迎角

1.由于局部地使用活塞理論假設(shè)，這種方法大大地克服了原始活塞理論對飛行馬赫數(shù)、翼型厚度和飛行迎角的限制。

2.通過給定物面上對稱或非對稱的分離線位置，現(xiàn)在提出的算法有效地解決了渦強(qiáng)度與自由渦線位置的迭代匹配問題，首次得到了迎角大到60度的渦流數(shù)值解。

3.測量結(jié)果表明，獲得了在大迎角下模型抖動(dòng)是由前緣渦的非定常跳動(dòng)引起的這一新的流動(dòng)機(jī)理。

4.如果飛機(jī)自身不能提供足夠的俯仰配平力矩,那么要么進(jìn)入上仰發(fā)散狀態(tài)而失控,要么被機(jī)翼升力產(chǎn)生的低頭力矩壓回去,無法拉到需要的迎角[造 句 網(wǎng)]。

5.在飛行狀態(tài)下氣流繞過翼型時(shí),大展弦比機(jī)翼的迎角變化范圍非常大.

6.本文介紹用低超聲速噴管代替聲速噴管，解決了大迎角大堵塞度跨聲速實(shí)驗(yàn)時(shí)的風(fēng)洞壅塞問題。

7.迎角葉片，位于機(jī)身側(cè)的可動(dòng)小翼面。為失速警告系統(tǒng)傳輸飛機(jī)對氣流的相對角度。

8.可調(diào)整的十字型尾翼，形似風(fēng)箏的大迎角機(jī)翼，以及調(diào)節(jié)重心的砝碼構(gòu)成了這架模型機(jī)的顯著特征。

9.合適的大迎角,有利于在較低的速度下產(chǎn)生足夠的升力,以便于減少起飛滑跑距離.

10.通過數(shù)值方法對大迎角細(xì)長體湍流流場的模擬，探討壓縮性對細(xì)長體非對稱繞流發(fā)展的影響。

11.如果飛機(jī)自身不能提供足夠的俯仰配平力矩,那么要么進(jìn)入上仰發(fā)散狀態(tài)而失控,要么被機(jī)翼升力產(chǎn)生的低頭力矩壓回去,無法拉到需要的迎角。

12.對具有中等后掠角機(jī)翼的飛機(jī)，產(chǎn)生機(jī)翼搖晃的主要原因是滾轉(zhuǎn)阻尼力矩隨迎角和側(cè)滑角的變化。

13.研究了在大迎角下，后掠翼對細(xì)長體繞流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性的影響。

14.在介紹高機(jī)動(dòng)性飛機(jī)大迎角限制器和飛機(jī)敏捷性要求的基礎(chǔ)上，以典型戰(zhàn)斗機(jī)為例，計(jì)算了飛機(jī)的敏捷性尺度。

15.有側(cè)滑時(shí)，尖側(cè)緣的非圓截面機(jī)身頭部在中等和大迎角下，可具有方向穩(wěn)定性。

16.試飛結(jié)果表明，JL8飛機(jī)具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。