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在先進(jìn)軍用飛機(jī)預(yù)研期間,為了評價(jià)安裝的推進(jìn)系統(tǒng)性能,研究出一種計(jì)算方法,這種方法建立在試驗(yàn)和理論數(shù)據(jù)上,這些數(shù)據(jù)涉及幾何和氣動力變量與溢流阻力,壓力恢復(fù)附面層吸除阻力,收斂波尾部阻力和噴管干擾效應(yīng)間的關(guān)系,本文主要描述使用該計(jì)算方法的計(jì)算程序,以利用安裝效應(yīng)對未安裝發(fā)動機(jī)的數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。