姚文秀
- 作品数：20 被引量：111H指数：5
- 供职机构：中国科学院力学研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 乘波飞行器的基础问题
- 本文着重介绍乘波飞行器构形的基础性问题。首先说明了高超声速流动的基本特色和高超声速飞行器气动布局面临的问题,在此基础上叙述了乘波飞行器的历史飞行原理,基本布局生成方法。同时还分析了转捩位置、粘性等对飞行器布局的影响。
- 王发民姚文秀雷麦芳
- 关键词：高超声速流动乘波飞行器激波
- 文献传递
- 高超声速飞行器前体压缩性能研究
- 本文用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面为进气性的关系,分析了二级压缩构型在不同来流攻角下的流场品质所产生的压缩效果.研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流...
- 刘嘉姚文秀王发民
- 关键词：高超声速飞行器压缩性数值模拟进气道
- 文献传递
- 高超声速升力体气动力气动热数值计算被引量：35
- 2001年
- 升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义 ,避免了数值计算的奇异性 ,保证了通量守恒 ,提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近 ,驻点热流率与经典理论结果一致。
- 王发民沈月阳姚文秀刘宏雷麦芳
- 关键词：气动力气动热
- 钝锥绕流流动稳定性分析与转捩预报被引量：1
- 2002年
- 研究了超音速钝锥绕流的稳定性和转捩点预报的数值计算方法 ,首先采用Euler方程求解钝锥绕流基本流场 ,用所得到的物面压力分布作为粘性边界层的外缘压力分布 ,给出了基本流场的初值 ;然后应用反迭代法与边界层渐近匹配的方法求解了钝锥边界层的稳定性方程 ,得到了钝锥边界层转捩数据 .该方法可提高计算精度 。
- 刘宏王发民刘嘉姚文秀雷麦芳
- 关键词：钝锥稳定性超音速流动
- 飞行器优化设计方法研究
- 王发民姚文秀刘宏雷麦芳刘嘉
- 该项目研究的高升阻比乘波飞行器机体/推进系统一体化设计为研究目标，以Nelder等的0阶非线性优化为基础，提出了基于NND思想的高效、准确的数值计算方法，特别是梯度粘性离散法，散度比、应力计算及壁面湍流迭代法等三个方面有...
- 关键词：
- 关键词：飞行器优化设计
- 锥形流乘波体优化设计研究被引量：19
- 2006年
- 随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,形成升阻比“屏障”,而乘波构型飞行器是克服这一屏障的有效途径.本文在Ma∞=4.0～20.0、高度H=24.0～52.0 km、圆锥角Ac=5°～10°的条件下,以升阻比为目标函数,进行了乘波体的优化设计,讨论了对乘波体优化外形的影响因素,并给出全马赫数范围的优化乘波体外形及其气动力结果.
- 耿永兵刘宏姚文秀王发民
- 关键词：乘波体优化设计空气动力学升阻比
- 高超声速飞行器前体压缩性能研究被引量：14
- 2004年
- 用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系,分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果。研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质;同时,攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响。因此,采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素,同时也是开展前体/发动机一体化设计的关键。
- 刘嘉姚文秀雷麦芳王发民
- 关键词：高超声速飞行器压缩性
- 高超声速飞行器测热试验研究被引量：3
- 2004年
- 在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。
- 刘嘉姚文秀李静美王发民
- 关键词：高超声速飞行器风洞实验缩尺模型
- 可压缩流动稳定性方程求解与转捩预测被引量：2
- 1999年
- 讨论了Ｒａｙｌｅｉｇｈ逆迭代法与边界层渐近匹配展开配合的方法，并应用于求解高速可压缩边界层流动稳定性和预报转捩点的数值计算方法。给出了平板边界层第一模式的稳定性分析和转捩区数值预报结果，与已有的实验结果进行了比较。
- 姚文秀蔡春培赵烈王发民赵桂萍
- 关键词：可压缩边界层转捩
- 乘波飞行器构型方法研究被引量：34
- 2004年
- 高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流.
- 王发民李立伟姚文秀雷麦芳
- 关键词：乘波飞行器乘波体升阻比高超声速马赫数构型
