极音速飞行器控制效应之实验研究

来源 :第二届海峡两岸航空航天技术暨流固耦合学术研讨会 | 被引量 : 0次 | 上传用户:daiguisheng613
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该文探讨激波风洞分力平衡仪之设计,动态校正与测试技术。结果显示试件之反应频率皆达到操作时间之基本要求,异阻力方向的反应较快(约为4425HZ)俯仰力距的反应仅有1KHZ,此结果与(MSC/NASTRAN)有限元素电脑模拟结果非常吻合。风洞力学量测实验中,在Mach 6.8之流场,我们量测到60°锥头的CD值约为0.58,与过去文献中的实验值相当接近。控制翼面量测皆如所预期地,升力与俯仰力矩随着翼面攻角的增加而提升,同时阻力也有小幅的上扬。
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