转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

被引：8

作者：

陈迎春

司江涛

韩先锂

魏剑龙

机构：

[1] 西安飞机设计研究所

[2] 西安飞机设计研究所西安

[3] 西安

来源：

空气动力学学报 | 2003年 / 04期

关键词：

转捩; 激波; 超临界机翼; 压力分布;

D O I：

暂无

中图分类号：

V212 [飞行力学];

学科分类号：

08 ; 0825 ;

摘要：

介绍了风洞试验中常采用的前置转捩和后置转捩的特点以及使用中的限制,通过某超临界机翼的试验与数值计算压力分布的比较,重点分析了不同位置的固定转捩对机翼压力分布的影响,并对机翼测压试验中所出现的问题做了分析。通过对高雷诺数风洞试验结果的研究,讨论了低雷诺数风洞中利用自由转捩技术模拟高雷诺数情况下机翼压力分布问题。

引用

页码：470 / 475

页数：6

共 4 条

[1]

The European transonic wind tunnel-testing at flight Reynolds numbers. SAUNDERS T B. . 1996

[2]

Configuration design studies and wind tunnel tests of an energy efficient transport with a high-aspect-ratio supercritical wing. PRESTON A H,JOHN A D,CHARLES C P,DONNA S G. NASA Contractor Report Nasa CR .

[3]

Prediction of laminar/turbulent transition in airfoil flows. JOHANSEN J,SORENSEN J N. . 1998

[4]

Design and true Reynolds number 2-D testing of an advanced technology airfoil. REASER J S,HALLISSY J B,CAMPBELL R I. AIAA Journal .

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