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本发明属于飞机尾喷流速度场计算技术，涉及一种涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的方法。其特征在于，计算涡桨飞机尾喷速度场的步骤如下：建立坐标系；定义；计算特征角α;确定喷流核心区边界线方程；计算特征角β；确定滑流主流区边界线方程；计算特征角...
该专利属于中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所所有，仅供学习研究参考，未经过中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所授权不得商用。

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