战斗机推进系统模拟试验技术研究

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摘要本文介绍了模拟发动机进排气对战斗机气动力影响的风洞试验技术、引射式发动机模拟器和校准装置以及飞机进气／喷流风洞试验方法。为了验证该项试验技术，研制了简化的战斗机模型，该模型的试验结果表明：该项试验技术可以较真实地模拟战斗机推进系统的进排气情况，进气流量可模拟到90％以上，喷流的最高落压比可达到3．75。该项试验技术为进一步开展进气／喷流对飞机的外流和内流影响研究提供了技术支持。

作者王勋年巫朝君李真旭唐建平

机构地区中国空气动力研究与发展中心

出处《航空与航天》 2006年第4期2-6,共5页

关键词战斗机航空发动机推进系统航空模拟器风洞试验

分类号 V211.74 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]

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