低速來流大攻角側(cè)滑角狀態(tài)下尖脊進氣道氣動特性試驗研究

在低速來流狀態(tài)下試驗研究了大攻角（α=0°～45°）和側(cè)滑角（β=-15°～15°）對Caret進氣道氣動性能的影響。給出了在各攻角下進氣道性能參數(shù)隨側(cè)滑角變化的特點及典型狀態(tài)下進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)分布圖譜，分析了出口總壓分布圖譜與進氣口流動之間的關(guān)系。試驗表明：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，這有利于飛機的大攻角機動飛行。

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

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

有攻角高超聲速穿甲彈氣動燒蝕的研究04-26

大攻角動導(dǎo)數(shù)支撐系統(tǒng)的設(shè)計與研究04-27

采用機頭邊條改善飛機大迎角橫側(cè)氣動特性的風(fēng)洞試驗研究04-27

旋翼氣動提前操縱角研究04-26

高速滑坡飛行氣動特性的風(fēng)洞試驗研究04-26

拋物線后掠槳尖旋翼懸停氣動特性試驗及理論分析研究04-26

艦船飛行甲板真實流場特性試驗研究04-27

動態(tài)三角翼的氣動特性及參數(shù)影響分析04-27

大攻角連續(xù)掃描試驗技術(shù)在某型號飛機上的應(yīng)用04-27

某型直升機機身及進氣道氣動特性分析04-26