李光熙
- 作品数：110 被引量：46H指数：4
- 供职机构：西安航天动力试验技术研究所更多>>
- 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重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理金属学及工艺文化科学更多>>
- 应用DG方法的新型局部变差间断监测器（英文）
- 2018年
- 受到总变差有界(TVB)方法中总变差概念的启示,提出适用于间断伽辽金(DG)方法的局部变差概念.在此基础上,对Soblev空间中的误差估计进行严格的界定,建立一种能够准确甄别激波与接触间断等间断位置的新型识别器.研究结果表明:与有限体积方法中的间断监测器相比,该新型识别器完全基于单元局部,不需要依靠相邻单元的任何信息,具有典型的有限元方法的固有属性,更容易在算法上实现.通过典型的数值算例对该识别器进行验证,结果表明:该识别器非常出色地实现对间断位置的识别,可用于间断元方法的间断位置监测.
- 黄日鑫谭永华吴宝元李光熙
- 关键词：欧拉方程
- 一种亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构
- 本发明涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器，具体涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构，以解决现有以解决现有火焰稳定器难以实现大范围的燃油调节、小流量下燃油喷注压降过低时导致燃烧室出现低频振荡燃烧及效率低的技术问题。本发...
- 杨振鹏许军民周杰李光熙梁俊龙任加万付莉莉黄雪刚
- 文献传递
- 一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法
- 本发明涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，用于解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处。该与前体一体化的内...
- 莫建伟王玉峰梁俊龙李光熙南向军呼延霄
- 文献传递
- 进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计
- 2017年
- 为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求,提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场,在指定进口水平投影为椭圆的条件下,采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点(Ma=5.4)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值研究。结果表明,设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无粘时可以全捕获自由来流,喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下,设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,接力点的流量系数高达0.85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。
- 李永洲李光熙张堃元马元
- 关键词：高超声速流线追踪反设计
- 一种新型预冷空气组合发动机
- 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路...
- 张蒙正马海波李光熙刘典多南向谊马元逯婉若
- 文献传递
- 用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置
- 本发明提供一种用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置，解决现有矩形燃烧室上布置支板喷注器和稳定器不适用于圆形燃烧室中，支板喷注器连接存在繁冗、耗时、可靠性差问题。装置包括燃烧室本体和M个喷注组；燃烧室本体包括...
- 蔡锋娟李光熙张蒙正梁俊龙刘昊闫志勇豆飞龙
- 一种火箭基组合发动机
- 本发明公开一种火箭基组合发动机，涉及航空航天发动机技术领域，以解决火箭基组合发动机结构集成度差和使用寿命较低的问题。所述火箭基组合发动机包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型...
- 李光熙晋晓伟张蒙正
- 一种过氧化氢推力室和发动机
- 本申请公开一种过氧化氢推力室和发动机，涉及航天发动机技术领域，过氧化氢推力室包括沿预设方向顺次密封连接的分解器、分配均流器、气液喷注器和燃烧器，分配均流器具有中心区域和环绕在中心区域外的环形区域，在中心区域间隔分布有多个...
- 凌前程王化余李龙飞李光熙宋大亮卞香港章荣军金丹
- 一种适用于高超声速飞行器发动机的高压氢气供应系统
- 本发明公开了一种适用于高超声速飞行器发动机的高压氢气供应系统，包括高压氢气瓶、主供应单元、动力系统供应单元以及润滑系统供应单元；主供应单元输入端与高压氢气瓶连通，主供应单元输出端分别与动力系统供应单元和润滑系统供应单元连...
- 朱岩马元南向谊刘典多李光熙李哲逯婉若马海波
- 文献传递
- 内置中心支板的RBCC变几何二元进气道设计与数值模拟被引量：3
- 2014年
- 针对使用RBCC发动机作为第一级动力的两级入轨飞行器，提出了一种内置中心支板的可变几何二元混压式进气道方案。该进气道工作马赫数范围0—7，设计点Ma=5。通过调节唇口外罩角度以及喉部的高度，可改变进气道的几何构型。数值模拟结果表明：（1）该进气道通过采取变几何和吸除措施能够在Ma=2．4下实现自起动，为引射模态向亚燃模态转级提供了必要条件；（2）采用变几何措施可显著拓宽进气道在起动状态下正常工作的马赫数范围；（3）亚燃和超燃模态典型马赫数下，进气道出口各项性能指标适中，可以满足RBCC发动机燃烧室对进口空气参数的要求；（4）通过变几何调节，还可提高进气道的抗反压能力。
- 张浩李光熙李江秦飞何国强
- 关键词：RBCC数值模拟引射模态亚燃模态
