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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: 1; 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,... 展开更多; 关键词高超声速喷流干扰相似参数实验方案; 在线阅读下载PDF 职称材料

曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究被引量：1: 2; 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... 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; 在线阅读下载PDF 职称材料

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: 3; 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... 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; 在线阅读下载PDF 职称材料

曲外锥乘波体进气道的一体化设计和性能分析被引量：4: 4; 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... 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; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名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: 1; 作者贺旭照秦思曾学军周凯; 机构中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1310-1316,共7页; 文摘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。; 关键词高超声速喷流干扰相似参数实验方案; Keywords Hypersonic Plume interfere Similar parameter Experiment scheme; 分类号 V235.21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究被引量：1: 2; 作者卫锋周正李莉贺旭照; 机构中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室; 出处《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期1-7,共7页; 基金国家自然科学基金(51376192); 文摘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。; 关键词曲面锥乘波前体进气道自起动抗反压实验研究; Keywords curved cone waverider inlet self-start anti-backpressure experimental study; 分类号 V235.213 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名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: 3; 作者贺旭照周正倪鸿礼; 机构中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页; 基金国家自然基金项目(90916012); 文摘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。; 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; Keywords Supersonic inlet Wave rider forebody Intergrated design Osculating inward turning cone Streamlinetracing; 分类号 V235.113 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名曲外锥乘波体进气道的一体化设计和性能分析被引量：4: 4; 作者贺旭照乐嘉陵; 机构中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2313-2319,共7页; 基金国家自然科学基金(51376192); 文摘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。; 关键词曲外锥乘波体进气道一体化设计流线追踪; Keywords Curved cone Waverider Inlet Integration design Streamline tracing; 分类号 V235.21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	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	贺旭照秦思曾学军周凯	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2014	10	在线阅读下载PDF 职称材料
2	曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究	卫锋周正李莉贺旭照	《实验流体力学》 CSCD 北大核心	2017	1	在线阅读下载PDF 职称材料
3	密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析	贺旭照周正倪鸿礼	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2012	30	在线阅读下载PDF 职称材料
4	曲外锥乘波体进气道的一体化设计和性能分析	贺旭照乐嘉陵	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2018	4	在线阅读下载PDF 职称材料