密切曲面锥乘波体——设计方法与性能分析 被引量：35

1

作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期1077-1082,共6页

介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,... 介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,ICC)和前缘捕获型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称和流线追踪技术,设计生成密切曲面锥乘波体.采用数值方法对设计的密切曲面锥乘波体进行了模拟,理论设计结果和数值模拟结果一致.对密切曲面锥乘波体和密切锥乘波体进行了比较,密切曲面锥乘波体克服了密切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点. 展开更多

关键词 乘波体 密切轴对称 流线追踪 曲面锥

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密切内锥乘波体设计方法和性能分析 被引量：23

2

作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期803-808,共6页

发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设... 发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设计生成密切内锥乘波体.采用数值方法对设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟,将理论设计结果和数值模拟结果进行了对比验证,数值模拟和理论设计结果一致吻合. 展开更多

关键词 乘波体 密切方法 密切内锥 流线追踪

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乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计 被引量：23

3

作者 南向军 张堃元 金志光 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1417-1426,共10页

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧... 为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。 展开更多

关键词 乘波前体 内收缩进气道 一体化设计 流线追踪 数值模拟

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高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究 被引量：14

4

作者 黄伟 王振国 +1 位作者 罗世彬 柳军 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期242-248,共7页

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机... 飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速乘波体飞行器构型的进一步发展提出了设想——采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面。 展开更多

关键词 高超声速乘波体飞行器 机身/发动机一体化 流线追踪 BUSEMANN进气道

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一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析 被引量：15

5

作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 周正 倪鸿礼 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1270-1276,共7页

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning co... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性. 展开更多

关键词 乘波前体 超声速进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪

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展向截断曲面乘波压缩进气道气动布局 被引量：12

6

作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 余安远 乐嘉陵 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1570-1575,共6页

描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进... 描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进行了截断.数值计算和风洞试验结果表明:与相同几何收缩比的四波系压缩进气道相比,在马赫数为4.5时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高12%,总压恢复系数提高39%;在马赫数为6时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高4%,总压恢复系数提高50%.超然冲压发动机性能明显提高. 展开更多

关键词 进气道 乘波体 密切曲锥 流线跟踪 气动布局 气动性能

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超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计 被引量：11

7

作者 卢鑫 岳连捷 +1 位作者 肖雅彬 张新宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期91-96,共6页

为了满足超燃冲压发动机三维流道排气系统一体化设计需要,基于轴对称最大推力喷管流动的基准流场,采用流线追踪方法发展了三维尾喷管构型设计技术。根据典型的高超声速飞行条件,设计得到了进口方形,尺寸50mm×50mm,长度560mm,出口高... 为了满足超燃冲压发动机三维流道排气系统一体化设计需要,基于轴对称最大推力喷管流动的基准流场,采用流线追踪方法发展了三维尾喷管构型设计技术。根据典型的高超声速飞行条件,设计得到了进口方形,尺寸50mm×50mm,长度560mm,出口高度147mm的三维尾喷管无粘构型,并对其进行了粘性修正。对该尾喷管构型在设计状态进行了无粘和有粘流场计算,得到了推力和升力等性能参数,并对其流场结构有了初步的认识。计算发现,流线追踪构型能有效增大推力,而粘性力是造成推力损失的重要因素。 展开更多

关键词 三维尾喷管设计 流线追踪 超燃冲压发动机

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前后缘型线同时可控的乘波体设计 被引量：9

8

作者 李永洲 孙迪 张堃元 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期76-85,共10页

提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前缘转椭圆后缘的乘波体设计,并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值仿真研究。前后缘同时可控的... 提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前缘转椭圆后缘的乘波体设计,并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值仿真研究。前后缘同时可控的乘波体在型面剧烈过渡处产生了较弱的激波,出口两侧存在高温高压区,后部对称面附近的激波形状由圆弧变为平直线且出口处流场基本均匀,非常有利于与进气道匹配设计。另外,该乘波体具有较高的容积率和预压缩效率,附面层修正后的容积率为0.24,设计点时乘波特性较好,接力点时前部完全乘波,具有较高的升阻比,有黏条件下设计点和接力点的升阻比分别为2.54和2.41。此外,与给定前缘的乘波体相比,其升力、阻力、俯仰力矩和出口增压比都有明显增加,但是升阻比和出口总压恢复系数有所降低,在设计点无黏升阻比由3.56降为3.00。以上研究表明,本文的设计方法可行且更加灵活,拓宽了乘波体的选择范围。 展开更多

关键词 高超声速 乘波体 弯曲激波 混合函数 流线追踪

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密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究 被引量：8

9

作者 贺旭照 周正 +1 位作者 毛鹏飞 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第3期39-44,共6页

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计... 介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。 展开更多

关键词 乘波体 进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪 试验研究

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一个基于LIC的矢量场可视化算法的改进 被引量：3

10

作者 余永胜 顾耀林 《工程图学学报》 CSCD 北大核心 2006年第5期34-37,共4页

线性卷积分(LIC)是矢量可视化中的一个强有力的工具。自从1993年被介绍以来,已广泛应用于计算机艺术和科学可视化领域。在LIC计算过程中,流线跟踪是一个很重要的步骤。传统的流线跟踪多采用欧拉积分方法,但该方法计算较复杂,有时会出现... 线性卷积分(LIC)是矢量可视化中的一个强有力的工具。自从1993年被介绍以来,已广泛应用于计算机艺术和科学可视化领域。在LIC计算过程中,流线跟踪是一个很重要的步骤。传统的流线跟踪多采用欧拉积分方法,但该方法计算较复杂,有时会出现积分发散。作者根据矢量场的变化程度,动态地修改积分步长,采用一种变步长的积分方法对矢量场进行流线跟踪。实验结果表明,改进后的算法取得了满意的效果。 展开更多

关键词 计算机应用 矢量场可视化 积分步长 流线跟踪 线性卷积分

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“咽”式高超进气道流动特性及性能分析 被引量：4

11

作者 董昊 王成鹏 程克明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第11期2429-2435,共7页

采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"... 采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"式进气道对设计状态下的攻角变化不太敏感;在非设计状态下具有较高的流量捕获和压缩能力;另外,由于其浸湿面积小,进气道内附面层增长缓慢,激波与附面层干扰较弱.因此,这种"咽"式流道可作为吸气式高超声速飞行器进气道的一个有利选择方案. 展开更多

关键词 内收缩 流线追踪 吸气式高超声速飞行器 高超进气道

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新型内转式乘波前体-进气道一体化设计方法（英文） 被引量：4

12

作者 Wen-hao ZHANG Jun LIU +1 位作者 Feng DING Wei HUANG 《Journal of Zhejiang University-Science A(Applied Physics & Engineering)》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第12期918-926,共9页

目的:针对高超声速飞行过程中机体前缘和进气道之间相互影响的问题,本文从头部进气的角度出发,利用内转式进气道高总压恢复系数和高压缩效率的特性,探索前体与进气道的一体化设计。创新点:1.提出一种内转式轴对称基准流场的构建方法,并... 目的:针对高超声速飞行过程中机体前缘和进气道之间相互影响的问题,本文从头部进气的角度出发,利用内转式进气道高总压恢复系数和高压缩效率的特性,探索前体与进气道的一体化设计。创新点:1.提出一种内转式轴对称基准流场的构建方法,并设计生成内转式进气道;2.设计内转式乘波前体/进气道一体化构型,并提出将进气道进口型线划分为前体前缘型线(FCC)和进气道唇口型线(LCC)。方法:1.构建内转式轴对称基准流场(图9);2.在基准流场中生成内转式进气道并设计构造进气道外表面(图13);3.通过仿真模拟,验证所提方法及原理的正确性和有效性(图15~20)。结论:1.基于特征线理论,设计并求解内转式乘波前体/进气道轴对称基准流模型(IARFM),同时设计并生成了内转式进气道和外壁面;提出将进气道进口型线划分为前体前缘型线(FCC)和进气道唇口型线(LCC)。2.提出了内转式乘波前体/进气道(ITWF)的一体化设计方法,并通过对无粘数值模拟结果与理论设计值的比较,验证了设计方法的正确性和有效性。3.经过分析可知,激波形状和位置的数值模拟结果与基准流模型吻合较好。这些结果验证了无粘流设计条件下的一体化设计过程的正确性,且该一体化结构具有较高的总压恢复系数和气流捕获效率。 展开更多

关键词 高超声速 内转式乘波前体/进气道 轴对称基准流场模型 流线追踪

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高超声速乘波体扩容设计及流场快速预测 被引量：4

13

作者 侯强 苏纬仪 +2 位作者 孙斐 崔晟 王谋远 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期564-574,共11页

为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了... 为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作。基于升力体和乘波体融合设计理念,提出了一种大容积率、高升阻比的乘波前体的扩容设计方法。对扩容设计的乘波前体进行了数值模拟,获得了典型设计参数对前体容积率、升阻比等气动性能参数的影响规律。基于本征正交分解理论和径向基函数建立了高超声速乘波前体流场结构和气动性能参数的快速预测模型,并对扩容设计的乘波前体流场开展了快速预测研究。研究表明:相比于未扩容之前,高度为5、10 mm时,容积增加8.00%和15.00%;基于本征正交分解理论的快速预测方法可精确、快速地获得不同几何设计参数下乘波前体的流场,预测误差不高于2.00%。 展开更多

关键词 乘波体 吻切锥 流线追踪 本征正交分解 径向基函数 快速预测

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非均匀来流的马赫数可控内收缩进气道设计

14

作者 李永洲 孙迪 +1 位作者 王仁华 张堃元 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期157-169,共13页

为了满足腹部进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,发展了一种来流非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下,通过有旋特征线法反设计轴对称基准流场,然后结... 为了满足腹部进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,发展了一种来流非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下,通过有旋特征线法反设计轴对称基准流场,然后结合流线追踪技术生成圆形进口内收缩进气道,同时与传统基于均匀来流设计的内收缩进气道进行对比。数值仿真结果表明:非均匀来流的基准流场结构与设计预期一致,可以实现对整个流场的马赫数分布控制,且其压缩效率高于传统均匀来流设计的基准流场。设计点时非均匀来流设计的进气道保持了基准流场的波系结构并实现了全流量捕获。有黏时非均匀来流设计的进气道总体性能较高且高于同样来流条件下均匀来流设计的进气道。该设计方法可行,为高超声速乘波前体与进气道一体化设计提供了一种新途径。 展开更多

关键词 高超声速进气道 非均匀来流 基准流场 马赫数 一体化设计 流线追踪

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流线数值模拟中的流线追踪技术 被引量：2

15

作者 罗二辉 胡永乐 《油气井测试》 2013年第3期10-13,75,共4页

流线模拟已经越来越多的应用于油气田开发的各个领域,相对于传统的有限差分方法,前者因运算速度快及直观地显示驱替前缘等优势受到广泛重视。为摸清利用流体质点如何追踪流线,将饱和度三维模型转化为沿流线的一维模型,推导了油水两相渗... 流线模拟已经越来越多的应用于油气田开发的各个领域,相对于传统的有限差分方法,前者因运算速度快及直观地显示驱替前缘等优势受到广泛重视。为摸清利用流体质点如何追踪流线,将饱和度三维模型转化为沿流线的一维模型,推导了油水两相渗流模型,采用IMPES方法给出了流线数值模拟的求解思路;利用目前最为流行的Pollock方法,阐明了流线追踪的具体过程。通过算例,研究了五点法、反七点法、反九点法及不规则井网的流线分布,方便借鉴与应用。 展开更多

关键词 流线数值模拟 流线追踪 Pollock方法 典型井网

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基于Pollock流线追踪的油藏高效水驱管理方法 被引量：3

16

作者 孙亮 李保柱 刘凡 《岩性油气藏》 CSCD 北大核心 2021年第3期169-176,共8页

中东地区薄层碳酸盐油藏主要采用水平井井网进行注水开发,目前水平井水淹程度高、注水效率低等问题日益突出,为此提出基于Pollock流线追踪技术的油藏高效水驱管理方法。根据流线模拟结果确定动态井组,计算井的分配因子,分析油藏注采连... 中东地区薄层碳酸盐油藏主要采用水平井井网进行注水开发,目前水平井水淹程度高、注水效率低等问题日益突出,为此提出基于Pollock流线追踪技术的油藏高效水驱管理方法。根据流线模拟结果确定动态井组,计算井的分配因子,分析油藏注采连通状况并评价注水效率,通过优化注采政策改善水驱开发效果。K1油藏现场应用结果表明:井组注水分配比例更加均衡,注采流线分布趋于合理,水平井线性正对方向上的无效水循环减少,油藏注水效率和波及系数明显提高,现场试验井含水率平均降低10%以上。水平井井网高效水驱管理保证了油藏产量的稳定。 展开更多

关键词 流线追踪 水驱管理 注水效率 碳酸盐岩油藏 中东地区

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全流面乘波前体进气道设计方法 被引量：2

17

作者 吴颖川 贺元元 +1 位作者 卫锋 余安远 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第1期114-118,共5页

基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气... 基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。 展开更多

关键词 乘波体 全流面 流线追踪 基准流场 前体 进气道

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超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台设计及应用 被引量：3

18

作者 程锋 唐硕 张栋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1076-1084,共9页

超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流... 超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流线追踪方法和面元法来计算飞行器表面任意点的流动速度矢量,并调用算法数据库计算飞行器所承受的压力和摩擦力。结果表明,快速估算平台和CFD以及实验数据有较好的吻合性,基于流线的计算方法有很好的迎角适应性,算法模型符合快速估算的要求。相比于CFD,快速估算平台有更快的计算速度;相比于实验,快速估算平台有更大的适用范围。通过简单的飞行动力学仿真,验证了快速估算平台和弹道计算平台的协同仿真能力。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 气动力 快速估算 软件平台 流线追踪 协同仿真

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考虑边界层转捩的复杂外形火箭弹气动热计算 被引量：2

19

作者 章辉 张向洪 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第5期83-87,共5页

为了有效评估高超声速火箭弹在飞行过程中边界层状态,准确计算弹体表面的气动加热情况,基于流线追踪法确定弹体表面流线长度和当地雷诺数,通过对二维平板和三维钝锥算例分析,确定了与实验拟合较好的转捩准则。利用该转捩准则将弹体划分... 为了有效评估高超声速火箭弹在飞行过程中边界层状态,准确计算弹体表面的气动加热情况,基于流线追踪法确定弹体表面流线长度和当地雷诺数,通过对二维平板和三维钝锥算例分析,确定了与实验拟合较好的转捩准则。利用该转捩准则将弹体划分为层流段、转捩过渡段和湍流段,分段计算了弹体表面气动热。结果表明:弹头驻点区域和舵片前缘气动加热最为严重,转捩分段计算可更加真实地预测弹体表面的气动热情况,3层防护涂层的布置方案合理。 展开更多

关键词 边界层 转捩 流线追踪 气动热

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前后缘同时可控的乘波体气动修型设计与分析 被引量：2

20

作者 李永洲 李光熙 +1 位作者 张堃元 马元 《火箭推进》 CAS 2018年第2期1-9,38,共10页

从超声速气动原理出发,结合流线追踪和几何重构技术,提出了一种前后缘同时可控的乘波体气动修型设计方法。在前缘水平投影为超椭圆和后缘为圆弧的条件下,采用该方法完成了乘波体的气动修型设计并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)开展... 从超声速气动原理出发,结合流线追踪和几何重构技术,提出了一种前后缘同时可控的乘波体气动修型设计方法。在前缘水平投影为超椭圆和后缘为圆弧的条件下,采用该方法完成了乘波体的气动修型设计并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)开展数值仿真研究。结果表明:在前后缘同时指定的条件下,气动修型设计的乘波体型面过渡光滑,只在出口两侧有很小的高压区,可以很好地保持基准乘波体的波系结构和乘波特性。与基准乘波体相比,气动修型的乘波体具有更高的容积率、升力和预压缩效率,俯仰力矩几乎相等,但是升阻比下降。有粘条件下,设计点时升阻比由2.91降为2.53,接力点时由2.69降为2.32。上述结果符合设计预期,设计方法可行。 展开更多

关键词 乘波体 气动修型 流线追踪 几何重构 投影形状

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