崔晓春
- 作品数：18 被引量：17H指数：3
- 供职机构：中国航空工业空气动力研究院更多>>
- 发文基金：中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制被引量：3
- 2013年
- 以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。
- 冯强张洋崔晓春
- 关键词：风洞试验减阻
- 亚声速二喉道流场不对称现象研究被引量：2
- 2015年
- 为满足未来我国先进飞行器的发展需求,我国将考虑建设大型跨声速风洞,提高风洞试验模拟精细化水平。而第二喉道作为风洞Ma数控制的有效手段,被认为是提升跨声速风洞能力的关键技术之一。本文首先通过CFD数值模拟发现了二喉道段流场在某些压比下存在不对称现象,然后,利用现有引导风洞,设计加工了Ma=0.7的带可变中心体的二喉道段进行验证试验。试验结果显示,当前室总压达到某一值时,二喉道段流场会出现不对称现象,并前传影响试验段流场品质。最后利用CFD手段给出了一种无不对称现象的新型二喉道设计。
- 孟凡民张刃李庆利崔晓春
- 关键词：亚声速中心体数值模拟
- 风洞流场校测与试验数据不确定度
- 风洞流场校测误差通过试验数据处理而影响试验数据的不确定度。这是一个重要而易于忽略的因素。本文通过分析表明,超声速速度场校准误差和跨声速参考马赫数误差对常规测压与测力试验数据不确定度具有重要影响,提高流场校测精准度对于提高...
- 崔晓春王颖许雪峰
- 关键词：流场校测风洞试验不确定度流场品质
- 文献传递
- 2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究
- 2023年
- 连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。
- 张刃杜文天李庆利李庆利
- 关键词：风洞设计风洞试验
- 风洞流场校测与试验数据不确定度
- 2004年
- 风洞试验数据的不确定度水平反映了风洞试验结果的精确性和可靠性，在所有影响试验数据精确性的因素中，流场校测误差是一个重要而容易被忽略的因素。本文通过分析表明，超音速速度场校准误差和跨音速参考马赫数误差是影响常规测压与测力试验数据不确定度的主要因素，所以合理的进行跨、超音速流场校测，提高流场校测精准度对于提高试验数据质量具有重要意义。
- 崔晓春许雪峰
- 关键词：风洞试验不确定度流场校测空气动力学
- 武器舱空腔舱弹干扰特性初步研究
- 本文通过风洞试验研究武器舱舱弹干扰特性，分析舱内腹撑对舱内流动影响以及弹体法向不同发射位置H/D对舱内流动影响。研究结果表明:腹支杆对舱底压力分布影响微弱，各测点平均静压变化量很小:导弹处于不同发射位置H/D时,舱内各测...
- 冯强崔晓春陈雪原
- 关键词：武器舱空腔流动风洞试验
- 文献传递
- 飞翼布局飞机武器舱综合流动控制技术研究被引量：8
- 2012年
- 针对飞翼布局飞机武器舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性和全机开舱附加阻力问题,以高速风洞气动噪声及气动力测量为研究手段,开展了基于前缘扰流片激励的武器舱综合流动控制技术试验研究。试验结果表明:对于飞翼布局飞机,武器舱开启对飞机气动性能有较大影响,巡航状态下,武器舱打开后使全机阻力增加了60%～110%;武器舱气动噪声高达185dB;内埋武器分离过程中存在较大的抬头力矩,不利于武器分离。通过在武器舱前缘布置扰流片对剪切层施加激励,可以有效改善武器舱流动特性。巡航状态下武器舱开舱附加阻力最多降低20%;武器舱噪声降低5～8dB;同时可以有效改善内埋弹分离特性。
- 冯强崔晓春
- 关键词：武器舱气动噪声
- 跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究被引量：2
- 2017年
- 新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。
- 崔晓春崔晓春孟凡民李庆利张刃
- 关键词：中心体跨声速风洞试验验证
- 我国大型飞机风洞试验技术研究现状与发展趋势
- 2023年
- 大型飞机风洞试验技术是大型飞机产业化发展的重要技术基础。本文简要介绍了大型飞机气动布局特点及其风洞试验需求,阐述了近十多年来我国在边界层转捩精确模拟与流动精细化观测、高速风洞试验模型支撑、精细化气动力/气动载荷测量、气动力试验数据修正、气动噪声、结冰与防除冰等大型飞机风洞试验技术研究方面的发展现状,分析了我国现有风洞试验技术能力水平与航空发达国家及未来型号发展需要之间的差距,并提出了下一步发展建议。
- 吴军强崔晓春魏志魏志
- 关键词：大型飞机低速风洞跨声速风洞
- PIV及PSP技术在大飞机风洞试验中的综合应用
- 2023年
- 在FL-61风洞中,对高频粒子图像测速(particle image velocimetry, PIV)试验系统在真实风洞环境中的速度场测量精度进行了试验研究,结果表明在30~280 m/s范围内,PIV试验系统测量精度优于1%。以不同厚度和粗糙度的聚酰亚胺不干胶薄膜模拟模型表面PSP涂层,研究了压力敏感涂层(pressure sensitive paint, PSP)对测力测压数据的影响,结果表明将涂层厚度控制在0.03 mm以内可有效降低涂层对测力测压数据的影响。在FL-62连续式跨声速风洞中使用民机校验模型,进行了两种技术的综合应用研究,采用极短时间间隔的错时采集技术,实现了PIV技术与PSP技术的准同步综合化应用,获得了大飞机模型机翼上表面空间流动速度场及机翼表面压力分布。
- 尚金奎李玉军赵荣奂王猛衷洪杰徐兆楠崔晓春
- 关键词：大飞机
