【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种来流马赫数控制方法，尤其涉及一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，属于风洞翼型试验。
技术介绍
1、翼型试验可以测量并获得翼型弦向表面的压力分布、升力、阻力、力矩、激波位置以及临界马赫数等气动特性，由于用天平直接测量翼型气动力存在许多问题，目前更为普遍的试验方法是将翼型模型横放在试验段内支撑于两侧壁，通过测量翼型模型中心剖面的翼型表面沿弦向压力分布，再通过积分的方法来获得翼型的气动力。
2、翼型试验通常在专门的二维风洞（或二维试验段，二维风洞一般称为翼型风洞）中进行，二维试验段的高度与宽度之比一般为2-4，试验段截面积一定时，试验段高度增加可以减小上下洞壁对绕模型流动的扰动干扰，可以增加翼型模型的弦长，提高试验雷诺数，但与此同时，弦长的增加增加了试验段侧壁边界层的影响；工程试验应用中也常用三维风洞开展翼型试验研究，与二维风洞不同，三维风洞试验段的高度与宽度之比一般为1左右，风洞较大的宽度必须保证翼型模型具有较大的相对厚度保证在受载后其气动弹性变形可以忽略，进而保证沿翼型弦向的流动为二维流动，增大...
【技术保护点】
1.一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，其特征在于，所述S2中，风洞不同开闭比的试验段侧壁中心线轴向马赫数分布如下特点：
3.根据权利要求2所述的一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，其特征在于，所述S3中，风洞相同开闭比的试验段侧壁中心线轴向不同位置马赫数分布具有如下特点：
【技术特征摘要】
1.一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，其特征在于，所述s2中，风洞不同开闭比的试验段...
【专利技术属性】
技术研发人员：鲁文博，张军强，李王斌，袁晓晶，王争取，李磊，衣秉立，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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