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该文介绍了在ＦＬ－１风洞中大攻角下飞机模型头部喷气实验技术及取得的气动力效果。选择设计了三种喷气位置、四种喷气方式、多个喷气方向和四个喷气动量系数，研究全机在ＦＬ－１风洞中Ｍ＝０．３５，α＝９°￣４１°对称状态下，头部喷 对其大攻角纵、横向气动力特性的影响。多方位的探索实验结果表明：头部喷气能够提高大攻角下的全机升力，并且能有效地控制大攻角下的非对称侧力和力矩，是改善新一代歼击机大攻角操纵性的有效途径，有望成为一种新的气动布局措施。