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飞翼模型高速风洞PIV试验研究
引用本文:杨可,蒋卫民,熊健,李玉平. 飞翼模型高速风洞PIV试验研究[J]. 空气动力学学报, 2015, 0(3)
作者姓名:杨可  蒋卫民  熊健  李玉平
作者单位:中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳,621000
摘    要:对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。

关 键 词:2.4 米跨声速风洞  小展弦比  飞翼标模  PIV

Experimental research on flying-wing by PIV in high speed wind tunnel
Yang Ke,Jiang Weimin,Xiong Jian,Li Yuping. Experimental research on flying-wing by PIV in high speed wind tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015, 0(3)
Authors:Yang Ke  Jiang Weimin  Xiong Jian  Li Yuping
Abstract:
Keywords:2.4 m transonic wind tunnel  low-aspect-ratio  flying-wing model  PIV
本文献已被 CNKI 万方数据 等数据库收录!
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