密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究 被引量：8

1

作者 周正 贺旭照 +1 位作者 卫锋 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期1455-1460,共6页

基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验... 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。 展开更多

关键词 乘波体 进气道 一体化 密切内锥 风洞试验

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模拟飞行条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题实验方案研究 被引量：10

2

作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 曾学军 周凯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1310-1316,共7页

后体尾喷流干扰问题的准确模拟,对大尺度一体化飞行器气动力预测及后体尾喷流干扰机理认识至关重要。为了研究后体尾喷流干扰问题,本文基于相似理论,开展了模拟内外流相似参数的喷流干扰实验方案研究。提出了采用CF4+Air混合气体形式,... 后体尾喷流干扰问题的准确模拟,对大尺度一体化飞行器气动力预测及后体尾喷流干扰机理认识至关重要。为了研究后体尾喷流干扰问题,本文基于相似理论,开展了模拟内外流相似参数的喷流干扰实验方案研究。提出了采用CF4+Air混合气体形式,模拟超然冲压发动机出口热态喷流的比热比等相似参数,建立了模拟真实条件下的喷流干扰问题的模拟方案。采用数值仿真软件对飞行条件和风洞条件下后体尾喷流干扰问题进行了数值模拟,从数值模拟结果来看,模拟内外流相似参数的喷流干扰实验方案是完全可行的。 展开更多

关键词 高超声速 喷流干扰 相似参数 实验方案

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基于惯性补偿的脉冲风洞测力天平瞬态研究 被引量：5

3

作者 吕金洲 张小庆 +2 位作者 陈光雄 刘伟雄 王锋 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2018年第2期216-222,共7页

脉冲燃烧风洞中开展高超声速一体化飞行器测力试验时,天平输出结果无法达到平衡,为动态信号,因此需对其进行动态响应特性研究。根据单分量测力天平的结构和工作原理,将其简化为弹簧、阻尼和连续杆系统,根据Lagrange方程建立了测力天平... 脉冲燃烧风洞中开展高超声速一体化飞行器测力试验时,天平输出结果无法达到平衡,为动态信号,因此需对其进行动态响应特性研究。根据单分量测力天平的结构和工作原理,将其简化为弹簧、阻尼和连续杆系统,根据Lagrange方程建立了测力天平的动力学模型;对测力天平动态特性进行了仿真研究,通过施加不同周期的正弦载荷和阶跃载荷,计算得到了天平输出规律,结果表明激励载荷频率远离测力天平固有频率时,以弹性输出均值作为测力结果可行,但引入惯性补偿不仅大幅提高了输出结果的准确度,而且输入输出间的瞬时偏差大大减小,可以满足瞬态测力要求。 展开更多

关键词 测力天平 动力学建模 惯性补偿 瞬态仿真 偏差率

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高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究 被引量：5

4

作者 解福田 林敬周 +2 位作者 钟俊 范孝华 吴岸平 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第6期16-20,共5页

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的"归零"干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特... 通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的"归零"干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1 D(D为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1 D级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用"归零"修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的"归零"修正更适合于在0.1 D级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5 D级间距下均不宜采用"归零"修正方法。 展开更多

关键词 级间分离 支撑干扰 喷流干扰 高超声速风洞试验 归零法

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比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究 被引量：3

5

作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 周凯 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2017年第1期13-19,共7页

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手... 采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段,开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下,纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示,混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素,在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 比热比 四氟化碳 测压实验 喷流

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微修形异型转圆内转式进气道的设计与试验研究 被引量：2

6

作者 卫锋 贺旭照 +2 位作者 陈军 吴颖川 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期1218-1225,共8页

利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2
... 利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2°时,试验测得的机体/唇口侧压力分布与CFD吻合较好,隔离段出口截面皮托压分布规律基本一致,但在值域上存在一定偏差;随着攻角由-2°增至6°,唇口反射激波在机体侧的交汇点前移约55mm;堵塞度在70%~75%时,进气道最大反压约0.41MPa;进气道启动状态下,未受反压扰动点压力脉动小,波动不明显;进气道启动但受反压扰动点压力脉动增加,波动范围增大;进气道不启动状态下受扰点压力脉动大,随时间变化的周期性表现明显,低频振动明显。 展开更多

关键词 微修型 内转式进气道 设计分析 试验研究

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高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究 被引量：1

7

作者 陈爱国 李震乾 +2 位作者 齐大伟 龙正义 杨彦广 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第4期79-83,96,共6页

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值,临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验,测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表... 临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值,临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验,测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数,了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程,获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程,计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。 展开更多

关键词 高超声速 风洞 真空系统 临界压力比

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曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究 被引量：1

8

作者 卫锋 周正 +1 位作者 李莉 贺旭照 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期1-7,共7页

为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响,基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型,采用进气道节流系统,在来流马赫数3.0、3.5和4.0,迎角-4°~6°范围内,不同堵锥位置... 为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响,基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型,采用进气道节流系统,在来流马赫数3.0、3.5和4.0,迎角-4°~6°范围内,不同堵锥位置状态下获得了一体化曲外锥乘波前体进气道的表面压力分布及流场高清纹影。实验结果表明,实验模型在来流马赫数3.5和4.0时具备自起动能力;在0°迎角,来流马赫数3.5和4.0,最大抗反压能力分别约为24和33倍来流压力;侧滑角对一体化曲外锥乘波前体进气道的流量捕获和流动压缩性能影响相对较弱。曲外锥乘波前体进气道具有同超燃冲压燃烧室、高超声速飞行器进行一体化设计的特性。 展开更多

关键词 曲面锥 乘波前体 进气道 自起动 抗反压 实验研究

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基于惯性补偿的三分量测力天平瞬态特性的研究 被引量：1

9

作者 吕金洲 陈光雄 +2 位作者 张小庆 赵晓男 贺伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1396-1405,共10页

高超声速一体化试验模型在脉冲燃烧风洞中进行测力试验时,模型振动导致天平无法准确测量模型所受到的气动力载荷。为研究脉冲风洞瞬态测力问题,采用了以下方法:根据测力天平的结构特点建立了动力学方程;对其进行了虚拟标定和模态分析;... 高超声速一体化试验模型在脉冲燃烧风洞中进行测力试验时,模型振动导致天平无法准确测量模型所受到的气动力载荷。为研究脉冲风洞瞬态测力问题,采用了以下方法:根据测力天平的结构特点建立了动力学方程;对其进行了虚拟标定和模态分析;对测力天平进行了瞬态分析并对输出结果进行了惯性补偿。结果表明,单分量阶跃载荷加载时,补偿后输出结果超调量大大下降,振动衰减时间缩短,俯仰力矩会对轴向力输出产生干扰,且三分量阶跃载荷加载时,干扰降低,各分量的超调量分别为162.6N,574.4N和38N·m;单分量正弦加载时,加载分量上输入输出基本一致,俯仰力矩对轴向力的干扰作用仍然存在,3分量正弦载荷加载时,输入输出结果具有相同的周期特性,俯仰力矩结果与输入结果一致,轴向和法向输入输出间存在一定偏差,3分量的超调量分别为24.1N,375.7N和70.8N·m。 展开更多

关键词 测力天平 动力学建模 惯性补偿 瞬态分析

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密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 被引量：30

10

作者 贺旭照 周正 倪鸿礼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone W... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 展开更多

关键词 超声速进气道 乘波前体 一体化设计 密切内锥 流线追踪

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三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法 被引量：16

11

作者 卫锋 贺旭照 +1 位作者 贺元元 吴颖川 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期358-364,共7页

探索了一种三维内转式进气道基准流场的设计新思路,基准流场由特征线方法设计的曲面压缩系统组成,包含一道入射激波和一道末端激波,消除了激波在内通道的连续反射。通过数值模拟对该设计思路进行了验证,结果表明:该双激波轴对称基准流场... 探索了一种三维内转式进气道基准流场的设计新思路,基准流场由特征线方法设计的曲面压缩系统组成,包含一道入射激波和一道末端激波,消除了激波在内通道的连续反射。通过数值模拟对该设计思路进行了验证,结果表明:该双激波轴对称基准流场,前缘激波和末端激波入射位置与设计吻合,末端激波入射在肩点且完全实现消波;特征线计算获取的外壁面马赫数分布和CFD结果吻合较好;经过设计,在喉部截面上流动参数比较均匀,总压恢复系数达到0.91;无粘条件下流线追踪进气道完全继承了基准流场的流动特征,流量捕获系数0.999,喉道总压恢复0.88,与同设计条件流线追踪Busemann进气道相当。 展开更多

关键词 内转式进气道 双激波 基准流场 特征线方法

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密切曲面锥乘波体——设计方法与性能分析 被引量：35

12

作者 贺旭照 倪鸿礼 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期1077-1082,共6页

介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,... 介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,ICC)和前缘捕获型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称和流线追踪技术,设计生成密切曲面锥乘波体.采用数值方法对设计的密切曲面锥乘波体进行了模拟,理论设计结果和数值模拟结果一致.对密切曲面锥乘波体和密切锥乘波体进行了比较,密切曲面锥乘波体克服了密切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点. 展开更多

关键词 乘波体 密切轴对称 流线追踪 曲面锥

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脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用 被引量：9

13

作者 贺伟 高昌 +1 位作者 张小庆 于时恩 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第4期66-70,共5页

介绍了一种用于脉冲燃烧风洞高超重载模型冷、热态测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案。燃烧脉冲风洞试验时间短、冲击载荷大,模型重量大,要求天平能够快速响应,设计方案兼顾了刚度和灵敏度,天平静校指标满足要求。试验结果表明... 介绍了一种用于脉冲燃烧风洞高超重载模型冷、热态测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案。燃烧脉冲风洞试验时间短、冲击载荷大,模型重量大,要求天平能够快速响应,设计方案兼顾了刚度和灵敏度,天平静校指标满足要求。试验结果表明,天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好,能够正确反映模型的受力状态,轴向力系数的重复性精度达到了1.6%,天平性能稳定,由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩3个分量上输出信号的主频均满足脉冲风洞的测力要求。该天平方案满足重载模型在脉冲燃烧风洞试验中的测力要求。 展开更多

关键词 应变天平 脉冲燃烧风洞 快速响应

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NPLS流场测量技术在高超声速风洞中纳米粒子跟随性数值仿真 被引量：4

14

作者 李中华 李志辉 +1 位作者 蒋新宇 吴俊林 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2017年第1期73-79,共7页

从描述粒子运动的微观层次出发,采用双向耦合技术,建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理,实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。采用基于DSMC方法的稀薄两相流双向耦合算法,对NPLS... 从描述粒子运动的微观层次出发,采用双向耦合技术,建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理,实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。采用基于DSMC方法的稀薄两相流双向耦合算法,对NPLS测量技术高超声速流场测量中纳米粒子的跟随性进行了数值研究。通过Φ50nmTiO2粒子在不同高超声速流场条件下气相-纳米粒子两相流场的仿真,表明在稀薄度很小的流场中,纳米粒子的跟随性很好。而随着流场稀薄度增加,流场中纳米粒子的跟随性降低,纳米粒子在流场中的分布与气相流场分布差异变大,通过NPLS测量得到的激光散射信号不能反映流场结构。 展开更多

关键词 DSMC方法 两相流 双向耦合 NPLS 高超声速 流场测量

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三维内转式进气道对双旁进气飞行器力矩特性的影响分析 被引量：4

15

作者 卫锋 贺旭照 +1 位作者 贺元元 吴颖川 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1441-1447,共7页

为了研究三维内转式进气道对飞行器力矩特性的影响规律,对一系列设计状态为Ma=6.5的内转式进气道展开力矩特性研究。对不同布局形式,进气形式以及基准流场中心体的内转式进气道对飞行器力矩特性的影响展开分析研究。研究结果表明,对于... 为了研究三维内转式进气道对飞行器力矩特性的影响规律,对一系列设计状态为Ma=6.5的内转式进气道展开力矩特性研究。对不同布局形式,进气形式以及基准流场中心体的内转式进气道对飞行器力矩特性的影响展开分析研究。研究结果表明,对于内转式进气道而言,有连接板的水滴型进气道双侧布局力矩特性较优,且容易满足飞行器总体需求;布局形式对进气道的力矩特性影响最显著,进气形式对侧滑力矩的影响比基准流场中心体影响更明显,而抬头力矩和滚转力矩受基准流场中心体影响更加突出;中心体在0~0.1Rs(Rs为基准流场入口半径)变化时,抬头力矩变化不大,而在0.1~0.2Rs抬头力矩变化明显。 展开更多

关键词 高超声速 进气道布局形式 进气道进气形式 力矩特性 内转式进气道

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CL-20/TNT共晶炸药热分解机理的原子模拟 被引量：2

16

作者 刘海 杨镇 何远航 《火炸药学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期14-20,共7页

利用反应力场(ReaxFF)分子动力学方法,研究了CL-20/TNT共晶高温热分解的反应动力学过程与温度和密度的关系;分析了势能和物种数量的演化分布及CL-20和TNT热分解反应的衰减动力学和反应动力学参数。产物识别分析表明,CL-20上-NO_2键的断... 利用反应力场(ReaxFF)分子动力学方法,研究了CL-20/TNT共晶高温热分解的反应动力学过程与温度和密度的关系;分析了势能和物种数量的演化分布及CL-20和TNT热分解反应的衰减动力学和反应动力学参数。产物识别分析表明,CL-20上-NO_2键的断裂是共晶热分解的初始反应路径。随着共晶密度的增加,CL-20和TNT分解的反应能垒均升高。TNT的分解过程对CL-20的分解有抑制作用。N2、H2O、CO_2为共晶热分解的最终产物,产生速率大小依次为N2>H2O>CO_2。 展开更多

关键词 CL-20/TNT共晶 高温热分解 反应动力学 REAXFF 反应力场 分子动力学

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曲外锥乘波体进气道的一体化设计和性能分析 被引量：3

17

作者 贺旭照 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2313-2319,共7页

为了研究乘波体和进气道的一体化技术,提出了一种新型曲外锥乘波体和进气道的一体化设计方法,在Ma5.5条件下,设计了一体化乘波前体进气道的理论构型。在设计状态,对一体化前体进气道进行了无粘数值仿真,将获得的流场结构及流动参数同理... 为了研究乘波体和进气道的一体化技术,提出了一种新型曲外锥乘波体和进气道的一体化设计方法,在Ma5.5条件下,设计了一体化乘波前体进气道的理论构型。在设计状态,对一体化前体进气道进行了无粘数值仿真,将获得的流场结构及流动参数同理论设计结果进行了对比分析,验证了设计方法的正确性。在马赫数4,5.5和6,攻角-2°～6°内,对一体化构型的基本性能进行了无粘数值仿真,获得的结果表明,该一体化构型具有良好的气动压缩特性。给出了乘波体/进气道一体化设计的新途径,实现了乘波体和进气道符合气动规律的一体化匹配。 展开更多

关键词 曲外锥 乘波体 进气道 一体化设计 流线追踪

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利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能 被引量：1

18

作者 卫锋 贺旭照 +1 位作者 杨大伟 秦思 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期2439-2446,共8页

进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结... 进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。 展开更多

关键词 渗透边界模型 内转式进气道 启动性能 数值分析

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红外空空导弹抗干扰效能评估建模 被引量：6

19

作者 牛得清 伍友利 +3 位作者 徐洋 吴鑫 张丹旭 杨鹏飞 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1874-1883,共10页

为了摸清红外空空导弹性能、提高导弹作战效能,需要全面有效地对导弹抗干扰能力进行评估。但是受限于无穷多的对抗情况,目前多数基于典型对抗场景进行研究分析,不够全面。为此使用改进的拉丁超立方采样法在全范围内设计采样点。首先,对... 为了摸清红外空空导弹性能、提高导弹作战效能,需要全面有效地对导弹抗干扰能力进行评估。但是受限于无穷多的对抗情况,目前多数基于典型对抗场景进行研究分析,不够全面。为此使用改进的拉丁超立方采样法在全范围内设计采样点。首先,对红外对抗原理和仿真系统进行说明和构建,确定输入参数范围和类型;其次,对拉丁超立方采样进行改进优化,并将其生成的采样结果按需离散化,满足诱饵离散型参数设置需求;最后,运用上述生成的初始参数组合运行仿真系统,将获取的数据作为样本集交给随机森林模型学习,通过调优参数及调整损失矩阵后,得到预测精度为90.4%的红外空空导弹抗干扰效能评估模型。通过仿真,验证了所提模型在不同红外对抗态势和不同提取误差下的有效性。 展开更多

关键词 红外对抗 抗干扰效能 试验设计优化 拉丁超立方采样 随机森林

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