固体姿轨控发动机数字样机技术研究

1

作者 张为华 王东辉 +1 位作者 周志坛 李怡庆 《空天防御》 2024年第5期18-27,35,共11页

针对固体姿轨控发动机数字化研发需求,解决数字样机技术在固体姿轨控发动机领域的应用问题,本文构建了基于知识规则的固体姿轨控发动机几何建模方法,建立基于SST k-ω湍流模型的固体姿轨控发动机内流场高精度仿真模型,提出固体姿轨控发... 针对固体姿轨控发动机数字化研发需求,解决数字样机技术在固体姿轨控发动机领域的应用问题,本文构建了基于知识规则的固体姿轨控发动机几何建模方法,建立基于SST k-ω湍流模型的固体姿轨控发动机内流场高精度仿真模型,提出固体姿轨控发动机性能不确定性分析方法,开展固体姿轨控发动机多层级数字化模型集成与验证方法研究。研究结果表明:构建的固体姿轨控发动机数字样机压强和推力稳态性能偏差分别为4%和3.6%,推力连续调节过程数字样机压强和推力性能偏差分别为4.98%和6%,表明固体姿轨控发动机数字样机具有较高的性能预示精度,研究成果可应用于发动机总体方案设计和方案性能快速评估,以期推动我国固体姿轨控发动机研发模式变革,促进固体发动机设计技术创新发展,带动固体发动机行业整体实力跃升,为未来智能化固体发动机发展奠定技术基础。 展开更多

关键词 固体姿轨控发动机 数字样机 几何样机 性能样机 不确定性分析

在线阅读 下载PDF 职称材料

给定下游边界的超声速流场逆向求解方法 被引量：7

2

作者 韩伟强 朱呈祥 +1 位作者 尤延铖 李怡庆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期624-631,共8页

为了实现超声速流场出口参数的可控设计,借鉴特征线方法在古尔赛特与柯西问题两类边值条件中的应用,提出了一种根据下游边界条件求解其依赖域的逆柯西问题求解方法,并在此基础上发展了一种均匀来流条件下的超声速流场逆向求解方法。对... 为了实现超声速流场出口参数的可控设计,借鉴特征线方法在古尔赛特与柯西问题两类边值条件中的应用,提出了一种根据下游边界条件求解其依赖域的逆柯西问题求解方法,并在此基础上发展了一种均匀来流条件下的超声速流场逆向求解方法。对轴对称内收缩流场、二维平面流场、轴对称外锥流场三个典型算例校核表明,逆向求解方法得到的计算结果与正向特征线方法一致,由此验证了该逆向求解方法的可行性,并有效拓展了超声速流场的设计思路。 展开更多

关键词 特征线法 超声速流场 下游边界 逆向求解

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于非轴对称吻切技术的三维激波逆向乘波设计 被引量：2

3

作者 张涛 郑晓刚 +2 位作者 汤祎麒 李怡庆 尤延铖 《航空科学技术》 2020年第11期35-46,共12页

基于传统吻切理论,本文提出了一种非轴对称吻切技术,并在此基础上,完善了传统二维特征线技术,可对复杂三维曲面激波进行逆向求解。通过事先指定三维激波曲面形状,根据气流方向与激波曲面当地曲率方向,能够求出各离散激波点对应的离散微... 基于传统吻切理论,本文提出了一种非轴对称吻切技术,并在此基础上,完善了传统二维特征线技术,可对复杂三维曲面激波进行逆向求解。通过事先指定三维激波曲面形状,根据气流方向与激波曲面当地曲率方向,能够求出各离散激波点对应的离散微吻切平面。以该微吻切平面与激波曲面的交线作为各微吻切平面内的激波形状,利用已知激波求解流场的二维逆向特征线法对各微吻切平面的流场进行求解,随后将各离散微吻切平面内获得的压缩型线进行组合,获得能够生成指定复杂三维曲面激波的压缩型面。研究结果表明,基于非轴对称吻切技术的三维激波逆向求解方法能够很好地求解出生成指定三维激波曲面的乘波构型,激波形状吻合度较高;运用该逆向设计方法求解获得的截面流场信息与数值模拟结果相似度较高,其流场分布表现出相同的规律,但在增压比的预测上存在一定的误差,主要集中在远离对称面三维效应明显处,最大误差约为8.4%,可见该逆向乘波设计方法的精度基本满足要求。另外,针对特定的二次锥面激波方程,设计截面内激波曲线越高,乘波体的升阻比越低。 展开更多

关键词 非轴对称吻切技术 特征线 乘波体 升阻比 逆向设计

在线阅读 下载PDF 职称材料

乘波前体三维内转进气道气动融合设计 被引量：8

4

作者 李怡庆 施崇广 +1 位作者 朱呈祥 尤延铖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2320-2328,共9页

在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在... 在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计,获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案流量捕获系数能够达到0.96,总压恢复系数为0.53;而在Ma4.0的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.71,总压恢复系数为0.70。此外,与典型的前体二维混压进气道进行对比研究,乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显,尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。 展开更多

关键词 乘波前体 三维内转进气道 基本流场 斜激波 高超声速进气道

在线阅读 下载PDF 职称材料

椭圆形超燃燃烧室内燃料喷射和掺混性能研究 被引量：5

5

作者 周驯黄 陈荣钱 +2 位作者 李怡庆 滕健 尤延铖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期637-645,共9页

为了优化超燃燃烧室的工作效率和性能,针对椭圆形超燃燃烧室内的燃料壁面垂直喷射方案,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对不同燃料喷射方案进行研究,着重分析了不同喷注位置的壁面曲率值、喷嘴直径以及反射激波干扰对... 为了优化超燃燃烧室的工作效率和性能,针对椭圆形超燃燃烧室内的燃料壁面垂直喷射方案,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对不同燃料喷射方案进行研究,着重分析了不同喷注位置的壁面曲率值、喷嘴直径以及反射激波干扰对流场特征及燃料掺混特性的影响。研究表明,喷注位置的壁面曲率对燃料掺混的影响程度与喷嘴直径相关。当喷嘴直径较大时,壁面曲率值越小,燃料的掺混效率越高,但总压恢复系数越低;当喷嘴直径较小时,壁面曲率的改变对燃料横向喷流方案的掺混效率和总压恢复影响很小。在相同喷射动压比下,不同喷嘴直径方案的流场特征以及燃料喷射掺混特性均存在相似性,缩小喷嘴直径能够提高燃料的掺混效率。就本文的研究状态,喷嘴直径为4mm的方案在燃烧室出口处的掺混效率比直径为10mm方案的高出约46.7%。此外,通道中的激波/掺混层相互干扰会大幅降低燃料穿透深度,但产生的剧烈剪切运动能够提高燃料掺混效率。 展开更多

关键词 椭圆形燃烧室 横向喷流 壁面曲率 喷嘴直径 激波干扰 相似性

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于围猎改进哈里斯鹰优化的粒子滤波方法 被引量：8

6

作者 李冀 周战洪 +2 位作者 贺红林 刘文光 李怡庆 《电子与信息学报》 EI CSCD 北大核心 2023年第6期2284-2292,共9页

针对标准粒子滤波过程的权值退化和样本贫化问题,该文结合融入围猎策略的哈里斯鹰优化算法设计一种群智能优化粒子滤波方法(EHHOPF)。首先,引入围猎策略替代哈里斯鹰优化算法全局搜索策略以适配粒子滤波环境;其次,采用Sigmoid函数构建... 针对标准粒子滤波过程的权值退化和样本贫化问题,该文结合融入围猎策略的哈里斯鹰优化算法设计一种群智能优化粒子滤波方法(EHHOPF)。首先,引入围猎策略替代哈里斯鹰优化算法全局搜索策略以适配粒子滤波环境;其次,采用Sigmoid函数构建非线性猎物逃逸能量平衡算法的探索阶段和开发阶段;最后构建选择比例因子融合开发阶段捕猎策略并采用非线性猎物跳跃强度保证算法收敛效率。仿真结果表明,与标准粒子滤波以及磷虾算法、蝙蝠算法、布谷鸟算法、灰狼算法优化的粒子滤波方法相比,基于围猎改进哈里斯鹰优化的粒子滤波方法有效提升了系统状态估计精度、滤波稳定性和滤波实时性。 展开更多

关键词 粒子滤波 哈里斯鹰优化算法 权值退化 样本贫化

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速进气道起动问题的理论判据新认识 被引量：2

7

作者 潘成剑 施崇广 +2 位作者 李怡庆 尤延铖 陈荣钱 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期2039-2047,共9页

为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是... 为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是等总压恢复线和等流量线;等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的左侧;等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。根据以上特性,将等值线应用于高超声速进气道起动问题,并通过实例应用文中的理论判据评估无粘条件下混压式多楔二元进气道来流起动马赫数理论值,与CFD结果吻合较好,误差小于2%,初步探索了理论快速估算进气道起动马赫数的可行性。 展开更多

关键词 进气道起动 内收缩比 总收缩比 Kantrowitz ISENTROPIC 等值线

在线阅读 下载PDF 职称材料

超声速流场的流线-特征线坐标变换与应用 被引量：2

8

作者 施崇广 李怡庆 +1 位作者 韩伟强 尤延铖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1016-1022,共7页

为了求解二维平面弯曲激波波后流场,讨论并发展了一系列基于流线-特征线坐标系变换的流场代数计算方法。该系列方法依据二维平面流场中气流角、静压沿特征线近似不变的特点,可快速求解平面弯曲激波波后流场。其中,等气流角近似法适合模... 为了求解二维平面弯曲激波波后流场,讨论并发展了一系列基于流线-特征线坐标系变换的流场代数计算方法。该系列方法依据二维平面流场中气流角、静压沿特征线近似不变的特点,可快速求解平面弯曲激波波后流场。其中,等气流角近似法适合模拟流线轨迹,等静压近似法适合求解波后流场参数。在此基础上,又提出了一种改进的等气流角-等静压混合方法用于计算弯曲激波波后流场。和特征线法对比,等气流角-等静压混合法计算得到的流场基本特征与特征线法得到的结果相同,在来流马赫数Ma=6和Ma=4情况下误差分别仅为0.5%和0.15%,证实了该方法在求解二维平面弯曲激波流场中的适用性。 展开更多

关键词 弯曲激波 坐标变换 超声速流场 特征线 流线

在线阅读 下载PDF 职称材料

曲锥前体/内转进气道一体化设计与试验研究 被引量：6

9

作者 郑晓刚 李中龙 +3 位作者 李怡庆 张旭 朱呈祥 尤延铖 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期28-35,48,共9页

介绍了曲锥前体/内转进气道一体化的设计方法,针对进气道侧壁外扩角这一设计因素,设计了具有不同捕获形状的两套一体化构型,并完成了两套模型在马赫数Ma=6.0、0°迎角状态下的风洞试验及数值模拟对比。结果表明,基于该一体化设计方... 介绍了曲锥前体/内转进气道一体化的设计方法,针对进气道侧壁外扩角这一设计因素,设计了具有不同捕获形状的两套一体化构型,并完成了两套模型在马赫数Ma=6.0、0°迎角状态下的风洞试验及数值模拟对比。结果表明,基于该一体化设计方法,曲锥前缘产生的初始入射激波在设计状态下能够完全封闭进气道唇罩,进而起到抑制唇罩溢流和提高一体化构型流量捕获能力的效果。在设计条件下,进气道侧壁外扩角的增加有助于减少侧壁产生的溢流,从而提高一体化构型的流量捕获能力。同时,外扩角的增大将导致下游反压前传速度加快,从而恶化进气道的内部流场并降低一体化构型的反压特性。因此,设计此类一体化构型时,需要考虑外扩角对捕获流量和进气道出口性能的综合影响,选择合适的进气道侧壁外扩角度以达到设计需求。 展开更多

关键词 曲锥前体 三维内转进气道 一体化设计 侧壁外扩角 风洞试验 流量捕获 反压特性

在线阅读 下载PDF 职称材料

双模块下颌式内转进气道/圆锥前体一体化布局研究 被引量：3

10

作者 杨日炯 郑晓刚 +3 位作者 施崇广 李怡庆 朱呈祥 尤延铖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第11期2455-2464,共10页

为实现三维内转进气道的内收缩流场与圆锥前体的外压缩流场的良好匹配,提出了一种双模块下颌式内转进气道/圆锥前体(Double-modules chin inward-turning inlet and conical forebody,DCII/CF)一体化设计方法,获得一种新颖的双发并置、... 为实现三维内转进气道的内收缩流场与圆锥前体的外压缩流场的良好匹配,提出了一种双模块下颌式内转进气道/圆锥前体(Double-modules chin inward-turning inlet and conical forebody,DCII/CF)一体化设计方法,获得一种新颖的双发并置、侧向安装的DCII/CF一体化布局。针对该布局形式,开展了DCII/CF一体化构型与传统的单模块内转进气道/圆锥前体(Single-module inward-turning inlet and conical forebody,SII/CF)一体化构型的数值对比研究。结果表明:DCII/CF一体化布局不仅为内转进气道提供了良好的前体附面层排移效果,还有效避免了传统SII/CF布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。在Ma∞=6.0设计状态,DCII/CF一体化布局的进气道总压恢复系数相较传统的SII/CF布局有了显著提高,从0.403提高至0.482;但由于前体附面层的排移,该布局的捕获流量略有降低,SII/CF的流量系数为0.956,该布局则为0.917。而在非设计状态,该布局形式同样具备较好的总压恢复性能,在Ma∞=5.0与Ma∞=4.0时,总压恢复系数分别达到了0.586和0.682,明显高于SII/CF的总压恢复系数0.507和0.619。 展开更多

关键词 进气道 圆锥前体 下颌式布局 一体化设计 附面层

在线阅读 下载PDF 职称材料

气韵与抽象——中西绘画艺术比较研究

11

作者 李怡庆 《美与时代（美术学刊）（中）》 2023年第11期36-38,共3页

中西绘画艺术,作为两种独特的艺术形式,各自拥有深厚的历史底蕴和独特的审美理念。中国绘画艺术的气韵和西方绘画艺术的抽象,分别体现了东西方艺术家们在艺术创作中的哲学思考和审美追求。这两种艺术理念在对比和交流中,产生新的吸引力... 中西绘画艺术,作为两种独特的艺术形式,各自拥有深厚的历史底蕴和独特的审美理念。中国绘画艺术的气韵和西方绘画艺术的抽象,分别体现了东西方艺术家们在艺术创作中的哲学思考和审美追求。这两种艺术理念在对比和交流中,产生新的吸引力与影响力,成为艺术家们创新和探索的重要灵感源泉。以气韵与抽象为切入点,对比和分析中西绘画艺术的起源、发展、表达方式和实际应用,同时通过具体的艺术作品案例,揭示气韵与抽象在艺术创作中的体现和意义,以期为艺术家们提供更宽广的创作视野,推动中西艺术交流,丰富和发展绘画艺术的理论和实践。 展开更多

关键词 气韵 抽象 中西绘画艺术

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速飞行器一体化方法研究 被引量：2

12

作者 黄笠舟 施崇广 +2 位作者 郑晓刚 李怡庆 尤延铖 《航空发动机》 北大核心 2019年第6期28-34,共7页

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,... 针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有“准3维”研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 一体化设计 乘波体 进气道 曲面激波 双乘波原理 气动反设计 航空发动机

在线阅读 下载PDF 职称材料

多面体与切割体网格对高超声速空天飞机气动力计算精度的影响研究 被引量：2

13

作者 贡天宇 胡宋健 李怡庆 《南昌航空大学学报（自然科学版）》 CAS 2023年第2期10-18,共9页

采用多面体网格、切割体网格和四面体网格对空天飞机模型进行数值模拟,将模拟获得的气动力数据与试验值进行对比分析,通过计算误差来对比研究不同网格模拟的高超声速飞行器气动力计算精度。数值模拟结果表明,各工况下3种网格都能较准确... 采用多面体网格、切割体网格和四面体网格对空天飞机模型进行数值模拟,将模拟获得的气动力数据与试验值进行对比分析,通过计算误差来对比研究不同网格模拟的高超声速飞行器气动力计算精度。数值模拟结果表明,各工况下3种网格都能较准确地模拟空天飞机的气动力特性。其中,多面体网格对气动力的计算精度最高,计算得到的气动力系数值误差最小;而四面体网格计算得到的气动力系数值误差最大。但在部分工况下,通过四面体网格模拟得到的升、阻力系数相对于试验值的误差倍数相当,使得计算得到的升阻比更接近试验值。此外,通过与试验纹影图对比,3种网格都能较为准确地模拟空天飞机模型的流场结构。然而,多面体网格和切割体网格对激波的分辨能力要强于四面体网格。随着攻角的增大,通过多面体网格模拟得到的激波分辨能力更强,而切割体网格对激波内部流场的捕捉更为准确。 展开更多

关键词 多面体网格 切割体网格 四面体网格 空天飞机 气动力系数

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于遗传算法的高超声速飞行器多学科优化设计 被引量：2

14

作者 姜志杰 韩伟 +1 位作者 李怡庆 李光昱 《南昌航空大学学报（自然科学版）》 CAS 2022年第2期18-23,共6页

建立了考虑气动、推进、飞行轨迹、质量分析等分系统模型的高超声速飞行器总体设计模型;并基于文献参数给出了基准设计方案以及各设计参数边界;基于标准遗传算法,以最小燃料消耗为目标对基准方案进行了优化,得到了燃料消耗较小的设计方... 建立了考虑气动、推进、飞行轨迹、质量分析等分系统模型的高超声速飞行器总体设计模型;并基于文献参数给出了基准设计方案以及各设计参数边界;基于标准遗传算法,以最小燃料消耗为目标对基准方案进行了优化,得到了燃料消耗较小的设计方案。通过分析对比基准方案与优化方案,结果表明,在相同航程情况下,优化后的高超声速飞行器燃油消耗量较基准方案减少3.2%。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 遗传算法 多学科优化

在线阅读 下载PDF 职称材料

三维内转进气高超声速导弹气动布局研究

15

作者 杨会林 李怡庆 +2 位作者 刘涛 张辉 涂良辉 《航空兵器》 CSCD 北大核心 2022年第1期29-34,共6页

基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能。两侧进气布局无法有效利... 基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能。两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性。此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小。因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计。 展开更多

关键词 高超声速 气动布局 三维内转进气道 颌下进气 两侧进气 导弹

在线阅读 下载PDF 职称材料