1 计算模型
所选用计算模型为局部经修形后的桁杆与V形控制小翼布局形式，如图2所示，桁杆剖面为直径为240 mm的圆，V形控制小翼采用NACA64009翼型，其后掠角为28度，上反角为30°，转轴位于25%MAC处，规定V翼前缘上偏，后缘下偏为正。
2 计算结果及分析
2.1 V形控制小翼升力特性
由图3(a)和3(b)知，V形控制小翼在无翼面偏和负翼面偏转时，其升力系数随迎角呈线性变化。翼面正偏转时，由于翼面正偏一侧有效迎角的增加，导致大迎角时，翼面正偏转侧迎角大于失速迎角，升力曲线下偏，升力线斜率减小。
由图3(c)知，V型控制小翼两侧翼面同向偏转的升力效率约为单侧翼面偏转的2倍，这一趋势不会随飞行迎角的改变而变化。在小迎角时，翼面的升力效率基本为常数，随着飞行迎角的增加，翼面偏转侧有效迎角随之增加，对应的升力增量减小，导致大迎角时翼面效率有所减小，且迎角越大，减小越多。
由图3(d)知，在小侧滑角情况下，偏转左、右翼面，其效率基本不变，大侧滑时，左、有翼面偏转引起的升力效率略有不同，具体表现为正侧滑时，左侧翼面效率随着侧滑角的增加而略有增加，右侧翼面效率则略有减小；两侧翼面同向偏转时，总的翼面效略有减小。
2.2 V形控制小翼侧力特性
由图4可知，左、右翼面单侧偏转对侧力曲线的影响趋势一致，效率反向，量级相当，同向偏转几乎不产生侧力，迎角和侧滑角对V形小翼侧力效率的影响较小。
2.3 升力侧力方程的建立
根据以上分析可知，V形控制小翼左、右同向偏转可以操作桁杆系统纵向运动，差动偏转可操作桁杆系统侧向运动，参考常规布局飞机的在定常流，小迎角下的力学方程，通过拆分左、有翼面的效率，提出V翼控制小翼在定常流，小迎角下的升力侧力方程(1)。
