检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

航空学报 2015年第1期36卷 176-191页

作者：李海燕唐志共杨彦广石安华罗万清中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑... 详细信息

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。

关键词：高超声速飞行器高温数值模拟非平衡高超声速流动尾迹喷焰

Gas-kinetic numerical schemes for one- and two-dimensional inner flows

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

Applied Mathematics and Mechanics(English Edition) 2009年第7期30卷 889-904页

作者：李志辉毕林唐志共 Hypervelocity Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center National Laboratory for Computational Fluid Dynamics

Several kinds of explicit and implicit finite-difference schemes directly solving the discretized velocity distribution functions are designed with precision of different orders by analyzing the inner characteristics of the gas-kinetic numerical algorithm for Boltzmann model equation. The peculiar flow phenomena and mechanism from various flow regimes are revealed in the numerical simulations of the unsteady Sod shock-tube problems and the two-dimensional channel flows with different Knudsen numbers. The numerical remainder-effects of the difference schemes are investigated aad analyzed based on the computed results. The ways of improving the computational efficiency of the gaskinetic numerical method and the computing principles of difference discretization are discussed.

关键词： Boltzmann model equation gas-kinetic numerical schemes discrete velocityordinate method shock-tube problems channel flows

更准确、更精确、更高效——高超声速流动数值模拟研究进展

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空学报 2015年第1期36卷 120-134页

作者：唐志共张益荣陈坚强毛枚良张毅锋刘化勇中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展。在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程重点对现阶段较为关注... 详细信息

从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展。在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程重点对现阶段较为关注的高超声速边界层转捩的模式理论研究进行了介绍。在空间离散算法方面,主要介绍了高超声速数值模拟中常用的二阶精度迎风格式以及高阶精度格式的发展及其应用。在时间推进方面,主要回顾了隐式时间推进方法的发展及其应用。在误差和不确定度估计方面,主要介绍了其概念、来源以及常用的分析方法,同时给出了迭代误差估计、Richardson外插法以及敏感性导数方法等初步研究结果。最后,讨论了高超声速流动数值模拟中下一步需关注的问题。

关键词：高超声速流动数值模拟物理建模数值方法误差不确定度

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

空气动力学学报 2015年第1期33卷 48-53页

作者：李治宇唐志共杨彦广袁先旭唐小伟中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究... 详细信息

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。

关键词：融合升力体参数化升阻比优化设计

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究

空气动力学学报 2021年第2期39卷 53-61页

作者：陈浩袁先旭毕林华如豪司芳芳唐志共傅亚陆空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响。本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以... 详细信息

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响。本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以及背风涡非定常演化、破裂的细致流动结构。选取了不同脊形角,以及不同上、下高宽比的脊形前体进行计算。计算结果表明,在迎角较小时,随着迎角的增大,前体主涡会逐渐增强,在迎角较大时,前体主涡破裂;在相同迎角下,脊形角较小时,前体涡较强,涡升力也更大;对于相同脊形角的前体,当上半截面高宽比较小时,前体主涡强度较大,前体涡破裂临界迎角较小,即会提前破裂。

关键词：脊形前体非定常算法 IDDES混合模型分离流动

高超声速技术发展对地面试验的要求和现状分析

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

高超声速技术发展对地面试验的要求和现状分析

中国科协2001年学术年会

作者：唐志共中国空气动力研究与发展中心超高速所

高超声速飞行器的研制是21世纪航空航天发展的主要方向,以高超声速推进和机体推进一体化飞行器设计为主要内容的高超声速飞行器的研制给地面试验设备提出了越来越高、越来越复杂的要求,主要表现在:要求扩大地面设备的模拟能力和范围,提...

高超声速飞行器的研制是21世纪航空航天发展的主要方向,以高超声速推进和机体推进一体化飞行器设计为主要内容的高超声速飞行器的研制给地面试验设备提出了越来越高、越来越复杂的要求,主要表现在:要求扩大地面设备的模拟能力和范围,提高预测复杂构型体的气动力、气动热和防热试验的精确度,具备对诸如湍流、激波与激波、

关键词：

来源： cnki会议评论

在线全文

cnki会议

学校读者我要写书评

暂无评论

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

实验流体力学 2013年第2期27卷 87-90页

作者：王刚唐志共吕治国姜华赵荣娟中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度。采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度... 详细信息

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度。采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数。计算结果表明:皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量。

关键词：不确定度激波风洞气动力试验误差分析

Weissman准则在升力式再入飞行器设计中的应用

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞行力学 2019年第3期37卷 68-73页

作者：陈功唐志共王文正徐明兴中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000 国防科技大学空天科学学院湖南长沙410073

针对升力式再入飞行器的气动特性和控制方式,分析了将传统Weissman判据推广应用到升力式再入飞行器设计中面临的一些主要问题。由赫尔维茨稳定性定理推导了采用反馈控制的滚转反逆准则的计算形式,并以HL-20飞行器为对象,采用非线性仿真... 详细信息

针对升力式再入飞行器的气动特性和控制方式,分析了将传统Weissman判据推广应用到升力式再入飞行器设计中面临的一些主要问题。由赫尔维茨稳定性定理推导了采用反馈控制的滚转反逆准则的计算形式,并以HL-20飞行器为对象,采用非线性仿真和Kriging建模方法,实现了对Weissman图不同稳定性敏感区域的划分。仿真分析表明,升力式再入飞行器对应的Weissman图与传统航空飞行器存在明显不同,可以将其推广应用到升力式再入飞行器设计中。

关键词： Weissman判据横航向稳定性再入飞行器 Kriging模型

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

高超声速风洞气动力试验技术进展

航空学报 2015年第1期36卷 86-97页

作者：唐志共许晓斌杨彦广李绪国戴金雯吕治国贺伟中国空气动力研究与发展中心绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内... 详细信息

高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。

关键词：高超声速风洞气动力试验技术测量技术