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(shù)為0.60、0.90及1.20,攻角為0°～360°,側滑角為0°～-90°,試驗雷諾數(shù)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(guī)律合理,試驗數(shù)據(jù)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(fā)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  

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