李俊红
- 作品数：30 被引量：61H指数：5
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国人民解放军总装备部预研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自动化与计算机技术电气工程更多>>
- 超燃冲压发动机性能预测工程方法被引量：6
- 2009年
- 基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。
- 李俊红程晓丽沈清
- 关键词：喷管数值仿真
- 超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性被引量：5
- 2014年
- 以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式,湍流模型为SST(shear stress transport)k-ω模型,煤油(C12H23)/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算.研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件.
- 李俊红潘宏禄沈清程晓丽
- 关键词：超燃冲压发动机超声速燃烧煤油燃料数值模拟燃烧特性
- 一种上层大气层飞行器气动外形结构
- 本发明公开了一种上层大气层飞行器气动外形结构，包括飞行器本体、一组太阳翼、一个稳定翼和一组共形天线。所述飞行器外形的本体为截面正六边形的柱状结构，长度为L，迎风面边长为W，太阳翼分别位于飞行器本体的两侧，稳定翼位于飞行器...
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- 临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算
- 2023年
- 针对临近空间大气环境微量气动力风洞试验准确测量需求,研制了微量天平测力系统,实现了微量天平的结构设计和静态校准。采用钝锥简单外形进行试验验证,并对三角翼升力体复杂外形做了探索,结果表明:钝锥外形验证试验中,3次试验时天平各载荷单元的气动数据重复性精度均优于4.8%;探索试验中,三角翼升力体外形采用该风洞目前能达到最低密度状态,试验结果表明:该微量测力天平在极限状态下表现较好。在此基础上,利用数值计算方法对上述外形进行模拟,并将模拟结果与试验结果进行对比,表明数值计算得到的钝锥和三角翼升力体的气动力均与微量天平测力结果吻合较好;对于简单钝锥外形,在其试验条件下,钝锥表面压阻远高于摩阻;对于三角翼升力体外形,其试验条件下环境大气更加稀薄,三角翼表面摩阻占比与压阻相当。
- 李俊红靳旭红刘春风刘春风苗文博
- 关键词：风洞试验微量天平气动力高速飞行器
- 标模外形化学非平衡流场数值模拟被引量：3
- 2015年
- 利用三维并行计算代码求解Navier-Stokes方程,数值模拟标模(ELECTRE)化学非平衡绕流,研究真实气体效应对标模气动热特性的影响,反应模型为Dunn和Kang的7组元7反应化学动力学模型.利用典型弹道点的飞行试验数据验证化学非平衡流计算程序的可靠性.在此基础上,研究不同壁面催化条件下攻角和高度变化对热流的影响.计算表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,并使激波脱体距离减小;完全催化壁驻点热流值高于非催化壁热流值;随着攻角增大,热流分布差异明显,而且攻角越大时,物面电子数密度越小;飞行高度越高,O2和N2离解程度越低,驻点热流越低.
- 李俊红潘宏禄程晓丽沈清
- 关键词：化学非平衡飞行试验激波层热流
- 高温非平衡流地面试验及数值模拟
- 2023年
- 基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对典型高超声速飞行环境,建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术,并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证,试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明:(1)风洞来流参数经过数值计算对比验证,其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。(2)对典型半圆球模型进行了流场数值模拟,并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型(热化学非平衡模型-2T)计算与试验吻合良好;非催化壁面条件下,总温为2700 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%;总温为4050 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。(3)计算结果获得的试验纹影(圆球脱体激波距离)与吻合良好;非催化壁面条件下,2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为-1.9%~0.86%。
- 李俊红苗文博苗文博程晓丽
- 关键词：激波风洞数值模拟
- 标模外形化学非平衡流场数值模拟
- 利用三维并行计算代码求解Navier-Stokes 方程,数值模拟了标模(Electre)化学非平衡绕流,研究了真实气体效应对标模气动热特性的影响,反应模型为Dunn 和Kang 的7 组元7 反应化学动力学模型。并利用...
- 李俊红潘宏禄程晓丽沈清
- 关键词：化学非平衡飞行试验激波层热流
- 曲面激波诱导斜爆轰的数值模拟被引量：3
- 2019年
- 为了研究恰当比预混氢气-空气斜爆轰流场的波系结构和流动特征,基于带化学反应的Navier-Stokes方程,对弹头及楔穿越预混气体时诱导的斜爆轰进行了数值模拟。对流项的离散采用Steger-Warming格式,时间项采用二阶Runge-kutta方法。结果表明,对于弹头:(1)在亚爆轰条件下,能够模拟氢气-空气预混诱导爆轰流场的精细结构;(2)在超爆轰条件下,通过精细调整网格,能够很好地分辨强烈耦合的激波和燃烧波,且与Lehr实验吻合良好。对于楔结构:捕获到了清晰的三波点及其复杂精细的斜爆轰流场结构,预测的诱导燃烧距离、激波角和斜爆轰角与实验吻合良好;通过对流场波系结构变化过程的研究,获得了流场三波点随时间的演化过程。
- 李俊红沈清程晓丽
- 关键词：燃烧波数值模拟
- 气动光学效应湍流脉动模型系数修正被引量：2
- 2018年
- 以光学窗口的气动光学效应研究为背景,研究影响光学传输预测的流场湍流脉动量预测.选取平板、压缩拐角、凹腔流动模型,采用大涡模拟（LES）方法研究超声速湍流脉动工程预测模型的系数修正.结果表明：LES方法能够获得无激波干扰、强激波干扰及底部大分离条件下,湍流密度脉动的定量分布,并据此给出脉动工程模型的系数修正,结果已经应用于型号飞行器的光学窗口气动光学效应预测.
- 潘宏禄李俊红程晓丽马汉东
- 关键词：气动光学效应湍流超声速边界层大涡模拟
- 突起物及其干扰区热环境影响范围分析被引量：5
- 2013年
- 针对升力体外形飞行器局部构件干扰流动及热环境影响,采用理论分析、数值模拟、工程半经验模型及实验数据分析相结合,研究高速流动条件下平板表面突起物干扰区气动加热影响.对比分析不同外形特征下突起物对流场结构的影响表明:干扰区热环境分布与流动结构直接相关,压力比拟方法可在局部区域可靠预测热流分布;高台类突起物干扰区范围和热环境敏感依赖于其有效宽度,而低台类突起物干扰区范围和热环境则主要依赖于高度变化;方形头构件与圆形头构件对称面干扰区范围相差1.414倍(湍流/层流均成立);后掠角存在对干扰区范围影响显著,给出后掠角对干扰区的影响关系式.研究结果可方便地用于飞行器热环境预测中,为其提供技术支撑.
- 潘宏禄李俊红张学军
- 关键词：热防护热环境分离流
