在高速风洞中使用荧光压力传感器技术对飞机模型压力场的实验研究  

Pressure field testing investigation of airplane model by luminescence pressure sensor technique in high speed wind tunnel

作　　者：张永存[1] 程厚梅[1] 张然[1] 邢汉奇 李晨 

机构地区：[1]沈阳空气动力研究所,辽宁沈阳110034

出　　处：《流体力学实验与测量》2000年第2期21-25,共5页Experiments and Measurements in Fluid Mechanics

基　　金：国防科技预研重点项目!"1 3 2 6"

摘　　要：介绍了国内首次在高速风洞中使用荧光压力传感器 (LPS)技术对飞机模型机翼表面压力场测量的初步结果。简述了LPS技术的应用原理、实验设备、实验方法和数据处理方法。为了分析比较 ,在用LPS技术测压的同时也用常规压力孔测压方法进行了机翼表面压力测量 ,并对二种测量方法得到的结果进行了简单分析。实验马赫数M =0 .4～ 1 .5 ,攻角α=0°～ 1 8°。The pressure field measurement results on the wing surface of airplane model by luminescence pressure sensor (LPS) technique and classic tap technique in high speed wind tunnel are presented. Physical principle of LPS technique, testing equipment, testing method and data reduction are described. The measurement results using LPS technique and classic tap technique are discussed. Testing Mach numbers range from 0.4 to 1.5 and angles of attack from 0° to 18°.

关 键 词：荧光压力传感器 压力测量 风洞实验 飞机模型 

分 类 号：V211.73[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程] O348.4[理学—固体力学]