10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.010
带多个进气道的导弹通气模型测力试验技术研究
高速风洞通气模型试验是研究发动机进气对飞行器气动特性影响的重要手段之一.带多个进气道的大长细比导弹通气模型测力试验结果与国外参考值具有很好的一致性.试验中影响试验数据质量的几个关键技术问题及其解决措施有内流管道设计要求、流量调节位置的选取原则以及通气面积比的确定等.
通气模型、风洞试验、导弹模型
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V211.71(基础理论及试验)
2004-01-08(万方平台首次上网日期,不代表论文的发表时间)
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