一种高超声速风洞模型弹翼变形试验方法

摘要

本发明公开了一种高超声速风洞模型弹翼变形试验方法。该弹翼变形试验方法基于专用的弹翼变形装置，弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；该弹翼变形试验方法分别进行弹翼后掠角的定常气动特性试验和非定常气动特性试验，再通过数据对比，获得弹翼变形的非定常动态效应，能够为飞行器设计提供有力支撑。