技术总结
本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正试验无法进行的问题。本发明采用条带悬挂支撑机构作为辅助支撑，通过模拟有无尾支撑系统的试验状态，获取尾支撑系统对试验模型的支撑干扰修正量，从而获得经过修正后的试验结果，包括模型气动力和力矩等。本发明进行修正时，二次干扰小，试验迎角范围大，试验模型抖动幅度小，所得修正结果更加准确，具有良好的使用价值和社会效益。
技术研发人员：陈德华;许新;刘大伟;尹陆平;彭超;师建元;饶正周;李强;史晓军
受保护的技术使用者：空气动力学国家重点实验室
文档号码：201511013557
技术研发日：2015.12.31
技术公布日：2017.10.27