本文選題：風洞試驗 + 邊條機翼�。� 參考：《航空學報》2016年08期

【摘要】：為滿足新一代高機動飛機氣動性能評估、控制系統(tǒng)精確設計與高機動作戰(zhàn)指標實現(xiàn)的需求,模型高速風洞大迎角俯仰動態(tài)特性探索及其試驗數(shù)據(jù)精度的確定勢在必行,且具有十分重要的工程意義。選取70°三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型,在FL-24風洞的大振幅俯仰動態(tài)試驗技術平臺上對動態(tài)氣動特性與試驗數(shù)據(jù)精度進行了研究,獲取了70°三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型動態(tài)氣動特性與重復性試驗結果。研究結果表明:試驗條件下,3種模型的動態(tài)數(shù)據(jù)精度較高,基本達到了高速風洞大迎角常規(guī)測力試驗數(shù)據(jù)的精度水平。
[Abstract]:In order to meet the needs of the new generation of high maneuver aircraft pneumatic performance evaluation , the precise design of control system and the realization of high maneuvering target , it is imperative to explore the dynamic characteristics of high angle of attack and the accuracy of test data in high speed wind tunnel . The results show that the dynamic aerodynamic characteristics and repeatability test results of 70 擄 delta wing model , SDM and Su - 27 aircraft model are obtained . The results show that the dynamic data accuracy of three models is high under test conditions .
【作者單位】： 中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所;
【基金】：國家自然科學基金(91216203)~~
【分類號】：V211.74

【參考文獻】

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【共引文獻】

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【二級參考文獻】

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本文編號：1902166