焦子涵
- 作品数：28 被引量：104H指数：5
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- 等离子体激励在高速流动中的减阻机制
- 2023年
- 利用等离子体合成射流激励器,采用风洞试验和数值仿真的方法,对钝头体在高速复杂流场中的减阻特性进行研究。在马赫数为8的高速流场中,开展了等离子体合成射流作用下的钝头体阻力动态测量试验,探究了等离子体合成射流不同穿透模态对钝头体阻力的影响,建立了适用于等离子体主动激励与高速流动耦合作用下的数值仿真方法。风洞试验结果表明,等离子体合成射流使钝头体模型减阻2.51 N;数值仿真结果表明,等离子体合成射流使钝头体模型减阻2.03 N,相对试验值减阻误差为19.1%。
- 高世琦丁博解旭祯李铮陈林钱首元焦子涵白光辉
- 关键词：等离子体减阻风洞试验
- 逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用被引量：15
- 2017年
- 高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况,包括逆向喷流的压比、质量流率以及冷却剂等关键参数的研究,逆向喷流可有效应用于高速再入体的防热,钝头体和升力体的减阻。对其自身表现出的典型物理现象,如流动模态转换、自激振荡的机理进行了详细分析,同时介绍了作者所在研究团队在逆向喷流技术应用于高超声速飞行器上所取得的研究成果,包括飞行器升阻比的提升效果以及滑翔状态下逆向喷流的周期性振荡特性,为此技术在未来的进一步工程化应用提供一定参考及借鉴。
- 邓帆谢峰黄伟张栋焦子涵尘军柳森
- 关键词：逆向喷流高速飞行器压比防热
- 面向工程的类乘波体气动布局与数值分析
- 2017年
- 为了解决高超声速飞行器理想乘波体的工程应用问题,以粘性锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径和翼舵干扰等工程实际情况,设计了一种类乘波体高超声速飞行器。采用CFD方法对该类乘波体气动性能进行了仿真与分析。结果表明:该类乘波体具有典型的乘波特征,设计状态(Ma=8,α=2°)下,升阻比为4.47;非设计状态(Ma=3,α=2°)下,升阻比不小于3.60;考虑不同高度和马赫数范围,纵向压心系数绝对值变化仅为4.2%,小的压心变化范围在满足高机动需求方面具有优势。
- 焦子涵王雪英邓帆陈林张云昊
- 关键词：高超声速飞行器气动布局设计气动特性
- 一种高速充气翼设计与流固耦合研究被引量：2
- 2019年
- 针对高速飞行器固定外形无法满足不同飞行段对气动外形不同需求的问题,提出高速充气翼变形方案,探讨了高速充气翼材料选择和内部结构方案,建立双向流固耦合分析模型,得到典型飞行状态下高速充气翼流固耦合特性。结果表明:高速充气翼存在两种不同变形机理,且典型状态下两种变形均不超过2mm;变形后的高速充气翼与常规翼相比,升力系数最大下降3.75%,升阻比最大下降10.18%。
- 霍文霞闵昌万焦子涵陈林
- 关键词：高速飞行器流固耦合
- 面向总体性能的高速飞行器布局优化被引量：3
- 2016年
- 飞行器气动布局的选型和优化技术在总体设计中处于关键地位,在临近空间飞行的飞行器对升阻比和操控性能都提出了更高的要求。翼身组合的升力体外形由于兼顾内部装填以及升阻特性成为了目前高速飞行器主要的设计方向。以一类具有普适性的面对称升力体外形为基础,采用相关性分析手段提取出飞行器的关键几何参数,挖掘出几何参数对所关心的总体性能指标的影响度大小,并建立起基于CFD方法的气动布局优化平台,以总体性能指标为约束,优化出高升阻比外形,通过风洞试验验证了优化设计方法的有效性,为高速飞行器的气动布局工程化设计提供了有效的技术手段。
- 邓帆焦子涵付秋军陈林田书玲张栋
- 关键词：高速飞行器优化设计总体性能风洞试验
- 类乘波体飞行器大攻角流动特性数值研究
- 针对高速飞行器大攻角机动带来的空气动力学问题,以一种类乘波体气动布局为研究对象,选取典型飞行状态(H=45km,Ma=15)开展了高精度数值仿真,对飞行器的升阻特性和静稳定特性进行了分析,通过流畅结构分析给出了流动机理,...
- 焦子涵高世琦滕锐霍文霞李铮陈林宋巍
- 关键词：计算流体力学飞行器设计
- 文献传递
- 飞翼布局隐身翼型优化设计被引量：40
- 2014年
- 针对飞翼布局设计中气动与隐身设计矛盾更为突出的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于Parsec参数化方法、径向基函数(RBF)神经网络、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理方法的翼型多目标优化设计平台。根据飞翼布局内外翼不同功能和特点,确定了内外翼翼型不同的优化设计目标和约束条件,开展了兼顾气动与隐身性能要求的翼型综合优化设计研究。结果表明:对兼顾气动与隐身性能要求的飞翼布局,内翼段翼型主要通过弯度、前缘半径、尾缘角及厚度等设计,减小低头力矩和重点方位角的雷达散射截面(RCS)均值。外翼段翼型上表面的几何形状对跨声速气动效率的影响很大,应通过上表面设计提高跨声速气动效率,重点方位角RCS均值的减小则通过下表面设计实现。某些翼型参数对气动和隐身性能均有较大影响,但作用相反,应作为综合优化设计的主要设计参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto方法给出的前沿阵面可为飞翼布局的三维设计提供更丰富的信息。
- 张彬乾罗烈陈真利沈冬焦子涵袁广田
- 关键词：矩量法
- HIFiRE项目中气动/推进一体化高超声速飞行器设计研究被引量：2
- 2017年
- 美澳通过HIFiRE项目在高超声速飞行器的气动、推进和控制等领域进行了深入探索,并对一体化设计有动力飞行器的高速性能进行了评估。以单项验证、步步推进的系列飞行试验方式,对乘波体布局以及不同动力方式开展原理研究,结合飞行试验对设计状态进行验证,取得一系列有价值的飞行数据和阶段性成果。通过梳理气动/推进一体化过程中相关飞行试验,提炼出总体设计中的关键技术和试验结论,并对有动力飞行器的发展趋势作了分析。研究显示发生转捩的单位雷诺数范围在3×10~6~4×10~6之间,适应小迎角高升力特点的乘波体与超燃冲压发动机的组合成为优选方案,所取得的成果为带超燃冲压发动机高速飞行器总体方案设计提供了一定的参考。
- 邓帆叶友达焦子涵刘辉
- 关键词：高超声速飞行试验
- 一种控流型冲击发汗冷却头锥
- 一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线...
- 高翔宇焦子涵尘军王振峰马鸣陈伟华高扬
- 文献传递
- 面对称高超飞行器几何参数与总体性能相关性研究
- 2016年
- 气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术,气动布局的选择与确定是影响飞行器总体方案论证的重要因素。以一类面对称滑翔飞行器为研究对象,采用针对高超声速飞行器的快速工程算法,建立参数化外形的气动数据库,实现由气动布局要素到总体性能指标的映射,并通过数据分析方法,如相关性分析、灵敏度分析等,梳理出影响高超声速滑翔飞行器不同总体性能的关键气动外形几何参数,并进行相关性排序,研究结果可指导高超声速滑翔飞行器的布局设计及优化。
- 邓帆焦子涵张栋田书玲范宇
- 关键词：滑翔飞行器总体性能
