飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究

摘要：

具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难.为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用.试验中通过压力分布确定头部分离流动特征,再采用人工转捩和头部微扰动技术在大攻角风洞试验中确定侧向力和偏航力矩系数.结果表明本文发展的试验方法改善了数据的一致性,在大攻角风洞模型试验中是有效的.

关键词：大攻角、分离流、转捩、风洞试验、头部扰动

所属期刊栏目：2

分类号：V211.7(基础理论及试验)

在线出版日期：2011-05-23（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共8页

页码：19-26