下面小编给大家整理的某型高超声速进气道性能的二维数值模拟，本文共5篇，欢迎阅读与借鉴!
篇1：某型高超声速进气道性能的二维数值模拟
某型高超声速进气道性能的二维数值模拟
针对高超声速进气道内的复杂流动特性,以某型高超声速进气道为研究对象,利用商业CFD软件对其内外流场进行了二维数值模拟.得到了在不同的来流M数条件下某型高超声速进气道设计状态和非设计状态的'特性,其计算结果对高超声速进气道的设计和试验研究都具有一定的意义.
作 者：王乐明 李军 刘迎春 WANG LEMING LI JUN LIU YINGCHUN 作者单位：王乐明,李军,WANG LEMING,LI JUN(陕西西安空军工程大学工程学院,陕西,710038)刘迎春,LIU YINGCHUN(空军驻陕飞军代表室)
刊 名：微计算机信息 PKU英文刊名：CONTROL & AUTOMATION 年，卷(期)： 24(4) 分类号：V211.48 关键词：超燃冲压发动机 高超声速进气道 流动特性 数值模拟篇2：基于响应面模型的二维高超声速进气道优化
基于响应面模型的二维高超声速进气道优化
建立了二维高超声速进气道的响应面模型,样本点设计矩阵采用拉丁超立方试验设计法构造,样本数据通过二维粘性NS方程计算高超声速进气道流场来获得.基于进气道响应面模型,对进气道进行了多目标优化,优化后进气道在设计态和非设计态时均提高了总压恢复系数、流量系数和压升比,但也增大了阻力系数,总体上进气道综合性能有明显改善.计算表明,基于响应面模型的优化策略,能够满足进气道流道优化对计算精度和计算量的'要求.运用多学科设计优化软件框架iSIGHT作为建模和优化的辅助工具,提高了优化设计的实现效率.
作 者：吴先宇 罗世彬 陈小前 王振国 WU Xian-yu LUO Shi-bin CHEN Xiao-qian WANG Zhen-guo 作者单位：国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073 刊 名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 28(5) 分类号：V434 关键词：高超声速进气道 数值计算 响应面模型 多学科设计优化篇3：二维高超声速吸气式飞行器一体化流场数值模拟
二维高超声速吸气式飞行器一体化流场数值模拟
高超声速吸气式飞行器多采用机体/发动机一体化设计,使用CFD方法,对二维高超声速吸气式飞行器机体/发动机一体化流场进行了数值模拟,在来流马赫数6条件下,分别研究了发动机关闭,发动机通流与发动机点火三种状态下飞行器受到的`气动力系数的变化,以评估该飞行器的纵向气动性能,并同时对三种工作状态下飞行器机体/发动机一体化流场的流动特征进行了分析.
作 者：金亮 吴先宇 罗世彬 王振国 JIN Liang WU Xianyu LUO Shibin WANG Zhenguo 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073 刊 名：弹箭与制导学报 PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)： 28(6) 分类号：V235.213 关键词：高超声速 吸气式 一体化 数值模拟篇4：高超声速乘波构型气动特性数值模拟研究
高超声速乘波构型气动特性数值模拟研究
乘波构型是突破常规“升阻比屏障”的有效途径,已成为高超声速飞行器设计的一种重要参考.在锥导和吻切锥乘波构型生成方法分析的基础上;针对两种设计外形开展了无粘和有粘气动性能的数值分析,获得了基本的气动性能参数.计算结果表明:锥导和吻切锥乘波构型不仅在设计状态下具有良好的'升阻比特性,而且在较宽范围非设计状态下仍然具有良好的升阻比特性.锥导乘波构型容积率高,结构紧凑,可作为无动力滑翔式飞行器的设计参考;吻切锥乘波构型底部流动均匀,且外形调整方便,是超燃动力飞行器机身/进气道一体化构型的良好参考.
作 者：许少华 陈小庆 侯中喜 夏智勋 何烈唐 XU Shao-hua CHEN Xiao-qing HOU Zhong-xi XIA Zhi-xun HE Lie-tang 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073 刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE 年，卷(期)：2008 38(3) 分类号：V211.3 关键词：高超声速飞行器 锥导乘波构型 吻切锥乘波构型 数值模拟篇5：高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证
高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证
对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡11组元气体模型求解非定常轴对称N-S方程组.使用有限差分时间相关法捕捉激波,得到了定常流场的解.差分方程隐式部分采用了LU-SGS方法以避免矩阵运算,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题.由计算结果处理得到的.阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态.
作 者：柳军 乐嘉陵 杨辉 作者单位：柳军(国防科技大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073)乐嘉陵,杨辉(中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000)
刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)：2002 16(1) 分类号：V211.7 关键词：数值计算 弹道靶 热化学非平衡 平衡气体 干涉图 阴影图
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