高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

在FL-24风洞中进行了试验M数为0.60、0.90及1.20,攻角为0°～360°,侧滑角为0°～-90°,试验雷诺数为(2.8～5.4)×106的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究.结果表明,本项试验技术是可行的,所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理,试验数据可靠,量值可信,可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算.

作 者： 陈德华 Chen Dehua   作者单位： 中国空气动力研究与发展中心,绵阳,621000  刊 名： 流体力学实验与测量  ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS  年，卷(期)： 1999 13(1)  分类号： V211  关键词： 航空弹射座椅   跨声速流   大攻角   大侧滑角   风洞试验  

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