邓帆
- 作品数：20 被引量：89H指数：6
- 供职机构：谢菲尔德大学更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术更多>>
- 基于超燃冲压发动机的HIFiRE项目飞行试验研究进展被引量：5
- 2018年
- 飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:(1)试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;(2)乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;(3)超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。
- 邓帆邓帆谢峰谢峰
- 关键词：乘波体超燃冲压发动机巡航飞行器
- 吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证被引量：6
- 2014年
- 对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.
- 邓帆杜新谭慧俊曾宪政
- 关键词：超燃冲压发动机冷流试验气动特性
- 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
- 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
- 高速组合体布局飞行器外形快速优化方法研究被引量：1
- 2016年
- 针对概念设计阶段高速组合体布局飞行器外形快速优化问题,建立了基于灵敏度分析和工程算法的外形快速优化流程。建立了组合布局飞行器参数化外形模型,采用回归方法分析各外形参数对升阻比、升力载荷系数的影响程度和规律,获取关键外形参数及其灵敏度排序。考虑压心、装填能力、驻点热流等约束条件对升阻比和升力载荷系数进行多目标优化。最后,用CFD方法验证了优化的有效性,可为高速组合体布局优化设计提供一定的参考。
- 张宇飞尘军邓帆付秋军杜新
- 关键词：飞行器
- 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
- 逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用被引量：14
- 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
- 一种弧形前缘前体/进气道方案数值仿真研究被引量：2
- 2017年
- 针对吸气式高超声速飞行器推进/气动一体化设计问题,设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器。以此为约束,开展了弧形前缘和平直前缘前体/进气道一体化方案设计,并采用数值模拟的方法对前体/进气道的典型性能进行了仿真研究。结果表明:弧形前缘前体/进气道一体化设计方案满足指标要求;变强度配波的弧形前缘前体/进气道在设计点状态下各纵向剖面的外压缩波系均与进气道进口保持贴口状态,避免了部分外压缩激波入射到内通道加重热防护负担的问题;与平直前缘相比,一方面弧形前缘前体将使得前缘脱体激波沿展向蜕化,有利于进气道进口气流总压恢复性能的提高,另一方面弧形前缘的前体前缘形状不利于排除进气道进口边界层气流,导致了其进气道喉道和出口截面下壁面更多的低总压堆积区,使得进气道的总压损失进一步增大,因此,弧形前缘对内流性能的影响需要综合评价。
- 焦子涵王雪英邓帆陈林王剑颖黄天
- 关键词：超燃冲压发动机吸气式高超声速飞行器计算流体力学
- 类乘波前体/进气道一体化设计与仿真研究被引量：3
- 2016年
- 设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器,针对推进/气动一体化设计的问题,提出了类乘波前体/进气道,采用数值仿真的方法评估了前体/进气道的典型性能,对类乘波前体/进气道在设计状态和非设计状态的流场结构进行了分析。结果表明:类乘波前体/进气道在避免完全乘波前体/进气道带来的结构和热防护问题的同时,也有利于进气道的流量特性和总压恢复性能的提高,且能够体现乘波体的优势,为飞行器提供更大的升阻比。
- 焦子涵王雪英范宇邓帆梁轶齐征
- 关键词：吸气式高超声速飞行器超燃冲压发动机
