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试飞结果表明，JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。
带传统线性控制器飞机在大迎角高机动飞行时敏捷性明显地减小，运动状态严重耦合更加重这一趋势，而此时操纵能力往往仍有剩余而却未能被利用。
导弹大迎角飞行时，系统非线性特性非常明显，各通道间有很严重的气动交叉耦合现象。
对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。
在飞行状态下气流绕过翼型时,大展弦比机翼的迎角变化范围非常大.
为了研究飞行器在纵向大迎角状态下的动态失速现象，设计了一套用于低速风洞的升沉振动测量装置。
迎角叶片，位于机身侧的可动小翼面。为失速警告系统传输飞机对气流的相对角度。
在介绍高机动性飞机大迎角限制器和飞机敏捷性要求的基础上，以典型战斗机为例，计算了飞机的敏捷性尺度。
测量结果表明，获得了在大迎角下模型抖动是由前缘涡的非定常跳动引起的这一新的流动机理。
仿真结果表明，在转弯过程中适当放宽迎角限制和增加推力都能增大转弯速率，缩短转弯时间，从而改善飞机的功能敏捷性。
通过给定物面上对称或非对称的分离线位置，现在提出的算法有效地解决了涡强度与自由涡线位置的迭代匹配问题，首次得到了迎角大到60度的涡流数值解。
有侧滑时，尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下，可具有方向稳定性。
可调整的十字型尾翼，形似风筝的大迎角机翼，以及调节重心的砝码构成了这架模型机的显著特征。
合适的大迎角,有利于在较低的速度下产生足够的升力,以便于减少起飞滑跑距离.
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。
数据输入包括俯仰角、迎角、真空速、垂直加速度和轴向加速度。
由于局部地使用活塞理论假设，这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制。
研究了在大迎角下，后掠翼对细长体绕流结构和气动力特性的影响。
研究表明当飞机进行大迎角机动时，飞机可以获得敏捷性机动能力。
通过数值方法对大迎角细长体湍流流场的模拟，探讨压缩性对细长体非对称绕流发展的影响。
对具有中等后掠角机翼的飞机，产生机翼摇晃的主要原因是滚转阻尼力矩随迎角和侧滑角的变化。
阐述了设计敏捷性管理系统的必要性，介绍了传统大迎角限制器，分析了其存在的不足。
本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管，解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。
资源编号：ZY1274238；资源类别：(造句参考大全)；收集时间：2020-05-04；资源参考链接
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