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引言 钝头体0°—180°大攻角风洞实验技术研究,对于载人宇宙飞船、无人驾驶行星再入体等的气动力设计有着十分重要的意义。鉴于当前常用生产性风洞的尺寸较小,加之小尺寸尾支撑内式天平研制的困难,若仍采用国外通常使用的一种较为复杂的模型、天平与支杆组合的尾支撑方法实验,目前的测试水平难以获得可靠的结果,既麻烦又不经济。由于对以分离流为特征的复杂外形的钝头体,至今还无法通过理论计算来获取可靠的大攻角气动力特性, 相似文献
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本文以J-7飞机为典型,阐述了如何将高速风洞飞机模型的极曲线实验结果修正到真实飞机的实际飞行状态。提出了应进行的修正项目、内容、步骤和具体方法。结果表明,经修正的飞机零升阻力和平衡升致阻力与资料值(经飞机性能试飞验证的结果)有较好的一致性。 相似文献
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