【摘 要】
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通过风洞实验测量光滑与粗糙S809翼段翼尖部位尾流横截面的速度场和翼型表面压力分布获得翼尖涡涡量、涡心位置及翼型压差升阻力系数。经分析比较,得出该翼型翼尖涡涡量和涡
【机 构】
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宜春学院物理科学与工程技术学院,中国科学院工程热物理研究所,
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通过风洞实验测量光滑与粗糙S809翼段翼尖部位尾流横截面的速度场和翼型表面压力分布获得翼尖涡涡量、涡心位置及翼型压差升阻力系数。经分析比较,得出该翼型翼尖涡涡量和涡心位置随雷诺数和攻角的变化趋势以及翼尖涡对压差升阻力系数影响的规律。
The wind vane experiment was used to measure the velocity field and the pressure distribution on the airfoil surface at the wing tips of the smooth and rough S809 wing sections to obtain the tip vortex volume, the vortex center position and the airfoil pressure rise resistance coefficient. Through the analysis and comparison, the variation trend of wing vortex and vortex center with Reynolds number and angle of attack, and the influence of wing vortex vortex on pressure rise and drag coefficient were obtained.
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