党云卿
- 作品数：37 被引量：25H指数：3
- 供职机构：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划国家自然科学基金更多>>
- 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理学更多>>
- 一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法
- 本发明提供一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，包括如下步骤，使轻型飞机处于悬吊状态；确定并标记出飞机全机的重心位置和飞机左、右机翼的重心位置；确定上一步中三处重心位置所需施加重量的大小；对整机进行激励，测试刚体模态和...
- 霍应元程芳罗务揆党云卿
- 一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法
- 本发明涉及一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其具体步骤为：1)构建坐标系；2)获得主盒段截面外圈和内圈特征点的坐标位置；3)计算主盒段截面外圈和内圈相邻特征点组成线段对应的材料减缩系数；4)特征点线段刚度特性计算；...
- 罗务揆黄国宁马艳峰党云卿龚亮
- 一种增广特征向量跟踪的颤振计算方法
- 本发明属于气动弹性领域，涉及一种增广特征向量跟踪的颤振计算方法。其特征在于使用颤振方程的特征值和特征向量构造增广特征向量，通过增广特征向量对飞行速度和振动频率的多项式展开分步求解颤振方程各阶模态的阻尼和频率随速度的变化曲...
- 曾宪昂程芳陈海罗务揆党云卿张慧草
- 准确获取梁结构的截面形式及相应截面尺寸数据的方法
- 本发明属于结构力学领域，涉及一种高准确度获取颤振模型梁架结构的截面形式(矩形、“十”字形、“回”字形和圆环形等)及相应截面尺寸数据的方法。本发明以目标截面刚度数据和梁结构的重量指标为约束条件，综合考虑加工工艺及成本因素，...
- 胡志勇王琳琳党云卿
- 一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法
- 本发明属于结构力学领域，具体涉及一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法。确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的步骤如下：整理截面尺寸数据；计算主盒段的等效面积；计算主盒段截面的等效薄壁矩形空心截面尺寸；...
- 罗务揆赵冬强蒲利东党云卿马翔
- 一种考虑发动机动态特性的气动弹性分析方法
- 本发明属于飞机气动弹性分析技术领域，涉及一种考虑发动机动态特性的气动弹性分析方法。步骤一，提取发动机参考点；步骤二，根据提取的发动机参考点位置以及发动机的动力特性建立如下矩阵：发动机推力刚度修正矩阵<Image file...
- 党云卿李俊杰胡志勇
- 副翼偏转角对大展弦比机翼颤振特性的影响研究被引量：1
- 2016年
- 以某飞机大展弦比机翼颤振风洞试验模型为例,对副翼偏转角变化导致的颤振问题进行了研究,给出了考虑舵面偏转效应的颤振分析方法,并通过试验加以验证。这些分析结论以及试验结果表明,副翼偏转角的变化在一定程度上会对大展弦比机翼的颤振特性产生重要影响,应当在飞机设计过程中予以考虑。
- 胡志勇党云卿陈海
- 关键词：颤振大展弦比机翼
- 乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究被引量：3
- 2011年
- 乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°-、2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。
- 肖虹高超党云卿
- 关键词：乘波体气动特性测压试验高超声速激波
- 一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法
- 本发明公开了一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法，涉及飞机气动弹性技术领域。所述风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法具体为，在试验件的自由端选取参考点，参照所述参考点在风洞内的侧壁及顶部分别安装第一摄像机和第二摄...
- 胡志勇唐矗党云卿蒲利东陈海
- 一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法
- 本发明属于飞机强度试验领域，涉及飞机气动弹性试验范畴，尤其涉及一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法。本发明在飞控传感器与飞控计算机之间串入实时仿真系统，实时仿真系统包括主控计算机与仿真计算机，在主控计算机内完成高通...
- 蒲利东党云卿张红波
