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)為非對稱。

2、對建立縱向大迎角非定常氣動力模型的狀態(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)動飛行時敏捷性明顯地減小，運(yùn)動狀態(tài)嚴(yán)重耦合更加重這一趨勢，而此時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)動時，飛機(jī)可以獲得敏捷性機(jī)動能力。

5、我們還在第6次試飛時進(jìn)行了更大迎角的機(jī)動。

6、迎角葉片，位于機(jī)身側(cè)的可動小翼面。為失速警告系統(tǒng)傳輸飛機(jī)對氣流的相對角度。

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驗時的風(fēng)洞壅塞問題。

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、測量結(jié)果表明，獲得了在大迎角下模型抖動是由前緣渦的非定常跳動引起的這一新的流動機(jī)理。

10、導(dǎo)彈大迎角飛行時，系統(tǒng)非線性特性非常明顯，各通道間有很嚴(yán)重的氣動交叉耦合現(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)下的動態(tài)失速現(xiàn)象，設(shè)計了一套用于低速風(fēng)洞的升沉振動測量裝置。

13、研究了在大迎角下，后掠翼對細(xì)長體繞流結(jié)構(gòu)和氣動力特性的影響。

14、在飛行狀態(tài)下氣流繞過翼型時,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)洞試驗技術(shù)是先進(jìn)高機(jī)動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)彎時間，從而改善飛機(jī)的功能敏捷性。

18、闡述了設(shè)計敏捷性管理系統(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，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，計算了飛機(jī)的敏捷性尺度。

21、通過數(shù)值方法對大迎角細(xì)長體湍流流場的模擬，探討壓縮性對細(xì)長體非對稱繞流發(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、通過給定物面上對稱或非對稱的分離線位置，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飛行馬赫數(shù)、翼型厚度和飛行迎角的限制。

25、對具有中等后掠角機(jī)翼的飛機(jī)，產(chǎn)生機(jī)翼搖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,無法拉到需要的迎角。