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篇1：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 风洞试验篇2：弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究
弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究
为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL-24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验.笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的.时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等.试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的.
作 者：杨贤文 吴军强 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,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)：2003 17(4) 分类号：O355 V211 关键词：稳定伞 高速风洞 测力试验 动态特性篇3：低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究
低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究
在低速来流状态下试验研究了大攻角（α=0°～45°）和侧滑角（β=-15°～15°）对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱，分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的.关系。试验表明：在低速来流状态（Ma≈0.1）下，随着攻角的增加（α从0°增加到45°），进气道总压恢复系数下降较小，总压畸变指数几乎不变，这有利于飞机的大攻角机动飞行。
作 者：钟易成 余少志 陈晓 作者单位：南京航空航天大学 能源与动力学院, 刊 名：航空动力学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)：2001 16(1) 分类号：V231.3 关键词：气动特性 尖脊进气道 攻角 侧滑角篇4：96型低速大攻角动导数试验系统
96型低速大攻角动导数试验系统
介绍了一套用于气动中心低速所4m×3m风洞或Φ3.2m风洞的大攻角动导数试验系统.对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述,并对典型试验结果进行了分析讨论.采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统,能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的'全部组合动导数以及由α .和β .产生的动导数和静导数,数据具有较高的精度.
作 者：孙海生 Sun Haisheng 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：V211.73 关键词：大攻角 动导数 试验 系统篇5：攻角传感器在2.4m跨声速风洞中的应用
攻角传感器在2.4m跨声速风洞中的应用
针对2.4m风洞的'运行特点,采用惯性伺服加速度传感器测量模型攻角,并研制了攻角传感器,用于实时测量试验模型攻角.攻角传感器采用力矩马达闭环伺服自平衡原理,由非接触式位移传感器、力矩马达、误差和放大电路、反馈电路、悬臂质量块五部分组成.并将攻角传感器置于模型内部,通过机身内部加工的平台或通过加工垫块安装攻角传感器.多次型号试验证明,该攻角传感器效果良好.
作 者：王瑞波 李平谢艳 杨可 钟世东 WANG Rui-bo LI Ping XIE Yan YANG Ke ZHONG Shi-dong 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,高速所,四川,绵阳,622661 刊 名：兵工自动化 ISTIC英文刊名：ORDNANCE INDUSTRY AUTOMATION 年，卷(期)：2007 26(7) 分类号：V211.7 关键词：攻角传感器 风洞试验 模型攻角 测量篇6：大攻角连续扫描试验技术在某型号飞机上的应用
大攻角连续扫描试验技术在某型号飞机上的应用
在CARDC 4m×3m低速风洞中应用的大攻角连续扫描试验技术克服了以往在低速风洞中进行的常规步进攻角静态试验效率低,试验结果信息量少的缺点,实现了对飞机模型的气动量在整个攻角试验范围连续测量,完整地描述了模型的大攻角静态气动特性,为型号研制提供了丰富的'风洞试验结果.笔者结合某型号飞机试验,具体介绍了大攻角连续扫描试验技术的应用情况.
作 者：程松 刘晓晖 温渝昌 CHENG Song LIU Xiao-hui WEN Yu-chang 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,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(4) 分类号：V211.46 V212.13 关键词：连续扫描 大攻角 风洞试验★ 参观大射电体会
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高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究（整理6篇）
