秦思
- 作品数：19 被引量：33H指数：3
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术文化科学交通运输工程动力工程及工程热物理更多>>
- 一体化曲外锥乘波前体进气道设计和性能分析
- 本文介绍了一种新型曲外锥乘波前体进气道的一体化设计方法。该方法基于外压-内压匹配的轴对称基准流场,采用密切曲外锥和一体化流线追踪设计技术,一体化设计三维高超声速前体进气道内外压缩型面。对设计的原型前体进气道在设计状态,进...
- 贺旭照乐嘉陵秦思
- 关键词：乘波体进气道流线追踪
- 文献传递
- 高超声速飞行器后体尾喷焰数值模拟研究
- 通过CARDC独立研制的吸气式高超声速推进并行软件平台(简称AHL3d)，在考虑多组分化学非平衡的情况下，对某吸气式超燃冲压发动机后体尾喷焰流场进行了数值模拟。求解过程中采用k-w TNT 湍流模型，无粘通量采用AUSM...
- 秦思贺旭照曾学军周凯
- 关键词：超燃冲压发动机数值模拟
- 吸气式高超声速飞行器非均匀喷流特性数值模拟研究
- 吸气式高超声速飞行器发动机尾喷管入口流场是非均匀分布的,对尾喷管性能影响比较明显,而常规风洞喷流实验的尾喷管入口流场一般为经过内喷管膨胀后得到的均匀气流,并不能模拟尾喷管非均匀入流的情况。为了研究非均匀喷流入口对飞行器气...
- 秦思贺旭照曾学军周凯
- 关键词：高超声速喷流非均匀数值模拟
- 文献传递
- 高超声速飞行器非均匀喷流特性数值模拟研究
- 通过不同非均匀内喷管型面的设计,探讨了非均匀内喷流的产生方法,获得了均匀拉伐尔喷管和非均匀喷管,分别为吸气式高超声速飞行器喷流实验模型提供均匀喷流入口和非均匀喷流入口,该非均匀喷管能提供带有模拟喷流方向角的非均匀喷流入口...
- 秦思贺旭照周凯
- 一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法
- 本发明属于高超声速飞行器空气动力学外形设计领域，公开了一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法，通过给定基本型线和参数，计算生成双后掠轴对称曲面锥流场，在双后掠轴对称曲面锥流场的后缘截面，根据双后掠乘波体的宽度...
- 卫锋贺旭照贺元元吴颖川马志成丁国昊张俊韬秦思
- 几何约束下的新型乘波前体进气道一体化设计和实验研究
- 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型.在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、...
- 贺旭照周正卫锋秦思乐嘉陵
- 关键词：超燃冲压发动机
- 文献传递
- 密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析被引量：2
- 2018年
- 将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。
- 卫锋贺旭照秦思周正
- 关键词：弯曲激波乘波体数值模拟
- 喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验被引量：4
- 2017年
- 为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,在来流马赫数为5.0和6.0条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。
- 秦思贺旭照曾学军乐嘉陵
- 关键词：高超声速尾喷流测压实验
- 高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟研究
- 针对吸气式高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用问题开展数值模拟研究，建立了后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟方法和软件。对一种开放式单壁膨胀尾喷管后体尾喷管内外流相互作用问题进行了模拟研究，研究结果表明：由于内外流相...
- 周凯贺旭照秦思吴颖川
- 关键词：高超声速飞行器尾喷管动力学性能数值模拟
- 模拟飞行条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题实验方案研究
- 后体尾喷流干扰问题的准确模拟,对大尺度一体化飞行器气动力预测及后体尾喷流干扰机理认识至关重要。为了研究后体尾喷流干扰问题,基于相似理论,开展了模拟内外流相似参数的喷流干扰实验方案研究。提出了采用CF4+Air混合气体形式...
- 贺旭照秦思曾学军周凯
- 关键词：高超声速喷流干扰
