高速風洞航空彈射座椅大攻角大側滑角試驗技術研究

高速風洞航空彈射座椅大攻角大側滑角試驗技術研究

在FL-24風洞中進行了試驗M數為0.60、0.90及1.20,攻角為0°～360°,側滑角為0°～-90°,試驗雷諾數為(2.8～5.4)×106的高速風洞航空彈射座椅試驗技術研究.結果表明,本項試驗技術是可行的,所得航空彈射座椅的氣動特性變化規律合理,試驗數據可靠,量值可信,可用于航空彈射座椅的性能估算及飛行軌跡計算.

作 者： 陳德華 Chen Dehua   作者單位： 中國空氣動力研究與發展中心,綿陽,621000  刊 名： 流體力學實驗與測量  ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS  年，卷(期)： 1999 13(1)  分類號： V211  關鍵詞： 航空彈射座椅   跨聲速流   大攻角   大側滑角   風洞試驗  

【高速風洞航空彈射座椅大攻角大側滑角試驗技術研究】相關文章：

彈射座椅試驗研究04-27

大攻角連續掃描試驗技術在某型號飛機上的應用04-27

大攻角動導數支撐系統的設計與研究04-27

關于改造航空風洞為汽車試驗風洞的技術探討04-27

高速滑坡飛行氣動特性的風洞試驗研究04-26

高速風洞飛機部件和外掛物同時測力試驗研究04-26

大跨曲面屋蓋風洞試驗通用數據處理軟件的開發04-27

采用機頭邊條改善飛機大迎角橫側氣動特性的風洞試驗研究04-27

某飛機系列風洞試驗研究04-26

GPS折射角資料的變分同化試驗04-27