研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法

摘要

本发明公开了一种研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响的风洞试验方法。本发明使用的试验模型为非金属聚四氟乙烯试验模型，通过自然转捩方式或者强制转捩方式模拟高超声速飞行器的转捩状态，采用常规应变天平测量试验模型气动力，采用红外热像仪获得试验模型表面热图并识别试验模型转捩位置，将试验模型气动力和试验模型表面热图相结合研究转捩对高超声速飞行器气动特性影响。本发明的风洞试验方法能够同时测量试验模型的气动力数据和转捩位置，为精确分析转捩对试验模型气动特性影响提供参考依据。