小展弦比機翼氣動最佳化設計
傳統戰鬥機類小展弦比薄機翼的設計主要考慮機翼平面形狀以及彎扭和厚度分布，而忽略對翼型形狀的精細化氣動設計，氣動計算一般採用速度勢方程或者Euler方程。隨著翼型技術和計算流體力學的發展以及高性能戰鬥機的要求的不斷提高，選用標準小彎度薄翼型或者僅對翼型進行彎扭和厚度分布設計已不能滿足精細化氣動設計需要。為了進一步提高戰鬥機的性能，挖掘機翼的潛力，必須在最佳化機翼平面形狀的基礎上對機翼的翼型進行精細化設計。與此同時，由於考慮到了翼型的細節變化，附面層內的流場結構成為影響設計結果重要因素，此時傳統的依靠無黏流動的氣動分析手段已不再適用。為了彌補傳統戰鬥機機翼設計的不足，相關試驗研究了在跨音速/超音速巡航狀態下，小展弦比薄機翼的精細化氣動設計問題。
（1）分別使用Euler方程和RANS方程對某超音速戰鬥機機翼進行了數值模擬，發現Euler方程無法捕捉附面層內的流場結構。由於翼型的變化會很大地影響附面層的流場結構，因此對於小展弦比薄機翼的精細化設計，傳統的勢流理論或者Euler方程不再適用，必須採用高精度的N-S方程。
（2）對機翼的翼型進行了多目標氣動最佳化計。證實在機翼表面附面層記憶體在分離和橫流的情況下，二維翼型設計的結果會失效。對於戰鬥機類的小展弦比薄機翼來說，很難從三維機翼提取翼型的最佳化指標，因此小展弦比薄機翼的精細化設計必須在三維環境下進行機翼多剖面翼型設計。
（3）結合FFD參數化、耦合四元數球形插值的距離倒數加權動格線技術、Kriging代理模型以及粒子群算法，構建了三維最佳化設計方法，可以對三維飛行器氣動布局進行設計。
（4）保持機翼平面形狀不變，對該小展弦比薄機翼進行了跨音速巡航狀態單目標精細化設計，證實了翼型精細化設計對於提高機翼性能的重要性；然後對該機翼翼型進行了跨音速/超音速巡航狀態多目標氣動最佳化設計，通過多剖面翼型的精細化設計，兩種狀態的氣動性能均有所提高，進一步證實了小展弦比薄機翼精細化設計的必要性。
小展弦比機翼流場中的渦運動現象
由於尺寸限制，很多微型飛行器採用小展弦比機翼(展弦比小於2)，其流場具有強烈的三維特徵。有關小雷諾數下三維效應對機具氣動力特性影響的研究最近剛開始進行：Pelleietr和Mueller在實驗中發現小展弦比薄機冀的氣動力特性和二維翼型顯著不同 。Gad-el-Hak在其綜述 中認為這是由於小展弦比機具的翼尖渦對流場的作用造成的。
相關試驗通過數值模擬的方法研究展弦比1.33，截面形狀採用E-174翼型的橢圓形機翼的流動特徵。數值模擬的Re=1×10 ，α=0°~45°。結果表明：
（1）從0°到10°攻角，機翼附近的流場是兩側對稱的；攻角大於11°後，流動出現兩側不對稱現象。這個現象的出現是由於氣流分離後在機翼上表面誘導出二次渦。迎角增加，二次渦逐漸靠近翼尖渦。攻角超過臨界迎角後，翼尖渦和機翼上表面的二次分離渦相互作用超過臨界值，使翼尖渦發生失穩。
（2）由於貓性作用顯著，氣流分離發生在整個迎角範圍內，攻角小於33°，分離渦從機翼的上表面不斷脫落；攻角大於33°，分離渦保持在機冀的背風面，形成駐渦現象。出現這個現象的原因是小展弦比機翼翼尖渦的垂直分量對分離渦的誘導速度增大，使分離渦跟隨機翼運動。
