大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

论文摘要

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。

论文目录

• 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

文章来源

类型: 期刊论文

作者: 许新,陈德华,程克明,刘大伟,魏志

关键词: 飞行器设计,大展弦比,风洞,洞壁干扰

来源: 南京航空航天大学学报 2019年04期

年度: 2019

分类: 工程科技Ⅱ辑,基础科学

专业: 力学,航空航天科学与工程

单位: 空气动力学国家重点实验室,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所,南京航空航天大学航空学院

基金: 空气动力学国家重点实验室研究基金(SKLA2015-3-4)资助项目

分类号: V211.74

DOI: 10.16356/j.1005-2615.2019.04.012

页码: 519-525

总页数: 7

文件大小: 1380K

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