2. 航空工业成都飞机设计研究所, 成都 610091
2. AVIC Chengdu Aircraft Design&Research Institute, Chengdu 610091, China
对于现代高性能战斗机，为了改善机动能力，推力矢量技术已经变得不可或缺。推力矢量技术是通过喷管偏转改变发动机喷流方向以产生操纵飞机所需的直接力控制技术。它不仅可以改善飞机低速性能，扩展飞行包线，提高飞机机动性、敏捷性，而且矢量喷管还可作为常规操纵舵面的有效补充，大大提高飞机的生存力[1-2]。在飞机起降阶段，通过发动机推力转向来增加升力和抬头力矩，可以缩短起降距离，降低对机场跑道的要求。F-15STOL/MTD验证机的试飞[3-4]比常规F-15C的起飞滑跑距离缩短29%，着陆滑跑距离缩短72%。采用二元推力矢量技术的F-22战斗机具备短距起降特点[5]，F-35飞机也是采用推力转向和升力风扇技术，实现短距/垂直起降能力。
飞机在起降阶段进行推力矢量偏转时，矢量喷流与地面效应之间会产生相互干扰影响。国内外科研人员利用数值模拟和风洞试验技术开展了大量的矢量喷流与飞机气动特性相互干扰影响研究工作[6-18]，但主要集中在飞机低速大迎角飞行[14]和高速飞行状态[15-18]，对飞机起降状态时矢量喷流与地面效应之间干扰影响研究较少。EADS数值流动仿真中心的Hitzel等[11]在2002年通过数值模拟研究了X-31验证机矢量喷流对起降阶段气动特性的影响，表明矢量喷流对有/无地面效应状态的气动力影响规律是不同的。飞机在起降阶段使用推力矢量进行精确控制，必须要获取准确的气动特性，这就需要研究矢量喷流与地面效应之间相互干扰影响规律。此外，矢量喷流对飞机气动特性的影响与飞机空气动力学布局紧密相关，目前只针对鸭式布局飞机的推力矢量技术研究较少。
本文主要目的是利用低速风洞试验[19-20]和数值模拟手段研究单发鸭式布局战斗机矢量喷流对地面效应的影响特性，获得矢量喷流对战斗机起降阶段气动特性的影响规律，为鸭式布局战斗机设计起降阶段推力矢量偏转方案提供技术支撑。
1 试验设备和模型本试验在航空工业空气动力研究院的FL-8风洞中进行。该风洞是一座单回流连续式闭口低速风洞，试验段截面为2.5 m×3.5 m的扁八角形，试验最高风速为70 m/s，风洞流场品质良好。
本试验的模型为单发鸭式布局飞机(见图 1)，模型采用全金属材料加工而成，整套模型分为内外两层结构，外层模拟飞机外形，获得外部气动力；内层用于构成压缩气流通道。外层模型通过六分量天平安装于内层结构上，内层结构所受的力不会影响到外部气动力的测量。试验模型在低速风洞中采用反装、背撑方式支撑于地板下面[19]，支杆内部掏空形成压缩空气内流通道，飞机尾部与矢量喷管连接，见图 2。
|
| 图 1 单发鸭式布局飞机示意图 Fig. 1 Sketch of single-engine canard configuration aircraft |
|
| 图 2 试验模型在风洞中支撑示意图 Fig. 2 Sketch of experiment model in wind tunnel |
本试验研究了单发鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应的影响规律。飞机地面效应模拟了5个高度，即H=0，1，2，3，4 m(接近空中状态，即H=∞)，对应试验模型距离地板高度分别为0.02、0.098、0.182、0.265、0.348 m。喷流模拟了2个落压比：NPR=1和2.7(其中NPR=1即为无喷流状态)。推力矢量喷管偏转模拟了3个角度，即δT=-10°，0°，10°，喷管向下偏转为正。
本试验中，迎角范围为0°~15°，风速为60 m/s，模型机翼参考面积Sref=0.265 m2，机翼理论根弦长cr=0.61 m，力矩参考中心位于48%cr处，基于单发鸭式布局飞机试验模型机翼理论根弦长cr的雷诺数为2.6×106。
2 计算方法验证本文数值模拟采用非结构网格，求解Navier-Stokes方程，计算模型与风洞试验模型尺寸一致，采用半模方法。数值模拟计算网格如图 3所示，图 3(a)是空中无喷流状态计算网格，网格单元数量为1 494万，模型尾喷口设计有整流尾椎，用于模拟风洞试验中尾部流动状态；图 3(b)是空中喷流状态计算网格，网格单元数量为1 596万，对喷流区域进行了局部加密；图 3(c)是地面0 m高度喷流状态计算网格，网格单元数量为2 050万，对喷流和地面效应影响区域进行了局部加密；图 3(d)是尾喷管部件网格示意图，喷流边界条件是在喷管入口位置设置入口压力条件。数值模拟采用的湍流模型为SST(Shear Stress Transport)模型。
|
| 图 3 数值模拟网格示意图 Fig. 3 Grid sketch of numerical simulation |
图 4给出了来流风速为V=60 m/s、空中有/无喷流时的风洞试验和数值模拟结果对比。从图中可以看出，对于升力特性，数值模拟结果和风洞试验结果比较接近，如图 4(a)所示。而对于阻力特性，无论有/无喷流，中小迎角下的数值模拟结果均比风洞试验结果小，但是随着迎角的变化，喷流对阻力的影响趋势及其影响量和风洞试验结果还是比较接近的，如图 4(b)所示。同样地，对于俯仰力矩特性，无论有/无喷流，数值模拟结果均比风洞试验结果大，但是随着迎角的变化，喷流对俯仰力矩的影响趋势及其影响量和风洞试验结果也是比较接近的，如图 4(c)所示。从上述数值模拟结果和风洞试验结果的对比可以看出，一方面，由于喷流和飞机绕流之间干扰的复杂性，给数值模拟带来了一定的困难。另一方面，风洞试验中模型采用了背部支撑方式，尽管背部支撑比腹部支撑要好一些，但是模型的背部支撑仍然会影响飞机上部的绕流进而影响尾喷流和飞机绕流之间的干扰特性，这些差异导致了数值模拟结果和风洞试验结果之间的偏差，但是从喷流干扰特性及物理机制上看，数值模拟结果也具有很高的可信度。
|
| 图 4 数值模拟结果验证(V=60 m/s) Fig. 4 Validation of numerical simulation results (V=60 m/s) |
本试验首先分析单发鸭式布局飞机无喷流时的地面效应特性，然后研究矢量喷流对飞机地面效应的影响规律。
3.1 鸭式布局飞机的地面效应特性飞机在地面滑跑时，为地面0 m高度状态，此时飞机的地面效应是最强的，图 5是喷管0°偏角、来流风速60 m/s时飞机地面效应影响试验分析结果。地面效应对飞机的影响情况如下：
|
| 图 5 飞机气动特性地面效应影响(V=60 m/s，喷管偏角0°) Fig. 5 Ground effect on aerodynamic characteristics of aircraft (V=60 m/s, jet angle=0°) |
1) 如图 5(a)所示，地面效应使得飞机零迎角升力系数降低，但随迎角增加，地面效应使得升力系数增大，即飞机升力线斜率增加，从0.049增大到0.059，增加20%。
2) 如图 5(b)所示，地面效应使得阻力系数增加，而且在迎角10°以后，地面效应引起的阻力系数增幅增大。
3) 如图 5(c)所示，地面效应使得小迎角俯仰力矩系数增加，但随迎角增大，到了迎角6°以后，地面效应使得俯仰力矩系数降低。因此地面效应导致零升力矩系数增加、气动焦点后移，纵向静稳定性增加。
下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析了飞机地面效应的影响机理。图 6是单发鸭式布局飞机几何外形沿轴向y和展向x分布示意图，其中x为飞机展向位置/半展长，y为飞机轴向位置/机长。图 7是飞机地面效应对其表面压力系数Cp云图影响，如图中箭头所示，每幅图上半部分为有地面效应(H=0 m)的流场压力云图，下半部分为无地面效应(H=∞)的流场压力云图。图 8~图 11是飞机地面效应对机身和机翼剖面压力系数影响分析结果。在迎角0°时，地面效应使得飞机中后段的机身和机翼下表面压力系数减小，尾喷口上表面压力增加，从而降低了零迎角升力系数，即俯仰力矩参考中心后的升力系数降低，进而增加了零升力矩系数。在迎角10°时，地面效应使得飞机中后段的机身和机翼下表面压力系数大幅增加，还使得机翼外段(x>0.4)上表面的压力系数大幅降低，从而增加了迎角10°时的升力系数，降低了迎角10°时的俯仰力矩系数，因此引起飞机的升力线斜率增大、气动焦点后移和纵向静稳定性提高。
|
| 图 6 飞机几何外形沿轴向y和展向x分布 Fig. 6 Geometric distribution of aircraft along the body axis x and y |
|
| 图 7 地面效应对飞机表面压力云图影响(NPR=1) Fig. 7 Ground effect on pressure contour over aircraft (NPR=1) |
|
| 图 8 飞机地面效应对机身轴向表面压力系数影响 Fig. 8 Ground effect on pressure distribution over body along longitudinal axis |
|
| 图 9 飞机地面效应对机翼轴向表面压力系数影响 Fig. 9 Ground effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis |
|
| 图 10 地面效应对机身和机翼展向表面压力系数影响 Fig. 10 Ground effect on pressure distribution over body and wing along span axis |
|
| 图 11 飞机地面效应对尾喷口展向表面压力系数影响 Fig. 11 Ground effect on pressure distribution over nozzle along span axis |
图 12给出了喷流对地面0 m高度飞机地面效应影响试验分析结果。喷流使得地面效应增强，具体影响情况如下：
|
| 图 12 喷流对飞机地面0 m高度地面效应影响 Fig. 12 Jet influence of aircraft on ground effect at 0 m altitude |
1) 地面效应引起的升力系数增量增加，且随迎角增加增幅变大。
2) 地面效应引起阻力系数增量增加。
3) 小迎角时地面效应俯仰力矩系数抬头量增加，中等迎角时地面效应俯仰力矩系数低头量也增加(这个规律与地面效应对俯仰力矩系数影响规律一致，即小迎角时地面效应产生抬头力矩，中等迎角以后产生低头力矩)。飞机地面效应增强，导致起降迎角附近的升力增加，从而改善飞机起降性能。
图 13是喷流对飞机纵向特征值影响随地面效应高度变化规律。喷流使得零迎角升力系数增加0.006~0.008，零升阻力系数增加0.007~0.01，零升力矩系数增加0.001~0.002；在地面效应0 m高度时，喷流使得升力线斜率增加1.5%，气动焦点后移0.2%cr；喷流对纵向特征值影响量随地面效应高度增加而减小。
|
| 图 13 喷流对飞机纵向特征量影响随地面效应高度变化 Fig. 13 Jet effect on longitudinal characteristics of aircraft at different ground effect altitudes |
一般情况下，战斗机的起飞/降落在迎角10°左右。图 14给出了迎角10°时喷流对飞机纵向气动力和力矩影响随地面效应高度的变化规律。从图中可以看出，迎角10°时，地面效应0 m高度使得升力系数增加0.136、阻力系数增加0.0118、俯仰力矩系数增加0.0011。地面效应其他高度对纵向气动力和力矩影响量值比地面效应0 m高度略有减小。
|
| 图 14 喷流对飞机纵向气动特性影响随地面效应高度变化(α=10°) Fig. 14 Jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°) |
下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析了飞机在地面0 m高度时喷流对地面效应的影响机理。图 15是飞机有/无喷流时全机压力云图对比，如图中箭头所示，每幅图上半部分为无喷流(NPR=1)的流场压力云图，下半部分为有喷流(NPR=2.7)的流场压力云图。
|
| 图 15 喷流对飞机表面压力云图影响(H=0 m) Fig. 15 Jet effect on pressure contour over aircraft (H=0 m) |
图 16~图 19是飞机有/无喷流时机身、机翼和喷口附近剖面压力系数的对比分析。飞机喷流会对其周围气流起到引射作用，诱导机身后段和机翼上的气流加速，从而降低其表面压力系数。在迎角0°时，飞机喷流使得其机身后段和机翼下表面压力降低的幅度比上表面多，从而降低飞机升力系数。在迎角10°时，飞机喷流使得其机身后段和机翼上表面压力降低的幅度比下表面多，从而增加飞机升力系数。
|
| 图 16 飞机喷流对机身轴向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 16 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis(H=0 m) |
|
| 图 17 飞机喷流对机翼轴向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 17 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (H=0 m) |
|
| 图 18 飞机喷流对机身和机翼展向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 18 Jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m) |
|
| 图 19 飞机喷流对尾喷口展向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 19 Jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis (H=0 m) |
安装了推力矢量发动机的单发鸭式布局飞机在地面滑跑时，发动机喷管进行上/下矢量偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，会对飞机的地面效应产生影响。图 20给出了发动机喷管上/下偏转时喷流对飞机地面0 m高度地面效应影响的分析结果。从图中可以看出，小迎角时，矢量喷流对地面效应升力系数和俯仰力矩系数增量影响不大。在迎角10°附近，喷管上偏转使地面效应升力系数增量增加0.003、俯仰力矩系数增量增加0.0008，喷管下偏转使地面效应升力系数增量减小0.002、俯仰力矩系数增量减小0.001，但是在迎角15°时，喷管下偏转却使地面效应俯仰力矩系数增量减小0.005。
|
| 图 20 矢量喷流对飞机地面0 m高度地面效应影响曲线 Fig. 20 Vectoring jet influence on ground effect of aircraft at 0 m altitude |
图 21给出了迎角10°时矢量喷流对飞机纵向气动力和力矩影响随地面效应高度的变化规律。从图中可以看出，当迎角10°和地面效应高度0 m时，喷管上偏转使得升力系数减小0.008、阻力系数降低0.002、俯仰力矩系数增加0.004，喷管下偏转使得升力系数增加0.0075、阻力系数降低0.002、俯仰力矩系数增加0.0045。此外，当迎角10°时，在地面效应高度H=0~4 m范围内，随着地面效应高度的增加，喷管上/下偏转对纵向气动力和力矩影响随地面效应高度的变化规律是一致的。
|
| 图 21 矢量喷流对飞机纵向气动特性影响随地面效应高度变化(α=10°) Fig. 21 Vectoring jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°) |
下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析了飞机在地面0 m高度时喷流矢量偏转的影响机理。图 22是飞机矢量喷流对全机压力云图影响，图 23~图 26是飞机矢量喷流对机身和机翼剖面压力系数影响对比情况。飞机喷流向下偏转主要是诱导减缓机身中后段和机翼的下表面气流速度，提高其表面压力系数，同时加速机身中后段和机翼的上表面气流，降低其表面压力系数，从而增加全机升力。由于增加升力的区域主要在飞机重心后面，从而产生低头力矩系数。飞机喷流向上偏转主要是诱导加速机身后段的下表面气流，降低其表面压力系数，同时减缓机身后段的上表面气流速度，增加其表面压力系数，从而降低全机升力，进而产生抬头力矩系数。另外，矢量喷流对机身后段上表面诱导作用由于受到垂尾影响比对其下表面诱导作用要小些。
|
| 图 22 矢量喷流对飞机表面压力云图影响(α=10°) Fig. 22 Vectoring jet effect on pressure contour over aircraft (α=10°) |
|
| 图 23 矢量喷流对机身轴向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 23 Vectoring jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis(H=0 m) |
|
| 图 24 矢量喷流对机翼轴向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 24 Vectoring jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis(H=0 m) |
|
| 图 25 矢量喷流对机身和机翼展向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 25 Vectoring jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m) |
|
| 图 26 矢量喷流对尾喷口展向表面压力系数影响(H=0 m) Fig. 26 Vectoring jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis(H=0 m) |
本文利用单发鸭式布局全机模型在FL-8风洞中进行了低速推力矢量风洞试验，研究了发动机矢量喷流对飞机地面效应干扰气动力影响，并用数值模拟方法对流场影响机理进行了分析，结果表明：
1) 飞机地面效应会使得升力线斜率提高20%，阻力系数增加，零升力矩系数提高，气动焦点后移和纵向静稳定性增大。
2) 发动机喷流使得飞机的地面效应增强, 地面0 m高度时升力线斜率增加1.5%，在迎角10°时地面效应0 m高度使得升力系数增加0.136、阻力系数增加0.0118、俯仰力矩系数增加0.0011；地面效应增强可以增加起降升力，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机的起降性能[21]。
3) 发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流会对飞机上下表面气流诱导不对称，进而对飞机的地面效应产生影响。在迎角10°附近，喷管上偏转使地面效应升力系数和俯仰力矩系数增量分别增加0.003和0.0008，喷管下偏转使地面效应升力系数和俯仰力矩系数增量分别减小0.002和0.001，喷管上/下偏转均会减小地面效应阻力系数增量，且喷管下偏转减阻幅度更大。
综上所述，单发鸭式布局飞机矢量喷流对其地面效应存在较大干扰影响，在起降阶段使用推力矢量时需要考虑这些气动力干扰影响，以设计更优的推失偏转方案来改善起降性能。
| [1] | GILYARD G B, BOLONKIN A. Optimal pitch thrust-vector angle and benefits for all flight regimes: NASA/TM-2000-209021[R]. Washington, D.C.: NASA, 2003. |
| [2] |
赵群力. 推力矢量在战斗机上的应用[J]. 国际航空, 1999(1): 20-23. ZHAO Q L. The application of thrust vectoring on fighters[J]. International Aviation, 1999(1): 20-23. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (3) | Click to display the text | |
| [3] | BURSEY R, DICKINSON R. Flight test result of the F-15S/MTD thrust vectoring/thrust reversing exhaust nozzle: AIAA-1990-1906[R]. Reston, VA: AIAA, 1990. |
| [4] |
方昌德. 飞机推力矢量技术发展综述[J]. 航空科学技术, 1998(2): 10-12. FANG C D. Developing status of thrust vectoring control technology[J]. Aeronautical Science and Technology, 1998(2): 10-12. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (3) | Click to display the text | |
| [5] | BARHAM R W. Thrust vector aided maneuvering YF-22 advanced tactical fighter prototype: AIAA-1994-2105[R]. Reston, VA: AIAA, 1994. |
| [6] | TSENG J B, LAN C E. Aerodynamics of thrust vectoring by Navier-Stokes solutions: NASA Grant NAG 1-837[R]. Washington, D.C.: NASA, 1991. |
| [7] |
李栋, 焦予秦, 宋科. 喷流-外流干扰流场数值模拟[J]. 航空学报, 2008, 29(2): 292-296. LI D, JIAO Y Q, SONG K. Numerical simulation of external flow interfered by jet flow[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(2): 292-296. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [8] | SHEU W L, LAN C E. Experimental investigation of the effect of thrust vectoring on lateral-directional aerodynamics at high angles of attack: AIAA-1994-1809[R]. Reston, VA: AIAA, 1994. |
| [9] | WANG Z J, JIANG P, GURSUL I. Effect of thrust-vectoring jets on delta wing aerodynamics[J]. Journal of Aircraft, 2007, 44(6): 1877-1888. |
| Click to display the text | |
| [10] | DENG X Y, WANG Y K. An experimental study of interactive behaviors between vectoring jet and main flows[C]//Aerospace Science Meeting of AIAA. Reston, VA: AIAA, 1998. |
| [11] | HITZEL S M, WEIDE E, TREMEL U. X-31A vector high angle of attack descent Euler and Navier-Stokes simulations of unsteady maneuvers[C]//Proceedings of 23rd International Congress of Aeronautical Sciences. Toronto: ICAS Press, 2002, 243: 1-9. |
| [12] | WANG Y K, DENG X Y. Effects of vectoring jet on aerodynamic characteristics of aircraft[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 1998, 11(2): 81-87. |
| Click to display the text | |
| [13] |
王晋军, 刘激瀛, 薛启智. 矢量喷流对65°三角翼前缘涡破裂的影响[J]. 流体力学实验与测量, 2000, 14(3): 61-65. WANG J J, LIU J Y, XUE Q Z. The effects of vectored jet on leading edge vortex breakdown of 65° delta wing[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2000, 14(3): 61-65. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (4) | Click to display the text | |
| [14] |
汤伟, 黄勇, 傅澔. 推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响[J]. 航空学报, 2018, 39(4): 121648. TANG W, HUANG Y, FU H. Effect of thrust vector on dynamic aerodynamic characteristics of aircraft at high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2018, 39(4): 121648. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [15] |
司芳芳, 袁先旭, 李建强, 等. 推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究[J]. 空气动力学学报, 2012, 30(5): 583-591. SI F F, YUAN X X, LI J Q, et al. The study of the parameters' infection between vectoring jet and high speed main flows interaction[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(5): 583-591. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [16] | MCWATERS M A. F-35 conventional model jet-effects testing methodology: AIAA-2015-2404[R]. Reston, VA: AIAA, 2015. |
| [17] |
王延奎, 邓学蓥, 张祖庚. 矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响[J]. 北京航空航天大学学报, 2003, 29(2): 156-160. WANG Y K, DENG X Y, ZHANG Z G. Experimental investigation on effect of horizontal tail deflection on aerodynamic characteristics of aircraft under vectoring jet[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2003, 29(2): 156-160. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (2) | Click to display the text | |
| [18] |
李建强, 李耀华, 郭旦平, 等. 2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术[J]. 空气动力学学报, 2016, 34(1): 20-26. LI J Q, LI Y H, GUO D P, et al. The thrust vectoring experiment technique in the 2.4 m×2.4 m transonic wind tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2016, 34(1): 20-26. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [19] |
高静, 李聪, 杨勇, 等. 低速风洞推力矢量试验背撑干扰特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2005, 19(3): 10-13. GAO J, LI C, YANG Y, et al. Researches of dorsal support interference in low speed wind tunnel thrust vector test[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2005, 19(3): 10-13. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (5) | Click to display the text | |
| [20] |
贾毅, 郑芳, 黄浩, 等. 低速风洞推力矢量试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2014, 28(6): 92-97. JIA Y, ZHENG F, HUANG H, et al. Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(6): 92-97. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [21] |
金长江, 范立钦, 周士林. 飞机飞行性能计算[M]. 北京: 国防工业出版社, 1983: 200-216. JIN C J, FAN L Q, ZHOU S L. Flight performance calculation of aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1983: 200-216. (in Chinese) |