风洞湍流度对飞行器模型大攻角试验结果影响的初步研究  

作　　者：白存儒[1] 屠兴[1] 吴军强[2] 王元靖[2] 

机构地区：[1]西北工业大学，陕西西安710072 [2]中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000

出　　处：《流体力学实验与测量》2003年第U09期32-36,共5页Experiments and Measurements in Fluid Mechanics

摘　　要：简要地阐述了在西北工业大学低湍流度风洞中进行的湍流度对飞行器模型(A和B飞机简化模型)在大迎角时气动特性影响的实验研究情况以及对实验结果的分析。实验的湍流度为：0．02％，0．10％和0．33％。实验结果表明，当迎角小于20°时，湍流度对试验结果的影响不大。但当迎角大于20°时，湍流度的影响是显著的。对不同模型，影响的量是不同的。例如，对B飞机模型，当湍流度自0．02％变化到0．33％时，对升力系数的影响可达到0．20％以上。这表明，国内生产性风洞规定的低速风洞湍流度指标对于大迎角时的风洞试验来说，不一定是合适的。

关 键 词：飞行器模型 攻角试验 影响 风洞湍流度 

分 类 号：V211.74[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]