钱丰学
- 作品数：15 被引量：51H指数：4
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金国际科技合作与交流专项项目国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 高超声速风洞多体干扰与分离试验技术被引量：11
- 2010年
- 在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术。试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。
- 吴继飞王元靖罗新福钱丰学
- 关键词：激波干扰高超声速
- 一种音爆测量风洞试验数据处理方法
- 本发明公开了一种音爆测量风洞试验数据处理方法，属于航空航天风洞试验领域，目的在于解决现有音爆测量风洞试验数据处理方法在消除背景压力干扰方面不完全的问题。该处理方法包括如下步骤：A．根据探针的构型与开孔位置，通过理论计算或...
- 杨洋钱丰学林学东毛代勇魏志尹刚陈学孔王瑞波贾智亮
- 文献传递
- 基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究被引量：19
- 2006年
- 为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性，逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法，本文针对GBM-04A战斗机标模，确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方，采用全模型测力和表面升华法对边界层转捩效果进行了试验研究。结果表明，对GBM-04A标模而言，粗糙元的最佳高度为h=0．09～0．11mm，在此范围选择粗糙元高度，不仅可以在模型上得到满意的人工转捩效果，而且不产生附加阻力；柱式转捩带具有传统金刚砂粗糙带不可比拟的显著优点，适合在高速风洞试验中推广应用。
- 黄勇钱丰学于昆龙何彬华畅利侠林学东
- 关键词：风洞试验高速风洞边界层转捩
- 柱状粗糙元及升华法在高速边界层转捩试验中的应用
- 为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性，逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法，本文针对GBM-04A战斗机标模，确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方，采用全模型测力和表面升华法...
- 黄勇钱丰学于昆龙何彬华畅利侠林学东
- 关键词：风洞试验高速风洞边界层转捩
- 文献传递
- 现代战斗机纵横向稳定性改进研究
- 本文分析了现代战斗机纵、横向稳定性的一般特征,结合具体布局提出了几种改善现代战斗机纵、横向稳定性的气动布局改进措施,着重分析了俯仰力矩特性及航向稳定性的改进方法、原理和相应的改进效果。
- 钱丰学梁贞桧
- 文献传递
- 非圆截面弹体跨声速气动特性研究
- 对正方形截面、菱形截面、不同形状的梯形截面弹体跨声速气动特性进行了试验研究,获得了梯形侧面倾角参数化的试验结果,结果表明梯形侧面倾角对弹体气动特性有显著影响,马赫数对非圆截面弹体升力和阻力特性有明显影响。
- 钱丰学陈德华黄勇郭洪涛畅利侠
- 关键词：风洞试验跨声速气动特性
- 文献传递
- 高超声速多体干扰与分离试验被引量：14
- 2010年
- 进行了高超声速飞行器多体系统分离过程中存在的气动力干扰试验研究.试验模型是某构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.研究在FL-31风洞中进行,试验马赫数为Ma=6.97.试验结果表明:分离过程中助推器和再入体之间存在复杂的激波干扰现象,多体系统分离过程中的气动干扰本质上是激波干扰引发的.
- 王元靖吴继飞陶洋罗新福钱丰学
- 关键词：高超声速飞行器风洞试验激波干扰
- 边条机翼布局战斗机稳定性改进研究被引量：4
- 2002年
- 对边条机翼布局战斗机的纵、横向稳定性改进措施进行了研究。结合具体战斗机布局 ,给出了边条机翼布局战斗机纵、横向稳定性的一般特征 ,对前缘襟翼下偏、翼刀、平尾下反和机身截面修形等几种气动布局改进措施的风洞试验结果进行了简要讨论。结果表明 ,所研究的气动布局改进措施都能有效提高边条机翼布局战斗机的稳定性 ,其中 ,前缘襟翼下偏既能完全克服俯仰力矩曲线非线性上翘问题 。
- 钱丰学梁贞桧
- 关键词：边条机翼战斗机稳定性
- 基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估被引量：4
- 2002年
- 基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。
- 黄勇钱丰学董立新
- 关键词：风洞试验飞机
- 超声速条件下多体干扰与分离试验研究被引量：7
- 2014年
- 采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。
- 王元靖钱丰学畅利侠易国庆陶洋
- 关键词：超声速激波干扰
