【摘 要】
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现代大型飞机多采用大展弦比超临界后掠机翼、收缩型船尾后体的气动布局,作为检验风洞流场品质和大型飞机风洞试验数据质量的标模必须充分代表现代大展弦比飞机所具有的气动
【机 构】
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空气动力学国家重点实验室; 中国空气动力研究与发展中心高速所;
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现代大型飞机多采用大展弦比超临界后掠机翼、收缩型船尾后体的气动布局,作为检验风洞流场品质和大型飞机风洞试验数据质量的标模必须充分代表现代大展弦比飞机所具有的气动特性。前期已完成了一套大展弦比飞机标模的设计研制。为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验M数范围0.40~0.90,模型名义迎角-6°~15°,侧滑角-3°~12°,基于机翼平均气动弦长的试验雷诺数Re=(3.3~7.5)×106。试验内容包括纵横航向基准试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4米跨声速风洞大展弦比飞机标模试验数据体系建设。
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