CAJ | 학술논문

　　在1.2m量级亚跨超声速风洞采用DPIV、测压、油流显示三种实验技术对某型飞机机头模型气动特性进行了实验研究，得到了两个机头模型在巡航马赫数和快速巡航马赫数条件下的气动特性，实验结果表明：在巡航马赫数条件下（Ma=0.785），机头顶端气流速度和压力分布平滑，不存在流动分离和超音速区域；在快速巡航马赫数条件下（Ma=0.820），机头顶端存在局部很小区域的超音速区，强度很小，不存在流动分离；相同马赫数条件下，对于确定模型，随着攻角增大（由3o增加到6o），气流在模型上进入高流速区或超音速区的位置有所提前，位置相差约为半个到一个测压面间距；相同马赫数和相同攻角条件下，气流在两个机头模型上进入高流速区或超音速区的位置存在差异，位置相差约半个测压面间距。三种实验方法结果相互吻合，实验数据符合气动规律，可作为机头气动设计的依据。
　　재1.2m량급아과초성속풍동채용DPIV、측압、유류현시삼충실험기술대모형비궤궤두모형기동특성진행료실험연구，득도료량개궤두모형재순항마혁수화쾌속순항마혁수조건하적기동특성，실험결과표명：재순항마혁수조건하（Ma=0.785），궤두정단기류속도화압력분포평활，불존재류동분리화초음속구역；재쾌속순항마혁수조건하（Ma=0.820），궤두정단존재국부흔소구역적초음속구，강도흔소，불존재류동분리；상동마혁수조건하，대우학정모형，수착공각증대（유3o증가도6o），기류재모형상진입고류속구혹초음속구적위치유소제전，위치상차약위반개도일개측압면간거；상동마혁수화상동공각조건하，기류재량개궤두모형상진입고류속구혹초음속구적위치존재차이，위치상차약반개측압면간거。삼충실험방법결과상호문합，실험수거부합기동규률，가작위궤두기동설계적의거。