低速來流大攻角側(cè)滑角狀態(tài)下尖脊進(jìn)氣道氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究

在低速來流狀態(tài)下試驗(yàn)研究了大攻角（α=0°～45°）和側(cè)滑角（β=-15°～15°）對(duì)Caret進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響。給出了在各攻角下進(jìn)氣道性能參數(shù)隨側(cè)滑角變化的特點(diǎn)及典型狀態(tài)下進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)分布圖譜，分析了出口總壓分布圖譜與進(jìn)氣口流動(dòng)之間的關(guān)系。試驗(yàn)表明：在低速來流狀態(tài)（Ma≈0.1）下，隨著攻角的增加（α從0°增加到45°），進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)下降較小，總壓畸變指數(shù)幾乎不變，這有利于飛機(jī)的大攻角機(jī)動(dòng)飛行。

作 者： 鐘易成 余少志 陳曉   作者單位： 南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院,  刊 名： 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF AEROSPACE POWER  年，卷(期)： 2001 16(1)  分類號(hào)： V231.3  關(guān)鍵詞： 氣動(dòng)特性   尖脊進(jìn)氣道   攻角   側(cè)滑角  

【低速來流大攻角側(cè)滑角狀態(tài)下尖脊進(jìn)氣道氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究】相關(guān)文章：

有攻角高超聲速穿甲彈氣動(dòng)燒蝕的研究04-26

大攻角動(dòng)導(dǎo)數(shù)支撐系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與研究04-27

采用機(jī)頭邊條改善飛機(jī)大迎角橫側(cè)氣動(dòng)特性的風(fēng)洞試驗(yàn)研究04-27

旋翼氣動(dòng)提前操縱角研究04-26

高速滑坡飛行氣動(dòng)特性的風(fēng)洞試驗(yàn)研究04-26

拋物線后掠槳尖旋翼懸停氣動(dòng)特性試驗(yàn)及理論分析研究04-26

艦船飛行甲板真實(shí)流場(chǎng)特性試驗(yàn)研究04-27

動(dòng)態(tài)三角翼的氣動(dòng)特性及參數(shù)影響分析04-27

大攻角連續(xù)掃描試驗(yàn)技術(shù)在某型號(hào)飛機(jī)上的應(yīng)用04-27

某型直升機(jī)機(jī)身及進(jìn)氣道氣動(dòng)特性分析04-26