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本发明公开了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领域。解决了现有技术中传统的采用常规驻室参考点的马赫数控制方法难以适用于暂冲式跨声速风洞开展翼型试验的问题；本发明选取标准翼型模型，进行仿真计算，获取自由流时...
该专利属于中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所所有，仅供学习研究参考，未经过中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所授权不得商用。

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