Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

孙海生; 祝明红; 黄勇; 刘志涛

doi:10.3969/j.issn.1672-9897.2011.03.012

孙海生, 祝明红, 黄勇, 刘志涛. Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究[J]. 实验流体力学, 2011, 25(3): 50-55. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2011.03.012

引用本文:

孙海生, 祝明红, 黄勇, 刘志涛. Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究[J]. 实验流体力学, 2011, 25(3): 50-55. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2011.03.012

SUN Hai-sheng, ZHU Ming-hong, HUANG Yong, LIU Zhi-tao. Key technique for high angle of attack test of fighter aircraft in Φ3.2m low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(3): 50-55. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2011.03.012

Citation:

Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

Key technique for high angle of attack test of fighter aircraft in Φ3.2m low speed wind tunnel

摘要

摘要: 介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等.某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求.

HTML全文

参考文献(0)

施引文献

资源附件(0)

下载: 全尺寸图片幻灯片

返回文章

用微信扫码二维码

分享至好友和朋友圈