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针对静气动弹性弱耦合解法多次迭代耗时较长的问题，提出一种斜率修正面元法计算气动力．该方法以机翼在不同迎角下的CFD数据作为修正基础，以直线段近似曲线段升力线，弥补面元法无法考虑非线性因素的缺陷．通过M6机翼气动力损失以及迎角补偿等静气动弹性的计算表明，相对于CFD技术，该方法保持了较高的准确度并且计算效率较高，适用于复杂结构优化．