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升力体高超声速飞行器横向气动特性研究 被引量:8
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作者 高清 李建华 李潜 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期43-48,共6页
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风... 升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。 展开更多
关键词 升力体高超声速飞行器 横向稳定性 非对称转捩 风洞试验 多尺度
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综合离心力/气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究 被引量:12
2
作者 鲍文 姚照辉 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期128-133,144,共7页
针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、... 针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、稳态特性与动态响应的影响。分析表明:对于高超飞行器,离心力等惯性力对升力的贡献已到了相当的比例,在建模时必须考虑;对飞行器高度、俯仰动态模态影响剧烈,同样需要特殊对待。 展开更多
关键词 综合离心/气动 升力体高超声速飞行器 纵向运动建模 地球曲率半径 离心
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升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究 被引量:1
3
作者 高清 李建华 李潜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第3期392-396,共5页
为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的... 为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征,且对试验结果的谱分析发现,在多种气动状态下,都存在除机械振动频率外的三个振动频率,将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围,反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。 展开更多
关键词 高超声速 滚转 非定常气动 建模
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椭球体头部高超声速飞行器FADS技术实验研究
4
作者 王傲 顾蕴松 +2 位作者 赵冬凯 王维新 关兴太 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期62-74,共13页
相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统,嵌入式大气数据传感(FADS)系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器,在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔,综... 相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统,嵌入式大气数据传感(FADS)系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器,在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔,综合考虑迎角及侧滑角角度敏感性、马赫数解算精度和多冗余度等影响因素,分析选取了角度和马赫数解算时的测压孔配置方案。结合三点法与拟合算法的优势,建立了高超声速条件下的椭球体头部飞行器嵌入式大气数据传感系统解算方法,并对椭球体头部和激波带来的气流角放大效应进行修正。Ma=6的风洞实验结果表明:高超声速FADS系统解算方法的角度解算不确定度优于0.41°、准度优于0.38°,马赫数解算不确定度优于1.1%、准度优于0.52%。 展开更多
关键词 嵌入式大气数据传感 椭球头部高超声速飞行器 气流角放大效应 解算方法 高超声速风洞实验
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高超变体飞行器再入轨迹罚函数序列凸规划 被引量:1
5
作者 王仰杰 龙腾 +2 位作者 李俊志 徐广通 孙景亮 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第5期1747-1759,共13页
为实现高超声速飞行器由固定构型的单点最优向可变构型的全包线持续最优的跨越升级,设计了类乘波体变体飞行器布局与变后掠-变展长复合变形方案。在此基础上,针对高超声速变体飞行器再入轨迹规划问题求解难度大、规划耗时高的问题,提出... 为实现高超声速飞行器由固定构型的单点最优向可变构型的全包线持续最优的跨越升级,设计了类乘波体变体飞行器布局与变后掠-变展长复合变形方案。在此基础上,针对高超声速变体飞行器再入轨迹规划问题求解难度大、规划耗时高的问题,提出了自适应信赖域更新的罚函数序列凸优化方法。采用对数凸化策略凸化路径约束,提高近似精度;引入虚拟控制,对动力学等式约束进行变量替换;定制二阶锥约束,并采用罚函数方法将其加入目标函数中,引导迭代结果向可行域逼近;设计自适应信赖域更新策略,加速序列凸优化算法收敛。仿真结果表明:相比于固定构型,高超变体飞行器增程16.63%,增程效果明显;相比于hp伪谱法,所提算法求解耗时降低了89.24%,具有更高的时效性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 再入轨迹规划 对数凸化 虚拟控制 自适应信赖域
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升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验 被引量:3
6
作者 陈久芬 徐洋 +3 位作者 蒋万秋 凌岗 段茂昌 张毅锋 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期98-106,共9页
在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×... 在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×10^(7)m^(–1),马赫数为5~8,迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布,得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明:在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩;随着单位雷诺数增大,横流转捩效应增强,模型下表面和上表面温升增大,转捩阵面前移,转捩区域扩大;随着马赫数增大,横流转捩效应减弱,转捩位置后移,转捩区域显著减小;不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近,但上、下表面的转捩N值不同(下表面约为6,上表面约为2.5),侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。 展开更多
关键词 高超声速风洞 边界层转捩 红外热图 e^(N)方法
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高超声速飞行器自适应控制技术现状及发展
7
作者 陶奕轩 李子豪 黄伟 《航空兵器》 北大核心 2025年第4期29-43,共15页
未来战争呈现“智能化、多维化”的发展态势,常规控制技术难以适应宽速域飞行工况,为提升高超声速飞行器在不同工况下的飞行性能,自适应控制技术已成为各国重点研究方向之一。本文分析了高超声速飞行器及其自适应控制技术的研究现状,概... 未来战争呈现“智能化、多维化”的发展态势,常规控制技术难以适应宽速域飞行工况,为提升高超声速飞行器在不同工况下的飞行性能,自适应控制技术已成为各国重点研究方向之一。本文分析了高超声速飞行器及其自适应控制技术的研究现状,概述了模型参考法、滑模控制法、基于神经网络的自适应控制法等基本方法及其研究进展,对自适应控制方法在容错、变体、轨迹规划等方面的应用进行研究与归纳,同时阐述了国外高超声速飞行器的发展计划。自适应控制技术较好地解决了控制的迟滞问题,为容错控制、变体控制、轨迹优化等领域的相关设计提供了参考,对于提高高超声速飞行器的飞行性能和安全性具有重要意义,未来研究将注重智能化和多系统一体化的发展。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 自适应控制 智能控制 容错控制 控制 轨迹优化 飞行性能
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基于高阶固定时间观测器的高超变体飞行器预设性能控制
8
作者 李毅恒 夏群利 王明凯 《系统工程与电子技术》 北大核心 2025年第5期1627-1637,共11页
针对高超声速变体飞行器模型不确定性、外部时变扰动、控制输入饱和、系统状态约束等问题,设计一种基于高阶固定时间扰动观测器的预设性能控制方法。首先,建立高超声速变体飞行器动力学模型,考虑控制量饱和问题设计抗饱和辅助函数。其次... 针对高超声速变体飞行器模型不确定性、外部时变扰动、控制输入饱和、系统状态约束等问题,设计一种基于高阶固定时间扰动观测器的预设性能控制方法。首先,建立高超声速变体飞行器动力学模型,考虑控制量饱和问题设计抗饱和辅助函数。其次,通过对观测器扰动估计项的微分扩展设计高阶固定时间扰动观测器以提高对综合扰动量的估计精度。考虑系统状态约束设计预设有限时间函数对系统跟踪误差进行约束。基于障碍李雅普诺夫函数和预设有限时间收敛理论,通过反步法设计控制器使得输出状态的跟踪误差在预设时间内收敛到原点邻域。同时,为避免对虚拟控制律连续微分导致“计算爆炸”问题,将内环时变扰动与虚拟控制律的微分视为内环综合扰动,以高阶固定时间扰动观测器的扰动估计输出作为控制律的补偿项。通过李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环控制系统的收敛性与稳定性。最后,通过对比仿真实验证明所提方法具有收敛速度快、跟踪精度高、鲁棒性强等特点。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 高阶固定时间扰动观测器 预设有限时间函数 预设性能 抗饱和辅助函数
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逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究
9
作者 王林 王宇楠 +3 位作者 罗振兵 周岩 谢玮 刘强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期881-892,共12页
在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数... 在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数量的增加,整体减阻率显著提高,有效降低了升力体头部的高压区域,但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外,增大攻角会导致整体减阻率下降,但对局部减阻率影响较小,同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现,在20 km和55 km高空条件下,这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。 展开更多
关键词 逆向射流 减阻 高超声速飞行器 激波
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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
10
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 飞行器 降热减阻 气动
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升力体构型高超声速飞行器模态稳定性分析 被引量:6
11
作者 陈琛 王鑫 闫杰 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期327-331,共5页
高超声速技术具有前瞻性、战略性和带动性,其发展将为航空航天技术带来革命的突破。文章针对升力体构型高超声速飞行器的模态稳定性问题,首先建立了一个升力体飞行器基本的动力学模型。通过分析状态方程、转移矩阵特征方程的特征值分布... 高超声速技术具有前瞻性、战略性和带动性,其发展将为航空航天技术带来革命的突破。文章针对升力体构型高超声速飞行器的模态稳定性问题,首先建立了一个升力体飞行器基本的动力学模型。通过分析状态方程、转移矩阵特征方程的特征值分布情况,得出了高超声速飞行器纵向和横侧向模态稳定性的分析结果,并和纵向、横侧向的静稳定度进行比对。其结果表明升力体高超声速飞行器的纵向模态稳定性与纵向静稳定性是一致的,而在横侧向通道则存在不稳定的情况。 展开更多
关键词 高超声速 模态 静稳定性
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高超声速升力体飞行器等离子体鞘数值模拟 被引量:2
12
作者 吉君君 田正雨 +1 位作者 柴金磊 李桦 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期1384-1391,共8页
为探究高超声速再入过程中通信“黑障”的影响因素,基于一种化学反应平衡气体组分模型,采用有限体积法求解三维全N—S方程,数值方法采用AUSMPW+格式和Lu-SGS隐式求解方法,模拟典型球锥体的高超声速流场,得到的电子数密度分布同RAM... 为探究高超声速再入过程中通信“黑障”的影响因素,基于一种化学反应平衡气体组分模型,采用有限体积法求解三维全N—S方程,数值方法采用AUSMPW+格式和Lu-SGS隐式求解方法,模拟典型球锥体的高超声速流场,得到的电子数密度分布同RAM-CII飞行试验数据吻合良好。并针对一种升力体外形飞行器进行计算,选取高度范围35—55km、马赫数12~25、攻角10°~30°共14个飞行状态,得到了不同状态下的飞行器周围的电子数密度分布情况,对比分析发现电子数密度值与飞行高度、马赫数以及攻角的大小关系密切。 展开更多
关键词 高超声速 再入 等离子 化学反应平衡 电子数密度
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一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究 被引量:23
13
作者 罗金玲 徐敏 刘杰 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1478-1481,共4页
针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生... 针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。 展开更多
关键词 高超声速 吸气式飞行器 阻比
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高超声速冲压发动机-飞行器计力体系讨论 被引量:8
14
作者 白菡尘 王泽江 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期1-6,共6页
从吸气式高超声速飞行器受力分析出发,讨论如何统计飞行器受力的问题,建议在研究中使用增量法。这种方法将冲压发动机冷、热工况产生的力(力矩)增量视为飞行器运动分析中所需的"发动机推力或拉力",这个力或力矩分别叠加在飞... 从吸气式高超声速飞行器受力分析出发,讨论如何统计飞行器受力的问题,建议在研究中使用增量法。这种方法将冲压发动机冷、热工况产生的力(力矩)增量视为飞行器运动分析中所需的"发动机推力或拉力",这个力或力矩分别叠加在飞行器冷通气状态的力或力矩上。这样,就与传统的飞行器运动方程中的力建立了一一对应的关系,可最大限度地使用以往建立的数据获取方法、分析软件、实验技术体系,将给后续工作带来极大的便利。另外,使用此方法,实验容易获得高质量的数据,通过大量容易组织的冷态实验也可使数值模拟的准确度大大提高,使未来飞行器的运动分析结果更可信。在这个体系下,内流道的冷工况阻力(轴向力)是高超声速冲压发动机与飞行器一体化需考虑的重要问题,一方面飞行器总体任务设计需限定内流道冷阻范围,另一方面要使发动机在要求的冷阻范围内高效工作,后者是高超声速发动机研究面临的严峻挑战。 展开更多
关键词 高超声速 冲压发动机 飞行器 化受分析
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钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响 被引量:7
15
作者 张玉祥 徐金标 王厚庆 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2011年第4期243-245,共3页
飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞行器的性能。通过运用数值计算的方法,验证了加大钝化半径可以降低前缘的热流密度,研究了钝化对高超声速... 飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞行器的性能。通过运用数值计算的方法,验证了加大钝化半径可以降低前缘的热流密度,研究了钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响,比较了不同钝化半径情况下飞行器的升阻比变化。研究表明钝化导致飞行器的升阻比下降且随着钝化半径增大升阻比降幅增大。 展开更多
关键词 钝化 高超声速 乘波 阻比 热流密度
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不同气体模型与滑移边界模型下升力体摩阻热流预测
16
作者 严攀 李沁 +3 位作者 黄潇 郭晓明 翁谊辉 尤延铖 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1277-1291,共15页
针对高超声速升力体外形的摩阻、热流预测问题,采用所发展的三阶精度本质无波动格式,研究了不同气体模型(完全气体、平衡气体)、滑移边界模型(M-S、Le)和来流条件(高度、马赫数和壁面温度)对摩阻、热流等预测的影响。研究采用不同滑移... 针对高超声速升力体外形的摩阻、热流预测问题,采用所发展的三阶精度本质无波动格式,研究了不同气体模型(完全气体、平衡气体)、滑移边界模型(M-S、Le)和来流条件(高度、马赫数和壁面温度)对摩阻、热流等预测的影响。研究采用不同滑移边界模型和气体模型,对双马赫反射问题及典型高超声速绕流问题绕流进行了数值模拟与分析。结果表明:高保真气体模型、滑移边界模型和高精度计算格式能够使高超声速问题计算具有更好的精度。在此基础上,开展了不同高度、马赫数和壁温的高超声速升力体绕流数值模拟与分析,综合分析了滑移边界模型和气体模型对摩阻、热流等预测的影响。结果表明:不同气体模型之间的结果存在较大差异,平衡气体模型预示的边界层温度更低、边界层厚度更小、壁面热流更大、摩阻系数与总阻力系数稍大,二者差异随高度增加而增大;完全气体模型下,不同滑移边界模型总阻力系数、压心位置和热流分布均存在差异且随高度增加差异有所增大;采用平衡气体模型时,不同滑移模型之间预测结果相近。 展开更多
关键词 高超声速 滑移边界条件 平衡气 热流 摩阻
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基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法 被引量:28
17
作者 王路 邢清华 毛艺帆 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2015年第10期2335-2340,共6页
针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈... 针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。 展开更多
关键词 阻比 高超声速滑翔飞行器 轨迹预测
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高超声速升力体气动力气动热数值计算 被引量:22
18
作者 王发民 沈月阳 +2 位作者 姚文秀 刘宏 雷麦芳 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2001年第4期439-445,共7页
升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是... 升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义 ,避免了数值计算的奇异性 ,保证了通量守恒 ,提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近 ,驻点热流率与经典理论结果一致。 展开更多
关键词 飞行器 有限积TVD格式 气动 气动热 数值计算
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升力体机动飞行器气动布局概念设计 被引量:10
19
作者 唐伟 曾磊 +2 位作者 冯毅 肖光明 桂业伟 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第3期370-373,共4页
开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻... 开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的机动控制效率,是高超声速飞行器实现高机动的潜在可行方案。 展开更多
关键词 气动布局 优化 机动 再入飞行器
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乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述 被引量:17
20
作者 丁峰 柳军 +3 位作者 沈赤兵 刘珍 陈韶华 黄伟 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期16-26,共11页
乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势,乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:... 乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势,乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计,前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性,而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法,对其进行了较为细致的分类,归纳总结出"通过设计基准流场进行流向设计、应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计"的总体设计思路,分析了今后的研究发展趋势。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 乘波 /进气道一 气动设计
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