边条翼布局飞行器的力矩上扬临界迎角预测方法

本发明属于飞行器设计技术领域，公开了一种边条翼布局飞行器的力矩上扬临界迎角预测方法，包括确定边条翼布局飞行器的基础气动外形；计算边条翼布局飞行器的基础气动外形的边条涡流谱结构；获得边条涡发展理论路径；建立临界迎角预测公式；进行风洞试验；获得临界迎角预测公式。本发明的边条翼布局飞行器的力矩上扬临界迎角预测方法基于计算和试验，在厘清边条涡发展机理的基础上，通过对边条翼布局飞行器的基础气动外形展开数值模拟分析，获得基础气动外形的临界迎角和临界迎角对应的涡核流线发展的纵向距离，并用于预测不同边条翼位置气动外形对应的力矩上扬临界迎角，提升了边条翼布局飞行器的气动设计效率，具有工程实用价值。