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徐东来

作品数：12 被引量：37H指数：4
供职机构：西北工业大学航天学院更多>>
发文基金：武器装备预研基金国家教育部博士点基金更多>>
相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术自动化与计算机技术更多>>

合作作者

文献类型

  • 11篇期刊文章
  • 1篇学位论文

领域

  • 12篇航空宇航科学...
  • 3篇兵器科学与技...
  • 1篇自动化与计算...

主题

  • 8篇火箭
  • 7篇进气道
  • 7篇固体火箭
  • 6篇超声速
  • 6篇超声速进气道
  • 5篇火箭冲压发动...
  • 5篇固体火箭冲压...
  • 5篇冲压发动机
  • 4篇数值模拟
  • 4篇火箭发动机
  • 4篇值模拟
  • 3篇二元超声速进...
  • 2篇英文
  • 2篇数值仿真
  • 2篇推进剂
  • 2篇喷管
  • 2篇计算机
  • 2篇固体推进剂
  • 2篇仿真
  • 2篇CFD

机构

  • 12篇西北工业大学
  • 1篇中国航空工业...

作者

  • 12篇徐东来
  • 8篇蔡飞超
  • 8篇陈凤明
  • 8篇杨茂
  • 3篇鲍福廷
  • 2篇李逢春
  • 1篇曹军伟

传媒

  • 9篇固体火箭技术
  • 2篇计算机仿真

年份

  • 8篇2010
  • 1篇2001
  • 1篇1996
  • 1篇1994
  • 1篇1993
共 12 条 记 录，以下是 1-10
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排序方式：
二元超声速进气道数值仿真建模过程自动化被引量：2
2010年
研究高速巡航导弹动力装置优化问题,针对进气道结构严重影响速度的提高,为减少人工建模的工作量,以提高数值仿真分析工作效率和满足二元超声速进气道设计方案的快速评比和选型的需要,提出建立流场计算域通用的结构化分区几何模型,统一基于所构造的基准进气道模型,一次性人工划分进气道结构化计算网格,根据边界几何控制,运用网格映射和比例变换方法,编程自动化实现由基准进气道计算网格映射生成实际结构不同的系列化二元进气道计算网格。用建立的模型进行仿真。结果证明,减少了建模工作量和提高了工作效率。
蔡飞超陈凤明徐东来杨茂
关键词：超声速进气道数值仿真
反折式二元超声速进气道设计及数值研究被引量：1
2010年
研究固体冲压发动机进气道优化问题，为降低弹用超声速进气道的外部阻力和提高导弹飞行速度，提出了一种具有低外阻特性的反折式二元进气道方案，明确设计流程和主要设计参数的选取，并针对2～3．5Na速度范围的应用需求开展了方案设计。进一步采用Fluent软件进行数值仿真，研究了反折式进气道的流场特性和性能水平，并与传统设计方案进行了对比。结果表明，在捕获流量相同的条件下，反折式进气道比原方案具有更小的外部阻力及外廓尺寸，还能保持与原方案相当的总压恢复性能，满足工程应用需求，为设计提供依据。
徐东来陈凤明蔡飞超杨茂
关键词：固体火箭冲压发动机二元超声速进气道数值仿真
超声速进气道快速CFD数值模拟计算方案(英文)被引量：3
2010年
根据进气道内部流动特征,并结合现有工程设计经验和试验结论,提出从进气道喉道段出口截面截断,简化取其超声速扩压段和喉道段与其外部流场统一构造出具有单一性态超声速流动的流场计算域,既缩减了CFD数值模拟的计算规模,又提高数值计算的收敛性。经实例计算分析表明,解算速度和效率大大提高,单个计算工况仅需时不到20 m in即可快速完成求解,并可基于数值计算模型提取出进气道捕获流量和最大总压恢复系数等全部主要性能参数,特别适合于在超声速进气道方案设计阶段用来快速进行性能评估和方案选型,有利于提高设计效率,缩短研制开发周期。
蔡飞超陈凤明徐东来杨茂
关键词：超声速进气道数值模拟
固体火箭冲压发动机固定几何喷管设计问题(英文)
2010年
针对现有弹用固体火箭冲压发动机普遍采用的固定几何不可调节喷管，基于流量平衡的基本原理，建立了其理论设计及性能评估的数学模型。结合当前中远程空空导弹提出的Ma=2～3．5宽速度范围设计需求，运用所建立设计模型对实例设计方案开展了计算分析。结果表明，现有固定几何喷管本质上是为满足低速正常接力而折中设计出的，在高速巡航时，因扩张比偏小，不仅喷管出口气流速度和冲量小，而且导致燃烧室压强降低，还额外造成进气道结尾正激波总压损失加大，不能将进气道保有的捕获高速来流动能充分发挥出来。原设计方案在Ma=3．5高速巡航时，进气道实际总压恢复性能对比方案中的最大总压恢复性能水平，相对损失幅度高达42．67％，而且冲压发动机推力与其可能达到的最大值对比，相对损失幅度也高达31．8％。因此建议采用喷管调节技术来解决此类问题。
徐东来陈凤明蔡飞超杨茂
关键词：固体火箭冲压发动机喷管推力总压恢复系数
固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计被引量：8
2001年
针对固体火箭冲压发动机的特点 ,研制了固体火箭冲压发动机 CAD软件 ,该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证 ,预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空 -空弹用固冲发动机方案设计为例 ,介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。
鲍福廷徐东来曹军伟
关键词：固体推进剂火箭发动机冲压喷气发动机一体化系统设计
固体火箭冲压发动机设计技术问题分析被引量：15
2010年
总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。
徐东来陈凤明蔡飞超杨茂
关键词：固体火箭冲压发动机设计技术进气道喷管燃气发生器
固体发动机装药CAD被引量：8
1994年
基于计算机图形处理直接获得燃面几何数据,发展了一种装药设计新方法,可以进行装药燃面、质量及惯性随肉厚变化的计算,为一维内弹道计算及流场计算提供更为详尽的数据,还能进行动态燃面推移,使设计者直观地判断其设计的合理性。
鲍福廷李逢春徐东来
关键词：固体推进剂火箭发动机装药结构药柱CAD
全文增补中
宽Ma数范围固定几何进气道设计问题研究被引量：9
2010年
针对Ma=2～3.5中等超声速宽范围的设计要求,通过实例方案设计和CFD数值模拟分析表明,按工程上现行的折中设计思想,固定几何进气道的内流道型面实质上是为满足低速接力要求而设计的。在高速巡航时,其超声速扩压段气流总折转角偏小,且喉道高度偏大,对捕获来流压缩不充分,导致喉道段的气流流速过高,且畸变显著,致使结尾正激波总压损失过大,是进气道高速性能差的主要成因。
蔡飞超陈凤明徐东来杨茂
关键词：固体火箭冲压发动机超声速进气道CFD数值模拟
导弹腹部进气道前弹体干扰特性数值分析被引量：1
2010年
为评价腹部进气中等超声速战术导弹中导弹前弹体干扰对进气道总体性能的影响,结合设计实例,基于F luent软件,运用CFD数值模拟技术,开展了进气道与导弹前弹身组合体内外流场的一体化数值仿真计算分析。结果表明,相比单独进气道,因导弹头部弓形激波造成的总压损失及前弹体附面层干扰两方面作用,腹部进气道的实际捕获流量和总压水平总体下降,平均下降幅度在设计点单一随攻角变化时分别达3.5%和3%,在低速飞行段单一随飞行速度变化时分别达3%和4%。此外,也证实导弹前弹体的屏蔽和预压缩作用可适度改善腹部进气道攻角特性,采用附面层隔道可弱化前弹体附面层干扰。
徐东来陈凤明蔡飞超杨茂
关键词：腹部进气道超声速进气道数值模拟
确定微型固体火箭发动机燃烧时间的CAA与CAD技术被引量：1
1993年
应用计算机辅助分析(CAA)与计算机辅助绘图(CAD)方法,确定微型固体火箭发动机燃烧时间t_b。该方法自动化程度高、精度好,有可靠的理论依据。用它替代传统的没有任何理论根据的手工画角分线法,以提高小型固体火箭发动机内弹道数据处理的精度和速度是十分必要的。实践证明这是一种科学的可行的方法,值得推广。
李逢春鲍福廷徐东来徐向东潘永德
关键词：火箭发动机计算机
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