超临界翼型跨音速特性实验研究
针对新设计的超临界翼型,采用风洞实验方法验证和评估了其气动特性.在增压连续式跨音速风洞(NF-6风洞)开展了超临界翼型跨音速特性的实验研究,验证了该翼型设计的压力分布曲线特点.激波位置和波后压力平台区长度表明设计结果和实验结果基本一致,揭示了超临界翼型跨音速的气动特性;阻力发散马赫数达到期望的设计指标,探讨了雷诺数对该翼型气动特性的影响.最后采用升华法实现了翼型表面流动特性的显示.结果表明转捩点约在16%弦长位置.
超临界翼型、气动特性、雷诺数、升华法
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V211(基础理论及试验)
翼型/叶栅空气动力学国家重点实验室基金9140C4203011005
2013-12-16(万方平台首次上网日期,不代表论文的发表时间)
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