《表2 阻力系数梯度对比Table 2 Comparison of gradients of drag coefficient》

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《三维机翼气动结构多学科优化方法》

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采用ONERA M6机翼跨声速绕流验证流场计算、梯度求解的正确性和优化结果的有效性。计算状态为马赫数为0.839 5，攻角为3.06°。非结构网格共有31万个网格点，表面网格如图3所示。图4为计算所得M6机翼不同剖面压强系数Cp与实验对比，可知数据吻合较好。图4中横坐标x为剖面上点在x方向的坐标值，为与实验值比较已做归一化处理；R为剖面展向位置与半展长的比值。设计变量为控制体上表面的控制点（如图3所示），用有限差分方法对Cd关于其中5个设计变量的梯度进行验证，如表2所示，可知所得梯度比较精确。图5为M6机翼减阻优化前后不同截面压强系数对比，可以看出优化后机翼上表面激波大大削弱。表3为优化结果，升力系数Cl基本不变，阻力系数Cd降低25.26%，可知该方法可以有效实现减阻优化。