摘要: 在超音速亚临界后掠翼-身组合体的空气动力设计过程中,为了改善零迎角绕流时翼根区域的压强分布,除可改变翼根区域的机翼剖面形状外,还需要改变机身外形,这就需要研究在超音速零迎角绕流情况下,机身变形所产生的压强分布。