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.
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