某子弹尾翼超声速测力风洞试验研究

摘要：

在M=5,α=0°~27°的范围内,进行了子弹尾翼在打开时所受力和力矩的试验研究.成功地测量了子弹的尾翼在打开时所受的气动力,为此类大尾翼翼面受力的准确测量提供了有效的试验手段.结果表明:在试验条件下,测量翼处于后掠45°状态、φ=60°时测量翼所受的C<,N>出现了最大值.不同的后掠状态对测量翼的C<,N>影响不大.测量翼处于垂直状态时所受C<,A>最大.

关键词： 子弹尾翼 测力 风洞试验 超声速测力

作者: 张江

作者单位: 北京空气动力研究所(北京)

会议类型: 国内会议

会议名称: 全国低跨声速空气动力学会议

会议地点: 苏州

会议语种:中文

页码: 248-253

在线出版日期: 2003-11-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）