基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

• 作者: 卢翔宇 孔鹏 巫朝君 王勋年 陈辅政
• 来源期刊: 实验流体力学
• 学科: 航空航天
• 关键词: 战斗机 引射器 张线尾撑 风洞试验 进气道
• 年，卷（期）: 2012,（2）
• 所属期刊栏目: 实验技术
• 页码范围: 86-89
• 分类号: V211.48
• 字数: 3725字
• 语种: 中文
• DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019

摘要

为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统；进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求；鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	王勋年		41	298	9.0	15.0
2	巫朝君		11	19	3.0	3.0
3	孔鹏		5	19	3.0	4.0
4	卢翔宇		10	16	3.0	3.0
5	陈辅政		3	4	1.0	2.0