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高速运动物体的计算机红外成像仿真 被引量:8
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作者 于伟杰 涂红明 彭群生 《系统仿真学报》 CAS CSCD 2000年第5期560-564,共5页
高速运动物体的计算机红外成像仿真在国防、军事、遥感探测等许多领域有着广泛的应用价值。本文从红外物理学、流体力学、空气动力学以及传热学的基本理论出发 ,通过分析高速运动物体表面与流体之间的传热过程以及其它影响其红外成像的... 高速运动物体的计算机红外成像仿真在国防、军事、遥感探测等许多领域有着广泛的应用价值。本文从红外物理学、流体力学、空气动力学以及传热学的基本理论出发 ,通过分析高速运动物体表面与流体之间的传热过程以及其它影响其红外成像的因素 ,提出了一个精确地反映气动加热作用机理的、简化的高速运动物体的计算机红外成像仿真模型。从实验结果看 ,该模型的红外仿真效果较理想。 展开更多
关键词 运动物体 红外成像 计算机仿真 计算机图形学
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吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用 被引量:13
2
作者 贺旭照 赵慧勇 乐嘉陵 《计算物理》 CSCD 北大核心 2008年第5期555-560,共6页
对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和... 对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据. 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 气动力 气动热 数值模拟
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边缘钝化对乘波构型性能影响分析 被引量:10
3
作者 陈小庆 侯中喜 +1 位作者 刘建霞 葛爱学 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期1334-1339,共6页
基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化。为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘... 基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化。为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响。分析表明:乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低布局的气动性能。随着钝化半径的增大,乘波构型的气动性能降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱。在高超声速飞行器布局设计时应综合考虑钝化对气动力和气动热的影响效应,寻找最佳的平衡点。 展开更多
关键词 乘波构型 边缘钝化 气动热 升阻比
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高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验 被引量:10
4
作者 董昊 张旭东 +2 位作者 刘是成 程克明 赵炜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第4期101-109,共9页
作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得... 作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。 展开更多
关键词 高超声速 逆向喷流 流动控制 数值模拟 风洞试验 气动热 喷流压比
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微重力火箭气动加热计算 被引量:2
5
作者 乐发仁 杨军 +1 位作者 姜贵庆 卢睿 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期1-3,9,共4页
针对气动外形为曲线、锥(柱)旋转组合体的微重力火箭,采用半球 柱(锥)和后掠翼的气矾加热计算方法及公式,分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度,并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分... 针对气动外形为曲线、锥(柱)旋转组合体的微重力火箭,采用半球 柱(锥)和后掠翼的气矾加热计算方法及公式,分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度,并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分布,为箭体结构及热防护提供了有效的设计方法和可靠依据。 展开更多
关键词 微重力火箭 超音速 气动加热 热流密度
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Advances in critical technologies for hypersonic and high-enthalpy wind tunnel 被引量:10
6
作者 Zonglin JIANG Zongmin HU +1 位作者 Yunpeng WANG Guilai HAN 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2020年第12期3027-3038,共12页
Hypersonic and high-enthalpy wind tunnels and their measurement techniques are the cornerstone of the hypersonic flight era that is a dream for human beings to fly faster,higher and further.The great progress has been... Hypersonic and high-enthalpy wind tunnels and their measurement techniques are the cornerstone of the hypersonic flight era that is a dream for human beings to fly faster,higher and further.The great progress has been achieved during the recent years and their critical technologies are still in an urgent need for further development.There are at least four kinds of hypersonic and high-enthalpy wind tunnels that are widely applied over the world and can be classified according to their operation modes.These wind tunnels are named as air-directly-heated hypersonic wind tunnel,light-gas-heated shock tunnel,free-piston-driven shock tunnel and detonation-driven shock tunnel,respectively.The critical technologies for developing the wind tunnels are introduced in this paper,and their merits and weakness are discussed based on wind tunnel performance evaluation.Measurement techniques especially developed for high-enthalpy flows are a part of the hypersonic wind tunnel technology because the flow is a chemically reacting gas motion and its diagnosis needs specially designed instruments.Three kinds of the measurement techniques considered to be of primary importance are introduced here,including the heat flux sensor,the aerodynamic balance,and optical diagnosis techniques.The techniques are developed usually for conventional wind tunnels,but further improved for hypersonic and high-enthalpy tunnels.The hypersonic ground test facilities have provided us with most of valuable experimental data on high-enthalpy flows and will play a more important role in hypersonic research area in the future.Therefore,several prospects for developing hypersonic and high-enthalpy wind tunnels are presented from our point of view. 展开更多
关键词 High-enthalpy flow Hypersonic wind tunnel Aerospace vehicle aerodynamic balance heat flux sensor Optical measurement technique
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临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状 被引量:8
7
作者 王庆洋 丛堃林 +2 位作者 刘丽丽 陆宏志 徐胜金 《气体物理》 2017年第4期46-55,共10页
临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声... 临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状,分析了研究的发展趋势,并分别从工程计算、数值仿真以及实验研究3个方面介绍了高超声速飞行器气动力及气动热的研究技术和方法. 展开更多
关键词 临近空间 高超声速飞行器 气动力 气动热
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低速高温燃气流热模拟试验方法和设备 被引量:8
8
作者 董素君 齐玢 +3 位作者 李志杰 樊未军 张荣春 王浚 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期961-968,共8页
对比分析了两种气流状态参数和两种加热情况下典型前缘部件表面热流密度的相似性,论证了利用亚声速高温燃气流加热方式进行近地空间高超声速飞行工况气动热模拟试验的可行性.针对高超声速飞行器典型钝头锥结构提出"小喷口低速高温... 对比分析了两种气流状态参数和两种加热情况下典型前缘部件表面热流密度的相似性,论证了利用亚声速高温燃气流加热方式进行近地空间高超声速飞行工况气动热模拟试验的可行性.针对高超声速飞行器典型钝头锥结构提出"小喷口低速高温燃气流+石英灯"组合热试验方案.通过采用新型高效双腔蒸发管型燃气发生器、新型带保温夹层和耐高温陶瓷内衬的水冷不锈钢高温管道结构,同时引入电加热器预热及燃烧室两路供油方案,使所建低速高温燃气流热试验设备产生燃气流温度达到2 100K,250mm喷口处平均径向温度分布梯度约3K/mm,具有线性温度控制功能且稳态控制温差约46K,满足24km、马赫数为6典型高超声速飞行器工况驻点区域高温/大热流密度气动热试验要求. 展开更多
关键词 高超声速 气动热 高温燃气 热试验 数值仿真
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飞行器气动加热烧蚀工程计算 被引量:8
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作者 张志豪 孙得川 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期1949-1954,共6页
高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动... 高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。 展开更多
关键词 热学 气动热 烧蚀计算 瞬态温度场 多层热防护
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稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算 被引量:8
10
作者 屈程 王江峰 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期112-120,共9页
针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题,开展耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律,将直接模拟蒙特卡洛数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现飞行器防热层... 针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题,开展耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律,将直接模拟蒙特卡洛数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对直接模拟蒙特卡洛数值模拟程序进行验证的基础上,采用该方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行数值模拟,给出结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明,设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合过程,可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。 展开更多
关键词 稀薄流 高超声速 气动热 结构传热 牛顿冷却定律 直接模拟蒙特卡洛 松耦合
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高温真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验探索 被引量:8
11
作者 高冰 杭建 +2 位作者 林贞彬 郭大华 林建民 《流体力学实验与测量》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期55-58,64,共5页
主要介绍了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中进行真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验研究。首先从测试工作的角度,论述了测热模型、测热传感器及风洞改进等关键技术问题及其解决方法。其次描述了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中,首次... 主要介绍了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中进行真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验研究。首先从测试工作的角度,论述了测热模型、测热传感器及风洞改进等关键技术问题及其解决方法。其次描述了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中,首次开展气动热风洞试验的过程及其初步结果。结果表明:热流数据随测点位置和迎角的改变呈有规律的变化;在同样条件下,完全催化表面比完全非催化表面热流数值有明显增加的趋向。 展开更多
关键词 氢氧爆轰驱动 高焓激波风洞 真实气体效应 催化效应 气动热 测热传感器
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超高速弹丸气动热的数值模拟 被引量:7
12
作者 赵雄飞 吴国东 +1 位作者 王志军 徐永杰 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2017年第2期108-110,共3页
为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递。计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内... 为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递。计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内部和装药的温度变化。研究表明,采用流固耦合方法模拟气动热问题,可以得到较为合理及实用的弹丸温度数据。 展开更多
关键词 气动热 流固耦合 热传递
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飞行器气动热与结构传热双向耦合研究 被引量:7
13
作者 贾洲侠 吴振强 +3 位作者 吴建国 刘振皓 任方 侯传涛 《强度与环境》 CSCD 2019年第6期16-23,共8页
高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解... 高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解基于量热完全气体的三维粘性可压缩流动Navier-Stokes方程,固体部分求解瞬态热传导及结构响应方程获得结构温度场、热应力及应变。耦合计算采用分区迭代方法,在流-固交界面上进行壁面热流与温度的数据传递,实现了流体与结构的耦合计算。以典型圆管前缘风洞数据对上述多场耦合分析方法进行了验证,结果表明激波位置与壁面热流的计算结果与风洞试验结果一致。基于该方法对典型翼面结构在不同来流马赫数条件下的结构力热响应的模态特征。该方法能够对高超声速飞行器的气动力热载荷与结构传热的规律进行预示,从而为飞行器热防护结构的设计优化提供设计依据。 展开更多
关键词 高超声速 双向耦合 气动热 传热 热防护结构
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适用于吸气式高速飞行器的蚌式进气道堵盖气动设计及数值模拟研究(英文) 被引量:6
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作者 Xun WEN Jun LIU +2 位作者 Jie LI Feng DING Zhi-xun XIA 《Journal of Zhejiang University-Science A(Applied Physics & Engineering)》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第5期347-357,共11页
目的:吸气式高速飞行器在助推阶段需要对进气道采取保护措施,而应用传统的圆锥体载荷式整流罩存在体积大、质量重等缺陷。为避免载荷罩的空间雍余,基于激波干扰理论,本文旨在提出一种通用型可实现气动自分离的整流罩设计方法,并探讨设... 目的:吸气式高速飞行器在助推阶段需要对进气道采取保护措施,而应用传统的圆锥体载荷式整流罩存在体积大、质量重等缺陷。为避免载荷罩的空间雍余,基于激波干扰理论,本文旨在提出一种通用型可实现气动自分离的整流罩设计方法,并探讨设计的两组构型在两个弹道特殊状态点的气动力和气动热特性,以及研究构型的适用性和基本气动性能。创新点:1.通过激波干扰理论模型方程,推导出环境变量与构型基本尺寸之间的关系;2.建立气动设计模型,成功求得助推阶段和整流罩分离状态点的气动特性;3.新构型减轻了整流罩系统重量,实现了自分离,简化了机械结构系统。方法:1.通过理论推导,得到飞行器头锥长度和进气口尺寸变化对整流罩构型设计的影响;2.通过数值计算,得到异形整流罩及头锥附近流场分布受设计型面的影响以及产生的适应性气动力。结论:1.整流罩在分离状态可产生负升力,有自动打开的趋势;2.减小整流罩的设计长度有利于气动减阻和降低峰值热流;3.整流罩前缘的极限热流约为13 MW/m^2,在所选复合材料的受热范围内。 展开更多
关键词 气动外形设计 新型进气道堵盖 气动力分析 气动热评估
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高超声速热气动弹性中结构热边界影响研究 被引量:6
15
作者 叶坤 叶正寅 屈展 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期1-10,共10页
基于分层求解思路研究结构热边界对高超声速飞行器全动舵面和翼面结构热气动弹性特性的影响。首先,基于CFD求解N-S方程得到热环境,在此基础上进行结构的瞬态热传导分析,进而分析结构由于温度梯度产生的热应力和温度对材料属性的影响下... 基于分层求解思路研究结构热边界对高超声速飞行器全动舵面和翼面结构热气动弹性特性的影响。首先,基于CFD求解N-S方程得到热环境,在此基础上进行结构的瞬态热传导分析,进而分析结构由于温度梯度产生的热应力和温度对材料属性的影响下的模态固有特性,然后将结构振型插值到气动网格上,最后,通过求解Euler方程得到流动参数,基于CFD的当地流活塞理论计算气动力,在状态空间中进行了气动弹性分析。通过对4组结构模型进行热气动弹性分析,研究了结构热边界对舵面和翼面热气动弹性的影响,结果表明:对全动舵面而言,结构热边界首先会影响舵轴处结构的热传导过程及温度分布,进而对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响达到了16%。对翼面而言,结构热边界对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响约为1%。因此,工程实际当中,进行热气动弹性分析时应采用合理的结构热边界。 展开更多
关键词 高超声速 热气动弹性 结构热边界 气动加热 当地流活塞理论
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高超声速飞行器气动热利用方法研究 被引量:6
16
作者 石佳 张兴娟 +1 位作者 李芳勇 杨春信 《战术导弹技术》 北大核心 2015年第1期31-36,共6页
在调研国内外现有热电转换技术的基础上,探索了高超声速飞行器气动热的热利用难题。在现有直接类热电转换技术和热力循环类热电转换技术研究的基础上,提出了基于温差发电和有机朗肯循环热电技术相结合的组合型热利用方案。通过对组合型... 在调研国内外现有热电转换技术的基础上,探索了高超声速飞行器气动热的热利用难题。在现有直接类热电转换技术和热力循环类热电转换技术研究的基础上,提出了基于温差发电和有机朗肯循环热电技术相结合的组合型热利用方案。通过对组合型热电转换方案的热力分析表明,系统热电转换效率可达19.8%。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 气动热 热电转换 热利用
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某型充气式再入减速热防护结构优化分析 被引量:6
17
作者 黄明星 王伟志 《航天返回与遥感》 北大核心 2016年第1期22-31,共10页
随着航天技术的不断发展,充气式再入返回技术逐步成为国际上的研究热点。文章以充气式再入返回系统为背景,对柔性热防护结构进行了优化分析。首先,参考美国充气式再入返回试验中典型的充气式再入返回系统热防护材料和结构设计,建立了柔... 随着航天技术的不断发展,充气式再入返回技术逐步成为国际上的研究热点。文章以充气式再入返回系统为背景,对柔性热防护结构进行了优化分析。首先,参考美国充气式再入返回试验中典型的充气式再入返回系统热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护结构的一维传热模型。然后,根据差分算法,推导出了柔性热防护结构各功能层传热控制方程的离散格式。文章以材料的耐热能力为约束条件,柔性热防护结构各功能层的材料和铺层这两个参数为优化变量,得到了给定热边界条件下柔性热防护结构的优化方案。最后,通过差分算法计算出柔性热防护结构各功能层再入过程中的温度响应,并用ANSYS有限元方法对结果进行了验证。计算结果表明各功能层的材料分别为Nextel720、Refrasil 2000、Upilex,对应的铺层数分别为1、3、1时,为最优的柔性热防护结构设计方案,此时柔性热防护结构的面密度为2.128kg/m2。 展开更多
关键词 充气再入 气动热 优化设计 热防护 航天返回
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压气机效率的正确变比热计算 被引量:6
18
作者 崔济亚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第2期1-3,10,共4页
随着实际压气机压比不断增高,按定比热等熵指数k=1.4的算法,误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比、初温、终温的命题,给出计算效率的正确变比热算法,并按压比5至30分档作出算例。同时检验出,如简单地按初温终温求k... 随着实际压气机压比不断增高,按定比热等熵指数k=1.4的算法,误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比、初温、终温的命题,给出计算效率的正确变比热算法,并按压比5至30分档作出算例。同时检验出,如简单地按初温终温求k算效率误差很大,几乎与定比热法同一量级。工程中常年用定比热已久,如何给出简便校正方法,尚待研究。 展开更多
关键词 航空发动机 压气机 比热 气动力 计算
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高超声速带奇性轴外形热流准确预示的混合算法研究与应用
19
作者 谭国灼 李沁 +3 位作者 黄潇 翁谊辉 严攀 尤延铖 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期609-621,共13页
准确的热流预示在超/高超声速复杂流动数值模拟是一个难点问题。当计算网格中出现奇性轴时,进一步增加了准确流场模拟、热流计算的难度。本文针对奇性轴在有限差分计算中出现的流场结构不稳定、热流预测误差大等难题,在通量重构方法的... 准确的热流预示在超/高超声速复杂流动数值模拟是一个难点问题。当计算网格中出现奇性轴时,进一步增加了准确流场模拟、热流计算的难度。本文针对奇性轴在有限差分计算中出现的流场结构不稳定、热流预测误差大等难题,在通量重构方法的基础上,结合基于守恒变量的重构方法,提出了一种采用高精度格式计算带奇性轴问题的混合算法。该算法在奇性轴附近使用基于守恒变量的重构方法,有效反映奇性轴附近流场分布对奇性轴计算的影响,能够有效解决奇性轴问题。采用该混合算法并对比应用WENO3‑JS和高分辨率WENO3‑PRM^(2)_(1,1)格式,本文对高超声速球头、HB‑2、球钝锥及Apollo等外形绕流问题进行了数值模拟,结果表明:新方法能够有效解决含奇性轴问题计算中的流场结构不稳定问题,并且可以实现准确的热流预示。 展开更多
关键词 高超声速 气动热 奇性轴 混合算法 高精度格式
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Clipper“快船”概念气动特性初探 被引量:6
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作者 唐伟 桂业伟 陈玉星 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2008年第4期504-507,共4页
设计新型高效低廉的运输工具,把有效载荷送入近地轨道是人们不断追求的目标。已成功实现载人天地往返的运输工具包括研制周期长、造价昂贵的可重复使用航天飞机和结构简单、一次性使用的载人飞船两类。为进一步降低发射成本,设计介于航... 设计新型高效低廉的运输工具,把有效载荷送入近地轨道是人们不断追求的目标。已成功实现载人天地往返的运输工具包括研制周期长、造价昂贵的可重复使用航天飞机和结构简单、一次性使用的载人飞船两类。为进一步降低发射成本,设计介于航天飞船和航天飞机之间的新型飞行器,集飞船和航天飞机特点于一体的升力再入飞船返回舱也许更为切实可行。俄罗斯联邦空间局提出的可多次使用"快船"概念值得关注,其升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大、成本低,而且可以部分重复使用,代表了未来低成本天地往返运输系统的重要发展方向。 展开更多
关键词 气动布局 升阻比 热流 弹道 飞船返回舱
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