商旭升
- 作品数：26 被引量：112H指数：7
- 供职机构：中国人民解放军海军装备研究院更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学一般工业技术自动化与计算机技术更多>>
- 求解航空发动机非线性方程组的变步长牛顿法被引量：13
- 2009年
- 详细分析了航空涡轮发动机部件共同工作的非线性方程组的求解收敛性问题,并对计算中常见的迭代不收敛问题的机理进行了研究总结。针对常见的不收敛问题,提出了以传统牛顿迭代法为基础的变步长牛顿法加以解决。采用变步长牛顿法后,对某型定几何单轴涡喷发动机进行了一系列的验证计算,计算结果表明计算收敛性得到较大幅度的改善。变步长牛顿法对改善发动机总体性能计算收敛性具有很好的参考价值。
- 陈玉春徐思远屠秋野商旭升蔡元虎
- 关键词：航空涡轮发动机特性计算非线性方程组收敛性牛顿法
- 软件可靠性模型技术研究
- 软件可靠性模型技术对测试和评估软件可靠性具有重要作用。本文阐述了软件可靠性和软件可靠性模型的定义，归纳了软件可靠性模型的特点，研究了软件可靠性模型的随机过程类和非随机过程类两大类模型分类方法，总结了软件可靠性建模方法，并...
- 宁云晖商旭升范晓虹
- 关键词：软件测试建模方法计算机系统产品质量
- 轴流压气机孤立转子内流场数值模拟被引量：4
- 2005年
- 针对跨声速轴流压气机转子叶排中的流动, 利用高分辨率的三阶NND格式和LU SGS隐式推进迭代法, 建立了孤立转子内三维N S方程的高分辨率和高效率的数值分析程序。用该程序分别计算了NASA 37跨声速转子, 计算结果表明: 所建立的孤立转子程序能够较好的模拟轴流压气机叶排内流动情况。数值分析结果与实验吻合较好, 从而证明了该程序的有效性。
- 商旭升蔡元虎侯乐毅陈玉春
- 关键词：跨音速压气机转子
- 雷诺数对高空长航时无人机发动机调节计划和性能影响被引量：11
- 2005年
- 在发动机性能模拟中引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正, 分析了某大涵道比涡扇发动机用作高空长航时无人机动力装置时, 雷诺数对调节计划和性能的影响。通过数值计算获得了在高空条件下发动机推力、耗油率、转速以及涡轮前温度等重要特性受雷诺数影响的变化情况, 为高空长航时无人机动力选型提供了参考依据。针对该类型发动机特点, 提出了改善发动机性能的措施。
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- 关键词：雷诺数
- 加力式SteamJet发动机性能模拟被引量：2
- 2010年
- 为了研究射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了喷水预冷却的热交换系统计算、物性修正计算和发动机部件特性修正计算的数学模型,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的Steam-Jet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序.计算分析了SteamJet发动机在不同风扇进口总温下沿飞行轨道的特性,以及喷水预冷却对发动机加力燃烧室的影响,并对SteamJet发动机风扇进口总温进行了合理的选择;对加力式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析.结果表明,SteamJet发动机可大幅度拓宽涡轮发动机的工作范围,与非加力式SteamJet发动机相比,加力式SteamJet发动机具有更好的推力特性,能够满足高超声速飞行的需求.
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- 关键词：高超声速发动机特性
- 舰载机多机协同飞行训练模拟器设计与实现被引量：8
- 2013年
- 舰载机飞行员训练模拟器具有提高训练效率,节省训练经费,保证飞行安全的作用。以舰载战斗机飞行员为训练对象,针对当前单台飞行训练模拟器研制成本很高的现状,采用典型的人在回路中的分布式交互半实物仿真技术,通过建立多通道数学模型,视景系统模拟器、座舱环境及网络环境等,构建了低成本多机协同飞行训练模拟器。仿真结果表明:设计的模拟器,在不损失模型精度的前提下,不仅可以模拟单机飞行训练任务,还可支持多机联网完成协同训练的能力,为研制成本低且有效的训练模拟器提供了参考依据。
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- 关键词：舰载机分布式飞行训练模拟器
- 两种高超声速一体化构型的气动性能对比分析被引量：4
- 2011年
- 高超声速飞行器目前已经成为世界各大国航空航天发展的主要目标之一。以美国X-43A和X-51两高超声速飞行器为研究对象,对两类飞行器气动性能进行了数值模拟,并以此为基础对比分析了两类高超声速飞行器的一体化气动特性。研究结果表明:燃料入射角对飞行器的稳定性(包括俯仰力矩、滚转力矩)和气动力影响剧烈,在相同的燃料入口条件下(流量、进口压力),入射角-20°可以达到升力最大、俯仰力矩最小状态;在相同的有效容积下,X-51在气动稳定性上明显劣于X-43A,俯仰力矩上高出X-43A15%～28%,滚转力矩上高出10%～24%。
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- 关键词：高超声速一体化气动性能燃烧室稳定性
- 某高超声速弹用发动机安装特性分析被引量：1
- 2013年
- 为了评估飞行中发动机的推力与耗油率,在导弹总体设计时必须考虑发动机安装特性。文中基于对发动机总体性能与部件特性的分析,通过建立进气道附加阻力、喷管/后体阻力及进气道与发动机流量匹配计算模型,选择保持动压50kPa的飞行轨迹,对导弹用发动机的安装阻力系数、发动机安装推力、安装耗油率进行了计算。结果表明:进、排气系统的外部阻力使推力降低,耗油率增加。
- 商旭升蔡元虎李京伟
- 射流预冷却发动机用射流喷嘴外流场的数值模拟
- 本文根据射流预冷却发动机的工作机理,以某小型涡喷发动机为例,沿飞行轨迹计算了射流预冷却器的喷水量和空气量,建立了射流喷嘴的物理模型/数学模型.从三维雷诺平均N-S方程出发,气相采用有限体积法,液相采用拉格朗日轨道模型对射...
- 商旭升蔡元虎陈玉春李江红李杰红
- 关键词：喷雾流场模拟计算流体动力学
- 文献传递
- 单面膨胀高超音速尾喷管型面设计及数值模型
- 本文针对设计的单面膨胀高超音速尾喷管流动特点，在收敛段采用用维托辛斯基“加R”公式，在扩散段使用特征线方法来计算壁面的型线，得到了尾喷管型面的优化设计，建立了数值计算模型，借助CFD软件FLUENT，对喷管内流场进行了数...
- 商旭升蔡元虎陈玉春
- 关键词：数值模拟尾喷管
- 文献传递
