大攻角风洞自由飞动导数实验研究

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大攻角风洞自由飞动导数实验研究

许可法, 何龙德, 李明娟, 程淑华

中国科学院力学研究所,北京 100080

收稿日期:1992-03-31 修回日期:1992-08-26 出版日期:1993-08-25 发布日期:1993-08-25

EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF DYNAMIC STABILITY DERIVATIVES AT HIGH ANGLES OF ATTACK IN WIND TUNNEL FREE-FLIGHT

Xu Ke-fa, He Long-de, Li Ming-juan, Cheng Shu-hua

Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, Beijing, 100080

Received:1992-03-31 Revised:1992-08-26 Online:1993-08-25 Published:1993-08-25

摘要/Abstract

摘要： 实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。

关键词: 风洞自由飞, 大攻角, 动导数, 数据处理

Abstract: This paper describes a wind tunnel free-flight technique for measuring pitch-damping derivatives of a missile model at high angles of attack. The tests were performed in a 20cm by 20cm supersonic wind tunnel with free-stream Mach number of 2.0. Test model is a basic finned configuration. The model was released by a pneumatic launcher. The maximum angle of attack of 100 degrees can be achieved in free-flight testing. Model trajectories were recorded by a high-speed drum camera. Pitch-damping moment derivatives versus angles of attack were obtained by numerical integral method.

Key words: wind tunnel free-flight, high angles of attack, stability derivatives, data processmg

许可法;何龙德;李明娟;程淑华. 大攻角风洞自由飞动导数实验研究[J]. 航空学报, 1993, 14(8): 394-397.

Xu Ke-fa;He Long-de;Li Ming-juan;Cheng Shu-hua. EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF DYNAMIC STABILITY DERIVATIVES AT HIGH ANGLES OF ATTACK IN WIND TUNNEL FREE-FLIGHT[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 1993, 14(8): 394-397.

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