高速大攻角Re数效应试验与分析

采用两个尺度不同的某战斗机模型,在2.4m高速风洞中进行了大攻角Re数效应试验研究。试验攻角范围为0°-70°,基于前机身端部当量直径的ReD=0.42×10^6-2.27×10^6。试验结果表明,Re数对大攻角试验数据影响明显;表面微几何效应、M数同样对大攻角气动特性也有一定影响;模型头部贴＂八＂字形粗糙带可以减弱Re数的影响,却不能获得高Re数下的试验结果。