国防科技大学优秀研究生创新基金(B070101)
- 作品数：16 被引量：164H指数：5
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- 超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析被引量：11
- 2009年
- 采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动-推进性能进行了研究,考察了设计参数对其性能的灵敏程度,发现尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度对其气动-推进性能影响显著,而外罩后掠角的影响不明显;同时,减小尾喷管上壁面型线起始点切线角度,增大外罩的后伸长度和后掠角能提高尾喷管的推力特性和俯仰力矩特性,而增大尾喷管上壁面型线起始点切线角度,减小外罩后伸长度则对尾喷管升力的提高有益。
- 黄伟罗世彬王振国
- 关键词：超音速冲压喷气发动机尾喷管方差分析
- 临近空间高超声速飞行器关键技术及展望被引量：107
- 2010年
- 随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。
- 黄伟罗世彬王振国
- 关键词：高超声速飞行器
- 基于动态参数的杂交粒子群优化算法被引量：5
- 2010年
- 粒子群优化算法的局部搜索能力较差,搜索精度不够高,容易陷入局部极小解,且搜索性能对参数具有一定的依赖性。本文针对这些缺点,在借鉴遗传算法中杂交概念的基础上,进一步通过在速度进化方程中引进动态参数来提高算法的收敛速度和收敛率。经LevyNo.5函数对改进算法的测试表明,相对杂交粒子群优化算法,该方法的收敛速度和平均收敛率均得到了不同程度的提高。
- 黄伟罗世彬王振国
- 关键词：粒子群优化算法杂交动态参数
- 基于综合平衡法的超燃冲压发动机燃烧室构型影响分析被引量：5
- 2009年
- 燃烧室构型在超燃冲压发动机研究中占有举足轻重的地位,其内部流动及燃烧机理极其复杂。通过引进极差的概念,利用综合平衡法对试验数据的分析,研究了不同当量比及不同燃料喷射形式对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室热态内推力及内推力综合比冲等性能的影响,发现燃烧室第三扩张段角度和第四扩张段角度对其性能影响尤为重大,第一扩张段角度影响最小,且随着燃料喷射位置的前移,第二扩张段角度的影响越来越大。
- 黄伟李小山吴先宇王振国
- 关键词：超燃冲压发动机
- 机身头部构型对高超声速飞行器气动-推进性能的影响被引量：1
- 2009年
- 采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器内外流场进行了数值仿真研究。离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,对飞行器机身头部进行了改型研究。分析了机身头部长细比对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火3种不同的工作状态下气动-推进性能的影响。结果表明,当飞行器机身头部长细比较大时,飞行器的气动-推进性能较好,为下一步的改进工作提供了参考。
- 黄伟柳军王振国
- 关键词：高超声速飞行器长细比
- 超燃冲压发动机隔离段中激波串演化发展过程研究
- 2010年
- 隔离段内流场波系结构对超燃冲压发动机进气道的启动起着重要的作用,它是衔接进气道和燃烧室的桥梁。采用二维耦合隐式NS方程和RNGk-ε湍流模型对二维超燃冲压发动机隔离段内流场进行了数值模拟,研究了其内部激波串的演化发展过程。结果表明:出口反压的升高可使激波串沿隔离段内流道往上游移动;伴随着激波串的前移和马赫盘的出现,隔离段壁面附近涡亦成对出现;随着隔离段出口反压的逐步升高,激波串强度逐渐增强,由斜激波逐步转变为正激波串、λ正激波,直至将激波串推出隔离段,造成进气道的不启动;等直隔离段相比单壁扩张隔离段和双壁扩张隔离段,其抗反压能力更强,更能有效隔离燃烧室压力对进气道工作状态的影响。
- 黄伟罗世彬王翼王振国
- 关键词：隔离段激波串超燃冲压发动机
- 一体化高超声速飞行器攻角特性的数值研究被引量：7
- 2009年
- 采用二维耦合隐式NS方程和标准kε-湍流模型,对采用Hark形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流和发动机点火工况下的攻角特性进行了数值仿真研究.探索了可变攻角情况下,飞行器各部件对飞行器整体气动-推进性能的贡献程度.结果表明,在3种不同的工作状态下,飞行器都是纵向静稳定的,足够大的升阻比可以满足飞行器飞行要求,同时,对发动机型面及机身上壁面的改进有利于进一步满足飞行器对气动-推进性能的要求.
- 黄伟王振国
- 关键词：一体化高超声速飞行器攻角特性数值仿真
- 凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响被引量：4
- 2010年
- 采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。
- 黄伟柳军罗世彬王振国
- 关键词：航天推进系统凹腔高超声速飞行器
- 类乘波飞行器弹道性能研究
- 2009年
- 火箭基循环发动机作为飞行器的推进系统,同时兼顾较大推重比和高比冲,将火箭基组合循环发动机和类乘波飞行器机身一体化,考察其对飞行器弹道性能的影响,具有深远意义。对类乘波飞行器飞行弹道分别建立大气模型、动力学模型、空气动力模型和推进模型,采用龙格-库塔法研究其弹道性能随时间的变化趋势,结果表明该飞行器在助推结束后消耗燃料少,占总质量的比重不超过5%,且助推结束后前50 s速度和飞行航道倾角变化剧烈,随后变化渐趋平缓,利于控制,能够满足未来空天飞行器对安全性和可靠性的要求。
- 黄伟柳军罗世彬王振国
- 关键词：弹道火箭基组合循环发动机
- 高超声速飞行器攻角特性数值研究被引量：5
- 2008年
- 采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真。离散采用二阶迎风格式，分析了攻角变化（-10°～7°）对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流及发动机点火3种不同工作状态下飞行性能的影响。结果表明，当攻角在-10°～7°之间变化时，飞行器的升力系数和升阻比都是随着攻角的增大而不断增加；而俯仰力矩系数却是随着攻角的变化，先增大后减小；在进气道关闭时，随着攻角的不断增大，飞行器的阻力系数亦不断增加。在其他2种工作状态下，随着攻角的增大，飞行器的阻力系数是先减小，后增加，且变化较缓慢，但阻力系数在3种工况下总的趋势是随着攻角的增大而增大。
- 黄伟王振国
- 关键词：高超声速飞行器攻角升力系数升阻比
