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国内刊号：32-1429/V
国际刊号：1005-2615
发布日期:
作者：许新
单位：空气动力学国家重点实验室，绵阳，621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，绵阳， 621000；,空气动力学国家重点实验室，绵阳，621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，绵阳， 621000；,南京航空航天大学航空学院，南京，210016；,空气动力学国家重点实验室，绵阳，621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，绵阳， 621000；,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，绵阳， 621000；
关键词：飞行器设计;大展弦比;风洞;洞壁干扰
基金：空气动力学国家重点实验室研究基金 SKLA2015-3-4空气动力学国家重点实验室研究基金（SKLA2015-3-4）资助项目。
为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布，为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据，设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型，在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中，使用13根壁压管测量了洞壁压力分布，试验马赫数范围0.4~0.86，模型展长与试验段宽度比例为65%~90%。结果显示，大展弦比飞机模型展长超过临界值（70%试验段宽度）后，亚声速范围内洞壁压力会产生突变，跨声速洞壁压力变化不大；大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制，跨声速试验模型展长可适当放宽要求。
来源：2019年第4期
《南京航空航天大学学报》期刊编辑部
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