高速飞行器减阻降热流动控制技术研究进展及工程应用 被引量：5

1

作者 朱广生 姚世勇 段毅 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第15期1-16,共16页

减阻和降热是高速飞行器设计面临的2个核心问题。减阻可提高升阻比,减少飞行器燃料消耗;降热可减轻热防护系统重量,提升飞行器有效载荷。减阻降热是提高飞行器精细化设计,增强飞行器性能的关键技术。从高速飞行器减阻降热的工程需求出发... 减阻和降热是高速飞行器设计面临的2个核心问题。减阻可提高升阻比,减少飞行器燃料消耗;降热可减轻热防护系统重量,提升飞行器有效载荷。减阻降热是提高飞行器精细化设计,增强飞行器性能的关键技术。从高速飞行器减阻降热的工程需求出发,重点对激波、边界层的减阻降热流动控制技术的研究现状进行了回顾,并指出了其在工程应用中存在的问题与后续应重点关注的方向,以期实现飞行器主动流动控制的工程化应用,提升飞行器性能。 展开更多

关键词 流动控制 减阻 降热 激波 边界层

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高超声速双楔激波干扰定常射流控制试验研究

2

作者 谢玮 罗振兵 +3 位作者 周岩 刘强 吴建军 董昊 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期81-94,共14页

激波干扰问题是超声速/高超声速飞行器中广泛存在的现象,且会带来压力载荷、热载荷剧增等严重问题。为了降低激波干扰区热载荷,开展了高超声速双楔流场第Ⅴ类、第Ⅳ类激波干扰气源/自持定常射流控制试验研究。双楔激波干扰气源定常射流... 激波干扰问题是超声速/高超声速飞行器中广泛存在的现象,且会带来压力载荷、热载荷剧增等严重问题。为了降低激波干扰区热载荷,开展了高超声速双楔流场第Ⅴ类、第Ⅳ类激波干扰气源/自持定常射流控制试验研究。双楔激波干扰气源定常射流控制降热机理体现在两方面:射流的隔绝作用以及激波干扰结构改变作用。在射流控制下,激波干扰区与壁面的干扰强度减弱,流场结构变化显著,不再是典型的第Ⅴ类、第Ⅳ类激波干扰结构,壁面热流也相应降低。射流压比越大,隔绝作用及结构改变作用越强,热流极值降低比例也越大,第Ⅴ类、第Ⅳ类激波干扰的热流极值最高分别降低约81.2%和79.6%。自持定常射流通过收集高速来流能量产生,在自持射流控制下,双楔第Ⅴ类、第Ⅳ类激波干扰区热流极值分别降低约20%和4.5%,提高自持射流压比是提升其激波干扰控制降热效果的关键。 展开更多

关键词 激波干扰 双楔 定常射流 主动流动控制 降热

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等离子体合成射流激波-激波干扰控制数值模拟 被引量：1

3

作者 崔龙泉 周岩 +5 位作者 谢玮 罗振兵 彭文强 程盼 王林 邓雄 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期2-9,共8页

为了减弱高超声速飞行器头激波和侧翼前缘激波的干扰,建立了等离子体合成射流对高超声速飞行器激波-激波干扰控制的仿真模型,分析了等离子体合成射流激波-激波干扰控制的流场特性,探究了等离子体合成射流进行高超声速飞行器激波-激波干... 为了减弱高超声速飞行器头激波和侧翼前缘激波的干扰,建立了等离子体合成射流对高超声速飞行器激波-激波干扰控制的仿真模型,分析了等离子体合成射流激波-激波干扰控制的流场特性,探究了等离子体合成射流进行高超声速飞行器激波-激波干扰控制的效果,开展了激励器安装位置以及激励器注入能量的参数影响研究。研究表明:等离子体合成射流产生的弓形激波能使头激波抬起一定角度,减小头激波和侧翼前缘激波干扰,达到控制激波-激波干扰区热流和压力的效果;随着出口距离的增大,对热流和压力的控制效果先增大后减小;在一定范围内,注入能量越高,控制效果越好。 展开更多

关键词 等离子体 合成射流 激波-激波干扰 出口距离 降热

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基于气体动理学方法的高超声速支杆降热模拟

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作者 柳昌亚 周迪 +1 位作者 陆志良 郭同庆 《气体物理》 2023年第3期46-54,共9页

基于气体动理学方法(gas kinetic scheme,GKS)分别从单独流场和流固耦合两方面开展了针对支杆结构热防护系统的数值模拟研究。首先利用二维标准圆管模型验证算法在单独流场计算中的可靠性,然后通过比较不带支杆和带支杆情形下圆管外壁... 基于气体动理学方法(gas kinetic scheme,GKS)分别从单独流场和流固耦合两方面开展了针对支杆结构热防护系统的数值模拟研究。首先利用二维标准圆管模型验证算法在单独流场计算中的可靠性,然后通过比较不带支杆和带支杆情形下圆管外壁面的气动热特性及相应流场特征,分析得到支杆降热的有效性及其降热机理。接着在将GKS应用到流场/结构温度场耦合模拟并进行验证后,进一步分析流固耦合作用下的支杆降热性能,结果发现支杆的降热效果随着流固耦合时间的推进不断增强,从而有利于高超声速飞行器长时间巡航飞行。 展开更多

关键词 气体动理学方法 流固耦合 支杆 降热 高超声速流动

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类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流降热

5

作者 周朗 徐春光 《中山大学学报（自然科学版）（中英文）》 CAS CSCD 北大核心 2023年第2期156-164,共9页

采用三维N-S方程和SST k-ω湍流模型,对类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流流场进行了数值模拟。利用文献实验模型,对数值模拟方法的准确性进行了验证。在此基础上,对不同孔径、孔距和喷孔扩张角下,逆向喷流的降热机理和效果进行了分析... 采用三维N-S方程和SST k-ω湍流模型,对类X-51A飞行器尖锐前缘多孔逆向喷流流场进行了数值模拟。利用文献实验模型,对数值模拟方法的准确性进行了验证。在此基础上,对不同孔径、孔距和喷孔扩张角下,逆向喷流的降热机理和效果进行了分析。结果表明,在多孔逆向喷流配置合适的情况下,会显著改变飞行器前缘流场结构,能有效降低飞行器前缘热流。随着喷孔扩张角和孔径的增加,降热效果有所提升;随着喷孔直径的减小,降热性能降低。此外,建立了孔径和孔距的关联参数,发现在孔径与孔距比值一定时,孔径越小,降热性能越好。 展开更多

关键词 高超声速 降热 多孔 逆向喷流 尖锐前缘

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环形及其组合体喷流的减阻防热机理 被引量：2

6

作者 张道毅 周超英 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期168-181,共14页

为了分析环形组合体喷流对飞行器表面减阻降热的影响,以半球头体环形逆向喷流为研究对象,在控制喷流质量流不变以及非设计工况的情况下,研究了环形喷流以及不同组合形式环形喷流的喷口尺寸对高超声速逆向喷流流场模态变化以及飞行器表... 为了分析环形组合体喷流对飞行器表面减阻降热的影响,以半球头体环形逆向喷流为研究对象,在控制喷流质量流不变以及非设计工况的情况下,研究了环形喷流以及不同组合形式环形喷流的喷口尺寸对高超声速逆向喷流流场模态变化以及飞行器表面热流的影响。研究发现随着环形喷流喷口尺寸的增大,长短模态转换的临界喷压比值会随之减小;在组合喷流中,环形喷口尺寸越大,中心喷口尺寸越小,长短模态转换的临界喷压比越大。环形喷流和组合形式的环形喷流相对于传统的中心喷流有更好的降热效果,且其喷口尺寸对最大热流峰值位置也有一定的影响。 展开更多

关键词 高超声速 环形喷流 组合喷流 长短穿透模态 降热

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高超声速单/多喷管逆向喷流降热特性研究 被引量：2

7

作者 黄喜元 李小艳 +2 位作者 杨勇 陈智 苗文博 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2021年第4期45-49,共5页

作为一种主动热防护技术,逆向喷流因其可以显著地降低飞行器的气动加热环境,是未来主动热防护系统的一种有效的选择。本文重点开展逆向喷流降热技术的研究,围绕单喷管和多喷管逆向喷流降热技术,针对高超声速飞行器头部研究了两种逆向喷... 作为一种主动热防护技术,逆向喷流因其可以显著地降低飞行器的气动加热环境,是未来主动热防护系统的一种有效的选择。本文重点开展逆向喷流降热技术的研究,围绕单喷管和多喷管逆向喷流降热技术,针对高超声速飞行器头部研究了两种逆向喷流降热方案的降热特性,研究表明单喷管逆向喷流降热具有局限性,多喷管逆向喷流降热更具鲁棒性和工程适应性,具有更广阔的应用前景。 展开更多

关键词 逆向喷流 气动加热 降热 高超声速飞行器

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高超声速飞行器翼前缘射流降热研究

8

作者 陈洪波 李小艳 +1 位作者 黄喜元 陈智 《装备环境工程》 CAS 2018年第11期30-36,共7页

目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理。方法通过计算流体力学(CFD)方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激... 目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理。方法通过计算流体力学(CFD)方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002～0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析。结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%～99%。翼中段无射流典型位置总压比率为0.002时热流增高,增幅为11%～24%,随着射流总压增大热流降低,降幅达68%～86%。高射流总压比率局部射流孔前热流增大2倍以上。结论射流影响下降热机理是射流将高温气体推离壁面,局部表面热流显著降低。低射流总压比率亚音速射流作用区域向下游延伸距离短,不会引起局部再附热流增大。高射流总压比率音速射流降热影响向下游明显延伸,增强射流强度可以增加延伸区长度,同时会诱导局部射流孔前再附热流显著增大。 展开更多

关键词 高超声速 射流 翼前缘 气动加热 降热

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RP-HPLC测定熊胆降热丸中的5种大黄蒽醌类化合物 被引量：15

9

作者 李鑫楠 黄毅岚 +2 位作者 张丹 李婧 余进 《华西药学杂志》 CAS CSCD 北大核心 2007年第6期697-698,共2页

目的建立同时测定熊胆降热丸中5种大黄蒽醌类化合物含量的方法。方法采用HPLC法，色谱柱为Luna C18（200mm×4．6mm，5μm），流动相为甲醇-水（75：25，磷酸调pH2．8），检测波长225nm。结果芦荟大黄素、大黄酸、大黄素、大黄酚及... 目的建立同时测定熊胆降热丸中5种大黄蒽醌类化合物含量的方法。方法采用HPLC法，色谱柱为Luna C18（200mm×4．6mm，5μm），流动相为甲醇-水（75：25，磷酸调pH2．8），检测波长225nm。结果芦荟大黄素、大黄酸、大黄素、大黄酚及大黄素甲醚的线性范围分别为0．528～5．275、0．0812～5．075、0．605～6．050、4．280～42．810、1．720～17．200μg·ml^-1，重复性试验的RSD为0．57％～0．86％（n=6），平均回收率为97．53％～103．2％。结论所建方法简便、快速、准确，适用于熊胆降热丸的质量控制。 展开更多

关键词 熊胆降热丸 大黄蒽醌类化合物 RP-HPLC 含量测定

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延迟高超声速边界层转捩技术研究进展 被引量：10

10

作者 刘强 涂国华 +3 位作者 罗振兵 陈坚强 赵瑞 袁先旭 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期1-15,共15页

由于高超声速情况下边界层从层流转捩成湍流后,壁面摩阻和热流出现数倍增长,控制高超声速边界层使转捩延迟对飞行器减阻降热具有十分重要的意义。首先,概述了高超声速边界层的主要失稳机制;其次,从被动控制技术和主动控制技术两个角度... 由于高超声速情况下边界层从层流转捩成湍流后,壁面摩阻和热流出现数倍增长,控制高超声速边界层使转捩延迟对飞行器减阻降热具有十分重要的意义。首先,概述了高超声速边界层的主要失稳机制;其次,从被动控制技术和主动控制技术两个角度回顾了当前高超声速边界层转捩延迟控制技术的最新进展,先详细介绍了粗糙元、波纹壁和微孔隙壁面等被动控制方法,然后详细介绍了壁面加热/冷却、重气体喷注等主动控制方法,分析了控制背后的物理机制,讨论了各种控制技术的优缺点;最后,对转捩延迟控制技术的进一步研究给出了建议和展望。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 边界层转捩 转捩延迟 流动控制 降热减阻

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气体引射对临近空间升力体飞行器气动力热影响

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作者 李俊红 陈智 +1 位作者 靳旭红 苗文博 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期1-9,I0001,共10页

针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求,采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力/热特性,分析了壁面气体质量引射对气动力/热特性的影响规律和作用机理。结果表明:壁面质量引射会略微增大激波脱体距离,对激波层和速... 针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求,采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力/热特性,分析了壁面气体质量引射对气动力/热特性的影响规律和作用机理。结果表明:壁面质量引射会略微增大激波脱体距离,对激波层和速度边界层有增厚作用,降低了边界层内的速度梯度,使得表面剪切力减小,从而具有较好的减阻效果。对于典型的升力体构型,在高度为60~70 km时,壁面质量引射减阻效率均不低于47.5%;在高度为80 km时,壁面质量引射减阻效率不低于10.2%;且壁面质量引射减阻效果随攻角增大而增强,随飞行高度升高而减弱。同时,壁面引射排出的低温气体对飞行器具有隔热保护作用,因此壁面质量引射能显著降低迎风面的热流,具有较好的降热效果。 展开更多

关键词 壁面质量引射 临近空间 升力体飞行器 降热减阻 气动力热

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典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性

12

作者 何坤 袁化成 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期52-64,共13页

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝... 为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示:激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3~0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。 展开更多

关键词 激波针 衍生构型 超声速 减阻降热 流动特性

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高速飞行器边界层质量引射降热减阻技术流量分区优化研究

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作者 胡文杰 邱云龙 +2 位作者 邹昊 吴昌聚 陈伟芳 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1688-1701,共14页

边界层质量引射被认为是解决临近空间高超声速飞行器关键部位热防护问题和减小其飞行阻力的有效途径之一.然而,已有研究主要关注边界层质量引射对热流或阻力的单独影响,少有研究对边界层质量引射能够带来的降热减阻效果进行综合评估.针... 边界层质量引射被认为是解决临近空间高超声速飞行器关键部位热防护问题和减小其飞行阻力的有效途径之一.然而,已有研究主要关注边界层质量引射对热流或阻力的单独影响,少有研究对边界层质量引射能够带来的降热减阻效果进行综合评估.针对高空高超声速层流条件下钝楔与钝锥外形的边界层质量引射降热减阻问题开展数值模拟研究,并采用多目标优化方法开展了边界层质量引射的分区流量优化设计,在满足减阻性能的同时,提高了整体的热防护效果,实现了给定冷却剂流量条件下的降热减阻综合性能优化.研究结果表明,层流条件下,边界层质量引射通过改变速度边界层和温度边界层能够显著降低壁面摩阻和热流.在单位面积引射质量流量为28.028 g/(m^(2)·s)时,对于钝楔外形,采用均匀引射方案能够减阻3.60%,同时峰值热流下降12.06%,而采用分区优化方案能够将减阻效果提高到4.30%,同时峰值热流下降91.01%;对于钝锥外形,采用均匀引射方案会造成阻力增大2.60%,同时峰值热流仅下降8.57%,而采用分区优化方案能够在减阻19.75%的情况下同时将峰值热流降低99.95%. 展开更多

关键词 边界层质量引射 降热减阻 多目标优化 高速飞行器 流量分配

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高压高热流光学窗口气膜冷却设计与试验研究

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作者 姜一通 陈政伟 +2 位作者 那伟 张赋 刘峻瑜 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2024年第4期101-106,共6页

光学窗口应用面临的环境愈发严苛,特别是极端严酷的气动加热条件将使局部表面温度快速升高,这不但会导致窗口发生碎裂,而且容易引发光学成像装置的饱和/干扰问题,为此通常采用气膜冷却的方式来隔离外流对窗口的直接对流加热。针对高压... 光学窗口应用面临的环境愈发严苛,特别是极端严酷的气动加热条件将使局部表面温度快速升高,这不但会导致窗口发生碎裂,而且容易引发光学成像装置的饱和/干扰问题,为此通常采用气膜冷却的方式来隔离外流对窗口的直接对流加热。针对高压高热流条件下的光学窗口,设计用于极端压力和热流条件下的切向冷却气膜生成结构及装置,并通过地面试验设计、数值模拟及工程计算,对极端力热环境中影响窗口气膜冷却效能的主要因素开展研究。初步研究结果表明,所提的气膜冷却设计能够可靠降低极端环境下光学窗口表面的气动加热,可满足光学观察环境愈发恶劣的发展要求。 展开更多

关键词 光学窗口 高压高热流 气膜冷却 主动降热 设计与试验

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不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究

15

作者 黎凯昕 董昊 +1 位作者 张旭东 王元靖 《西华大学学报（自然科学版）》 CAS 2024年第2期18-28,共11页

文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减... 文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数,迎角为2°时阻力系数可减小32.53%;迎角较小时,同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数,迎角较大时,迎风面壁面斯坦顿数较大,背风面壁面斯坦顿数大幅减小;逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响,喷流与轴线夹角增大,迎风面壁面压强逐渐减小,存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度;较同轴逆向喷流,来流迎角为5°时,壁面斯坦顿数峰值可减小9.02%,来流迎角为8°时,减阻效果最高可提升1.92%。 展开更多

关键词 逆向喷流 流动控制 减阻降热 超声速 迎角

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气体引射效应对壁面热流和摩擦阻力的影响 被引量：1

16

作者 樊宇翔 赵瑞 +2 位作者 左政玄 杨光 李宇 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第21期365-376,共12页

烧蚀热防护材料在高热负荷下会发生热解,产生的热解气体进入到边界层中会起到降热减阻效应。首先建立壁面质量引射边界条件,验证了该边界的准确性,并针对高超声速钝楔模型,研究了不同攻角、不同引射气体对壁面热流和摩擦阻力的影响机理... 烧蚀热防护材料在高热负荷下会发生热解,产生的热解气体进入到边界层中会起到降热减阻效应。首先建立壁面质量引射边界条件,验证了该边界的准确性,并针对高超声速钝楔模型,研究了不同攻角、不同引射气体对壁面热流和摩擦阻力的影响机理和规律。计算结果表明,由于壁面质量引射的存在,迎风面激波脱体距离增加,高温区域远离壁面,壁面热流和摩擦阻力均降低。同时相比于空气引射,同等质量流率下热解气体引射导致的激波脱体距离更远,壁面附近的温度梯度、黏性系数和切向速度梯度也减小更多,因此降热减阻效果也更为显著,并且随着攻角的减小,迎风面质量引射的降热减阻效率有所增大。此外,引射质量流率的增加提高了降热减阻效率,空气引射的质量流率为热解气体的2倍时,两者的降热减阻效率才近乎相等。 展开更多

关键词 热解气体 壁面质量引射 降热减阻 高超声速 计算流体力学

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高超声速流场支杆射流减阻降热的流热耦合 被引量：5

17

作者 马坤 朱亮 +2 位作者 陈雄 李映坤 周长省 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期793-804,共12页

为缓解高超声速飞行器头部面临的高温高压环境,针对支杆和逆向射流组合式减阻降热方案开展深入研究。基于有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,并采了切应力输运k-ω湍流模型模。采用共轭传热法求解固体热传导方程。结果表明:引... 为缓解高超声速飞行器头部面临的高温高压环境,针对支杆和逆向射流组合式减阻降热方案开展深入研究。基于有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,并采了切应力输运k-ω湍流模型模。采用共轭传热法求解固体热传导方程。结果表明:引入逆向射流将显著提高减阻降热性能。钝体头部阻力系数随着支杆长度增长显著降低,当支杆长径比从0.5增大至2.0时,阻力系数降低21%左右,而热流密度峰值几乎不受影响。提高逆向射流总压比能显著降低钝体头部壁面压力,但将逆向射流的附加阻力纳入考虑后,实际减阻效果反而变差。当逆向射流总压比从0.4升高至0.8时,钝体头部壁面热流密度峰值降幅达62.5%。通过共轭传热法分析表明,钝体头部结构温度随时间增长而显著上升,壁面热流密度峰值随着时间的推进而缓慢下降。 展开更多

关键词 减阻降热 高超声速 共轭传热 逆向射流 减阻支杆

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连朴饮临床应用概述 被引量：5

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作者 谢苗 邵文雪 张晓艳 《河南中医》 2019年第12期1792-1795,共4页

连朴饮为温病苦泄法的代表方,黄连、厚朴相配,能通能泄,既可宣降湿热,又可通降胃腑,恢复中州升降之机,共为君药。豆豉与栀子相配,可增强苦寒泄热燥湿作用,共为臣药;石菖蒲、半夏、芦根共为佐使之用。以苦寒降泄之品配伍辛开微温等药辛... 连朴饮为温病苦泄法的代表方,黄连、厚朴相配,能通能泄,既可宣降湿热,又可通降胃腑,恢复中州升降之机,共为君药。豆豉与栀子相配,可增强苦寒泄热燥湿作用,共为臣药;石菖蒲、半夏、芦根共为佐使之用。以苦寒降泄之品配伍辛开微温等药辛温散湿、苦寒降热,起到清热化湿,理气和中之效。将苦泄法与其他治法相结合,体现了"分解湿热""宣上、畅中、渗下"等湿热病治疗思想,给邪以出路,使气机畅达,湿去热清。连朴饮虽由王孟英为治疗霍乱而设,而霍乱当今已不多见,但该方组方独特,已不再仅仅局限于治疗慢性胃炎等消化系统疾病,凡是具有湿热阻滞中焦且见湿热症状并重表现的疾病均可用连朴饮加减治疗。 展开更多

关键词 温病 连朴饮 《霍乱论》 辛温散湿 苦寒降热 分解湿热 王孟英

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高速飞行器减阻降热研究进展 被引量：1

19

作者 潘利生 郝亨隆 +4 位作者 姚子康 郭媛 慕浩凡 李敏 魏小林 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2023年第4期793-818,共26页

降低飞行阻力、探索更高效的热防护系统是研发高速飞行器过程中至关重要的课题.目前,国内外学者在飞行器减阻降热的机理及应用技术方面进行了大量研究,取得了丰富的成果.本文系统地梳理了在高速飞行器减阻降热领域的研究进展,阐述了主... 降低飞行阻力、探索更高效的热防护系统是研发高速飞行器过程中至关重要的课题.目前,国内外学者在飞行器减阻降热的机理及应用技术方面进行了大量研究,取得了丰富的成果.本文系统地梳理了在高速飞行器减阻降热领域的研究进展,阐述了主动热防护机理的研究结果,介绍了应用于高速飞行器的前沿减阻降热技术,并简述了基于余热利用的整体热防护系统的发展情况.基于对研究现状的分析,归纳总结了高速飞行器减阻降热技术的发展趋势与实际研究需求;最后针对这些实际研究需求,提出了一些研究思路上的建议. 展开更多

关键词 飞行器主动冷却技术 主动流动控制 减阻降热 综合热管理系统

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矩形脉冲射流对长穿透模态减阻降热的影响

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作者 郭晓东 周超英 万书翱 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第16期85-100,共16页

逆向喷流作为一种主动减阻降热技术,受到了广泛的关注,但逆向喷流长穿透模态下的弓形激波会出现大幅振荡,流场出现极不稳定的现象。以高超声速流动中的球头体为研究对象,研究矩形脉冲射流对长模态流动不稳定性的可能抑制或缓解作用。研... 逆向喷流作为一种主动减阻降热技术,受到了广泛的关注,但逆向喷流长穿透模态下的弓形激波会出现大幅振荡,流场出现极不稳定的现象。以高超声速流动中的球头体为研究对象,研究矩形脉冲射流对长模态流动不稳定性的可能抑制或缓解作用。研究发现,与稳态射流形成的长穿透模态相比,不同频率和振幅的矩形脉冲射流对长模态均有明显的降热效果。此外,长模态阻力系数的最小值所对应的瞬时激波脱体距离并不是最大值,两者有一定的相位差。相对于稳态射流形成的长模态激波脱体距离的大幅度振荡,矩形脉冲射流对长模态振荡有明显的抑制作用。本文研究结果对高超声速矩形脉冲射流技术的工程应用和发展具有一定的参考意义。 展开更多

关键词 高超声速 矩形脉冲射流 长穿透模态 非定常模拟 减阻降热

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