基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

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基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 卢翔宇, 陈辅政

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巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 等. 基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

引用本文:

巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 等. 基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

WU Chao-jun, KONG Peng, WANG Xun-nian, et al. The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

Citation:

WU Chao-jun, KONG Peng, WANG Xun-nian, et al. The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 等. 基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

引用本文:

巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 等. 基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

WU Chao-jun, KONG Peng, WANG Xun-nian, et al. The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

Citation:

WU Chao-jun, KONG Peng, WANG Xun-nian, et al. The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 86-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳,621000

中图分类号: 11-5266/V
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出版历程
- 刊出日期: 2012-04-25

The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel

摘要: 为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据.
- 战斗机 /
- 引射器 /
- 张线尾撑 /
- 风洞试验 /
- 进气道

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2021年8月13日