1、垂尾分離隨迎角增加而不斷減弱，從而導(dǎo)致正常式布局后體阻力隨迎角變化表現(xiàn)為非對(duì)稱。
2、對(duì)建立縱向大迎角非定常氣動(dòng)力模型的狀態(tài)空間法進(jìn)行了分析。
3、帶傳統(tǒng)線性控制器飛機(jī)在大迎角高機(jī)動(dòng)飛行時(shí)敏捷性明顯地減小，運(yùn)動(dòng)狀態(tài)嚴(yán)重耦合更加重這一趨勢(shì)，而此時(shí)操縱能力往往仍有剩余而卻未能被利用。
4、研究表明當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)，飛機(jī)可以獲得敏捷性機(jī)動(dòng)能力。
5、我們還在第6次試飛時(shí)進(jìn)行了更大迎角的機(jī)動(dòng)。
6、迎角葉片，位于機(jī)身側(cè)的可動(dòng)小翼面。為失速警告系統(tǒng)傳輸飛機(jī)對(duì)氣流的相對(duì)角度。
7、本文介紹用低超聲速噴管代替聲速噴管，解決了大迎角大堵塞度跨聲速實(shí)驗(yàn)時(shí)的風(fēng)洞壅塞問(wèn)題。
8、可調(diào)整的十字型尾翼，形似風(fēng)箏的大迎角機(jī)翼，以及調(diào)節(jié)重心的砝碼構(gòu)成了這架模型機(jī)的顯著特征。
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9、測(cè)量結(jié)果表明，獲得了在大迎角下模型抖動(dòng)是由前緣渦的非定常跳動(dòng)引起的這一新的流動(dòng)機(jī)理。
10、導(dǎo)彈大迎角飛行時(shí)，系統(tǒng)非線性特性非常明顯，各通道間有很嚴(yán)重的氣動(dòng)交叉耦合現(xiàn)象。
11、試飛結(jié)果表明，JL8飛機(jī)具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。
12、為了研究飛行器在縱向大迎角狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，設(shè)計(jì)了一套用于低速風(fēng)洞的升沉振動(dòng)測(cè)量裝置。
13、研究了在大迎角下，后掠翼對(duì)細(xì)長(zhǎng)體繞流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性的影響。
14、在飛行狀態(tài)下氣流繞過(guò)翼型時(shí),大展弦比機(jī)翼的迎角變化范圍非常大.
15、合適的大迎角,有利于在較低的速度下產(chǎn)生足夠的升力,以便于減少起飛滑跑距離.
16、大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)是先進(jìn)高機(jī)動(dòng)飛行器研制必需的關(guān)鍵技術(shù)。
17、仿真結(jié)果表明，在轉(zhuǎn)彎過(guò)程中適當(dāng)放寬迎角限制和增加推力都能增大轉(zhuǎn)彎速率，縮短轉(zhuǎn)彎時(shí)間，從而改善飛機(jī)的功能敏捷性。
18、闡述了設(shè)計(jì)敏捷性管理系統(tǒng)的必要性，介紹了傳統(tǒng)大迎角限制器，分析了其存在的不足。
19、有側(cè)滑時(shí)，尖側(cè)緣的非圓截面機(jī)身頭部在中等和大迎角下，可具有方向穩(wěn)定性。
20、在介紹高機(jī)動(dòng)性飛機(jī)大迎角限制器和飛機(jī)敏捷性要求的基礎(chǔ)上，以典型戰(zhàn)斗機(jī)為例，計(jì)算了飛機(jī)的敏捷性尺度。
21、通過(guò)數(shù)值方法對(duì)大迎角細(xì)長(zhǎng)體湍流流場(chǎng)的模擬，探討壓縮性對(duì)細(xì)長(zhǎng)體非對(duì)稱繞流發(fā)展的影響。
22、數(shù)據(jù)輸入包括俯仰角、迎角、真空速、垂直加速度和軸向加速度。
23、通過(guò)給定物面上對(duì)稱或非對(duì)稱的分離線位置，現(xiàn)在提出的算法有效地解決了渦強(qiáng)度與自由渦線位置的迭代匹配問(wèn)題，首次得到了迎角大到60度的渦流數(shù)值解。
24、由于局部地使用活塞理論假設(shè)，這種方法大大地克服了原始活塞理論對(duì)飛行馬赫數(shù)、翼型厚度和飛行迎角的限制。
25、對(duì)具有中等后掠角機(jī)翼的飛機(jī)，產(chǎn)生機(jī)翼?yè)u晃的主要原因是滾轉(zhuǎn)阻尼力矩隨迎角和側(cè)滑角的變化。
26、如果飛機(jī)自身不能提供足夠的俯仰配平力矩,那么要么進(jìn)入上仰發(fā)散狀態(tài)而失控,要么被機(jī)翼升力產(chǎn)生的低頭力矩壓回去,無(wú)法拉到需要的迎角。
