周伟江
- 作品数：145 被引量：298H指数：10
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划武器装备预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术文化科学更多>>
- 改善返回舱气动稳定特性数值计算研究
- 2014年
- 和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。
- 陈冰雁詹慧玲周伟江刘周
- 关键词：再入稳定特性
- 飞行器自激发多自由度耦合振荡运动
- <正>基于全局亚迭代耦合求解流体动力学方程和刚体动力学方程(CFD/RBD),研究动不稳定飞行器自激发平面两自由度失稳运动(俯仰/沉浮)和自激发空间多自由度耦合运动(俯仰/沉浮/偏航/侧滑)。超音速飞行器的平面失稳运动发...
- 杨云军崔尔杰周伟江
- 关键词：非定常流动动稳定性强共振
- 文献传递
- 一种无人机涵道风扇动力系统
- 本实用新型涉及一种无人机涵道风扇动力系统，包括头罩、风扇转子、定子、头锥、垫片、电机和尾锥；电机带动风扇高速旋转，风扇吸入空气并对其进行做功，使气流的总压提高和速度增大。空气进入定子后，切除气流的线速度。气流从尾部高速排...
- 陈广强石磊豆国辉闫溟周伟江白鹏
- 边界层转捩的攻角效应研究
- 本文在基本湍流模型的框架上融合边界层转捩机制，引入转捩间隙因子对边界层转捩过程进行模化，从而构建转捩/湍流封闭模型。基于新的转捩/湍流预测方法，本文方法与实验吻和较好。文中研究了高超音速圆锥边界层转捩的攻角效应特性;发现...
- 杨云军周伟江沈清
- 关键词：高超声速流湍流模型边界层转捩攻角效应雷诺数
- 文献传递
- CFD在大飞机设计中的工程化应用
- 本文简单陈述了我国发展大飞机所存在的巨大市场机遇和利润空间,以及 CFD 技术在发达国家大飞机设计中的广泛应用。分析了 CFD 技术工程化应用所面临的要求,存在的技术和科学问题。以及我国的大飞机设计对未来 CFD 技术的...
- 白鹏马汉东周伟江
- 关键词：大飞机计算流体力学
- 文献传递
- 低空高动压整流罩分离过程的数值模拟分析
- 采用三维非结构直角黏性网格重构的方法生成抛罩过程的计算网格.用静态网格运动边界的准定常方法结合六自由度的弹道方程逼近非定常过程.在超音速的情况下对头罩的张开、分离进行了数值模拟研究.初步分析了蚌式结构的头罩,旋转分离方案...
- 李盾纪楚群马汉东周伟江
- 关键词：数值模拟
- 文献传递
- 高超声速飞行器体襟翼局部分离流动数值研究
- 2017年
- 采用全Navier-Stokes方程的计算流体力学模拟技术研究了类HTV-2高超声速飞行器体襟翼局部分离流动特性,分析了不同飞行高度、壁面温度、飞行迎角等对流动分离特性的影响。研究表明:随着高度增加,壁面附近压力分布发生改变,沿着流向所形成的逆压梯度不断减小,使得体襟翼与飞行器表面附近的分离区减小;壁面温度增加导致压缩拐角(体襟翼与飞行器表面间)上游的流向速度梯度减小,即壁面粘性力减小,从而使分离区增大;随着迎角增加,压缩拐角内的逆压梯度增大,但上游流向速度梯度增加带来的黏性力增大更为明显,使流动更不容易发生分离,即分离区减小。
- 石磊龚安龙杨云军周伟江
- 关键词：计算流体力学高超声速流动
- 基于RANS-LES混合方法的三角翼大攻角非定常流动模拟
- 使用RANS/LES混合方法中的DDES方法模拟了大后掠细长三角翼的大攻角非定常流动并和实验进行了比较。采用双时间步方法处理非定常流场。针对低速来流使用Weiss-Smith预处理方法以加速收敛。通过基于流动特征的网格自...
- 刘周龚安龙杨云军周伟江
- 关键词：自适应网格涡破裂
- 一种轴对称钝头体返回器
- 本发明公开了一种轴对称钝头体返回器，采用该设计的返回器布局由舱体(1)、耳片(2)、以及一对边条(3)组成。耳片(2)位于舱体(1)尾部迎风面的中央，边条(3)位于舱体(1)的左右两侧。边条的主要作用是改变亚声速时返回器...
- 陈冰雁詹慧玲周伟江纪楚群杨云军
- 文献传递
- 低成本飞行试验平台的FADS技术研究被引量：8
- 2015年
- 在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。
- 陈广强王贵东陈冰雁周伟江纪楚群罗小云
- 关键词：飞行试验火箭弹神经网络计算流体力学
