检索结果-内蒙古大学图书馆

中国科学：技术科学 2016年第5期46卷 500-508页

作者：汪球黄建栋聂春生赵伟余西龙中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结... 详细信息

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.

关键词：高焓激波风洞电子密度静电探针

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究

引用

推进技术 2024年第4期45卷 133-143页

作者：吴振杰张启帆罗苇航高占彪岳连捷中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当... 详细信息

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。

关键词：双排凹腔燃烧室稳焰超声速燃烧火焰不对称

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

高超声速喷管气膜冷却流动与传热特性研究

引用

推进技术 2023年第12期44卷 110-118页

作者：胡泽英邢云绯仲峰泉中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

基于雷诺时均方法并结合SST k-ω湍流模型,对空气气膜作用下的马赫数6高超声速喷管流动与传热特性进行了数值研究,分析了气膜流量、气膜狭缝几何参数(狭缝高度、台阶厚度)、狭缝流向位置对喷管壁面尤其是喉道热流密度以及对喷管出口气... 详细信息

基于雷诺时均方法并结合SST k-ω湍流模型,对空气气膜作用下的马赫数6高超声速喷管流动与传热特性进行了数值研究,分析了气膜流量、气膜狭缝几何参数(狭缝高度、台阶厚度)、狭缝流向位置对喷管壁面尤其是喉道热流密度以及对喷管出口气流品质的影响特性。计算结果表明,引入气膜可以显著降低喷管尤其是喉道的壁面热流,而气膜对喷管出口气流速度分布的影响很小,对出口温度分布有一定的影响。当气膜流量仅为主流的3.53%时,喷管喉道热流的降幅达30.1%;增加这一值至14.25%时,喷管喉道热流的降幅升至87.3%。同时,改变狭缝流向位置以及狭缝高度对气膜冷却效率有一定的影响,而改变台阶厚度对冷却效率的影响很小。

关键词：高超声速喷管气膜冷却壁面热流流场品质数值仿真

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

临近空间大气密度时空扰动规律及建模研究

引用

力学学报 2022年第11期54卷 2984-2993页

作者：曾丹丹万田李帅辉中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

大气密度是飞行器能源动力设计、飞行控制中的重要输入参数.近年来,多项研究发现,对于临近空间高层大气,常用经验模型如USSA-76, NRLMSISE-00的密度预示值偏大.另外,随着飞行器精细化设计趋势,要求经验模型可预示不同纬度、昼夜和季节... 详细信息

大气密度是飞行器能源动力设计、飞行控制中的重要输入参数.近年来,多项研究发现,对于临近空间高层大气,常用经验模型如USSA-76, NRLMSISE-00的密度预示值偏大.另外,随着飞行器精细化设计趋势,要求经验模型可预示不同纬度、昼夜和季节条件下的密度特性.基于此,本文利用卫星观测数据全面分析了临近空间大气密度随纬度、地方时、日期的变化规律,包括变化模式和变化幅度.纬度、日期引起的变化幅度大于地方时引起的变化幅度.纬度、日期引起的密度变化在不同高度范围表现出不同模式;变化幅度在78 km附近达最大值,在22 km和92 km附近达局部极小值.地方时引起的密度变化随高度递增.根据大气密度的时空变化特性,本文提出了临近空间大气密度的时空扰动模型,该模型能描述临近空间大气密度及其随纬度、地方时、日期的变化规律.与以往经验模型相比,时空扰动模型可更好地描述不同高度下密度的时空变化规律.在相同误差带条件下,本文模型的置信度明显优于NRLMSISE-00.本文建模方法合理,模型结果对临近空间飞行器设计有应用价值.

关键词：临近空间大气密度时空扰动规律卫星观测数据经验模型

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

高超声速飞行器上壁面多目标优化及性能分析

引用

力学学报 2013年第2期45卷 193-201页

作者：高太元崔凯胡守超王秀平中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 北京机电工程总体设计部北京100854

为分析小攻角巡航条件下吸气式高超声速飞行器上壁面的变化对其气动性能和容积的影响,以参数化后的飞行器上壁面对称面型线为设计变量,在飞行马赫数6.5,飞行高度27 km,飞行攻角为4的条件下,采用计算流体力学为性能分析工具,Pareto多目... 详细信息

为分析小攻角巡航条件下吸气式高超声速飞行器上壁面的变化对其气动性能和容积的影响,以参数化后的飞行器上壁面对称面型线为设计变量,在飞行马赫数6.5,飞行高度27 km,飞行攻角为4的条件下,采用计算流体力学为性能分析工具,Pareto多目标遗传算法为优化设计方法,开展了二维条件下的升阻比/容积双目标优化设计.在此基础上,选择典型的二维优化结果,重构生成对应的三维构型并进行数值分析,获得了飞行器气动性能和容积间的相互关系.结果表明在巡航条件下,尽管二维/三维条件下飞行器的气动参数数值有较大差别,但在这2种条件下,飞行器的升阻比和容积间的关系均近似呈线性反比例关系.同时,对于三维构型而言,在给定容积不变的条件下,通过改变上壁面对称面型线的形状仅能使升阻比获得较小的增量(约0.36%).相比之下,当给定升阻比基本不变的条件下,飞行器容积可调空间相对较大,约为1.93%.此外,计算结果还表明,在飞行器的容积基本不变情况下,通过调节上壁面对称面型线,可使飞行器的俯仰力矩获得5%左右的调节空间,且其升阻比基本不变.

关键词：高超声速遗传算法机体容积升阻比计算流体力学

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

JF-12激波风洞在火星进入环境下的运行特性

引用

航空学报 2021年第3期42卷 183-194页

作者：韩子健彭俊胡宗民韩桂来姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的... 详细信息

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的CO2。本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,对JF-12反向爆轰驱动激波风洞在火星进入环境下(主要气体成分是CO2)的运行特性进行了计算模拟,通过调整激波管中驱动/被驱动气体的初始参数和高/低压段的截面积比,来模拟其中的波系产生、传播过程以及反射激波与接触面的相互作用机制。研究发现,相同情况下驱动CO2的缝合激波马赫数要明显高于空气,通过减小驱动气体的声速和低压段的直径,可以在驱动CO2时获得驻室压力稳定的试验气体。

关键词：火星探测反向爆轰驱动激波风洞二氧化碳缝合运行状态驻室压力

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于变分法的冷却结构优化设计与分析方法

引用

推进技术 2020年第5期41卷 1121-1129页

作者：李轩陆阳吴坤范学军中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

为了改善冷却结构的综合换热性能,需要对冷却结构的优化设计进行研究。以冷却结构的平均温度、温度不均匀度和冷却剂流动压力损失为目标函数,基于变分法生成优化分布的冷却通道,该通道可以根据当地的边界条件而自适应地调整。随后对冷... 详细信息

为了改善冷却结构的综合换热性能,需要对冷却结构的优化设计进行研究。以冷却结构的平均温度、温度不均匀度和冷却剂流动压力损失为目标函数,基于变分法生成优化分布的冷却通道,该通道可以根据当地的边界条件而自适应地调整。随后对冷却结构进行流固耦合传热的数值计算,得到冷却结构的温度分布、冷却剂的压力损失、冷却剂出口温度等参数,多次迭代进而得到满足目标要求的冷却结构优化设计。计算结果表明,基于变分法的冷却结构优化设计方法可以根据当地边界条件生成优化的冷却通道;对于不同的优化方案,存在各自对应的最佳通道个数和冷却通道分布使目标函数最优;对于优化方案三,优化设计的冷却通道和常规设计的冷却通道相比:冷却结构平均温度从816K下降到807K,温度不均匀度从211K降低到172K,代价是压力损失从8kPa上升到17kPa。

关键词：变分冷却优化自适应多目标

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

振动激发对激波反射的影响

引用

航空学报 2017年第8期38卷 38-48页

作者：彭俊张子健周凯胡宗民姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

定常激波反射分为规则反射和马赫反射,在不同条件下2种反射结构之间会相互转变。高超声速流动中的激波反射问题常面临高温气体效应,随着温度逐渐升高,最先出现的是空气分子振动激发。通过理论分析和定量计算,研究了振动激发对激波反射... 详细信息

定常激波反射分为规则反射和马赫反射,在不同条件下2种反射结构之间会相互转变。高超声速流动中的激波反射问题常面临高温气体效应,随着温度逐渐升高,最先出现的是空气分子振动激发。通过理论分析和定量计算,研究了振动激发对激波反射及其转变规律的影响。首先给出考虑振动激发的空气热力学模型,并分析其与量热完全气体的差异以及对激波关系的影响;接着分析在规则反射和马赫反射中,振动激发对激波反射流场的影响规律;最后讨论振动激发对激波反射转变2个准则点的影响。研究结果表明,振动激发使激波极线的整体轮廓变大,且这种差异在经过一次激波反射之后被明显放大,会对激波反射的流场产生重大影响;对于激波反射的转变,振动激发使转变的2个准则点都变大,且对规则反射向马赫反射转变的脱体准则影响更大。

关键词：激波反射振动激发马赫反射转变准则高超声速流动

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

一种并联两级入轨飞行器纵向分离方案的数值研究

引用

航空学报 2023年第11期44卷 73-87页

作者：王粤汪运鹏王春姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

两级入轨(TSTO)飞行器或将成为下一代天地运输往返系统,其具有低成本、高效率和多用途等优点,但是两级分离成功与否将直接决定入轨任务的成败。目前的并联式TSTO飞行器多采用横向级间分离,该方法会在两级间产生复杂强气动干扰而直接增... 详细信息

两级入轨(TSTO)飞行器或将成为下一代天地运输往返系统,其具有低成本、高效率和多用途等优点,但是两级分离成功与否将直接决定入轨任务的成败。目前的并联式TSTO飞行器多采用横向级间分离,该方法会在两级间产生复杂强气动干扰而直接增加了分离风险,所以探索一种可以避免或减弱两级强气动干扰的新分离方式是十分必要的。提出并着重分析了一种并联式TSTO纵向级间分离(LSS)方案,即轨道级在助推级背面沿着飞行方向分离,对其进行了动态分离过程的数值研究。针对新分离方案,设计了一种由宽速域乘波体和可重复使用空天飞机分别作为助推级和轨道级的TSTO组合飞行器,在高超声速条件下,采用重叠动网格技术分析了不同来流攻角(AOA)下的纵向分离流动机理、非定常壁面压力分布及气动特性变化规律。结果表明:TSTO纵向分离过程中仅存在VI型激波干扰和激波汇聚等简单的弱干扰类型,两级间无明显的激波反射或激波边界层干扰;非定常压力分布特性表明助推级前缘激波是轨道级受力变化的主要影响因素;纵向分离过程中,助推级受到的气动干扰力载荷小于轨道级。此外,不同来流攻角下,两级气动干扰流场结构具有相似性,并给出了实现安全纵向分离的攻角条件。

关键词：两级入轨高超声速纵向分离气动干扰非定常流动

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

乘波体压缩面变化对其气动性能影响分析

引用

力学学报 2017年第1期49卷 75-83页

作者：崔凯徐应洲肖尧李广利中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中,乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘型线优化.本文采用数值优化和计算流体力学模拟为主要手段分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响,以... 详细信息

乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中,乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘型线优化.本文采用数值优化和计算流体力学模拟为主要手段分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响,以期有效拓展乘波体的设计空间.主要内容如下:首先给出了一种基于表面局部变形的乘波体设计方法.其次结合运用增量修正参数化方法、计算流体力学分析和微分演化算法构造了乘波体压缩面外形气动优化设计流程,以一种椭圆锥形流场生成的乘波体作为基准构型开展了无黏优化.之后从优化结果中选择升阻比递增的6个典型构型进行前缘钝化处理后,基于N-S方程对其气动性能进行了评估.最后综合依据无黏/黏性计算结果分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响.结果表明该部分形状的改变对乘波体气动性能影响十分明显,在升力面积不变的条件下,乘波体压缩面形状变化可导致其升阻比出现成倍变化,即使在升力不减条件下,升阻比较基准构型也可获得超过14%的提升.此外,还可导致乘波体相对压心系数出现明显偏移.

关键词：乘波体优化设计增量参数化方法微分演化算法计算流体力学

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：

通借通还

建议与咨询 留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案： 新增检索档案 确定 取消

请选择收藏分类： 新增自定义分类 确定 取消

通借通还

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：