战斗机推进系统模拟试验技术研究  

作　　者：王勋年[1] 巫朝君[1] 李真旭[1] 唐建平[1] 

机构地区：[1]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

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。

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]