2. 西北工业大学 无人系统技术研究院, 陕西 西安 710072
近年来，中国通用航空快速发展，飞行总量年均增长达10%以上，应用领域不断拓展[1]。根据《中华人民共和国民用航空法》规定，通用航空是指使用民用航空器从事公共航空运输以外的民用航空活动，包括从事工业、农业、林业、渔业和建筑业的作业飞行以及医疗卫生、抢险救灾、气象探测、海洋检测、科学实验、教育训练、文化体育等方面的飞行活动。对于与大中型干线、支线飞机飞行包线相近的高马赫数通用飞机，如公务机、教练机等，其气动设计可以参照已有的大中型运输类飞机的设计经验。后者在我国经历了从无到有的阶段，积累了大量经验，已经形成了一套成熟的设计理念和方法[2-4]。但对于低马赫数(一般小于0.50)以及低起飞质量(一般小于6 000 kg)的通用飞机，如滑翔机、农林作业机等，则很少有针对其构型特点而开展的总体和气动设计研究。此类飞机大都基于已有的大中型运输类飞机的设计经验与方法进行研制，巡航经济性较低，巡航升阻比相对于大中型运输类飞机差距很大[5]。因此，有必要依据低马赫数通用飞机性能特性，对通用飞机气动设计技术进行探索和研究。
研究低马赫数通用飞机气动设计相关技术，首先需要对其翼型的设计方法和设计特点进行探索。韩忠华等[6]回顾了各类翼型族的发展历史，对翼型研究的最新进展和研究动态进行了详细综述，并指出新一代翼型应该在宽速域、大空域等复杂使用条件下具有优良的综合性能。部分学者则基于特定型号的通用飞机性能特点开展翼型研究。如Fujino等[7]考虑Honda轻型公务机的设计需求对自然层流翼型进行设计研究，最终得到了高低速性能良好的SHM-1翼型；赵为平等[8]依据某轻型通用航空飞机的特点和使用需求，采用遗传算法进行翼型优化设计，设计的翼型满足型号设计需求，具备较好的低速性能；Liang等[9]针对电动飞机翼型设计中初始翼型较难选取、优化速度较慢的问题，提出了一种基于变精度遗传算法的翼型多点快速优化方法；刘远强等[10]针对某型通用飞机的多种设计状态，基于自由变形(free form deformation, FFD)参数化方法以及NSGA-II多目标优化算法进行了高升力层流翼型的优化设计。
本文首先对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了探索和研究。其次基于这些问题对若干低马赫数通用飞机的湍流翼型和层流翼型的压力分布形态进行了研究，讨论分析其设计特点。最后提取某型单发涡桨式轻型多用途通用飞机的典型设计工况，以GAW-1(general aviation whitcomb-1)翼型为基准进行了考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型优化设计。通过翼型优化设计实例验证翼型设计理念，展示低马赫数通用飞机设计中所遇到的问题，希望能够为低马赫数通用飞机的气动设计技术提供有价值的技术和应用参考。
1 气动设计中存在的问题对相应构型进行气动设计时，首先需要了解其设计需求及对应的设计问题。本节基于低马赫数通用飞机构型特点，对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了研究和总结。
1.1 零升阻力较大考虑到制造成本和使用简单可靠等要求，低马赫数通用飞机的机体表面一般较为粗糙，大部分构型采用固定式起落架和机翼撑杆等，并加以简单整流或者不做整流。这使得低马赫数通用飞机零升阻力占全机阻力比例相较于大中型类运输机有所提高。而较大的零升阻力会使得其最大升阻比下降，同时最大升阻比对应的升力系数增大，从而使得巡航升力系数更加偏离最大升阻比所在位置，进一步导致其巡航升阻比降低，设计点偏离经济性最优点[5]。
1.2 失速性能要求较高低马赫数通用飞机飞行速度较低，体型较小，设计工况雷诺数较低，单纯的翼型和机翼设计很难满足失速的最大升力要求。同时，出于可靠性、使用维护性和制造成本的考虑，此类飞机大多使用简单增升装置，增升能力受到限制。2种因素共同作用下，低马赫数通用飞机的翼型和机翼的气动力设计对于失速特性的要求要高于大中型运输类飞机。为了满足失速速度的要求，通常可将机翼面积增大，但这会使构型翼载变低、摩擦阻力系数增大。故对于低马赫数通用飞机的气动力设计，在满足其他性能需求的情况下，设计人员应更倾向于选择失速性能更好、最大升力系数更大的构型。
1.3 最大升力系数预测较难为满足低马赫数通用飞机较高的失速性能要求，必须对构型的最大升力系数(CLmax)指标提出要求。现阶段，基于大量风洞试验的工程试凑方法(cut-and-try)可以准确地捕捉设计构型的升力特性以获得优良的气动外形。但这种方法需要耗费大量的设计成本和设计时间，对于设计人员可能难以接受。数值模拟方法，如计算流体动力学(computational fluid dynamics, CFD)的发展为飞行器设计研究提供了一个经济性好、方便灵活、可以有效缩短研发周期的手段。依据CFD的模拟试验数据，设计人员可以快速高效地使用工程试凑法、反设计方法或优化设计方法完成整个设计流程[11]。
但对于低马赫数通用飞机较为关注的CLmax指标，基于数值模拟的设计方法作用有限，原因主要在于CFD求解器的可靠性无法保证。在模拟航空飞行器普遍存在的分离等复杂流动时，即便物体几何简单，如翼型的大迎角升力曲线，CFD始终无法给出正确的结果[12]。
以本文后续研究翼型设计实例中使用的基准翼型GAW-1为例，分别使用XFOIL[13]、TeAM(technology for aeronautic multidiscipline)[14]和CFX求解器对其进行附面层自由转捩的气动分析，并与风洞试验数据[15]进行对比。
其中，XFOIL程序基于边界层理论和高阶面元的方法，通过线性稳定性理论的eN方法进行转捩位置的计算，能够快速求解评估亚声速问题；多用途求解程序TeAM的流体求解模块包含了多种线性与非线性湍流模型，空间和时间精度均为二阶，采用多重网格和网格序列技术来加速收敛，并引入残值光顺和并行计算技术提高计算求解效率；CFX求解器则为美国ANSYS公司开发的一款商业计算分析软件，采用了基于有限元的有限体积法，在保证了有限体积法守恒特性的基础上，吸收了有限元法的数值精确性，并耦合了多种线性和非线性湍流模型，比较适合低速问题的求解。
计算过程中, XFOIL基于高阶面元法使用eN方法判断转捩, TeAM和CFX则基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程和SST湍流模型模拟流场, 使用
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考虑到低马赫数通用飞机对于低设计成本的需求, 当前对比算例并未使用更高精度的数值求解方法，如大涡模拟方法和直接数值模拟方法。这2种方法对于计算网格和计算资源要求过高, 目前很少用于飞行器的气动力设计迭代过程中。
TeAM和CFX使用的翼型网格拓扑如图 1所示, 壁面第一层网格高度为1.0×10-6倍的参考弦长, 远场长宽高各为30倍的参考弦长, 沿翼型共布置434个网格点, 网格单元数为62 816。
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| 图 1 翼型网格 |
数值模拟计算与风洞试验得到的翼型升力系数随迎角(angle of attack, AoA)变化曲线对比如图 2所示。风洞试验数据显示当前翼型的失速迎角为15.9°, 对应的最大升力系数CLmax为1.63。3种CFD求解器得到的计算结果则表明翼型的失速迎角为18°, 与试验结果相差2.1°。各个求解器对应的最大升力系数均有所不同, XFOIL程序的CLmax为1.89, TeAM求解器对应CLmax为1.92, 商业软件CFX得到的CLmax为1.81。此外, XFOIL、TeAM与CFX的计算结果在12°迎角前比较接近, 当迎角大于12°时有偏差。3个数值模拟求解器的计算结果在5°前与试验结果吻合较好, 当迎角大于5°时, 计算结果逐渐偏大, 偏大程度从高到低依次为TeAM、XFOIL、CFX。这是因为随着迎角的增大, 翼型流场出现分离且分离区域逐渐增加, 而XFOIL使用的面元法和TeAM、CFX使用的RANS方程求解方法均无法准确模拟分离区域、捕捉流场特征, 这使得CFD的计算结果与风洞试验数据的偏差逐渐增大。在这3个求解器计算结果中, CFX与试验结果误差相对较小, 因此本文在后续的研究中均使用此方法评估翼型气动性能。
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| 图 2 翼型升力系数随迎角变化曲线 |
由以上翼型升力曲线的对比结果可以看出, 现阶段的求解器对于翼型的最大升力系数和失速迎角的预测误差较大, 计算结果仅具有一定的参考价值。
1.4 雷诺数变化范围较大依据不同的任务需求, 通用飞机的起飞质量和外形尺寸会有较大的变化范围。对于拥有较大起飞质量和较大外形尺寸的低马赫数通用飞机来说, 气动力设计的主要任务是在较高雷诺数下维持较长层流区域。扩大层流区, 对飞行器性能的提升十分明显, 是减阻的一个重要方向和途径。而对于起飞质量较小的低马赫数通用飞机, 其设计工况因特征长度较小的原因更多处于低雷诺数状态(一般小于106), 此时, 气动力设计可能需要解决低雷诺数下层流分离泡引起的气动效率低下问题。分离泡的存在会严重影响翼型的气动性能, 使得翼型前缘吸力峰降低, 升力减小, 阻力增加[16]。
近些年来, 随着各种层流控制技术的成熟与发展, 上述问题得到了一定程度的缓解[17-18]。但低马赫数通用飞机出于可靠性、使用维护性和制造成本的考虑, 大多使用一些简单的或者不使用层流控制技术, 这就对气动力设计提出了更高的要求, 需要对气动外形进行精细设计, 以解决雷诺数较高或者较低带来的问题。
2 翼型压力分布设计特点研究考虑到前述低马赫数通用飞机气动设计中存在的问题, 对相应构型的翼型进行气动设计时, 需要设计人员对翼型设计特点充分了解, 本节内容对若干低马赫数通用飞机的湍流翼型和层流翼型的压力分布形态进行了研究, 讨论分析其设计特点, 希望能够为设计人员在研究相关翼型时提供思路, 提高设计效率。
早期的NACA系列翼型、RAF系列翼型等很多是在全湍工况下设计的翼型, 此类翼型具有良好的气动性能, 在短程直线飞机、农业机等低马赫数通用航空飞机上得到广泛应用。但在湍流巡航状态下, 这些优秀翼型的减阻空间不大, 需要考虑其他的思路来提升翼型性能, 其中, 一种思路是湍流高升力翼型设计; 另一种思路是自然层流翼型设计。
2.1 若干湍流翼型设计特点研究本节选取部分典型湍流高升力翼型对低马赫数通用飞机湍流高升力翼型的设计特点进行了简要介绍。高升力翼型注重减小翼型在较高升力下的阻力, 并重视提高CLmax和改善失速特性, 以此来提高翼型性能。
2.1.1 GAW-1翼型GAW翼型族是Mcghee和Beasley针对通用飞机设计的高升力翼型系列[15]。该翼型族在设计时要求其巡航阻力与相对厚度接近的NACA翼型相当, 但翼型的最大升力系数要比NACA翼型有显著提高, 且失速特性应比较缓和, 零升力矩的绝对值小于0.09。为了满足这些设计需求, 最终得到的GAW翼型族一般具有如下几何特征:
1) 较大的上表面前缘半径以减小大迎角下负压峰值并因此推迟翼型失速;
2) 翼型上表面比较平坦, 使得载荷均匀分布以缓和失速特性;
3) 翼型下表面后缘具有较大弯度(后加载)以获得较优升力特性;
4) 翼型上下表面钝后缘斜率近似相等以减缓后缘分离趋势。
如图 3a)所示, GAW-1翼型是此翼型族的典型代表, 翼型最大厚度为17%。其巡航状态设定为
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| 图 3 GAW-1翼型及其压力分布 |
爬升状态设定为
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设计的CLmax应达到2.0左右。风洞试验状态的马赫数在0.1~0.28之间, 计算时取Ma=0.15。
采用CFX全湍方式计算得到的压力分布如图 3b)所示。在巡航点CL=0.4时, 翼型上表面压力系数(Cp)呈现近似平台状的均匀载荷分布, 这可以使得后续升力系数继续提升时, 翼型后缘上表面压力梯度不会急剧增加, 削弱了后缘分离趋势。值得注意的是, 为了获得较高的升力, GAW-1翼型使用的后加载会使得其低头力矩增加, 配平阻力也会因此增大。
2.1.2 L1003翼型L1003翼型[19]给出了设计高升力翼型的另一种观点。图 4给出了L1003翼型的几何分布和其典型设计状态下的压力分布。该典型设计状态为
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| 图 4 L1003翼型及其压力分布 |
使用CFX软件全湍方式计算。
L1003翼型的压力恢复段被设计成凹形, 在整个压力恢复范围内每一点都处于临界分离状态, 或者说每一点都靠近分离的状态。对于常见的翼型后缘分离, 通常上表面压力恢复到后缘时能量最低, 因此后缘首先出现分离并逐渐向前扩展。凹形压力恢复在翼型中段逆压梯度最陡峭, 在后缘附近逆压梯度反而有所缓和, 如此利用翼型中段的高能量气流来克服更多的逆压梯度, 而后缘的低能量气流则面对更小的逆压梯度, 从而推迟了分离的出现, 这样便可以维持高升力状态下的无分离流动。但这种设计方式有一个缺点, 当翼型达到CLmax点即到达失速迎角时, 整个凹形压力恢复区域都将出现分离, 升力系数会急剧下降, 升力曲线十分陡峭。
2.2 若干层流翼型设计特点研究本节选取部分典型层流翼型对低马赫数通用飞机自然层流翼型设计特点进行了简要介绍。自然层流翼型需要在翼型前缘保持一定的顺压梯度尽可能地推迟转捩发生, 维持较长的层流区域[17, 20]。设计翼型时转捩的位置可由翼型几何表面斜率控制, 此外还需要兼顾到巡航、爬升和失速等各工况性能, 综合考虑进行权衡。
2.2.1 NACA632-215翼型NACA6系翼型NACA632-215[21]头部半径较小, 具有较为优良的层流特性, 其几何形状如图 5a)所示。
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| 图 5 NACA632-215翼型及其压力分布 |
使用CFX软件对翼型性能进行评估, 采用自由转捩方式计算, 其设计状态为
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图 5b)给出了NACA632-215翼型在部分典型状态下的翼型压力分布。在CL=0.0 ~ 0.4范围内, 该翼型上、下翼面都保持有约35%弦长的层流区, 阻力较小。在CL=0.2和CL=0.4状态下, 翼型上表面的顺压区达30%弦长, 顺压梯度区域的压力分布形状比较圆润, 这是NACA6系翼型比较常见的一种压力分布形态。
2.2.2 NLF0115翼型NLF0115翼型是Selig等人参考某些成功的通用飞机翼型的设计经验, 为低马赫数通用航空飞机设计的一个自然层流翼型[22], 其设计目标是在NACA23015翼型的设计升力系数范围内, 达到NACA632-215的低阻水平。NACA23015翼型在较高升力下阻力较小, 且具有良好的高升力特性, 但层流区域较短。NACA632-215翼型则具有良好的层流特性, 阻力系数在设计范围内保持在较低的水平, 但是其可用升力系数范围较窄。三者的翼型几何对比如图 6所示。
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| 图 6 NLF0115翼型、NACA23015翼型和NACA632-215翼型 |
NLF0115翼型的最大厚度为15%, 其巡航状态设定为
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爬升状态设定为
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设计过程中施加了力矩约束, 确保CMy≥-0.1。计算时取马赫数为0.1。CFX自由转捩方式计算得到的压力分布如图 7所示。
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| 图 7 NLF0115翼型巡航状态及爬升状态压力分布 |
NLF0115翼型各状态的压力分布有2个较为突出的特点: Transition Ramp(TR)和Separation Ramp (SR)。TR的作用是在压力恢复开始前, 使用小逆压梯度促使边界层转捩。低雷诺数层流边界层对逆压梯度值较为敏感, 逆压梯度越强则分离泡可能越大。分离泡的产生会恶化翼型的气动性能, 通过精细设计的TR可以利用小逆压梯度促使转捩发生, 使得翼型能够在维持较长层流区域的同时抑制分离泡产生或减小分离泡的大小。SR的作用则为减小翼型中段的逆压梯度。NLF0115翼型设计的一个难点在于低雷诺数下的高升力设计, 低雷诺数流动的边界层抗分离特性较差, 很难到达高升力设计要求的强逆压梯度。而SR在上表面后缘约95%弦长位置加快翼型压力系数恢复, 形成了一个明显的压力系数台阶, 这使得翼型前部的逆压梯度减小, 将分离区域控制在了后缘附近。SR对应翼型的几何特征就是在上表面95%弦长位置曲率明显增大。
3 翼型综合设计实例为了验证前述部分翼型压力分布设计特点, 本文尝试以GAW-1为基础翼型设计出一个在自由转捩工况下性能良好的高升力层流翼型。GAW-1作为一个低速高升力翼型, 全湍工况下性能优越, 风洞试验状态下单独翼型的CLmax可达到2.0, 失速特性较为缓和。
3.1 设计模型提取某型单发涡桨式轻型多用途通用飞机飞行状态作为典型设计工况, 如表 1所示。
具体设计目标为:
1) 设计翼型在巡航状态下的升阻比尽可能大;
2) 设计翼型在爬升状态下的升阻比尽可能大;
3) 设计翼型在失速状态下的最大升力系数CLmax尽可能大;
设计约束为:
1) 设计翼型在巡航状态下的俯仰力矩系数绝对值不大于基础翼型初始值;
2) 设计翼型在爬升状态下的俯仰力矩系数绝对值不大于基础翼型初始值;
3) 翼型最大厚度不小于17%。
设计过程中使用CFX自由转捩方式评估翼型气动性能。为减小计算量, 优化时将失速状态15°迎角的升力系数作为表征失速状态最大升力系数CLmax的指标, 并将其作为失速状态的目标函数。
3.2 设计方法现阶段飞行器气动外形常用的3种设计方法有工程试凑法、反设计方法和优化设计方法。工程试凑法和反设计方法需要设计人员具有较多的气动设计经验, 设计效率和设计结果易受设计人员主观影响。而优化设计方法则利用数值优化算法, 基于高性能处理器实现气动外形的自动化改善与提高。本文尝试利用优化设计方法求解设计模型, 研究数值优化得到的翼型的设计特点和压力分布, 验证前文阐述的部分翼型压力分布设计特点。
采用六阶扰动CST(class function/shape function transformation)参数化方法[23]拟合翼型, 其表达式为
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(1) |
式中: x为单位翼型横坐标; yu(x)和yl(x)分别为上翼面和下翼面的纵坐标; y0u(x)和y0l(x)分别为GAW-1翼型上翼面和下翼面的纵坐标; Aui和Ali分别为上翼面和下翼面的形函数系数。
CFX计算网格如图 1所示, 采用一种基于RBF(radial basis function)插值技术的动网格方法[24]将翼型几何的变化传递至气动网格。优化算法采用NSGA-II(non-dominated sorting genetic algorithm II)多目标优化算法[25], 进化代数设为160, 每次迭代生成80个种群样本点。
3.3 设计结果优化得到的目标函数Pareto前沿分布如图 8所示，图中红色粗实线为GAW-1翼型各个状态下的目标值(巡航升阻比、爬升升阻比和失速15°升力系数)，紫色菱形实点为对应优化方向的Pareto解。可以看出，巡航和爬升性能优于GAW-1翼型的设计结果较多，失速和爬升性能优于GAW-1翼型的设计结果也有很多，但巡航和失速性能优于GAW-1翼型的设计结果却很少。巡航、爬升和失速3个状态性能均优于GAW-1翼型的设计结果在此次优化中并没有出现。
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| 图 8 目标函数的Pareto前沿分布示意图 |
由于当前设计实例更注重翼型在层流减阻方面的性能提升，本文在Pareto前沿分布中选取了一个巡航和爬升性能优于GAW-1翼型，但失速性能也没有太多恶化的Pareto解，将其命名为OPT翼型，其与GAW-1翼型的几何对比如图 9所示。
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| 图 9 GAW-1翼型与OPT翼型 |
在全湍流的设计状态中，为了推迟翼型失速，GAW-1翼型使用了较大的上表面前缘半径以减小大迎角下负压峰值。但考虑层流转捩后，较大的上表面前缘半径会促使流动提前转捩，减少层流区域。为了提升设计翼型在巡航和爬升2个状态的升阻比，优化算法选择了减小翼型头部半径来保持一定的顺压梯度，这有利于维持更长的层流段以减小翼型阻力，但这同时也会无法避免地引起失速特性恶化。为了提升翼型在失速状态的升力特性，可使用较大的弯度和后加载，但这会导致阻力增加，同时带来较大的低头力矩。出于同样的原因，OPT翼型选择了略微减少翼型弯度，牺牲少量失速特性而换取巡航和爬升状态升阻特性的改善。
可以看出，翼型在3个设计状态的设计需求较为矛盾，再加上其他设计约束如巡航和爬升状态下的力矩约束、翼型最大厚度限制，同时考虑到GAW-1翼型本身就是一个针对低马赫数通用飞机设计的高升力翼型，基础翼型性能较优，这使得优化设计方法很难寻找到一个升力特性优于GAW-1翼型或与之相当，且巡航和爬升状态升阻性能更佳的设计结果。这也从侧面说明，考虑失速性能需求后，低马赫通用飞机的翼型设计难度加大。
图 10给出了GAW-1翼型和OPT翼型在巡航飞行条件下升力系数为0.40时的压力系数分布和摩阻系数CF分布，图中摩阻系数急剧增加的位置即翼型表面流动开始转捩的位置。OPT翼型的上下翼面前缘均保持了较长的顺压区，顺压梯度区域的压力分布形状比较圆润，层流区域长度大于40%弦长。在上翼面90%~95%区域，相对于基础翼型，OPT翼型的压力分布具有较为明显的SR特征，该位置的翼型几何曲率明显增大。SR的存在减小了翼型中部的逆压梯度，加之该区域的凹形压力恢复形态有效减弱了翼型摩阻，流动能够有较为充足的能量将分离压制在后缘，这使得OPT翼型能在提升巡航和爬升状态的升阻性能的同时获得较为缓和的失速特性。
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| 图 10 巡航状态翼型压力系数及摩阻系数对比 |
图 11给出了优化前后翼型在爬升状态下升力系数为0.80时的压力系数分布和摩阻系数分布。与巡航状态不同，爬升状态较大的升力需求使得两翼型有较高的前缘吸力峰值，上翼面压力分布无法维持较长顺压梯度，相应转捩位置均有所提前。但基础翼型GAW-1头部半径大，上翼面前缘逆压梯度大，这导致其上翼面转捩位置相比OPT翼型更靠前。与巡航状态类似，爬升状态OPT翼型中后部的凹形压力恢复形态减少了该区域的摩擦阻力，虽然SR的存在略微增加了翼型后缘的摩擦阻力，但综合作用下，OPT翼型获得了更佳的阻力性能。
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| 图 11 爬升状态翼型压力系数及摩阻系数对比 |
表 2给出了优化前后两翼型在自由转捩状态下各设计工况的性能对比。优化后，在满足各设计约束的前提下，OPT翼型巡航升阻比提升了9.6，爬升升阻比提升了16.3，失速迎角提前4°，失速最大升力系数减小了0.115。为了进一步对比各设计工况的性能，图 12依次给出了两翼型在巡航、爬升和失速状态下气动力系数随迎角变化的曲线。可以看出，OPT翼型相较于GAW-1翼型，其巡航和爬升性能均有一定提高，但失速性能有所损失。
| 翼型 | 巡航升阻比 | 爬升升阻比 | 失速最大升力系数 | 失速迎角/(°) |
| GAW-1 | 75.67 | 118.64 | 2.029 | 20 |
| OPT | 85.27 | 134.94 | 1.914 | 16 |
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| 图 12 各设计状态气动力系数随迎角变化曲线 |
需要注意的是，本文OPT翼型的选取牺牲了部分失速性能获得了较为优异的巡航和爬升状态的升阻性能，在实际情况中，考虑到低马赫数通用飞机对于失速性能的要求较高，设计人员应针对具体问题仔细权衡和取舍。此外，考虑到CFX自然转捩计算方法对翼型CLmax的捕捉精度仍然不够高，两翼型实际性能对比还需要风洞试验结果的验证。
4 结论本文对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了研究和总结，并讨论分析了部分低马赫数通用飞机翼型压力分布形态的设计特点。最后以某型单发涡桨式轻型多用途通用飞机的多工况层流翼型设计实例验证翼型设计理念，展示了低马赫数通用飞机设计时所遇到的部分问题。
研究得到以下结论：
1) 出于可靠性、使用维护性和制造成本的考虑，低马赫数通用飞机气动设计存在零升阻力较大、失速性能要求较高但最大升力系数预测较难、雷诺数变化范围较大等问题。
2) 低马赫数湍流高升力翼型可使用较大的上表面前缘半径、均匀的上表面载荷分布或凹形压力恢复推迟失速发生，较大的后缘弯度获得较优升力特性。
3) 低马赫数自然层流翼型可以使用精细设计的Transition Ramp来维持较长层流区域的同时抑制分离泡产生或减小分离泡的大小，并通过Separation Ramp控制翼型后缘分离趋势。
4) 考虑的多工况层流翼型设计实例得到的OPT翼型巡航和爬升性能均有一定提高，但失速性能有所损失。与GAW-1翼型相比，OPT翼型巡航升阻比提升了9.6，爬升升阻比提升了16.3，失速迎角提前4°，失速最大升力系数减小了0.115。设计过程中并未出现各工况性能全面优于GAW-1翼型的设计结果。
5) 考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型设计需求较为矛盾，实际情况中，设计人员应针对低马赫数通用飞机构型特点仔细权衡和取舍。
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