1、对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。
2、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。
3、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。
4、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。
5、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.
6、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.
7、有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性。
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、通过给定物面上对称或非对称的分离线位置,现在提出的算法有效地解决了涡强度与自由涡线位置的迭代匹配问题,首次得到了迎角大到60度的涡流数值解。
10、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。