丁海河
- 作品数：12 被引量：85H指数：5
- 供职机构：北京电子工程总体研究所更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术理学更多>>
- 防空导弹弹体气动弹性问题研究
- 针对现代防空导弹的气动弹性稳定性问题,采用基于气动力导数的准定常理论确定导弹的非定常气动力,建立分析模型;提出了一种导弹模态的预估模型以及一种新的气动弹性问题分析方法,采用这一技术后,有效地提高了气动弹性问题的分析效率;...
- 廖国兵丁海河乐淑凡
- 关键词：防空导弹气动弹性稳定性分析
- 文献传递
- 乘波飞行器低马赫数飞行状态下的气动性能研究被引量：1
- 2010年
- 乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后得到的锥导乘波体为研究对象,借助数值模拟和风洞实验技术相结合的研究手段对乘波飞行器在跨声速和超声速飞行阶段的气动性能进行了探讨。研究结果表明,乘波飞行器在该飞行阶段的气动性能与前缘所处的气动状态密切相关。
- 李维东丁海河王发民
- 关键词：乘波飞行器升阻比气动性能
- 高超声速进气道起动特性数值研究被引量：14
- 2007年
- 进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法。结果表明,进气道不起动的主要原因是非定常过程引起的内收缩段边界层分离和分离激波,进气道性能变化的突跃点为起动和不起动的分界点,边界层抽吸可以明显改善进气道的起动性能。
- 丁海河王发民
- 关键词：进气道起动特性
- 高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究被引量：2
- 2008年
- 以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的。通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响。实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强。
- 雷麦芳丁海河王发民
- 关键词：超燃冲压发动机气动加热热流分布
- 光滑圆盘上小半球对边界层发展影响的实验研究(英文)被引量：5
- 2005年
- 应用氢气泡流动显示技术对圆盘上小半球对边界层转捩的影响进行了观测。实验结果表明:当Rer>302时,将会从小半球脱落周期性的发卡涡。发卡涡在自诱导速度的作用下产生倾斜向上的运动,发卡涡头部顶端率先进入高速流区,因而比其根部运动更快,使发卡涡受到流向的拉伸,增加其流向的涡强,增加了流向涡强将使发卡涡的头部有更大的向上速度,由此而形成了不断加强的拉伸、自诱导过程,这就使三维扰动快速增长,导致边界层速度剖面出现局部的暂时变形,从而产生一个强剪切层,强剪切层很不稳定,导致发卡涡破裂而形成湍斑,在下游发展成完全湍流,而在边界层转捩过程中则观察到了水充速度有很强的负脉动。在小半球前缘附近会形成稳定的standing涡,并对standing涡及发卡涡对周围流体的诱导作用进行了细致的分析。小半球对边界层的扰动以锲形向下游传播,锲形的半顶角称为扰动扩散角,一个半球与三个半球的尾迹区没有明显的区别,每个半球扰动的扩散角均为5.7°。
- 王晋军丁海河
- 关键词：边界层转捩
- 高超声速过渡区气动热的DSMC数值模拟研究被引量：1
- 2010年
- 气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。
- 赵旭丁海河张庆兵
- 关键词：高超声速过渡区气动热
- 高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算被引量：3
- 2007年
- 采用CFD(计算流体动力学)技术,开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型,在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型,在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流,并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率,流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.
- 丁海河王发民
- 关键词：气动热超燃冲压发动机转捩
- 内埋弹射武器机弹安全分离技术综述被引量：16
- 2012年
- 分析了内埋弹射武器机弹分离物理过程的环境、内埋武器发射技术,介绍了国外部分风洞的现状,阐述了内埋弹射武器机弹安全分离技术的设计方法。
- 常超丁海河
- 轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计被引量：9
- 2006年
- 以升阻比为优化目标,在来流马赫数Ma=2~4及飞行高度H=20km^24km条件下,进行了轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计,通过CFD验证M∞=4优化乘波体的气动特性,并研究了Ma=3优化乘波前体在非设计条件下的气动特性。结果表明:近似等熵压缩下表面的乘波前体在设计条件下具有良好的气流压缩效果,可满足机体/发动机一体化设计的需要;乘波前体升阻比在1.5~1.9之间,纵向压心位置靠后;非设计条件下,压缩波不聚焦,小于设计马赫数升阻比时降低,大于设计马赫数时升阻比略大。
- 耿永兵刘宏丁海河王发民
- 关键词：等熵压缩优化设计气动特性
- 滚转运动对乘波飞行器气动特性的影响被引量：1
- 2008年
- 乘波飞行器运动过程中的非定常气动特性是高超声速飞行中的重要物理问题之一。采用数值模拟方法模拟了乘波飞行器在固定迎角下绕其对称轴强迫滚转运动这一过程。比较了在不同频率和滚转角下乘波飞行器的气动特性。计算格式采用AUSM类格式中最新的AUSM+-up格式。计算结果表明:AUSM+-up能很好地模拟飞行器滚转运动这一非定常过程;滚转运动时,所设计的乘波飞行器能使高压气体很好地附着在乘波飞行器下表面从而使其具有较好的气动特性;当频率较大时,乘波飞行器由于角速度的诱导作用会导致升力出现迟滞现象;做滚转运动时,滚转力矩小于零,产生正阻尼,乘波飞行器不会产生"摇滚"运动。
- 郭迪龙康宏琳丁海河王发民
- 关键词：乘波飞行器滚转运动稳定性
