摘要：

展弦比等于2的45°后掠机翼分别在0.6米× 0.6米低速槽壁风洞和2.25米直径低速开口风洞中进行了压力分布实验。在低速槽壁风洞中的实验有:在驻室高度为100毫米、槽壁全扩开角为0.4°的实验条件下, 进行了开闭比(试验段的槽壁开面积与总面积之比)分别为0,5.76%,10.08%,15.84%,20.16%和30.24%的实验; 在驻室高度为150毫米, 槽壁全扩开角为0.4°的实验条件下, 进行了开闭比为5.76%和10.08%的实验; 同时, 在驻室高度为100毫米,槽壁全扩开角为0.4°的实验条件下, 进行了开闭比为15.84%, 槽条数为8的实验。实验攻角范围均为-16°～+16°, 间隔为2°。实验风速为50米/秒, 以根弦弦长为参考长度的雷诺数为0.8×10⁶。文中给出不同开闭比下的剖面和机翼的升力系数, 俯仰力矩系数和压差阻力系数随攻角变化的曲线, 并与2.25米直径低速开口风洞实验结果进行了比较。此外还给出了两种驻室高度和两种槽条数的实验结果。实验结果比较表明, 低速开槽试验段对洞壁干扰有显著影响。在本实验条件(风洞、模型)下, 在开闭比为10.08%～15.84%时,除翼尖部分局部地不成功外, 均消除了升力、阻力和俯仰力矩的洞壁干扰。结果比较还表明, 当开闭比为5.76%时,洞壁干扰随驻室高度的增加而略有增加, 当开闭比为10.08%时, 驻室高度的增加对洞壁干扰的影响甚小, 可以忽略不计。开闭比为15.84%时, 洞壁干扰随槽条数减少而稍有增加, 但其量也甚微,可以不计。