一、实验目的
本研究聚焦于双后掠飞翼布局的气动性能与稳定性优化，核心目标是建立气动外形参数（后掠角、展向位置、翼型等）与飞翼飞行品质之间的直接联系。研究采用SACCON（Stability & Control CONfiguration）布局作为基准，通过R-VLM方法与NSGA-II多目标优化算法，获得最优构型，并进一步通过风洞实验验证其气动特性与稳定性。
压力扫描阀在本实验中的关键作用：获取高精度、高时空分辨率的表面压力分布数据，用于：
计算升力、阻力、俯仰力矩、偏航力矩等气动系数；
验证CFD数值模拟结果；
评估不同后掠构型的流动分离特性与稳定性表现。
二、实验过程
2.1 实验平台与设备
风洞：SASTRA大学低速亚音速风洞，试验段尺寸为0.3m*0.3m*1.5m,风速范围为0-60m/s。
压力扫描阀：量程为 ±1 psi 至 ±50 psi，精度为 ±0.05%～±0.1% 满量程，支持最高 700 Hz 采样频率，16-bit 分辨率，具备温度补偿功能。
数据采集：每通道采集 10,000 个压力样本，采样频率为 700 Hz，用于后续气动力系数计算与时变分析。
2.2 实验模型
模型材料：采用PLA材料通过3D打印制造，表面光洁度良好，结构强度满足实验要求。
模型构型：
模型I：优化构型的第一段翼（Segment I）；
模型II：包含矩形翼与后掠翼，后掠起始位置距根弦 0.03 m。
压力测点布置：
每模型布置 24个压力测点；
分布在翼尖、前缘、上下表面沿展向三个位置；
测点密度为 每0.016 m一个测点，确保对压力梯度的精确捕捉。
2.3 实验工况
来流速度：34m/s
雷诺数：16000000
迎角范围：-15°~15°
大气条件：P=107918Pa，T=298.4K，ρ=1.26kg/m³
三、实验数据与压力扫描阀的作用分析
3.1 表面压力分布测量
扫描阀同步采集24个测点的压力数据，得到沿弦向的压力系数Cp分布。典型结果如下：
迎角0°：模型II上下表面压差明显高于模型I，表明其升力生成能力更强；
迎角5°与10°：模型II仍保持较高压差，体现出后掠翼对流动分离的抑制；
迎角-5°与-10°：模型I表现出更优的压力分布，说明后掠起始位置对负迎角性能有显著影响；
迎角15°：模型II在高迎角下仍保持较稳定的压力分布，延迟失速。
压力扫描阀的关键作用：实时、高精度获取多通道同步压力数据，确保Cp分布的空间分辨率与时间一致性，为后续气动力积分与稳定性分析提供可靠输入。
3.2 气动力系数计算与验证
基于压力数据，利用以下公式计算气动力系数：
实验结果与CFD对比：
平均偏差约为 3%，最大偏差不超过 4%；
模型II的Cm与Cn在实验与计算中表现出更好的一致性；
实验测得的CL略低于CFD，主要受大气波动与温度变化影响。
压力扫描阀的关键作用：为气动力系数提供高精度原始数据，支撑CFD模型的验证与修正，提升数值模拟的可信度。
3.3 动态稳定性分析
通过对700 Hz采样频率下1秒内的CL变化进行分析，评估模型的动态稳定性：
迎角0°与5°：两模型CL波动幅度小，稳定性良好；
迎角10°与15°：模型I波动幅度增大，持续时间延长，表明流动开始分离；模型II虽有一定波动，但幅度更集中，表现出更优的动态稳定性；
模型II在失速迎角附近仍保持相对稳定的升力输出，验证了后掠构型对流动分离的抑制效果。
压力扫描阀的关键作用：高采样频率支持对非定常流动的捕捉，为动态稳定性评估提供时间序列数据，揭示后掠构型对升力波动的影响机制。
四、结论与展望
4.1 压力扫描阀的应用价值总结
压力扫描阀在本研究中发挥了不可替代的核心作用，主要体现在：
高精度同步采样：确保多测点压力数据的时空一致性；
宽量程与高分辨率：适应不同迎角下的压力变化范围；
高频采样能力：支持非定常流动分析与动态稳定性评估；
数据可靠性：与CFD结果高度吻合，验证了实验方法的有效性。
