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介绍了动态特性风洞实验的技术方案，测试系统和测试软件，对前缘后掠６０°的三角翼在迎角０°￣９０°范围内快速上仰时的升力进行了测量。结果表明：机翼快速上仰时，随上仰速率增大最大升力系数增高，即动态升力效应更明显；失速迎角也增大。此外，给出了简缩频率、平均迎角，振荡振幅以及储仰轴位置等对振荡机翼产生的非定常瞬时力的影响。