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高超声速复杂气动问题数值方法研究进展
被引量：
16
1
作者
王江峰
伍贻兆
+3 位作者
季卫栋
樊孝峰
赵法明
吕
侦
军
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第1期159-175,共17页
高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对...
高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。
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关键词
高超声速
数值模拟
气动加热
磁流体力学
气动热弹性力学
气动力/热/结构耦合
原文传递
多级压缩锥导/吻切锥乘波体设计与对比分析
被引量：
8
2
作者
吕
侦
军
王江峰
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第11期2103-2109,共7页
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了...
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体.
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关键词
气动布局
高超声速
多级压缩
锥导乘波体
吻切锥乘波体
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职称材料
多级压缩锥导乘波体设计与分析
被引量：
8
3
作者
吕
侦
军
王江峰
+1 位作者
伍贻兆
程克明
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第5期518-523,共6页
提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气...
提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气道的正常工作提供所需的均匀流场。以二级压缩乘波体为例阐述了该设计方法,设计方法通过对二级压缩基准流场进行重构,使其符合Taylor-Maccoll流动模型以获得新的二级压缩基准流场。同时编写设计程序生成了一级、二级和三级压缩乘波体,通过数值模拟结果校验设计方法的正确性,并对其压缩性、升阻比、总压恢复系数等性能进行了对比分析。
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关键词
气动布局
高超声速
乘波体
多级压缩
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职称材料
三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析
被引量：
7
4
作者
吕
侦
军
王旭东
+1 位作者
季卫栋
王江峰
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第5期38-44,共7页
为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设...
为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。
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关键词
高超声速
气动布局
锥导乘波体
三级压缩
数值模拟
风洞实验
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职称材料
题名
高超声速复杂气动问题数值方法研究进展
被引量：
16
1
作者
王江峰
伍贻兆
季卫栋
樊孝峰
赵法明
吕
侦
军
机构
南京航空航天大学航空宇航学院
出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第1期159-175,共17页
基金
国家"863"计划~~
文摘
高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。
关键词
高超声速
数值模拟
气动加热
磁流体力学
气动热弹性力学
气动力/热/结构耦合
Keywords
hypersonic
numerical simulation
aerodynamic heating
magnetohydrodynamics
aerothermoelasticity
fluid/ thermal/structural coupling
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
多级压缩锥导/吻切锥乘波体设计与对比分析
被引量：
8
2
作者
吕
侦
军
王江峰
机构
南京航空航天大学航空宇航学院
出处
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第11期2103-2109,共7页
基金
江苏高校优势学科建设工程项目
文摘
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体.
关键词
气动布局
高超声速
多级压缩
锥导乘波体
吻切锥乘波体
Keywords
aerodynamic configuration
hypersonic
multistage compression
cone-derived waverider
osculating cone waverider
分类号
V221.3 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
下载PDF
职称材料
题名
多级压缩锥导乘波体设计与分析
被引量：
8
3
作者
吕
侦
军
王江峰
伍贻兆
程克明
机构
南京航空航天大学航空宇航学院
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第5期518-523,共6页
基金
江苏高校优势学科建设工程资助项目
文摘
提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气道的正常工作提供所需的均匀流场。以二级压缩乘波体为例阐述了该设计方法,设计方法通过对二级压缩基准流场进行重构,使其符合Taylor-Maccoll流动模型以获得新的二级压缩基准流场。同时编写设计程序生成了一级、二级和三级压缩乘波体,通过数值模拟结果校验设计方法的正确性,并对其压缩性、升阻比、总压恢复系数等性能进行了对比分析。
关键词
气动布局
高超声速
乘波体
多级压缩
Keywords
Aerodynamic configuration
Hypersonic
Waverider
Multistage compression
分类号
V221.3 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
下载PDF
职称材料
题名
三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析
被引量：
7
4
作者
吕
侦
军
王旭东
季卫栋
王江峰
机构
南京航空航天大学航空宇航学院
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第5期38-44,共7页
文摘
为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。
关键词
高超声速
气动布局
锥导乘波体
三级压缩
数值模拟
风洞实验
Keywords
hypersonic
aerodynamic configuration
cone-derived waverider
three-stage compression
numerical simulation
wind tunnel experiment
分类号
V221.3 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高超声速复杂气动问题数值方法研究进展
王江峰
伍贻兆
季卫栋
樊孝峰
赵法明
吕
侦
军
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
16
原文传递
2
多级压缩锥导/吻切锥乘波体设计与对比分析
吕
侦
军
王江峰
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
8
下载PDF
职称材料
3
多级压缩锥导乘波体设计与分析
吕
侦
军
王江峰
伍贻兆
程克明
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
8
下载PDF
职称材料
4
三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析
吕
侦
军
王旭东
季卫栋
王江峰
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015
7
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职称材料
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