叶轮机械气动热力学的回顾与展望 被引量：13

1

作者 徐建中 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第9期1-4,共4页

对半个世纪以来叶轮机械气动热力学的重要发展，特别是两类相对流面理论和三维粘性流动的数值解法作了回顾；对其今后的发展，特别是非定常流动研究方面可能取得的巨大进展作了展望．

关键词 叶轮机械 内部流动 气动热力学 展望 回顾

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以有限元方法为主体的计算气动热力学 被引量：4

2

作者 姜贵庆 童秉纲 曹树声 《力学与实践》 CSCD 北大核心 1992年第3期1-8,共8页

计算气动热力学是一个新的领域,它是航天技术发展的产物,同时它又对航天技术的发展起了很大的推动作用.本文论述了航天器与气动热力学,计算气动热力学与有限元法,有限元法与气体-热-结构三位一体化以及计算气动热力学的前景.

关键词 计算 有限元法 气动热力学

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航空发动机整机二维气动热力数值模拟 被引量：6

3

作者 昌中宏 唐海龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期333-337,共5页

研究了用于航空发动机整机数值仿真的含粘性力项的二维欧拉流动模型,进行了整机流场数值仿真。用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;... 研究了用于航空发动机整机数值仿真的含粘性力项的二维欧拉流动模型,进行了整机流场数值仿真。用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;采用高阶精度Godunov格式和时间推进法,交替使用显/隐格式,收敛速度快,计算准确度高。计算了某双轴涡扇发动机设计点的整机性能与部件性能,计算结果与设计数据相吻合,分析整机仿真计算得出的流场参数分布,可以更好的了解流场细节。数值试验表明,建立的程序可以预测发动机稳态条件下的整机性能以及用于发动机的设计与改进,奠定了二维数值试验台建设的基础。 展开更多

关键词 航空发动机 粘性流 气动热力学 数值仿真

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风洞来流参数影响的气动热数据不确定度评估

4

作者 李强 石润 +1 位作者 程明 刘庆宗 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期1180-1188,共9页

激波风洞是开展气动热预测的重要手段,气动热数据的准确预示对降低高超声速飞行器热防护系统设计裕度、增加飞行器有效载荷和射程有重要意义,因此对激波风洞气动热试验数据开展不确定度研究很有必要。对激波风洞重复性运行导致的热流不... 激波风洞是开展气动热预测的重要手段,气动热数据的准确预示对降低高超声速飞行器热防护系统设计裕度、增加飞行器有效载荷和射程有重要意义,因此对激波风洞气动热试验数据开展不确定度研究很有必要。对激波风洞重复性运行导致的热流不确定度进行研究,首先采用蒙特卡洛方法,对重复运行58车次的激波风洞测量数据进行分析,获得了风洞来流参数随机分布不确定性。结果表明来流速度的相对不确定度较小,为1.02%;而来流压力的相对不确定度较大,为3.54%。然后选取来流温度、来流密度、来流速度、壁面温度4个不确定性输入变量,采用拉丁超立方抽样法生成样本,通过气动热数值计算获得钝锥模型壁面热流数据,采用非嵌入式多项式混沌方法进行不确定度量化和敏感性分析。结果表明在钝锥头部和锥体大部分区域,风洞重复性运行导致的热流不确定度约为4%~5%;敏感性分析结果显示壁面热流对来流速度最敏感。因此如果需要降低热流数据不确定度,就需要降低风洞来流速度不确定度,这需要通过将激波管激波马赫数控制在更小的偏差范围内来实现。 展开更多

关键词 激波风洞 气动热力学 数值计算 不确定度量化 敏感性分析

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一体化小涡扇发动机系统的气动热力数值模拟 被引量：8

5

作者 施发树 刘兴洲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期8-11,共4页

建立了一体化弹用小涡扇发动机系统含粘性力项的准三维欧拉流动模型。燃烧室中给出了燃油相对浓度系数和燃烧不完全程度系数经验分布 ;用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格 ;分别针对压气机转子、... 建立了一体化弹用小涡扇发动机系统含粘性力项的准三维欧拉流动模型。燃烧室中给出了燃油相对浓度系数和燃烧不完全程度系数经验分布 ;用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格 ;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅 ,定义了三种不同损失系数 ;采用高阶精度 Godunov格式和时间推进法 ,交替使用显 /隐格式 ,收敛速度快 ,计算准确度高。预测了巡航条件下发动机节流特性、内涵喷口几何面积对发动机性能影响 ,结果与其它有效数据相吻合。数值试验表明 ,建立的程序可以预测发动机其他稳态条件下各种特性。经过推广可应用于过渡态的模拟 。 展开更多

关键词 涡扇发动机 气动热力学 一体化设计 数值仿真

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大型航天器再入陨落时太阳翼气动力/热模拟分析 被引量：11

6

作者 梁杰 李志辉 +1 位作者 杜波强 方明 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期1348-1355,共8页

采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内... 采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90 km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。 展开更多

关键词 大型航天器 太阳翼 离轨再入 稀薄流域 气动热力学 直接模拟蒙特卡洛方法

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载人飞船返回舱的气动热流率分布 被引量：4

7

作者 赵梦熊 《气动实验与测量控制》 CSCD 1996年第1期1-8,共8页

高超声速有攻角钝头轴对称体的载人飞船返回舱的热流率计算，目前已有很多方法。迎面球冠的对流加热率可由风洞试验结果和Ｌｅｅｓ及Ｄｅｔｒａ－Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｄ等的驻点热流理论作较好预测。拐角圆环区是返回舱上加速流最剧和... 高超声速有攻角钝头轴对称体的载人飞船返回舱的热流率计算，目前已有很多方法。迎面球冠的对流加热率可由风洞试验结果和Ｌｅｅｓ及Ｄｅｔｒａ－Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｄ等的驻点热流理论作较好预测。拐角圆环区是返回舱上加速流最剧和气动加热最严重的地方。试验结果表明迎风倒锥附着流表面的热流率和背风倒锥分离流表面的热流率分别比零攻角驻点的热流率的１５％和５％还低。 展开更多

关键词 航天飞船 返回舱 气动加热 气动热力学 热流率

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临近空间飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究 被引量：2

8

作者 高明周 王志瑾 南英 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第2期1-7,共7页

采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器飞行过程中的热流密度、温度场与气动特性的数值分布,并依据这些数据对飞行器的上升段、巡航段和俯... 采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器飞行过程中的热流密度、温度场与气动特性的数值分布,并依据这些数据对飞行器的上升段、巡航段和俯冲段进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。 展开更多

关键词 高超声速 临近空间 气动热力学 数值仿真计算 轨迹优化与总体飞行仿真

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再入飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究 被引量：1

9

作者 高明周 王志瑾 南英 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第3期5-8,14,共5页

为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数... 为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数据对再入飞行器进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。 展开更多

关键词 高超声速 再入飞行器 气动热力学 数值仿真计算 轨迹优化 总体飞行仿真

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直升机/发动机耦合模型建模与动态响应分析

10

作者 卫圆 陈仁良 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期1-9,共9页

为准确描述直升机的机动飞行动态响应过程,本研究将发动机气动热力学模型与直升机飞行动力学模型相结合,建立了一种能够反映旋翼转速波动影响的直升机/发动机耦合模型。首先,建立旋翼的飞行动力学模型和发动机的部件级气动热力学模型,... 为准确描述直升机的机动飞行动态响应过程,本研究将发动机气动热力学模型与直升机飞行动力学模型相结合,建立了一种能够反映旋翼转速波动影响的直升机/发动机耦合模型。首先,建立旋翼的飞行动力学模型和发动机的部件级气动热力学模型,然后根据功率匹配关系建立旋翼/发动机耦合模型,最终形成了包含发动机动态特性的直升机/发动机耦合模型。使用UH-60A飞行试验数据验证直升机模型的配平与动态响应结果,表明本研究建立的直升机模型能够准确描述旋翼转速变化与偏航方向力矩变化。最后,对直升机垂直跃升(bob-up)机动飞行进行仿真计算。结果表明,在垂直跃升机动过程中,直升机飞行状态迅速变化,发动机负载快速变化造成旋翼转速突变,并在偏航方向引起偏航角速度反向变化,对垂直跃升机动造成不利影响。本研究对深入认识直升机与发动机之间的耦合关系,改进直升机发动机耦合控制律设计,提高直升机机动性能具有重要的参考价值。 展开更多

关键词 发动机气动热力学 直升机飞行动力学 贴地飞行 垂直跃升 瞬态分析

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多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算 被引量：10

11

作者 王保国 李翔 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期71-76,共6页

为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态,采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率TVD格式进行求解,获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流... 为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态,采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率TVD格式进行求解,获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流密度)和热-化学非平衡态特性,数值结果与风洞试验及飞行数据吻合较好.通过对多个工况点下流场状态的分析与对比,给出了高超声速飞行器在整个再入过程中的壁面热流密度值、气动力系数,尤其是计算域内热力学非平衡区的分布特性,这对有效地完成飞行器热防护设计具有积极意义. 展开更多

关键词 多工况 高超声速飞行器 再入 气动热力学 非平衡态

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某型发动机动态特性仿真研究 被引量：3

12

作者 姜涛 王进 李应红 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 2001年第6期15-18,共4页

根据气动热力学理论 ,考虑转子惯性和容积特性的影响 ,在发动机稳态模型的基础上 ,建立了某型发动机的动态模型 ,并利用C语言编制了相应的仿真程序。仿真结果与实际物理过程相符合 ,证明了模型和程序的正确性 。

关键词 动态模型 动态特性 计算机仿真 航空发动机 气动热力学理论 C语言

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子空间辨识方法的改进 被引量：3

13

作者 马艳 曾庆福 李志舜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期319-321,共3页

针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要 ,基于数字子空间状态空间系统辨识 (N4SID)方法 ,提出并推导了指定状态变量的子空间辨识方法 ,并在某型双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿... 针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要 ,基于数字子空间状态空间系统辨识 (N4SID)方法 ,提出并推导了指定状态变量的子空间辨识方法 ,并在某型双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿真实验 。 展开更多

关键词 航空发动机 数字子空间状态空间系统辨识N4SID方法 子空间辨识方法 双转子涡喷发动机 气动热力学模型 指定状态变量 自适应控制 故障监控

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基于Simulink的燃气轮机动态仿真模型 被引量：6

14

作者 韩晓光 曲文浩 +1 位作者 董瑜 聂海刚 《航空发动机》 2010年第3期20-22,25,共4页

采用面向对象的模块化建模方法,在Matlab/Simulink软件环境中,开发了燃气轮机动态无迭代仿真模型。研究结果表明,这种考虑容积惯性的仿真模型能较好地反映系统的动态特性,具有较高的精度和实时性,适用于对燃气轮机加速、减速以及其它大... 采用面向对象的模块化建模方法,在Matlab/Simulink软件环境中,开发了燃气轮机动态无迭代仿真模型。研究结果表明,这种考虑容积惯性的仿真模型能较好地反映系统的动态特性,具有较高的精度和实时性,适用于对燃气轮机加速、减速以及其它大扰动等过渡工况的性能仿真。 展开更多

关键词 动态仿真 燃气轮机 SIMULINK 气动热力学模型

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旋转碳颗粒对端头帽烧蚀的影响 被引量：1

15

作者 黄海明 王荣乾 《北京交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期1-4,共4页

碳/碳复合材料在强激波作用下出现烧蚀与剥蚀,剥蚀下来的碳颗粒由多种因素(如几何形状、速度梯度等)引起旋转.根据气动热力学、传热传质学、N-S方程,分析了战略导弹再入时端头帽烧蚀与碳颗粒的旋转效应,研究结果表明碳颗粒的旋转有利于... 碳/碳复合材料在强激波作用下出现烧蚀与剥蚀,剥蚀下来的碳颗粒由多种因素(如几何形状、速度梯度等)引起旋转.根据气动热力学、传热传质学、N-S方程,分析了战略导弹再入时端头帽烧蚀与碳颗粒的旋转效应,研究结果表明碳颗粒的旋转有利于防热. 展开更多

关键词 碳颗粒 烧蚀 端头 碳/碳复合材料 气动热力学 传热传质学 几何形状 速度梯度 旋转效应 战略导弹 研究结果 剥蚀

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纤维增强树脂基复合材料部件在航空涡扇发动机上的应用 被引量：17

16

作者 梁春华 《航空制造技术》 2008年第4期32-37,共6页

随着气动热力学、结构力学和材料科学等的飞速发展,较高的性能、良好的经济性、极好的环保特性和很高的可靠性已经成为运输机用大涵道比涡扇发动机研制的主要目标,而较高的推重比、较低的油耗、较少的信号特征、极高的可靠性已经成为战... 随着气动热力学、结构力学和材料科学等的飞速发展,较高的性能、良好的经济性、极好的环保特性和很高的可靠性已经成为运输机用大涵道比涡扇发动机研制的主要目标,而较高的推重比、较低的油耗、较少的信号特征、极高的可靠性已经成为战斗机用小涵道比加力涡扇发动机研制的主要目标。 展开更多

关键词 航空涡扇发动机 纤维增强树脂基 复合材料部件 应用 气动热力学 材料科学 结构力学 环保特性

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考虑来流边界条件不确定性的数值模拟方法 被引量：2

17

作者 吴逸飞 邹正平 《航空发动机》 2015年第2期35-39,共5页

针对气动热力学边界条件不确定性的数值模拟方法,进行了考虑来流边界条件不确定性对流体流动影响研究。算例中提取来流边界条件为设计变量,采用拉丁超立方抽样方法对设计变量进行采样,运用CFD软件对所有样本进行数值模拟计算后得到响应... 针对气动热力学边界条件不确定性的数值模拟方法,进行了考虑来流边界条件不确定性对流体流动影响研究。算例中提取来流边界条件为设计变量,采用拉丁超立方抽样方法对设计变量进行采样,运用CFD软件对所有样本进行数值模拟计算后得到响应变量,最后分析得到来流边界条件对流体的影响规律。结果表明:来流边界条件中湍流度的不确定性对压力系数的影响大于来流速度的不确定性对压力系数的影响。 展开更多

关键词 边界条件 不确定性 拉丁超立方抽样 数值模拟 气动热力学 湍流度 压力系数

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高超音速飞行的总温总压计算 被引量：1

18

作者 王绍卿 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第6期29-33,22,共6页

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数... 本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别. 展开更多

关键词 航天器 高超音速飞行 气动热力学 气动数据

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高超声速气流非结构化网格DSMC算法研究

19

作者 李学东 魏传锋 《航天器环境工程》 2013年第4期375-379,共5页

高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对"火星探路者号("Mars Pathfinder)探测器的Ballute减速装置... 高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对"火星探路者号("Mars Pathfinder)探测器的Ballute减速装置在地球大气层和火星大气层中的高超声速飞行进行了数值模拟,计算得到了流场的温度分布、探测器壁面的热流密度分布,分析表明稀薄气体热化学非平衡态对飞行器流场有影响。将仿真结果与NASA兰利研究中心的计算结果作了比较,二者吻合很好。研究结果可用于飞行器热防护设计。 展开更多

关键词 高超声速 气动热力学 直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法 热防护设计

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变比热平行混合近似解

20

作者 崔济亚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第4期1-6,共6页

平行混合变比热改进解析解，合理、简明、快捷，定比热解误差大。在准确的改进解与定比热解之间，探索了几种简化的近似解，从中看出，冷、热、混三气各简化按其自身静温比热比ｋ＿Ｔ作计算的近似解，结果总的误差较小，可供参照取用。... 平行混合变比热改进解析解，合理、简明、快捷，定比热解误差大。在准确的改进解与定比热解之间，探索了几种简化的近似解，从中看出，冷、热、混三气各简化按其自身静温比热比ｋ＿Ｔ作计算的近似解，结果总的误差较小，可供参照取用。算例包括不等总压及等总压混合，并对等总压混合后总压降低作出初步分析。 展开更多

关键词 气动热力学 计算流体动力学 比热 无粘性流动

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