刘铁中
- 作品数：30 被引量：31H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：中国人民解放军总装备部预研基金国防科技技术预先研究基金国家杰出青年科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程兵器科学与技术更多>>
- 三翼面布局飞机低速气动性能的试验研究
- 该文以超音速巡航及隐身性能为前提,进一步研究了三翼面布局飞机的低速大攻角气动性能.其中比较了二种不同截面形状头部的流场特点,对三翼面布局的流场、气动性能及参数选择特点进行了研究,利用前翼延伸边条/前翼的有利干扰优化全机涡...
- 刘铁中
- 关键词：涡流场气动性能
- 文献传递
- 使用涡流发生器对某型飞机进行失速特性改善的研究
- <正>通过使用涡流发生器对某型飞机失速迎角附近机翼上表面的流场进行控制,以改善飞机的失速特性。文章通过数值模拟计算与国内外相关资料中介绍的涡流发生器设计思想结合的方法,设计了多种不同几何形状的涡流发生器,并对涡流发生器不...
- 何宏伟刘铁中蒋增龑黄中杰王振果高恩和
- 文献传递
- 通用飞机富勒襟翼多目标优化被引量：3
- 2017年
- 针对通用飞机高效增升装置设计的需求,提出了同时优化富勒襟翼缝道宽度、搭接量、襟翼偏角和襟翼外形的多目标优化设计方法。建立了基于椭圆方程的富勒襟翼参数化方法和RBF网格变形方法,优化算法采用快速非支配排序遗传算法(NSGAⅡ),以求解雷诺平均N-S方程为气动评估方法并采用集群分布并行计算以缩短优化时间。以GA(W)-1为基准翼型,以增加线性段(6°)和接近失速迎角(13°)升力系数为目标进行富勒襟翼优化,16计算节点下耗时约8h,获得最终Pareto前沿面,并对优化变量进行了相关性分析,相比初始构型,Pareto前沿面构型最大使迎角6°和13°升力系数增加7.03%和3.42%,说明该优化方法快速有效的。
- 魏闯张铁军刘铁中
- 关键词：富勒襟翼多目标优化
- 双三角机翼前缘涡襟翼的试验研究
- 2011年
- 通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究。探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等。尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据。研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能。
- 刘铁中王晋军何宏伟潘枞
- 关键词：风洞试验涡襟翼升阻比
- 使用涡流发生器对某型飞机进行失速特性改善的研究
- 通过使用涡流发生器对某型飞机失速迎角附近机翼上表面的流场进行控制,以改善飞机的失速特性.文章通过数值模拟计算与国内外相关资料中介绍的涡流发生器设计思想结合的方法,设计了多种不同几何形状的涡流发生器,并对涡流发生器不同的几...
- 何宏伟刘铁中蒋增龑黄中杰王振果高恩和
- 风洞模型折叠变形机翼
- 本发明涉及一种主要用于风洞动态试验中测量变形飞行器气动力的风洞模型折叠变形机翼，将传统的整体机翼分割为机身、内翼、外翼等部分，把机身、内翼、外翼、连杆、铰链轴与利用精密机械装置控制的主动机构和从动机构耦合设计在一起，在内...
- 李强李周复张国友刘铁中黄丹高小荣
- 文献传递
- 一种带有背部襟翼的飞机
- 本发明的目的是提供一种带有背部襟翼的飞机，包括背部襟翼、机身、机翼、前翼、立尾、副翼和襟翼，机翼与机身连接，机翼的后缘设有副翼和襟翼，机身的前部设有前翼，机身上设有背部襟翼和立尾。当飞机处于巡航姿态时，背部襟翼收起；当飞...
- 闫东奇秦加成刘铁中王振果黄中杰高峰吴佳莉
- 文献传递
- 无人作战飞机是我们赶超世界航空先进水平的最佳切入点
- ＜正＞对于要不要发展变形飞行器的问题,由于这个概念就航空飞行器而言,主要应用于无人机方面,发展无人作战飞机是我们国家赶超世界航空先进水平的最佳切入点,所以非常有必要进行变形技术的研究。国外在进行无人作战飞机气动设计技术研...
- 刘铁中
- 文献传递
- 一种前探式前翼前缘襟翼结构
- 本实用新型的目的是提供一种前探式前翼前缘襟翼结构，包括前缘襟翼、前翼、机翼、副翼、襟翼、机身、立尾、伸缩支杆、齿轮和动力传动轴，前缘襟翼与前翼连接，立尾与机身的后端连接，机翼与机身连接，机翼上设有副翼和襟翼，前翼上设有齿...
- 秦加成王振果杜希奇刘铁中高恩和蒋增杨光
- 文献传递
- 提高变体飞机风洞测力试验精度的方法研究被引量：2
- 2016年
- 变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化。相对于常规测力试验,由于模型的变体运动导致试验数据精度差。本文对纯机械驱动的变体飞机模型的风洞试验精度的主要影响因素进行了分析,从试验方案、数据采集触发方式和数据处理方法等进行了改进。验证试验表明,试验精度大幅提高,升力系数重复性最大误差约为0.00538,阻力系数重复性最大误差约为0.00098,俯仰力矩系数重复性最大误差约为0.00113,动态试验精度达到常规试验水平。
- 蒋增龑刘铁中何宏伟
- 关键词：变体飞机风洞试验数据处理
