飞机测压风洞试验

飞机测压风洞试验（aircraft pressure test in wind tunnel），工学-航空宇航科学与技术-航空-航空器地面试验-航空器风洞试验，测量绕飞机模型流动的气流在飞机全机及各部件（如机翼、机身、操纵面、外挂物、阻力板等）模型表面的压力分布的试验。又称飞机压力分布试验。飞机测压风洞试验是空气动力学研究的一项基本试验，是研究飞机气动特性、验证数值计算方法准确性的一个重要手段。试验的目的是为飞机全机及各部件结构强度计算提供气动载荷分布的原始数据，为研究飞机全机及各部件的性能、研究飞机模型的绕流特性提供试验依据。通过压力分布测量可以确定飞机模型表面上最小压强点的位置及该点上的压强，从而确定飞机模型表面上最大速度点的位置和该点上的速度，近似计算出高亚音速时飞机的临界马赫数；确定翼面上附面层转捩点和分离点的位置，从而大致确定飞机模型表面附面层的状态；确定激波位置，以及作用在飞机模型上的升力、压差阻力和压力中心的位置。通常飞机测压风洞试验是在飞机模型表面的适当位置沿法线方向布置测压孔（图1），每个测压孔所感受的压力通过传压管道传至压力传感器上进行测量。