一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法

本发明公开了一种暂冲式跨声速风洞翼型试验的来流马赫数控制方法，属于风洞翼型试验技术领域。解决了现有技术中传统的采用常规驻室参考点的马赫数控制方法难以适用于暂冲式跨声速风洞开展翼型试验的问题；本发明选取标准翼型模型，进行仿真计算，获取自由流时即无风洞洞壁状态下翼型模型来流方向马赫数的分布；采用与步骤S2相同的标准翼型模型，对风洞进行三维全模拟状态的仿真计算，根据开闭比，获取风洞不同开闭比试验段侧壁中心线轴向马赫数分布，在风洞中，通过分析得到控制在来流方向距翼型前缘3倍翼型弦长处的马赫数进行标准翼型模型风洞试验。本发明提升了模拟来流马赫数及试验段开闭比的精准度，可以应用于暂冲式跨声速风洞翼型试验。