1、本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管,解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。
2、可调整的十字型尾翼,形似风筝的大迎角机翼,以及调节重心的砝码构成了这架模型机的显著特征。
3、导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象。
4、试飞结果表明,jL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。
5、研究了在大迎角下,后掠翼对细长体绕流结构和气动力特性的影响。
6、在飞行状态下气流绕过翼型时,大展弦比机翼的迎角变化范围非常大.
7、合适的大迎角,有利于在较低的速度下产生足够的升力,以便于减少起飞滑跑距离.
8、在介绍高机动性飞机大迎角限制器和飞机敏捷性要求的基础上,以典型战斗机为例,计算了飞机的敏捷性尺度。
9、由于局部地使用活塞理论假设,这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制。
10、如果飞机自身不能提供足够的俯仰配平力矩,那么要么进入上仰发散状态而失控,要么被机翼升力产生的低头力矩压回去,无法拉到需要的迎角。
