| 中文名稱 | 進氣道唇口 |
| 英文名稱 | inlet lip |
| 定 義 | 進氣道進口外圈的前緣部分。 |
| 套用學科 | 航空科技（一級學科），推進技術與航空動力裝置（二級學科） |
| 中文名稱 | 進氣道唇口 |
| 英文名稱 | inlet lip |
| 定 義 | 進氣道進口外圈的前緣部分。 |
| 套用學科 | 航空科技（一級學科），推進技術與航空動力裝置（二級學科） |
進氣道唇口編輯 鎖定 本詞條缺少信息欄、名片圖,補充相關內容使詞條更完整,還能快速升級,趕緊來編輯吧!中文名稱 進氣道唇口 英文名稱 inlet lip 定義 進氣道...
試驗中採用吸除噴管吸除進氣道唇口、斜板等處的邊界層。吸除的流量通過測得的總、靜壓值計算得到。5、進氣道進口處機身邊界層厚度測量...
噴氣式飛機進氣道是一個系統的總稱,它包括進氣口、輔助進氣口、放氣口和進氣通道,因此它是保證噴氣發動機正常工作的重要部件之一,它直接影響到飛機發動機的工作效率,它...
是外壓式和內壓式進氣道的組合。超音速流滯止為亞音速流,一部分在進氣道進口外(若干斜激波減速)完成,一部分在進口內(若干斜激波和結尾正激波滯止)完成,唇口內的...
除了在近壁區間注入能量外,還可直接在主流中加入能量來實現激波控制,特別是對進氣道唇口上游附近激 波的控制。其基本原理是:通過雷射聚焦照射等方式在進氣道唇口...
開展全尺寸進氣道/發動機地面靜止聯合試驗的原因是飛機在起飛過程中,進氣道唇口流動條件很差,氣流在流入進氣道過程中,很容易分離,經常發生比較大的進氣畸變。因此,在...
機身前段蒙皮普遍較薄,在機頭罩後兩側進氣道的外壁採用厚3.5毫米的單層整體壁板,以適應超音速飛機為減小阻力而要求進氣道唇口較尖銳的需要。機身前段後部大開口較少...
一體化的發動機進氣道。在機身兩側相當於透明座艙蓋後緣前邊的地方設有附面層刮除板和向下傾斜的進氣道唇口。兩側進氣口稍後邊一點的位置上設有一排吸入式輔助進...
電防冰用於發動機進氣道唇口、螺旋槳葉和槳轂蓋。燃氣渦輪輔助動力裝置用於發動機起動、應急電源和地面空調。“大西洋”海上巡邏反潛機機頭 編輯 ...
該發動機採用無切口式前噴管,進氣道唇口成橢圓形。前緣進行了加固以防鳥撞,設有單排輔助進氣門。機翼中設有整體油箱;內部總裝油量4163升。裝有可收放式空中受油...
在金斯維爾航空站進行例行保障時都換裝了改進後的進氣道唇口,其上部略向前延伸,使進氣口側面投影略有傾斜,改善了迎角較大時進氣道的流場質量,減少了發動機喘振和壓...
由於殲11B在雷達波反射最強的進氣道唇口加裝屛蔽罩,在進氣道內亦有雷達吸波塗料,令該機雷達反射截面由 SU-27的十五平方米大幅下降三倍至五平方米不夠,在不改進...
在進氣道後方,是一個十分細長的三角形邊條,一直延伸到進氣道收縮處;其形狀與F-22的邊條類似,但長度較短,沒有延伸到進氣道唇口 [7] 。DSI進氣道是利用一個基於...
目前,X43A採用的是熱沉式冷卻設計,而進氣道唇口是開式全耗損水冷,這種冷卻技術維持10秒左右的飛行時間還可以,時間長了,冷卻就是一個大問題。此外,如採用更實用...
殲-6Ⅱ的主要特點是:改進進氣系統,自59式之後首次在殲-6上進氣道中央加裝可調激波錐,改善高速條件下的進氣效率並減小阻力;進氣口唇口半徑減小,增加8個輔助進氣門;...
發動機進氣道、進氣唇口和螺旋槳使用的防冰系統為標準設備。可選裝機翼和尾翼前緣防冰裝置。 [4] 肖特330機載設備 可根據用戶要求安裝各種無線電和導航設備。典型...
米格-35還改用了大尺寸單塊式機尾減速板。進氣道下唇口位置可以自己調節,能增大起飛時的空氣量。機身後部位置延長以保持靜穩態性 [6] [8] 。...
發動機進氣道、進氣唇口和螺旋槳使用的防冰系統為標準設備。可選裝機翼和尾翼前緣防冰裝置。 [3] C-23運輸機機載設備 可根據用戶要求安裝各種無線電和導航設備。...
雅克-141機身採用常規半硬殼輕合金結構,截面為橢圓形,一體化的發動機進氣道。在機身兩側相當於透明座艙蓋後緣前邊的地方設有附面層刮除板和向下傾斜的進氣道唇口,...
殲-6IV(下圖)是1970年改裝的夜間截擊型,只有兩門機翼炮,薄進氣道唇口,進氣道得到擴大,加長了機身,並在機頭安裝國產雷達。進氣道唇口變薄以擴大截面積。採用加大...
該發動機採用無切口前噴管,進氣道唇口成橢圓形。前緣進行了加固以防鳥撞,設有單排輔助進氣門。機翼中設有整體油箱;內部總裝油量4163升。裝有可收放空中受油桿。...
發動機及其進氣道裝在機身下部的吊艙內。翼尖短艙、尾翼翼尖、進氣道唇口、機頭與機尾罩均用玻璃鋼製造。中單翼結構的矩形機翼採用不對稱翼剖面,有2度的下反角,...