大攻角风洞自由飞动导数实验研究 被引量：5

1

作者 许可法 何龙德 +1 位作者 李明娟 程淑华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第8期B394-B397,共4页

实验是在0.2×0.2m^2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞... 实验是在0.2×0.2m^2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。 展开更多

关键词 风洞自由飞 大攻角 数据处理

下载PDF 职称材料

复杂流场下气动载荷的多样性 被引量：2

2

作者 贾区耀 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期1085-1089,共5页

非线性科学提供了一个依据:非线性系统中的确定性问题(如作用在飞行器上的气动载荷),在某些参数区域内会产生分岔、混沌,变成不确定的。复杂流场下(大攻角、钝物体、跨声速流等),某些飞行器在风洞静态测力试验、风洞自由飞实验、弹道靶... 非线性科学提供了一个依据:非线性系统中的确定性问题(如作用在飞行器上的气动载荷),在某些参数区域内会产生分岔、混沌,变成不确定的。复杂流场下(大攻角、钝物体、跨声速流等),某些飞行器在风洞静态测力试验、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞实验、数值模拟或非定常气动数值计算后的气动参数辨识等各种方法中取得了多种形式的俯仰力矩—攻角曲线,本文中称为多样性。实际上应该属于非线性系统中的分岔、混沌不确定性。 展开更多

关键词 非线性 动稳定性 风洞自由飞 解的不稳定性

下载PDF 职称材料

风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的提取方法

3

作者 何龙德 《气动实验与测量控制》 CSCD 1993年第2期69-73,共5页

本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬... 本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬时阻尼进行平均化处理便给出以角振幅表示的模型俯仰阻尼导数。这种角振幅表示法使模型非线性阻尼导数具有良好的重复性。因此,风洞自由飞模型非线性俯仰阻尼导数表示为角振幅的函数更为合理。而且在实验数据的角振幅变化范围内提供较为可靠的结果。 展开更多

关键词 自由飞风洞 俯仰阻尼导数 数据处理

下载PDF 职称材料

多体分离风洞自由飞试验 被引量：12

4

作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 贾区耀 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第5期581-586,共6页

根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描... 根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。 展开更多

关键词 多体分离 风洞自由飞试验 级间分离 子母弹抛撒

下载PDF 职称材料

旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验 被引量：8

5

作者 蒋增辉 陈农 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第5期777-781,共5页

在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录... 在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录,实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据,对双平面数据辨识方法进行了研究,进而获得了模型的静、动导数系数,给出了判断模型运动稳定性的判据. 展开更多

关键词 双平面拍摄 风洞自由飞试验 锥形运动 三周期拟合

下载PDF 职称材料

非定常多体分离风洞试验技术几个关键问题 被引量：7

6

作者 蒋增辉 薛飞 +2 位作者 鲁伟 宋威 王誉超 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第5期715-721,共7页

为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共... 为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了总结和分析。比较了两种试验技术相似准则问题中的轻、重模型两种方法的优缺点,给出了两种非定常多体分离风洞试验技术在级间分离、子母弹抛撒分离和导弹蒙皮/壳片抛撒分离、重块抛撒分离和整流罩分离、飞机外挂物投放分离和内埋武器投放分离等各类多体分离问题的适用性对比分析。 展开更多

关键词 多体分离 非定常风洞试验技术 多体分离风洞自由飞试验 风洞投放模型试验

下载PDF 职称材料

风洞自由飞实验结果的精度、准度 被引量：7

7

作者 贾区耀 杨益农 蒋增辉 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期2082-2085,共4页

风洞自由飞实验是一项特殊的地面风洞实验,用风洞自由飞实验研究了飞行马赫数M0.6~6.0飞行海拔高度最高达45公里范围内多个飞行器的动态气动特性。因而首先需回答风洞自由飞实验结果的精确度、可靠性。坚持用天（飞行）——地（地面风... 风洞自由飞实验是一项特殊的地面风洞实验,用风洞自由飞实验研究了飞行马赫数M0.6~6.0飞行海拔高度最高达45公里范围内多个飞行器的动态气动特性。因而首先需回答风洞自由飞实验结果的精确度、可靠性。坚持用天（飞行）——地（地面风洞自由飞实验）一致作为评定实验结果准度、可信度最重要最终的考核标准。 展开更多

关键词 风洞自由飞实验 风洞实验精准度 动态气动力

下载PDF 职称材料

非旋转钝锥高超声速双平面拍摄风洞自由飞试验 被引量：6

8

作者 蒋增辉 宋威 陈农 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第3期406-413,共8页

在高超声速下(6马赫)开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究.试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值.... 在高超声速下(6马赫)开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究.试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值.模型角运动虽均处于小于10°的小攻角和小侧滑角状态,但阻尼力矩项呈现较为明显的非线性,而静力矩项的非线性较弱,近似为线性.5组实验中,有1组模型的角运动可能趋于极限平面运动或者是攻角幅值较小的极限圆锥运动,另外4组试验模型角运动显示出了趋于极限圆锥运动的趋势.尾端盖对模型的角运动影响不明显,而尾部对称布置的片条状凸起物对整个角运动幅值变化的稳定性存在明显影响,有凸起物的两组模型角运动幅值波动明显较小. 展开更多

关键词 风洞自由飞试验 双平面拍摄 极限圆锥运动 极限平面运动 高超声速

下载PDF 职称材料

细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验 被引量：5

9

作者 宋威 蒋增辉 贾区耀 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第6期1301-1307,共7页

通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩，采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行... 通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩，采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律，并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比. 试验马赫数Ma = 5：0，通过改变风洞前室总压P0 实现两个雷诺数的模拟，以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10^6 和1.68×10^6. 结果表明：当自由流雷诺数Re = 0：84 ×10^6 时，人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩，有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致，动稳定导数大于零；当自由流雷诺数Re = 1.68 × 10^6 时，人工绊线促使边界层发生固定转捩，细长锥的动稳定导数小于零，细长锥自由飞行动稳定. 展开更多

关键词 细长锥 边界层绊线转捩 风洞自由飞试验 动稳定导数

下载PDF 职称材料

串联飞行器级间分离风洞自由飞试验 被引量：4

10

作者 宋威 蒋增辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期687-692,共6页

针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法,很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程,且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性... 针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法,很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程,且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。在试验马赫数Ma=2.5,侧滑角β=0°条件下,通过改变初始分离迎角α(0°、5°),研究了分离迎角α对主级与助推级分离后级间相对位置的影响规律。结果表明:初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数,当初始分离迎角α=5°时,主级与助推级分离后级间相对位置变化较α=0°迅速,适当增加初始分离迎角α更有利于飞行器的级间分离;助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后的级间相对位置影响较小,这表明超声速串联布局飞行器在大气层内级间分离的运动特性由主级与助推级所受的气动力主导。 展开更多

关键词 串联飞行器 级间分离 风洞自由飞试验 残余推力 刀始分离迎角

下载PDF 职称材料

返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性 被引量：4

11

作者 宋威 艾邦成 +1 位作者 蒋增辉 鲁伟 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期89-94,共6页

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类“联盟号”返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与... 采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类“联盟号”返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角,并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识,得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数Cmα均小于零,在数值上差距不大;从非线性气动参数辨识结果看,返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项Cmα0决定,非线性项Cmα^2α^2所占比例较小;类“联盟号”返回舱静稳定导数系数的非线性较弱,可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内,返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质,且在小迎角范围内由线性项(Cmq+Cmα·)0决定,在大迎角范围内主要由非线性项(Cmq+Cmα·)2α^2主导。 展开更多

关键词 风洞自由飞试验 单平面光路 参数微分法 气动参数辨识 静动稳定导数系数

下载PDF 职称材料

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性 被引量：2

12

作者 蒋增辉 宋威 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期649-654,660,共7页

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨... 分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。 展开更多

关键词 旋转钝锥 非对称气动导数 风洞自由飞试验 高超声速

下载PDF 职称材料

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关性研究 被引量：11

13

作者 贾区耀 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第4期87-93,共7页

寻找天空飞行与地面风洞实验(及数值模拟)动态气动力不一致的因素是人们非常关心的课题,近10余年来,在3个动态气动专题领域内,空中飞行器动态气动特性与风洞自由飞实验结果多次的一致性,验证了一个新的命题:运动动力学(及运动自由度)模... 寻找天空飞行与地面风洞实验(及数值模拟)动态气动力不一致的因素是人们非常关心的课题,近10余年来,在3个动态气动专题领域内,空中飞行器动态气动特性与风洞自由飞实验结果多次的一致性,验证了一个新的命题:运动动力学(及运动自由度)模拟相似是天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的一个重要因素。 展开更多

关键词 天地气动相关 动态气动力 风洞自由飞实验 非线性动稳定性

下载PDF 职称材料

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究 被引量：9

14

作者 许可法 王凌志 +4 位作者 李明娟 程淑华 高俊青 侯志英 彭辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第3期257-263,共7页

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行... 风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。 展开更多

关键词 超音速 旋转弹 风洞试验 自由飞

下载PDF 职称材料

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响 被引量：7

15

作者 贾区耀 杨益农 陈农 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2007年第4期91-96,共6页

近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以... 近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性，这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响，提供了一个新的理解。 展开更多

关键词 天地气动相关 动态气动力 风洞自由飞实验

下载PDF 职称材料

倾转旋翼机风洞试验综述

16

作者 张卫国 唐敏 +5 位作者 武杰 彭先敏 章贵川 聂博文 王亮权 李超群 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期21-50,I0001,共31页

倾转旋翼机是下一代旋翼类飞行器发展的重点方向,其综合了旋翼机和固定翼飞机的优点,但也带来了更加复杂的空气动力学、结构动力学、飞行力学以及气弹耦合问题。风洞试验是认识和研究倾转旋翼机关键气动、结构和飞行问题的重要技术手段... 倾转旋翼机是下一代旋翼类飞行器发展的重点方向,其综合了旋翼机和固定翼飞机的优点,但也带来了更加复杂的空气动力学、结构动力学、飞行力学以及气弹耦合问题。风洞试验是认识和研究倾转旋翼机关键气动、结构和飞行问题的重要技术手段,针对国内外倾转旋翼机发展过程中的大量风洞试验进行了综合研究,给出了倾转旋翼机旋翼及其翼型、旋翼/机翼气动干扰、旋翼/机翼气弹稳定性、虚拟飞行等多种类型的试验模拟准则、设备设施、典型结果及主要结论,并结合国内倾转旋翼机的研发需求,提出了国内倾转旋翼机风洞试验技术的发展建议。 展开更多

关键词 倾转旋翼机 风洞试验 气动性能 气弹耦合特性 风洞自由飞试验

原文传递

风洞自由飞实验测量M=5，10^o半锥角尖锥、钝锥气动动稳定特性 被引量：3

17

作者 贾区耀 杨益农 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第B12期24-28,共5页

超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果（M=5）：会产生锥动失稳，甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100％。借助... 超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果（M=5）：会产生锥动失稳，甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100％。借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究（这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响，模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致）观察到一个现象：改变飞行器尾部流动状态，有利于控制锥动失稳。简单10^o半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后，锥动失稳（M=5）得到控制。 展开更多

关键词 流动控制 尖 钝锥体锥动失稳 风洞自由飞实验

下载PDF 职称材料

多体分离抛撒初条件与分离特征参数 被引量：3

18

作者 杨益农 贾区耀 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期140-142,共3页

多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的... 多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度。分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力。多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的。 展开更多

关键词 风洞自由飞实验 气动数值计算 多体分离

下载PDF 职称材料

机载导弹初始弹道风洞模拟试验技术的发展

19

作者 牛东兵 《战术导弹技术》 1998年第3期54-58,F003,共6页

综合国内外机载导弹初始弹道风洞试验模拟技术的发展,简要介绍了目前广为采用的几种技术和方法,如CTS技术,网格法,气流偏角法,并对其各自优缺点进行了比较说明。同时,结合自由飞技术对制导武器的初始弹道模拟技术进行了展望。

关键词 导弹 机载导弹 初始弹道 风洞试验 自由飞试器

全文增补中

二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用

20

作者 马家驩 潘文欣 陈素贞 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第4期59-63,共5页

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二... 风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以０．１ｍｍ细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上，然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片，从而获得模型在高超声速（Ｍ＿∞＝９．９）流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。 展开更多

关键词 风洞 模型自由飞 二次成像法 自由飞行风洞

下载PDF 职称材料