扑翼微型飞行器风洞动态试验
MAV0701微型扑翼飞机风洞试验研究
第 ７卷
第１ ６期
２０ ０ ７年 ８月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ． Ｎｏ １ １７ ．６
Ａｕ ．２ ０ ｇ ０７
１７ —８９ ２０ ）６４ ３ —３ ６ １１ １ （０ ７ １ —２９ ０
Ｓ ｉ ｎ ｅ Ｔ ｃ ｎ ｌｇ ｎ ｎ ｉｅ ｒ ｇ ｃｅ ｃ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ａ ｄ Ｅ ｇｎ ｅ ｉ ｎ
琦（ ９３ ， ， １ ８ 一） 男 陕西省略 阳县人 ， 硕士研究
生， 研究方 向： 实验流体力学。
图 １ ＭＡ ０ ０ 扑 翼 机 示 意 图 Ｖ ７１
通信作者简介 ： 存儒 ， １５ 一 ） 男 ， 白 （９ ２ ， 陕西省陇县人 ， ， 教授 研 究方 向： 流体力学 。
维普资讯
列风洞实验研究 ， 希望能够为进一步研究和提高微
型扑翼 机 的 性 能 提 供 准 确 可 靠 的 实 验 数 据 ， 以供
参考 。
采用 国产微 型 电 机 ， 自制 变 速 器驱 动 系 统 。平 面形
状见 图 １ 。１ 实验来自备与模型 —— 茸乎 ｝
— 龟窀
１ １ 实 验风洞 ．
洞安定 段 除装 有蜂 窝 器 组 网外 ， 另装 有 １ ２层 阻尼
网。其风洞流场品质优于（ ２０ 低速风洞流场 品 （ １） ７
质指 标 。 由于微 型飞 机研 究 主 要 是 低 湍 流 度 情 况 的气 动特性 ， 本实 验采 用 的湍流度 是 ００ ％ 。 ．２
１ ２ 实验模 型 ．
本实 验 风 洞 为 西 北 工 业 大 学 低 湍 流 度 风 洞 。
实验 段为 矩 形 截 面 ， 寸为 １ ０ ｎ×１ ２ ｉ 尺 ． ５ｉ ． ｎ×２ ８ ．
飞行器的风洞试验技术研究
飞行器的风洞试验技术研究一、引言风洞试验是飞行器设计研发的重要手段之一。
风洞试验技术可以模拟不同气流条件下的飞行状态，为飞行器的设计、改进、验证和性能分析等提供可靠的数据支持。
本文将重点研究飞行器的风洞试验技术，探讨其在飞行器设计中的应用与发展。
二、风洞试验的作用风洞试验是一种通过模拟大气环境，对飞行器进行气动性能测试的方法。
在风洞内设定不同的气体流速、密度、温度等条件，通过控制不同参数的变化，模拟飞行器在真实环境下的飞行状态。
同时，通过测量飞行器在不同飞行状态下的气动力学、热力学和流体力学性能，以及观察气流环境对飞行器的影响，为飞行器的设计和改进提供数据支持。
风洞试验可以对飞行器的气动性能进行全面、精确的测试和评估，包括升力、阻力、推力、稳定性、控制性、湍流、热防护等方面。
同时，风洞试验还可以对飞行器进行模型可靠性验证和优化，为飞行器的研发提供重要支持。
在飞行器设计中，风洞试验是必不可少的技术手段之一，尤其对于新飞机的研发和性能提升具有重要的意义。
三、风洞试验的类型风洞试验的基本类型主要分为静态试验和动态试验。
静态试验是对飞行器在某个静态状态下的气动性能进行测试，主要研究飞行器在不同攻角、侧滑角、俯仰角等状态下的升力、阻力、气动性等性能。
动态试验是对飞行器在各种飞行运动状态下的气动性能进行测试，主要包括纵向运动、横向运动、滚转运动等不同运动状态下的气动性能。
另外，还有其他类型的风洞试验，如模态试验、风内流试验、热试验、湍流试验等，主要针对飞行器在特定环境下的气动性能进行测试，对提高飞行器的设计及性能起到重要支持作用。
四、风洞试验的应用在飞行器的研发中，风洞试验是一个非常重要的环节。
通过风洞试验可以获取大量的实验数据，加深对飞行器气动性能的认识，优化飞行器设计，提高飞行器性能，从而提高飞行器的竞争力。
风洞试验对于民用飞机的设计、改进和优化非常重要，可以帮助设计师选择合适的设备、优化机翼形状、改善飞机空气动力学性能、增加飞机的稳定性和控制性能。
飞机风洞试验的具体步骤
飞机风洞试验的具体步骤嘿，你知道飞机风洞试验是咋回事不？这可神奇着呢！就好像给飞机来一场特别的“体检”。
咱先说准备工作吧，那可得精心细致得像准备一顿丰盛的大餐一样。
要把飞机模型做得那叫一个精巧，每个细节都不能马虎，这就好比给飞机打造了一个迷你版的自己。
然后呢，把这个小模型小心翼翼地放进风洞里面。
风洞就像是个超级大的吹风机，呼呼地吹着风。
这时候，模型就像在天空中飞翔一样，感受着各种风力的“抚摸”。
接下来，各种仪器就上场啦！它们就像一群小侦探，仔细地记录着模型的一举一动，什么受力情况啊，气流的变化呀，统统都逃不过它们的“眼睛”。
想象一下，这模型在风洞里，就像一个勇敢的小战士，面对强大的风力毫不畏惧。
科研人员们呢，就紧张地盯着那些数据，就好像在看一场精彩的比赛，时刻关注着“小战士”的表现。
在试验过程中，可不能随随便便哦！要不断调整风洞的风速、风向，就像给这个“吹风机”换挡一样，看看飞机在不同情况下的反应。
有时候啊，还得做些特别的测试，比如看看飞机在极端天气下会怎么样。
这就好比让飞机去挑战狂风暴雨，检验它能不能坚强地挺过去。
这一系列步骤下来，科研人员们就能对飞机的性能有更深入的了解啦！就像我们了解自己的好朋友一样，知道它的优点和不足。
飞机风洞试验可不简单，它是飞机设计和改进的重要环节呢！没有它，飞机怎么能在天空中安全、稳定地飞行呢？它就像是飞机的幕后英雄，默默地为航空事业贡献着力量。
你说，这飞机风洞试验是不是特别神奇？它让我们能更好地掌握飞机的特性，让我们在天空中飞得更安心、更自在。
所以啊，可别小看了这看似普通的试验步骤，它们背后蕴含着无数科研人员的智慧和努力呢！。
扑翼飞行机器人的设计与飞行力测试研究
扑翼飞行机器人的设计与飞行力测试研究近年来，随着科技的不断发展，扑翼飞行机器人作为一种新型的飞行器，受到了越来越多的关注。
与传统的固定翼飞行器相比，扑翼飞行机器人模仿了自然界中鸟类和昆虫的飞行方式，具备更好的机动性和适应性。
本文将重点介绍扑翼飞行机器人的设计原理和飞行力测试研究。
首先，扑翼飞行机器人的设计原理主要受到了生物学的启发。
通过研究鸟类和昆虫的翅膀运动方式，科研人员发现，它们的翅膀在飞行过程中不仅向下挥动，还会向前拉伸和向上翘起。
基于这一发现，扑翼飞行机器人的设计者们开发出了一种能够模拟这种翅膀运动的机械结构，使得机器人能够更加灵活地飞行。
其次，针对扑翼飞行机器人的飞行力测试，科研人员们也进行了大量的研究。
他们首先通过数值仿真的方法，模拟了机器人在不同飞行速度下的气动特性。
然后，利用风洞实验对仿真结果进行了验证。
这些实验结果表明，扑翼飞行机器人的翅膀运动能够产生足够的升力和推力，使得机器人能够稳定地飞行。
此外，科研人员们还对扑翼飞行机器人的控制系统进行了研究。
他们发现，通过调节翅膀的挥动频率、挥动角度和挥动幅度等参数，可以实现机器人的姿态调整和飞行轨迹控制。
这些控制参数的优化研究，为扑翼飞行机器人的飞行性能提供了重要的理论基础。
总之，扑翼飞行机器人的设计与飞行力测试研究在科学界取得了不少进展。
通过仿生学原理的应用，科研人员们设计出了能够模仿鸟类和昆虫飞行方式的机械结构。
通过数值仿真和风洞实验，他们验证了扑翼飞行机器人的飞行能力。
此外，控制系统的研究也为机器人的飞行性能提供了可靠的支持。
相信在未来的日子里，扑翼飞行机器人将会迎来更加广阔的发展前景，为人类带来更多的惊喜和便利。
飞机风洞实验应用的原理
飞机风洞实验应用的原理引言飞行器风洞实验是研究飞行器性能的重要手段之一。
通过在风洞中对模型进行试验，可以模拟真实飞行环境，获得飞行器在不同风速和角度下的气动性能数据。
本文将介绍飞机风洞实验的原理及其应用。
原理飞机风洞实验基于流体动力学和气动学原理，通过模拟真实飞行环境，测量飞行器在不同条件下的气动力数据。
模型选取在风洞实验中，通常使用模型来代替真实飞行器。
模型的选择要根据实验目的和研究对象来确定。
比如，要研究某型号飞机的空气动力特性，可以选择该飞机的缩比模型作为实验对象。
风洞类型风洞按照气流产生方式可以分为压缩型和抽吸型两种类型。
•压缩型风洞：通过压缩空气并加热，产生高速气流。
这种风洞常用于研究高速飞行器的气动性能。
•抽吸型风洞：利用抽吸设备抽取周围的空气，产生负压，形成高速气流。
这种风洞较为常见，用于研究一般民用飞行器的气动性能。
测量装置在风洞实验中，需要使用各种测量装置来获取模型在流场中的气动力数据。
常用的测量装置包括： - 压力传感器：用于测量模型表面的压力分布情况，从而得到升力和阻力等数据。
- 力矩传感器：用于测量模型在气流中受到的力矩。
- 流速传感器：用于测量气流的速度和方向。
实验过程飞机风洞实验的过程一般包括以下几个步骤：1.准备工作：选择合适的模型、调试风洞设备，确保实验环境正常。
2.安装模型：将选定的模型安装在风洞中，注意固定方式和姿态调整。
3.设置实验参数：根据实验目的，设定风洞中的气流速度、温度等参数。
4.数据采集：通过测量装置实时获取模型在气流中的压力、力矩、流速等数据。
5.数据分析：对实验得到的数据进行处理和分析，得出模型在不同条件下的气动特性。
应用飞机风洞实验在航空航天领域有着广泛的应用。
以下列举几个常见的应用领域：飞机设计和改进飞机风洞实验为飞机设计和改进提供了重要支持。
通过风洞实验可以优化飞机的气动外形和机翼布局，改善飞机性能，降低空气阻力和能耗。
飞行性能预测通过飞机风洞实验，可以获得飞机在不同风速和角度下的升力、阻力和力矩等数据，用于预测飞机的飞行性能。
风洞试验
什么是风洞风洞一般称之为风洞试验。
简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。
这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。
简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。
至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。
发达国家如何发展空气动力学空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。
世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。
美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。
的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。
紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。
而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。
这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。
前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。
二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。
与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。
英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。
在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。
民用飞机小翼设计中风洞试验结果分析
科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald20航空航天科学技术自商用飞机问世以来，各大制造商就在不断寻找节省燃油的途径。
更何况在油价不断攀升的今天，一架节能环保的飞机无疑具有很强的市场竞争优势。
减小飞行阻力是一种有效节省燃油的手段，而在机翼外端安装翼梢小翼则是减阻增升的有效途径。
目前世界上很多机型（如B737、A320）均装有不同形状的翼梢小翼。
当然，设计出一幅能提升飞机气动特性的翼梢小翼也不是一件容易的事。
除了使用CFD 计算外，能够模拟真实飞行条件的风洞试验也是一种非常有效的方法，试验结果可以帮助研发团队更直观的分析翼梢小翼对飞机气动特性的影响。
1 试验模型一般研发团队会根据CF D 的计算结果制造几种不同形状的翼梢小翼模型，逐一安装在同一个风洞试验模型的机翼上进行风洞试验，这样试验结果具有可对比性。
图1为某飞机研发团队进行对比试验的5个小翼外形。
2 试验方法试验方法一般有：测力试验、测压试验、油流试验。
2.1 测力试验测力试验是飞机设计中最基本的试验项目。
将需要验证的5种小翼模型分别安装在机翼上进行5组测力试验。
每DOI：10.16660/ k i.1674-098X.2017.15.020民用飞机小翼设计中风洞试验结果分析王焕青(中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院 上海 201210）摘 要：翼梢小翼可以增大机翼的有效展弦比，同时可以削弱飞机翼尖涡的强度，减小诱导阻力，从而达到飞机的减阻增升、提高燃油经济性的作用。
该文介绍了风洞试验在民用飞机翼梢小翼设计中的作用，以及如何根据试验结果判断翼梢小翼对飞机气动特性的帮助。
关键词：民用飞机 翼梢小翼 风洞试验 气动特性中图分类号：V211文献标识码：A文章编号：1674-098X(2017)05(c)-0020-02图1 进行试验验证的小翼样式图2 测力试验结果对比航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald21组试验在不同马赫数及不同试验迎角下进行并采集气动力数据，包括升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩。
风洞实验报告
风洞实验报告风洞实验报告一、引言风洞实验是一种重要的工程实验方法，可以模拟大气中的空气流动情况，用于测试和研究各种物体在气流中的性能和特性。
本文将介绍一次针对某飞行器模型的风洞实验，包括实验目的、实验过程、实验结果和结论。
二、实验目的本次实验的目的是通过风洞实验，对某飞行器模型在不同风速下的气动特性进行测试和分析，为飞行器的设计和改进提供参考依据。
具体目标如下：1. 测试飞行器在不同风速下的升力和阻力变化情况，了解其气动性能；2. 研究飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性，评估其适航性；3. 分析飞行器在不同风速下的气动力分布，寻找潜在的改进方向。
三、实验过程1. 实验设备准备：在实验室中搭建风洞装置，包括风洞本体、风速控制系统、数据采集系统等。
确保设备正常运行和准确测量。
2. 实验样本制备：根据飞行器模型的设计要求，制作样本并进行必要的校正和调整，确保样本符合实验要求。
3. 实验参数设置：根据实验目的，确定实验参数，包括风速范围、采样频率、测量点位置等。
4. 实验数据采集：将样本放置在风洞中，通过数据采集系统记录风速、升力、阻力、气动力矩等数据，并实时监测飞行器的姿态。
5. 数据处理与分析：对采集到的数据进行处理和分析，得出实验结果，并与理论计算结果进行对比。
四、实验结果1. 升力和阻力变化曲线：通过实验数据的分析，得到了飞行器在不同风速下的升力和阻力变化曲线。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的升力随着风速的增加而线性增加，而阻力则呈指数增加。
在高速风洞实验中，升力和阻力的增长趋势逐渐趋于平缓。
2. 稳定性和操纵性评估：通过实时监测飞行器的姿态，得到了飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性评估结果。
结果显示，在较低风速下，飞行器的稳定性较好，操纵性较强；而在较高风速下，飞行器的稳定性和操纵性受到较大的挑战。
3. 气动力分布分析：通过实验数据的处理，得到了飞行器在不同风速下的气动力分布情况。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的气动力主要集中在机翼和尾翼上，而在高速风洞实验中，气动力分布更加均匀。
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［ 关键词 】 微型飞行器 ； 扑翼 ； 扑动参数 ； 风洞试验
［ 摘
要］ 文章在低速风洞 中进行了多 自由度扑翼微型飞行器的吹风试 验 ， 实测 了扑 翼机的升力 、 阻力随扑动频率 、 迎角 和来
流速度等参数的不 同而导致 的变化情况 ， 测量 的扑动参数对扑翼微型飞行器 的气动力特性均有较大的影响。
计有较 大 的参考 价值 。
［ 收稿 日期 ］２１ — １ １ ０１ ０ — ７
［ 回日期 ］２１ — １ ２ 修 ０１ ０ — ［ 基金项 目］航空科学基金项目（ ０９Ａ ６０） ２０Ｚ ５０１
力 为 ±１０ ｇ 推 力为 ＋ ０ ｇ ００ ， ５０ 。
［ 者 简 介 ］朱保利 （９４ ） 男， 作 １６一 ， 南昌航 空大学航空制造工程 学院副教授 ， 博士。主要研究方向 ： 机械设计及理论。
初步 的试验研 究 。
口式 回流低 速 风 洞 ， 验 段 截 面 形 状 为 １ ５ ×ｌ 试 ．ｍ ｍ
试验段 长度 为 １７ 最高 风 速 为 ４ ｍ ｓ最 ．ｍ； ０ ／； 鉴 于 目前风 洞试 验 主 要 针对 单 一 扑翼 ， 因而 本 的矩形 ； ｍ ｓ湍 ．５ 收 ． 次动态 吹风试 验 ， 究 多 自由度 扑 翼微 型飞 行器 在 低 风 速 稳 定 为 ３ ／ ； 流 度 ０ ０ ％ ； 缩 比 为 ６ 研
Ｋｅ ｒ ｓ ｙ ｗｏ ｄ ：ＭＡＶ； ａ ｐ ｎ ｌ ｆ ｐ ｉ ｇ—ｗ ｎ ； ａ ｐ ｎ ａ ａ ｔ ｒ ｗｉｄ ｔｎ ｅ ｘ ｅ ｉ ｎ ｓ ｉ ｇ ｆ ｐ ｉｇ ｐ ｒ ｍｅｅ ； ｎ ｕ ｎ ｌ ｐ ｒｍｅ ｔ ｌ ｅ Ａｂ ｔ ａ ｔ ｎ ｏｄ ｒ ｏ ｉｖ ｓｉａ ｅｔ ｅ ＭＡＶ Ｓａ ｒ ｄ ｎ ｍｉ ｈ ｒｃｅ ｓ ｃ ， ｓｎ ｌ —ＤＯ ａ ｐ ｎ ｓｒ ｃ ：Ｉ ｒ ｅ ｅ ｔ ｔ ｈ ｔ ｎ ｇ ’ ｅ ｏ ｙ ａ ｃ ｃ ａａ ｔｒ ｔ ｓ ｕ ｉ ｇ ｍｕ ｔ ｉ ｉ ｉ Ｆ ｆ ｐ ｉ ｇ—ｗ ｎ Ｖ ，ｔｅ ｌ ａ ａ ｕ ｅ ｌ ｉ ｇ ＭＡ ｈ ｏ ｄ ｍｅ ｓ ｒ － ｍｅ ｔｅ ｐ ｒｍｅ ｔｗ ｓ ｄ ｎ ｎ ｌ ｗ —ｓ ｅ ｄ ｗ ｎ ｎ ｅ ．Ｔ ｅｌ ｔａ ｄ ｄ ａ ｅ ｅｍｅ ｓ ｒ ｄ ｗ ｔ ｉ ｅｅ ｔ ａ ｐ ｎ ｅ ｕ ｎ ｙ，ａｔｃ ｎ ｌ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ａ ｏ ｅ ｉ ｏ ｐ ｅ ｄ ｔ ｎ １ ｈ ｉ ｎ ｒ ｇ ｗ ｒ ａ ｕ ｅ ｈ ｄｆ ｒ ｎ ｐ ｉ ｇｆ ｑ ｅ ｃ ｉ ｕ ｆ ｉ ｌ ｆ ｒ ｔ ｋ ａ ｇｅ ａ
１ 试 验 平 台 与试 验 模 型
扑翼 微型 飞行器 属 于低雷诺 数 的空气 动力学 研
因此 扑翼 的试 验研 究 选 用南 京 航 空航 天 大 显得 尤为 重要 。 国内外 利用 其 自身条件进 行 了一 系 究 范畴 ，
列 的试 验工 作 ， 针对 扑 翼 的 非定 常 气 动特 性 进行 了 学 的 １米非定 常低 噪声湍 流风洞 进行 。该 风洞 为开
ｓ ｈ ｏ ｌ ｅ ｈ ｌｆ ｌｆｒｔ ｅ ｄ ｓｇ ｆｍｕ ｔ —ＤＯ ａ ｐ ｎ ｕ ｓ ｃ ｕ ｄ ｂ ｅｐ ｕ ｅ ｉｎ ｏ ｌ ｏ ｈ ｉ Ｆ ｆ ｐ ｉｇ—ｗｉｇ ＭＡＶ． ｌ ｎ
有 关 生 物 飞行 机 理 及 扑 翼 气 动 数 值 计 算 等 方 面 ， 多学者 已做 了大量 的的研究 工 作 ］ 许 。但 是 ， 试验研 究对 于仍 处 在 探索 阶段 的微 型 飞 行器 来 说 ，
不 同扑动状 态下 的气 动特 性 ， 主要 探究 多 自由度 扑 ２ ； ５ 电机 功率 ９ Ｋ 。 ０ ｗ
翼 在不 同扑 动频 率 扑动 面倾 角 ／ ３和风 速 Ｕ 等参
气 动力 信号通 过高 精度六 分量 测量 天平 实时采
． ％ 准度 为 ０ ７ ， 量范 围 ： ．％ 测 升 数下 的升 力和推 力 变 化情 况 ， 对扑 翼 微 型 飞行 器设５ ２ １７ ３
［ 文献标志码 ］Ａ
［ 文章编号 ］１０ — ９ ６ ２ １ ） １ ０ １ — ４ ０ １ ４ ２ （０ １ Ｏ — ０ ８ ０
Ｗ ｉ ｄ Ｔｕ ｅ ｎａ ｉ ｐ ｒｍ ｅ ｓ ｏ ａ ｐ ｎｇ— ｗｉ ＡＶ ｎ ｎｎ ｌＤｙ ｍ ｃ Ｅｘ ｅ ｉ ｎｔ ｆＦｌ ｐ ｉ ・ ｎｇ Ｍ
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１ ８
第０１ ２
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南 昌航空大学学报（ 自然科学版）
期
ＪＵ Ｏ ＲＮＡ ＮＣ ＮＧ Ｈ ＬＯＦＮＡ ＨＡ ＡＮＧ ＮＧ Ｕ Ｖ Ｓ Ｔ（ Ｔ ＡＬＳ Ｉ Ｎ Ｅ ＫＯ ＮＩＥＲ ｆ ＮＡ ＵＲ Ｃ Ｅ Ｃ Ｓ）
扑 翼 微 型 飞 行 器 风 洞 动 态 试 验
朱 保 利 李 强 邹俊 伟 陈光 盛