极音速飞行器控制效应之实验研究

摘要：

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。

关键词： 激波风洞 分力平衡仪 控制翼面效应

作者: 邵耀华

作者单位: 大学工学院应用力学研究所

会议类型: 国内会议

会议名称: 第二届海峡两岸航空航天技术暨流固耦合学术研讨会

会议地点: 北京

会议语种:中文

页码: 348～353

在线出版日期: 1998-07-03（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）