一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法

本发明公开了一种风洞试验模型的机翼扭转角测量方法，属于风洞试验技术领域。解决了现有技术中传统的机翼扭转角测量方法因测量设备存在局限性导致的风洞试验结果精度较低的问题；本发明将测压模型通过支撑安装在风洞内，完成后续动压试验的准备工作；基于同一组试验中固定的马赫数和雷诺数，通过进行高动压和低动压试验，采集多个迎角下各剖面上测压点压力，并计算得到两组压力系数和升力系数；获得测压模型迎角和动压的比值与测压模型升力系数的关系，得到一次函数的系数；将其代入到测压模型扭转角的计算公式，得到测压模型扭转角的值。本发明有效减少了机翼扭转角误差，进而提升了风洞试验结果的精度和可靠性，可以应用于测量机翼扭转角。