻力系數(shù)。因此，考慮到計(jì)算精度和時(shí)間成本，最終選取第1 層網(wǎng)格高度為1×10?5（y+max≈2），網(wǎng)格數(shù)量為310 萬的網(wǎng)格進(jìn)行后續(xù)計(jì)算。

表5 不同 y+max網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果比較（Ma=0.85, α=3.2°）Table 5 Comparison of calculation results of differenty+max grids (Ma=0.85, α=3.2°)

表6 不同網(wǎng)格數(shù)量計(jì)算結(jié)果比較（Ma=0.85, α=3.2°）Table 6 Comparison of calculation results of different overall grid densities (Ma=0.85, α=3.2°)

1.2.3 飛行條件

本文在起飛和巡航狀態(tài)下的計(jì)算條件如表7 所示。

表7 巡航和起飛狀態(tài)下的計(jì)算條件Table 7 Calculation conditions in cruise and take-off

2 動(dòng)力系統(tǒng)排布方式對氣動(dòng)特性的影響

同時(shí)考慮風(fēng)扇和核心機(jī)的影響，研究巡航狀態(tài)下核心機(jī)展向位置、動(dòng)力系統(tǒng)弦向和展向分布方式對氣動(dòng)特性的影響，通過對不同構(gòu)型的流場分析，得到起飛和巡航狀態(tài)下氣動(dòng)性能較優(yōu)的構(gòu)型。

2.1 核心機(jī)展向位置的影響

保證風(fēng)扇的面積和流量不變，在動(dòng)力系統(tǒng)中考慮核心機(jī)的作用，將核心機(jī)和風(fēng)扇均勻排布在中心體上翼面，探究核心機(jī)的展向位置對氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。圖5 為核心機(jī)安裝方案，將核心機(jī)分別安裝在①、②、③、④、⑤的位置，計(jì)算結(jié)果分別用case1、case2、case3、case4、case5 表示。巡航狀態(tài)下，迎角為3.2°，結(jié)果如表8 所示，其中，case0 為只考慮風(fēng)扇影響的構(gòu)型，CM為俯仰力矩系數(shù)，K為升阻比。

表8 核心機(jī)不同布置方案計(jì)算結(jié)果Table 8 Calculation results for different core arrangements

圖5 核心機(jī)安裝方案Fig.5 Installation schemes of core machine

圖6 為case0 方案和case1 方案飛機(jī)上表面的壓力分布對比圖。可知，考慮核心機(jī)的影響后，中心體上翼面在動(dòng)力系統(tǒng)入口處前段低壓區(qū)減小，高壓區(qū)增大，導(dǎo)致飛機(jī)升力減小，阻力減小，抬頭力矩增加；由于噴流作用，尾噴管出口后的中心體上翼面部分，低壓區(qū)減小，使得升力減小，阻力減小。動(dòng)力系統(tǒng)的變化導(dǎo)致整流罩上表面低壓區(qū)增大，升力和阻力都略有增加，但相對于整個(gè)飛機(jī)來說，整流罩面積占比小，對氣動(dòng)特性的影響小于機(jī)體表面壓力變化的影響。對于融合段部分，上翼面低壓區(qū)減小明顯，升力減小。外翼段前緣部分低壓區(qū)也略有減小，使得升力略有減小。因此，同時(shí)考慮風(fēng)扇系統(tǒng)和核心機(jī)的影響使飛機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)減小，抬頭力矩增加，升阻比基本不變。

圖6 有無核心機(jī)構(gòu)型上表面壓力分布對比Fig.6 Comparison of surface pressure distribution on models with and without core mechanism

由case1～case5 的計(jì)算結(jié)果可知，核心機(jī)的展向位置對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比影響較小，考慮到拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和程序化的易實(shí)現(xiàn)性，選取case1方案作為下一步的基礎(chǔ)構(gòu)型，即將核心機(jī)布置在中心體展向最外側(cè)。

2.2 動(dòng)力系統(tǒng)弦向位置的影響

以2.1 節(jié)case1 布置方案為基礎(chǔ)，針對動(dòng)力系統(tǒng)后掠角 θ和弦向布置位置L?f（對稱面處動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)氣位置到機(jī)頭的距離與飛機(jī)翼根弦長的比值）2 個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)，分析不同弦向排布方式對飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

圖7 為本節(jié)設(shè)計(jì)的推進(jìn)系統(tǒng)不同后掠角的布置方案，圖中灰色區(qū)域?yàn)轱L(fēng)扇動(dòng)力系統(tǒng)，黑色區(qū)域?yàn)楹诵臋C(jī)位置。固定對稱面處風(fēng)扇位置，改變中心體外側(cè)核心機(jī)位置，動(dòng)力系統(tǒng)后掠角θ分別設(shè)為?30°、?20°、?12°；固定中心體外側(cè)核心機(jī)安裝位置，改變對稱面處風(fēng)扇系統(tǒng)的位置，動(dòng)力系統(tǒng)后掠角θ分別設(shè)為0°、4.5°、13°和22°。

圖7 動(dòng)力系統(tǒng)不同后掠角布置方案Fig.7 Power system with different swept-back angles

巡航狀態(tài)下，迎角為3.2°，得到飛機(jī)的氣動(dòng)特性隨動(dòng)力系統(tǒng)弦向后掠角變化的規(guī)律，計(jì)算結(jié)果如表9 所示。

表9 動(dòng)力系統(tǒng)不同后掠角計(jì)算結(jié)果Table 9 Calculation results for different swept-back angles of power system

圖8 為不同后掠角排布方式的上翼面壓力分布對比。可知，當(dāng)固定對稱面處風(fēng)扇的位置，隨著核心機(jī)位置前移，中心體上表面前緣部分低壓區(qū)減小，動(dòng)力系統(tǒng)入口處翼面的高壓區(qū)減小，導(dǎo)致升力減小，阻力增加。整流罩表面隨著核心機(jī)的前移，高壓區(qū)增加，低壓區(qū)減小，導(dǎo)致升力阻力均減小。動(dòng)力系統(tǒng)的變化對飛機(jī)外翼段部分的影響較小，可忽略不計(jì)。

圖8 不同布置方案的上翼面壓力分布對比Fig.8 Comparison of pressure distribution on the upper airfoil for different arrangements

綜合來看，核心機(jī)的前移導(dǎo)致飛機(jī)整體氣動(dòng)性能變化為升力減小、阻力增加、升阻比下降、抬頭力矩增加。通過對比可知，當(dāng)后掠角θ為?12°時(shí)，該布置方案氣動(dòng)性能較好。

固定中心體外側(cè)核心機(jī)的位置時(shí)，隨著對稱面處風(fēng)扇位置的前移，中心體上表面動(dòng)力系統(tǒng)入口前的低壓區(qū)和高壓區(qū)逐漸減小，動(dòng)力系統(tǒng)后部的中心體上翼面高壓區(qū)不斷擴(kuò)大，使得飛機(jī)升力減小、阻力減小。對于整流罩部分，隨著對稱面動(dòng)力系統(tǒng)前移，整流罩表面低壓區(qū)面積逐漸擴(kuò)大，導(dǎo)致升力增加、阻力增加。動(dòng)力系統(tǒng)位置的變化對飛機(jī)外翼段影響較小。隨著對稱面處風(fēng)扇位置前移，飛機(jī)整體巡航升力不斷減小，阻力先減小后增加，升阻比減小，抬頭力矩逐漸增加。后掠角θ為?12°時(shí)，動(dòng)力系統(tǒng)位置相對其他構(gòu)型更加靠近中心體后緣，綜合考慮中心體和整流罩，其上表面背風(fēng)區(qū)域低壓區(qū)相對較大且力臂長，產(chǎn)生低頭力矩較大。

圖9 為氣動(dòng)系數(shù)隨著動(dòng)力系統(tǒng)后掠角的變化曲線，隨后掠角的變化，升阻比先提升趨于穩(wěn)定后下降，考慮到該構(gòu)型飛機(jī)在巡航條件下的約束條件，即升力系數(shù)CL為0.362，俯仰力矩系數(shù)滿足|CM|≤0.005，綜合對比以上不同后掠角的方案，當(dāng)后掠角θ為?12°，即與中心體后緣后掠角一致時(shí)，升阻比相對較高，且近似滿足約束條件，因此，選用該構(gòu)型作為下一步研究的基礎(chǔ)構(gòu)型。

圖9 巡航氣動(dòng)參數(shù)隨后掠角的變化曲線Fig.9 Variation curves of cruise aerodynamic parameters with swept-back angle

以動(dòng)力系統(tǒng)的后掠角θ為?12°時(shí)的構(gòu)型為基礎(chǔ)，選取L?f分別為0.75、0.78、0.80、0.82，如圖10 所示。

圖10 動(dòng)力系統(tǒng)不同弦向位置排布方式Fig.10 Different chord positions of power system

巡航狀態(tài)下，迎 角為3.2°，得到飛機(jī)的氣動(dòng)特性隨動(dòng)力系統(tǒng)弦向位置變化的規(guī)律，計(jì)算結(jié)果如表10 所示。

表10 動(dòng)力系統(tǒng)不同弦向位置方案計(jì)算結(jié)果Table 10 Calculation results for different chordal position of power system

圖11 為動(dòng)力系統(tǒng)在不同弦向位置構(gòu)型的上表面壓力分布對比。可知，隨著動(dòng)力系統(tǒng)的整體前移，中心體上表面迎風(fēng)區(qū)域低壓區(qū)減小，背風(fēng)區(qū)域高壓區(qū)減小，整流罩上表面，前緣部分低壓區(qū)增加，后緣部分高壓區(qū)減小，綜合來看，上表面高壓區(qū)減小導(dǎo)致升力增加、阻力增加。融合段部分，隨著動(dòng)力系統(tǒng)弦向位置前移，融合段背風(fēng)面低壓區(qū)增加，使得阻力增加。外翼段部分迎風(fēng)區(qū)域低壓區(qū)減小，背風(fēng)區(qū)域低壓區(qū)增加，導(dǎo)致阻力增加。綜上可得，動(dòng)力系統(tǒng)整體前移導(dǎo)致飛機(jī)升力增加，阻力增加，升阻比減小，低頭力矩增加。圖12 為各個(gè)氣動(dòng)參數(shù)隨著動(dòng)力系統(tǒng)弦向位置的變化曲線，考慮到該構(gòu)型飛機(jī)在巡航條件下的約束條件，即升力系數(shù)CL為0.362，俯仰力矩系數(shù)滿足 |CM|≤0.005，當(dāng)L?f為0.80時(shí)近似滿足約束條件，且升阻比較大。

圖11 動(dòng)力系統(tǒng)不同弦向位置方案上表面壓力分布對比Fig.11 Comparison of surface pressure distribution on different chordal positions for power system

圖12 巡航氣動(dòng)參數(shù)隨弦向位置的變化曲線Fig.12 Variation curve of cruise aerodynamic parameters with chordal position

2.3 動(dòng)力系統(tǒng)展向位置的影響

根據(jù)2.2 節(jié)確定的后掠角θ為?12°，弦向位置L?f為0.80 構(gòu)型為基礎(chǔ)分析推進(jìn)系統(tǒng)沿機(jī)身展向的不同分布方式對氣動(dòng)特性的影響。如圖13 所示，case A 是將核心機(jī)和風(fēng)扇看成一個(gè)連貫整體，展向上占據(jù)中心體整個(gè)上表面。case B 為將核心機(jī)和風(fēng)扇分開，單獨(dú)置于中心體兩側(cè)，整流罩也分為風(fēng)扇和核心機(jī)兩部分。case C 為在保證推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)出口面積不變的情況下縮短其展向占比。

圖13 動(dòng)力系統(tǒng)不同展向排布方式Fig.13 Different spanwise configurations of power system

巡航狀態(tài)下，迎角為3.2°，計(jì)算得到不同展向分布構(gòu)型的氣動(dòng)參數(shù)，如表11 所示。

表11 動(dòng)力系統(tǒng)不同展向布置方案計(jì)算結(jié)果Table 11 Calculation results for different spanwise configurations of power system

圖14 為動(dòng)力系統(tǒng)不同展向分布方案的上表面壓力分布對比，圖15 為3 種方案不同特征截面的壓力系數(shù)Cp分布曲線。可知，case A 和case B 上表面壓力分布基本相同，根據(jù)特征截面的壓力分布曲線可以看出，case A 和case B 方案只在整流罩上表面和動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)口位置處壓力分布存在較小區(qū)別，該部分影響較小，所以case A 和case B 的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比等氣動(dòng)參數(shù)基本相同。case A和case C 相比，隨著動(dòng)力系統(tǒng)展向占比減小，推進(jìn)系統(tǒng)入口處翼面高壓區(qū)增加，由特征截面壓力分布可以看出，case C 的整流罩上表面低壓區(qū)明顯減小，使得升力減小、阻力減小。因此，減小動(dòng)力系統(tǒng)展向占比會(huì)使得飛機(jī)巡航升力減小、阻力減小、升阻比下降。綜合考慮約束條件，case A 的動(dòng)力系統(tǒng)展向排布方式較為合理，在盡可能滿足約束條件的情況，升阻比也相對較高。

圖14 動(dòng)力系統(tǒng)不同展向布置方案上翼面壓力分布對比Fig.14 Comparison of airfoil pressure distribution on different spanwise configurations of power system

圖15 不同方案各特征截面翼型壓力分布對比Fig.15 Comparison of pressure distribution in each characteristic section airfoil

2.4 典型構(gòu)型氣動(dòng)特性分析

本節(jié)針對2.3 節(jié)得到的較優(yōu)構(gòu)型case A 進(jìn)行了不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)特性分析，圖16 為case A構(gòu)型巡航狀態(tài)下各氣動(dòng)系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。可知，在0°～5°迎角下，升力系數(shù)CL隨迎角增大線性增加；5°～8°迎角下，升力系數(shù)仍逐漸增加，升力線斜率減小，在8°迎角下，升力線斜率減小為0；之后繼續(xù)增大迎角，升力系數(shù)先減小后增加。阻力系數(shù)Cd隨著迎角的增加呈現(xiàn)先減小后增大，在迎角1.5°左右時(shí)阻力系數(shù)達(dá)到最小，約為0.010 9。隨著迎角的增加，巡航升阻比K先增大后減小，在小迎角范圍內(nèi)，升力線斜率大于阻力系數(shù)的增長率，所以升阻比K呈增大趨勢，當(dāng)迎角大于4°時(shí)，阻力系數(shù)增長率逐漸提高，導(dǎo)致升阻比K隨迎角增加逐漸減小，當(dāng)迎角為3.2°左右時(shí)，升阻比近似達(dá)到最大值，約為22.39。0°～5°迎角下，俯仰力矩系數(shù)CM隨著迎角增大，低頭力矩逐漸增加，具有靜穩(wěn)定性；在6°～8°迎角下，隨著迎角增大，飛機(jī)的抬頭力矩逐漸增加；當(dāng)迎角大于8°時(shí)，俯仰力矩系數(shù)在0 附近出現(xiàn)波動(dòng)。總體來看，飛機(jī)在巡航迎角3.2°左右，具有最大升阻比，且升力系數(shù)為0.366 8，滿足巡航升力需求，俯仰力矩系數(shù)較小，滿足配平條件。

圖16 巡航氣動(dòng)特性曲線Fig.16 Cruise aerodynamic characteristics curves

圖17 為case A 構(gòu)型在起飛狀態(tài)下各氣動(dòng)系數(shù)隨迎角的變化曲線。可知，升力系數(shù)CL隨迎角的增加增大，在0°～8°迎角下，升力系數(shù)呈線性增加；8°迎角時(shí)，出現(xiàn)局部失速，升力線斜率變小；迎角在10°以上時(shí)，升力系數(shù)隨著迎角增大線性增大，相比于小迎角狀態(tài)，該段升力線斜率較小，在10°迎角下，升力系數(shù)可達(dá)到1.054 1，滿足起飛時(shí)升力系數(shù)的需求。阻力系數(shù)Cd隨著迎角增大不斷上升，整體呈拋物線形狀。起飛時(shí)升阻比K隨著迎角增加先增大后減小，當(dāng)迎角在4°左右時(shí)，升阻比近似達(dá)到最大值，約為13.15。俯仰力矩系數(shù)方面，當(dāng)在0°～10°時(shí)，隨著迎角增加，飛機(jī)抬頭力矩逐漸增加，迎角在10°～15°范圍內(nèi)，俯仰力矩系數(shù)在0.3 左右波動(dòng)。

圖17 起飛氣動(dòng)特性曲線Fig.17 Take-off aerodynamic characteristic curves

3 結(jié) 論

1）在風(fēng)扇構(gòu)型的基礎(chǔ)上，增加了核心機(jī)的影響后，由于動(dòng)力系統(tǒng)邊界層吸入作用減弱，上翼面后緣高壓區(qū)增大，使得巡航狀態(tài)下飛機(jī)升阻力均減小，升阻比基本不變，飛機(jī)抬頭力矩增加。另外，核心機(jī)展向位置不同，主要對整流罩表面和進(jìn)氣位置處翼面的壓力分布有影響且區(qū)別較小，氣動(dòng)性能差別不大。

2）考慮約束條件的要求，當(dāng)后掠角θ為?12°，弦向位置L?f為0.8 時(shí)，飛機(jī)的巡航性能相對最優(yōu)，升阻比達(dá)到22.39。推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)口位置后移，有利于提高升阻比，同時(shí)增大抬頭力矩，不利于飛機(jī)配平。

3）在動(dòng)力系統(tǒng)面積和流量不變的情況下，縮小其展向?qū)挾葧?huì)導(dǎo)致升力減小、阻力減小、升阻比下降，抬頭力矩增加。另外，核心機(jī)是否獨(dú)立于風(fēng)扇放置對巡航氣動(dòng)特性基本沒有影響。

4）飛機(jī)巡航迎角為3.2°，且升阻比在該點(diǎn)達(dá)到最大值，約為22.39，俯仰力矩系數(shù)為?0.005 6，有利于飛機(jī)配平；起飛狀態(tài)下，在10°迎角下，升力系數(shù)CL達(dá)到1.054 1，滿足起飛時(shí)的升力系數(shù)要求。