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火箭亚跨超声速气动特性数值研究
被引量:
3
1
作者
张收运
任淑杰
闫桂荣
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011年第4期124-127,共4页
为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件...
为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°~26°攻角范围内取得。
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关键词
火箭
亚跨超声速
气动特性
有限体积法
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职称材料
基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
被引量:
11
2
作者
任淑杰
张收运
闫桂荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第4期418-422,共5页
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在...
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9~0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。
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关键词
跨声速流
RANS/NLAS
脉动压力
声压级
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职称材料
气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究
被引量:
2
3
作者
任淑杰
张收运
+1 位作者
董龙雷
闫桂荣
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第3期288-293,328,共6页
复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响。采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了...
复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响。采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了数值计算;分析了气体模型对气动力、壁面热流等值线、驻点线平动温度、振动温度、组分质量分数等特征量的影响。结果表明:在激波处及激波层内采用双温度热化学非平衡气体模型的平动温度最高,热化学平衡气体模型的温度次之,双温度热化学非平衡气体模型的振动温度最低;双温度热化学非平衡气体模型子午面的热流密度比热化学平衡气体模型稍高,其中返回舱肩部相差最大,最大差别为25.02%;返回舱肩部热流比较大,结构设计时热防护问题突出;两种气体模型计算的气动力接近,其中气动力系数差别最大为4.2%。因此可以用热化学平衡气体模型来代替双温度热化学非平衡气体模型进行气动力计算,以使问题简化。
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关键词
再入飞行器
热化学平衡气体模型
双温度热化学非平衡气体模型
气动力
气动热
原文传递
乘波体前体/进气道一体化设计研究
被引量:
3
4
作者
张收运
任淑杰
+1 位作者
董龙雷
闫桂荣
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012年第4期451-457,488,共7页
为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在...
为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。
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关键词
乘波体
前体/进气道
一体化
总压恢复系数
阻力系数
原文传递
题名
火箭亚跨超声速气动特性数值研究
被引量:
3
1
作者
张收运
任淑杰
闫桂荣
机构
西安交通大学航天航空学院
出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011年第4期124-127,共4页
基金
国防973基金项目资助
文摘
为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°~26°攻角范围内取得。
关键词
火箭
亚跨超声速
气动特性
有限体积法
Keywords
rocket
subsonic transonic and supersonic flow
aerodynamic characteristics
finite volume method
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
被引量:
11
2
作者
任淑杰
张收运
闫桂荣
机构
西安交通大学航天航空学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第4期418-422,共5页
基金
国防973资助项目(61355)
文摘
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9~0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。
关键词
跨声速流
RANS/NLAS
脉动压力
声压级
Keywords
transonic flow
RANS/NLAS
fluctuation pressure
sound pressure level
分类号
V412.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究
被引量:
2
3
作者
任淑杰
张收运
董龙雷
闫桂荣
机构
西安交通大学
出处
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第3期288-293,328,共6页
文摘
复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响。采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了数值计算;分析了气体模型对气动力、壁面热流等值线、驻点线平动温度、振动温度、组分质量分数等特征量的影响。结果表明:在激波处及激波层内采用双温度热化学非平衡气体模型的平动温度最高,热化学平衡气体模型的温度次之,双温度热化学非平衡气体模型的振动温度最低;双温度热化学非平衡气体模型子午面的热流密度比热化学平衡气体模型稍高,其中返回舱肩部相差最大,最大差别为25.02%;返回舱肩部热流比较大,结构设计时热防护问题突出;两种气体模型计算的气动力接近,其中气动力系数差别最大为4.2%。因此可以用热化学平衡气体模型来代替双温度热化学非平衡气体模型进行气动力计算,以使问题简化。
关键词
再入飞行器
热化学平衡气体模型
双温度热化学非平衡气体模型
气动力
气动热
Keywords
Reentry vehicles
thermo-chemical equilibrium gas model
two-temperature thermo-chemical non-equilibrium gas model
aerodynamic force
aerodynamic heat.
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
乘波体前体/进气道一体化设计研究
被引量:
3
4
作者
张收运
任淑杰
董龙雷
闫桂荣
机构
西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室
出处
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012年第4期451-457,488,共7页
文摘
为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。
关键词
乘波体
前体/进气道
一体化
总压恢复系数
阻力系数
Keywords
waverider,forebody/inlet,integration,total pressure recovery coefficient,drag coefficient.
分类号
O327 [理学—一般力学与力学基础]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
火箭亚跨超声速气动特性数值研究
张收运
任淑杰
闫桂荣
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011
3
下载PDF
职称材料
2
基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
任淑杰
张收运
闫桂荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011
11
下载PDF
职称材料
3
气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究
任淑杰
张收运
董龙雷
闫桂荣
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011
2
原文传递
4
乘波体前体/进气道一体化设计研究
张收运
任淑杰
董龙雷
闫桂荣
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2012
3
原文传递
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