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欧平: 作品数：67 被引量：24H指数：4; 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>; 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金国家自然科学基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术交通运输工程更多>>

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一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统: 一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统，涉及吸气式飞行器设计领域；包括n个叶片、套筒、尾段、后支架、前支架、电机座、导流锥、尾盖和锥头；套筒和尾段水平放置且轴向固定连接；前支架垂直固定安装在套筒的一端；后支架垂直固定...; 周健欧平田晓虎宋法振侯逸青; 文献传递

基于盒式翼的地效飞行器气动布局概念设计被引量：1: 2017年; 根据地面效应的特点及相似准则,给出了基于展弦比、梢根比和机翼离水相对高度等参数的盒式翼外形简化设计原则。针对地效飞行器高度焦点配置,结合盒式翼外形简化设计原则,给出了盒式翼纵向位置的简化设计方案。针对盒式翼地效飞行器在起飞过程中的升阻特性,给出了发动机类型选择及动力配置的优选方案。针对地效飞行器的飞行特点,阐述了盒式翼地效飞行器机身和尾翼的设计要点。通过以上分析为基于盒式翼的地效飞行器气动布局概念设计提供了设计依据和参考。; 路容斐蒋崇文高振勋李椿萱张江欧平; 关键词：概念设计地效飞行器

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟被引量：4: 2017年; 对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究,分析了在有无推力矢量情况下,双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明,在无推力矢量状态下,双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数,分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下,双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数,其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4%时,推力矢量角为14.6°,推力系数为0.95。随着二次流流量的增加,双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加,但是当增加到一定值之后,推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下,随着主喷管落压比的增加,推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加,双喉道喷管的推力系数逐渐升高,在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大,但是在NPR=4.0以后,流量系数的变化趋于稳定。; 何敬玉陈强董金刚欧平唐亚丽; 关键词：推力矢量气动性能数值模拟

一种亚跨超风洞的亚跨声速引射开车方法: 一种亚跨超风洞的亚跨声速引射开车方法，能够实现一类亚跨超风洞亚跨声速试验的引射开车方式，降低模型载荷，进而提高试验精度。本发明采用基于模型的PI鲁棒控制方法提高引射压力控制的稳定性，减小引射压力波动，从而减小前室总压波动...; 宋法振赵煊侯逸青张娜祝令谱欧平; 文献传递

一种双喉道推力矢量喷管模型的供气转接段装置: 一种双喉道推力矢量喷管模型的供气转接段装置，包括连接气道(1)、连接法兰(2)、第一驻室(3)、第一气源管路(4)、第二气源管路(5)、第二驻室(6)、二次流管路(7)、喷管模型(8)、通气支臂(9)、外部支杆管道(12...; 何敬玉陈强唐亚丽董金刚欧平; 文献传递

进气道流量测量系统: 本发明公开了一种进气道流量测量系统。包括壳体、反压调节装置、整流装置、总压测量耙、拉瓦尔喷管和静压测量装置，壳体为圆筒状，其前端具有接口，在接口的后端具有扩张段，用于对来流减速，在扩张段之后为平直段，反压调节装置包括节流...; 欧平童木华沈林强田晓虎陈强秦永明; 文献传递

一种可实现侧滑角连续变化的风洞背支撑机构: 一种可实现侧滑角连续变化的风洞背支撑机构，该机构一端与可变攻角的支架(9)连接，另一端通过销钉背支撑模型，通过不同角度的角度楔块(4)可以实现侧滑角连续变化。主要组成部分有支臂(1)、延长段(2)、压板(3)、角度楔块(...; 闫卫锋田晓虎欧平; 文献传递

用于尾喷流干扰试验的喷管: 本发明公开了一种用于尾喷流干扰试验的喷管，包括尾喷管中心锥和常规尾喷管，所述常规尾喷管与实验模型内部所开设的稳压室相连，所述稳压室与小口径高压供气管路连通，所述尾喷管中心锥配置于所述常规尾喷管内，以形成环形尾喷管。根据本...; 潘晓军吴军飞闫卫锋欧平张江; 文献传递

一种非轴对称风洞试验模型的滚转角测量装置: 本实用新型公开了一种非轴对称风洞试验模型的滚转角测量装置，属于风洞试验技术领域。一种非轴对称风洞试验模型的滚转角测量装置，其特征在于：主体为中心向外凸出一平台(5)的圆盘(2)结构，平台(5)内部加工配合内腔(1)；圆盘...; 闫卫锋欧平赵香兰; 文献传递

高超声速带减阻杆钝头体绕流非定常现象数值模拟被引量：1: 2014年; 带减阻钝物体绕流有很强的非定常流动特征,给飞行器减阻和头部热防护都带来了不利影响,为探索这一周期性非定常流动的演变规律及其对飞行器阻力的影响,文中利用Fluent软件对高超声速下的这一现象进行了数值计算模拟研究,针对流动周期的3个不同阶段:坍缩阶段、膨胀阶段和抑制阶段,分别进行了流场结构和流动机理的详细论述,另外还与飞行器模型的阻力曲线相对应,得到了流场结构变化的不同阶段与阻力曲线间的对应关系。; 马宇刘晓伟冯家波熊红亮欧平; 关键词：高超音速非定常减阻杆