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本文介绍了模拟发动机进排气对战斗机气动力影响的风洞试验技术、引射式发动机模拟器和校准装置以及飞机进气／喷流风洞试验方法。为了验证该项试验技术，研制了简化的战斗机模型，该模型的试验结果表明：该项试验技术可以较真实地模拟战斗机推进系统的进排气情况，进气流量可模拟到90％以上，喷流的最高落压比可达到3．75。该项试验技术为进一步开展进气／喷流对飞机的外流和内流影响研究提供了技术支持。