1、闡述了設計敏捷性管理系統的必要性，介紹了傳統大迎角限制器，分析了其存在的不足。
2、如果飛機自身不能提供足夠的俯仰配平力矩，那么要么進(jìn)入上仰發(fā)散狀態(tài)而失控，要么被機翼升力產(chǎn)生的低頭力矩壓回去，無(wú)法拉到需要的迎角。
3、垂尾分離隨迎角增加而不斷減弱，從而導致正常式布局后體阻力隨迎角變化表現為非對稱(chēng)。
4、研究表明當飛機進(jìn)行大迎角機動(dòng)時(shí)，飛機可以獲得敏捷性機動(dòng)能力。
5、有側滑時(shí)，尖側緣的非圓截面機身頭部在中等和大迎角下，可具有方向穩定性。
6、對建立縱向大迎角非定常氣動(dòng)力模型的狀態(tài)空間法進(jìn)行了分析。
7、由于局部地使用活塞理論假設，這種方法大大地克服了原始活塞理論對飛行馬赫數、翼型厚度和飛行迎角的限制。
8、可調整的十字型尾翼，形似風(fēng)箏的大迎角機翼，以及調節重心的砝碼構成了這架模型機的顯著(zhù)特征。
9、本文介紹用低超聲速?lài)姽艽媛曀賴(lài)姽?，解決了大迎角大堵塞度跨聲速實(shí)驗時(shí)的風(fēng)洞壅塞問(wèn)題。
10、研究了在大迎角下，后掠翼對細長(cháng)體繞流結構和氣動(dòng)力特性的影響。?[好工具]
11、數據輸入包括俯仰角、迎角、真空速、垂直加速度和軸向加速度。
12、帶傳統線(xiàn)性控制器飛機在大迎角高機動(dòng)飛行時(shí)敏捷性明顯地減小，運動(dòng)狀態(tài)嚴重耦合更加重這一趨勢，而此時(shí)操縱能力往往仍有剩余而卻未能被利用。
13、仿真結果表明，在轉彎過(guò)程中適當放寬迎角限制和增加推力都能增大轉彎速率，縮短轉彎時(shí)間，從而改善飛機的功能敏捷性。
14、在介紹高機動(dòng)性飛機大迎角限制器和飛機敏捷性要求的基礎上，以典型戰斗機為例，計算了飛機的敏捷性尺度。
15、通過(guò)數值方法對大迎角細長(cháng)體湍流流場(chǎng)的模擬，探討壓縮性對細長(cháng)體非對稱(chēng)繞流發(fā)展的影響。
16、導彈大迎角飛行時(shí)，系統非線(xiàn)性特性非常明顯，各通道間有很?chē)乐氐臍鈩?dòng)交叉耦合現象。
17、迎角葉片，位于機身側的可動(dòng)小翼面。為失速警告系統傳輸飛機對氣流的相對角度。
18、對具有中等后掠角機翼的飛機，產(chǎn)生機翼?yè)u晃的主要原因是滾轉阻尼力矩隨迎角和側滑角的變化。
19、在飛行狀態(tài)下氣流繞過(guò)翼型時(shí)，大展弦比機翼的迎角變化范圍非常大。
20、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。
21、大迎角風(fēng)洞試驗技術(shù)是先進(jìn)高機動(dòng)飛行器研制必需的關(guān)鍵技術(shù)。
22、為了研究飛行器在縱向大迎角狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)失速現象，設計了一套用于低速風(fēng)洞的升沉振動(dòng)測量裝置。
23、測量結果表明，獲得了在大迎角下模型抖動(dòng)是由前緣渦的非定常跳動(dòng)引起的這一新的流動(dòng)機理。