大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

发布时间：2021-04-15 12:18

　　为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值（70%试验段宽度）后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。 

【文章来源】：南京航空航天大学学报. 2019,51(04)北大核心CSCD

【文章页数】：7 页

【文章目录】：
1 研究思路与方法
    1.1 试验风洞
    1.2 试验模型
        1.2.1 飞机模型
        1.2.2 壁压管
    1.3 试验条件
    1.4 数据处理
2 固定展长壁压测量结果
    2.1 马赫数对壁压结果的影响
    2.2 迎角对壁压结果的影响
3 变展长壁压测量结果与分析
4 结论


【参考文献】：
期刊论文
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本文编号：3139324