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刘洋

作品数：8 被引量：33H指数：3
供职机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院更多>>
发文基金：国家重点基础研究发展计划国家自然科学基金国家杰出青年科学基金更多>>
相关领域：航空宇航科学技术更多>>

合作作者

文献类型

  • 7篇期刊文章
  • 1篇会议论文

领域

  • 8篇航空宇航科学...

主题

  • 4篇直升
  • 4篇直升机
  • 3篇旋翼
  • 2篇直升机旋翼
  • 2篇失速
  • 2篇舰载
  • 2篇飞行
  • 1篇大型客机
  • 1篇低空
  • 1篇动力学
  • 1篇动力学稳定性
  • 1篇动态失速
  • 1篇动特性
  • 1篇旋翼翼型
  • 1篇翼型
  • 1篇运输机
  • 1篇张线支撑
  • 1篇三角翼
  • 1篇失速特性
  • 1篇数值模拟

机构

  • 8篇北京航空航天...

作者

  • 8篇刘洋
  • 5篇向锦武
  • 1篇万全红
  • 1篇左林玄
  • 1篇王延奎
  • 1篇罗漳平
  • 1篇邓学蓥
  • 1篇肖飞
  • 1篇王晋军
  • 1篇王磊
  • 1篇韩松梅
  • 1篇孟少华

传媒

  • 3篇北京航空航天...
  • 1篇航空学报
  • 1篇航空动力学报
  • 1篇飞机设计
  • 1篇飞行力学
  • 1篇中国航空学会...

年份

  • 2篇2017
  • 4篇2013
  • 2篇2008
共 8 条 记 录，以下是 1-8
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排序方式：
应用轨迹优化策略的直升机任务科目基元仿真被引量：1
2017年
任务科目基元的飞行试验是ADS-33E-PRF对直升机飞行品质的判定标准。针对直升机设计过程中飞行品质难以事先评定的特点,提出了一种基于轨迹优化策略的直升机任务科目基元数值仿真方法。该方法将飞行品质规范对直升机位置、姿态和速度的限制处理为状态量的边界约束,以完成任务科目基元的时间为目标函数,结合直升机自身的性能和安全性约束,建立了针对任务科目基元的直升机轨迹优化模型。求解该模型得到直升机完成相应任务科目基元所用的时间,便可定性判断直升机飞行品质是否满足ADS-33E-PRF对这一任务科目基元的要求,从而在设计之初对优化直升机总体设计参数提供参考。对某型直升机悬停转弯机动科目进行仿真计算,验证了该方法的正确性和有效性。
刘洋向锦武孟少华
关键词：直升机飞行品质
大型客机复杂流场的数值模拟研究
采用混合网格方法对全机进行划分,通过耦合隐式离散的有限体积法离散求解N-S方程.数值模拟了某大型客机机身,机翼/吊舱/小翼/平垂尾完整构型的复杂绕流流场.获得了较好的效果.
刘洋肖飞万全红
关键词：大型客机混合网格数值模拟复杂流场
文献传递
张线支撑系统的同步测控技术及其应用被引量：2
2013年
介绍了北航D4风洞发展的一套具有同步测控技术的张线支撑系统,该系统较好地解决了运输机后体气动特性研究中模型支撑与其气动干扰之间的矛盾。从功能上该张线支撑系统分为控制子系统与测量子系统两部分。首先,该张线支撑机构通过两个步进电机进行驱动,所以需要控制子系统对两电机进行同步控制,从而实现对试验模型迎角的精确控制。其次,该张线支撑机构的测量子系统实现了与北航D4风洞测压、测力、PIV等数据采集系统的联动,通过与控制子系统进行网络通信,可以进行在迎角序列下的同步测量,从而可以大幅度提高试验效率。最后,利用该张线支撑系统,在北航D4风洞进行了运输机后体流动特性的风洞试验研究,结果表明该张线支撑系统满足试验要求。
王磊王延奎邓学蓥韩松梅刘洋
关键词：张线支撑同步测控风洞试验运输机
舰载直升机旋翼/机体耦合动力学稳定性被引量：3
2013年
建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型,考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点,并将舰船振动自由度与旋翼/机体系统相结合分析了直升机系统耦合动力学稳定性.舰载直升机采用无轴承旋翼,用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型,考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束.起落架包括液压作动器和橡胶轮胎,起落架系统具有非线性特点,在不同载荷下其刚度和阻尼都不同.采用所建立的动力学模型分析了舰载直升机的"舰面共振"动力学特性,首先通过算例中的无轴承旋翼直升机"地面共振"频率与阻尼曲线验证了旋翼机体耦合模型的正确性.其次发现舰船在横摇振动情况下,旋翼/机体耦合系统的旋翼不稳定转速区域会提前出现,如果鱼叉系留则会推迟不稳定转速,并且增加系统的阻尼.
刘洋向锦武
关键词：舰载直升机无轴承旋翼起落架
舰载直升机旋翼/机体非线性耦合稳定性分析被引量：1
2013年
基于多体动力学方法建立了舰载直升机旋翼/机体耦合系统的动力学模型,其中机体起落架模型由非线性的液压作动器和橡胶轮胎两部分组成,而舰船的横摇和纵摇以简谐激励的形式通过起落架传递给旋翼/机体系统.针对不同的舰船激振频率,研究舰载直升机起动过程中旋翼/机体系统的时间响应历程和动力学稳定性.结果表明:舰载直升机的机体和桨叶摆振自由度在舰船激励下均会出现极限环振动现象,并且当舰船激振频率与旋翼旋转频率相等时会激发出旋翼的摆振后退型模态的极限环振动,使旋翼重心偏离桨毂中心,进而可能导致"舰面共振"事故发生.
刘洋向锦武
关键词：直升机极限环振动旋翼
来流局部干扰对三角翼气动特性的影响被引量：1
2008年
通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法，研究了来流干扰对微小型飞行器MAV（Micro Air Vehicle）气动特性的影响．结果表明，在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时，两者均出现缓失速，刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切，弹性翼的缓失速不仅与此有关，还与弹性翼的振动有关．无干扰或在机翼顶点加入干扰时，在攻角为4^o～18^o内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大，但升阻比相对要小．由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合，弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化，失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率．
左林玄王晋军刘洋
关键词：三角翼气动特性
后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响被引量：11
2013年
针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°～360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。
刘洋向锦武
关键词：直升机旋翼后缘襟翼动态失速
低空自由飞行短期冲突探测算法被引量：14
2017年
针对低空自由飞行航线自主的特点,提出了一种概率型的短期冲突探测算法。算法考虑导航误差、控制误差及风扰动引起的飞行器位置预测误差,建立了合理的误差模型,以计算短期内飞行器之间的瞬时冲突概率;采用坐标变换以及扩展冲突区域,提出了三维空间内机动飞行情况下,计算冲突概率的近似解析算法。通过与Paielli和Erzberger(P&E)提出的近似算法及Monte Carlo仿真算法的比较,表明本文算法提高了计算冲突概率的准确性,且计算复杂性远远低于Monte Carlo算法,满足低空自由飞行的实时性要求,可实现复杂环境下的冲突探测。
刘洋向锦武罗漳平金万增
关键词：自由飞行
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