民机机头气动特性的实验研究

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。