导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

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导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

李熙佩, 林俊

文章导航 > 实验流体力学 > 2001 > 15(3): 43-47

李熙佩, 林俊. 导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

引用本文:

李熙佩, 林俊. 导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

Citation:

Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

李熙佩, 林俊. 导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

引用本文:

李熙佩, 林俊. 导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

Citation:

Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2001, 15(3): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.03.008

李熙佩,
林俊

中国空气动力研究与发展中心,

中图分类号: 51-1499/V
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出版历程
- 刊出日期: 2001-03-01

Experimental investigation on pressure distribution characteristics of wings of ×× missile at supersonic speeds and high angles of attack

摘要: 在M=1.2~3.0,α=8°~30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明:在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值,且M数越高越接近;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响,在相同α下,随M数增加,弹翼迎风面压力系数在=-45°时的某些区域逐渐增大.
- 导弹 /
- 大迎角 /
- 压力分布 /
- 风洞试验

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2021年8月13日