1 計算模型
所選用計算模型為局部經修形后的桁桿與V形控制小翼布局形式，如圖2所示，桁桿剖面為直徑為240 mm的圓，V形控制小翼采用NACA64009翼型，其后掠角為28度，上反角為30°，轉軸位于25%MAC處，規定V翼前緣上偏，后緣下偏為正。
2 計算結果及分析
2.1 V形控制小翼升力特性
由圖3(a)和3(b)知，V形控制小翼在無翼面偏和負翼面偏轉時，其升力系數隨迎角呈線性變化。翼面正偏轉時，由于翼面正偏一側有效迎角的增加，導致大迎角時，翼面正偏轉側迎角大于失速迎角，升力曲線下偏，升力線斜率減小。
由圖3(c)知，V型控制小翼兩側翼面同向偏轉的升力效率約為單側翼面偏轉的2倍，這一趨勢不會隨飛行迎角的改變而變化。在小迎角時，翼面的升力效率基本為常數，隨著飛行迎角的增加，翼面偏轉側有效迎角隨之增加，對應的升力增量減小，導致大迎角時翼面效率有所減小，且迎角越大，減小越多。
由圖3(d)知，在小側滑角情況下，偏轉左、右翼面，其效率基本不變，大側滑時，左、有翼面偏轉引起的升力效率略有不同，具體表現為正側滑時，左側翼面效率隨著側滑角的增加而略有增加，右側翼面效率則略有減小；兩側翼面同向偏轉時，總的翼面效略有減小。
2.2 V形控制小翼側力特性
由圖4可知，左、右翼面單側偏轉對側力曲線的影響趨勢一致，效率反向，量級相當，同向偏轉幾乎不產生側力，迎角和側滑角對V形小翼側力效率的影響較小。
2.3 升力側力方程的建立
根據以上分析可知，V形控制小翼左、右同向偏轉可以操作桁桿系統縱向運動，差動偏轉可操作桁桿系統側向運動，參考常規布局飛機的在定常流，小迎角下的力學方程，通過拆分左、有翼面的效率，提出V翼控制小翼在定常流，小迎角下的升力側力方程(1)。
