旋翼翼型低速风洞静态试验技术研究
针对4米×3米风洞的二元翼型静态气动性能试验,在充分调研历次二元翼型风洞试验情况的基础上,对试验技术进行了针对性研究,目的是获得较为精准的气动力数据.为此在总体方案上采用了测压方式,根据表面压力分布和尾流动量损失积分气动力;在模型的支撑上采用了风洞竖向全跨式支撑方式从而保障二元特性,在尾流耙的支撑上采用风洞横向全跨式支撑方式从而扩大尾流测量覆盖范围并减小支撑干扰影响;在模型加工过程中注重提升模型外形加工准确度;采用数值方法预估表面压力分布和尾流覆盖范围,根据模型表面压力梯度合理优化测压点的疏密排布,根据尾流影响区域合理布置总压管和静压管的疏密分布;为提高尾流总/静压测量精细化水平,特别设计了总压管和静压管的结构;在阻力积分的数据处理中,考核了不同策略的积分范围和总压损失修正的应用效果.采取上述措施后,以OA309和OA407为标模开展了试验,获得的试验数据与ONERA标准数据较为吻合.
直升机 旋翼翼型 风洞试验 气动特性
武杰 张卫国 黄明其 杨永东 何龙
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所,四川绵阳,622762
国内会议
临汾
中文
11-17
2015-08-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）