陈洪
- 作品数：62 被引量：49H指数：3
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术文化科学电气工程更多>>
- 一种双机加油风洞试验的双机支撑装置
- 本申请公开了一种双机加油风洞试验的双机支撑装置，包括加油机模型支撑装置和受油机模型支撑装置；其中，加油机模型支撑装置包括X轴平移机构、偏航角调节机构和攻角调节机构，来实现对加油机模型的X轴移动、偏航角和攻角的调整；受油机...
- 吴福章徐开明许可吴志刚张海酉沙建华雷振华焦文耕宋佳阳饶祝陈洪高大鹏刘忠华章荣平
- 基于改进磷虾算法的UCAV机动决策方法
- 机动决策技术是提升无人作战飞机(Unmanned Combat Aerial Vehicle, UCAV)在复杂空战环境下作战能力的重要支撑,也是空战智能化研究的核心。战场环境信息具有明显的不确定性和不完备性特点,针对U...
- 贾英杰魏政磊赵俊杰陈洪严琦
- 关键词：无人作战飞机
- 一种基于无线电-激光双模通信的无人机数据传输系统
- 本发明涉及一种基于无线电‑激光双模通信的无人机数据传输系统，该系统包括：中继无人机组、任务无人机组及控制台，任务无人机组及中继无人机组上均搭载有无线通信模块和激光通信模块。本发明提供的技术方案，由于任务无人机及中继无人机...
- 徐开明王凯吴志刚尹欣繁赵頔王永华刘忠华陈洪高大鹏李永高朱丰汪思琪陈敏陶旭
- 文献传递
- 一种引射式短舱音速喷嘴组合排列方法
- 本发明公开了一种引射式短舱音速喷嘴组合排列方法，述引射式短舱包括短舱壁面、短舱入口和短舱出口，其特征在于所述引射式短舱内设置有若干组音速喷嘴，所述音速喷嘴均匀分布在引射式短舱内的圆周方向上；该引射式短舱音速喷嘴组合排列方...
- 章荣平王勋年熊文韬许可陈洪
- 文献传递
- 内吹式襟翼控制机理和失速特性
- 2021年
- 短距起降运输机对增升装置提出了更高要求,常规机械式增升装置已无法满足,内吹式襟翼系统是当今固定翼飞机最有效的动力增升形式。为推动该技术的工程应用,基于雷诺平均N-S方程,对某加装60°偏角无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究了其在不同吹气动量系数下的气动特性及流动形态,分析了不同环量控制阶段增升机理、失速特性和吹气动量系数对失速特性影响规律。结果表明:内吹式襟翼增升控制效率(升力系数增量与吹气动量系数的比值)较高,在临界吹气动量系数下可达70,此时相较于无吹气状态,升力增加约125%;主翼上由于环量增加产生的升力增量是翼型升力增量的主要来源,约占总升力增量的78%;吹气动量系数增加可造成翼型气动中心后移;附面层分离控制区主要通过消除襟翼上的流动分离增加升力,超环量控制区升力的增加是由于尾缘下游的射流效应使流线进一步偏转而实现的;随吹气动量增加,附面层分离控制区的失速迎角提前,超环量控制区失速迎角略微推迟。
- 张刘姜裕标何萌陈洪高立华
- 关键词：环量控制失速特性
- 一种提高超声速柯恩达射流附着压比的环量控制单元
- 本发明公开了一种射流环量控制单元，所述射流环量控制单元设置于机翼的尾缘位置，射流环量控制单元包括第一高压气腔、第二高压气腔、第一喷嘴、第二喷嘴和柯恩达型面，第一喷嘴与所述第一高压气腔相连通，且第一喷嘴朝向机翼尾部设置，第...
- 张刘黄勇姜裕标陈洪高立华李昌汪军何萌
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- 一种基于车贴技术的低速风洞双锯齿固定转捩带
- 本实用新型公开了一种基于车贴技术的低速风洞双锯齿固定转捩带，所述转捩带为长条状，长条状的长边为锯齿状，所述转捩带厚度在0.10mm～0.30mm之间，所述转捩带由若干层组成，层数为奇数，从底层到顶层之间除开顶层上表面为光...
- 张鹏李进学倪章松陈洪杨晓娟范利涛张晖李路路任章滔谢琦金启刚张治国万琪明曹尤生江鲲鹏付华路正蒋科林祝明红姜裕标
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- 一种双机加油风洞试验支撑装置的防碰壁方法
- 本申请公开了一种双机加油风洞试验支撑装置的防碰壁方法，首先，建立支撑装置的正运动方程，并确定支撑装置中各关节的关节空间。随后在关节空间内选取一组随机值组，随机值组包括与关节一一对应的若干个随机值，将随机值组带入正运动方程...
- 徐开明刘忠华陈洪高大鹏吴志刚吴福章章荣平雷振华焦文耕张海酉宋佳阳饶祝沙建华
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- 一种快速实现风洞小规模测压的试验方法
- 本发明公开了一种快速实现风洞小规模测压的试验方法，将一组测压孔通过测压模块连接到风洞中天平测量线缆上，将测压模块虚拟为一个天平，通过对天平测量线缆上的信号读取获得测压孔上的压力；本发明不需要像传统的电子扫描阀在风洞现场设...
- 刘忠华吴福章陈洪陈浩吴志刚徐开明尧祝
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- 8m×6m风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术被引量：3
- 2017年
- 采用单台抽吸流量达383m3/min的真空泵抽吸系统和最大落压比达3.5的喷流模拟器,在8m×6m风洞建立了大尺度模型进气道和喷流试验技术,可实现8m×6m试验段大尺度战斗机100%进气流量和高落压比模拟要求,通过将3m量级风洞试验模型的比例增大1倍,能够更为精细地模拟战斗机气动外形,获得更为准确的飞机进气道性能、喷流对战斗机气动特性影响及矢量喷管性能参数。
- 陈洪刘李涛巫朝君
- 关键词：进气道喷流
