| 导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究 |
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| 引用本文： | 吴东升,田利安.导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究[J].实验流体力学,2001,15(3):43-47. |
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| 作者姓名： | 吴东升 田利安 |
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| 作者单位： | 中国空气动力研究与发展中心, |
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| 摘 要： | 在M=1.2～3.0,α=8°～30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值,且M数越高越接近;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响,在相同α下,随M数增加,弹翼迎风面压力系数在=-45°时的某些区域逐渐增大.
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| 关 键 词： | 导弹 大迎角 压力分布 风洞试验 |
| 文章编号： | 1007-3124(2001)03-0043-05 |
| 修稿时间： | 2000年1月10日 |
Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack |
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