---

در این تحقیق ضرایب آیرودینامیکی یک نمونه هواپیمای بال پرنده بدون دم با بال لامبدا شکل با زاویه پس‌گرایی لبه حمله بال درونی ۵۵ و بال بیرونی ۳۰ درجه، در یک تونل باد مدار بسته زیر صوت بررسی شده است. آزمایش‌ها در محدوده سرعت ۹۰ متر بر ثانیه و در زاویه حمله‌های ۶- تا ۱۷ و زاویه جانبی ۸- تا ۸ درجه انجام گرفته است. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی هواپیما به وسیله دستگاه بالانس ۶ مؤلفه بیرونی اندازه‌گیری شده و اثرات دیواره بر نتایج اصلاح گردیده است. به منظور بهبود پایداری طولی هواپیما، زاویه پس‌گرایی لبه حمله بال ۲ درجه افزایش یافته و با نتایج نمونه اصلی مقایسه شده است. نتایج نشان داده است که در زاویه حمله ۷,۷ درجه پیچ آپ رخ داده که با افزایش زاویه پس‌گرایی، این پدیده ۱ درجه دیرتر اتفاق افتاده است که به معنای افزایش نیروی برآی قابل بهره‌برداری است. همچنین به منظور بررسی شروع و گسترش جدایش جریان روی بال، میدان فشار بالای سطح بال به وسیله ریک لایه مرزی اندازه‌گیری شده است. نتایج نشان داده که جدایش جریان روی سطح بال از ناحیه شکستگی لبه فرار شروع شده و با افزایش زاویه حمله بخش‌های دیگر بال، به ویژه بال بیرونی را فراگرفته است. ضریب گشتاور سمتی هواپیما منفی به دست آمده است که نشان دهنده ناپایداری سمتی ذاتی هواپیماست.