大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术.气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术,包括大迎角机构、模型、天平等.1.2m风洞超大迎角试验结果与2.4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求,表明1.2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功.

通过在北航1.2m水洞中利用染色液显示和激光片光技术的显示实验以及在西工大NF-3风洞中进行的表面测压实验,对拱形头部细长旋成体在无侧滑条件下的流场结构和流动特性随着迎角的变化进行了实验研究.在流动显示和测压结果分析的基础上,对迎角从0°到90°范围内绕细长体的流动进行了流态分区,即细长体绕流经历6种流态:极小迎角下(0°≤α≤3°)物面附着绕流流态、小迎角下(3°＜α≤25°)背部对称旋涡流态、中等迎角下(25°＜α≤40°)背部2个非对称旋涡流态、大迎角下(40°＜α≤60°)的非对称多涡系复杂流态、特大迎角下(60°＜α＜75°)背部多个旋涡依次破裂的流态、极大迎角下(75°≤α≤90°)背部类卡门涡街(或随机尾迹)流态.阐述了不同区域的流动特性和气动特性.

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验.在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响.结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显.