高亮杰
- 作品数：14 被引量：22H指数：3
- 供职机构：中国航空工业空气动力研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估被引量：3
- 2016年
- 层流喷管作为高马赫数低噪声风洞的核心部件,对风洞性能起决定性作用。本文概述了高马赫数低噪声风洞层流喷管的2项关键技术,即喉道前边界层抽吸控制与亚跨超段衔接型线匹配设计技术研究现状,研究了基于喉道上游边界层抽吸的喷管亚跨超段一体化设计方法和基于数值方法的喷管转捩预测技术,可指导高马赫数低噪声风洞的研制。
- 高亮杰钱战森王璐王彤
- 关键词：转捩预测
- 宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术被引量：4
- 2017年
- 随着高马赫数飞行器研制需求的增加,急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展,特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备,由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点,已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用,体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状,重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术,包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。
- 高亮杰钱战森钱战森辛亚楠
- 基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究被引量：1
- 2022年
- 为了降低宽速域飞行器的内流阻力,基于边界层燃烧方法,分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性,研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度,探讨了喷射参数对减阻效果的影响,探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明,随着进口马赫数的增加,总阻力中摩阻分量随之增加;边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同,壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小,燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小;从总内阻减阻百分比看,在相同燃料/空气当量比下,低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况,且在低马赫数工况下,喷嘴附近壁面热流密度会显著增加;在本文所研究的参数范围内,摩阻和压阻对当量油气比更为敏感,而对喷射方向和喷射速度不敏感。
- 王璐钱战森高亮杰
- 关键词：内流减阻边界层燃烧
- 组合式高焓风洞大口径膜片破裂过程数值分析
- 2024年
- 激波风洞中的膜片破裂过程影响风洞流场的建立及品质,对于膜片破裂过程的研究也是脉冲型设备设计的关键。FL-63风洞是一座面向马赫数3.0~10.0宽速域气动热研究的脉冲型组合式高焓风洞。根据FL-63风洞在激波模式下管径粗和路德维希(Ludwieg)管模式下温度高的特性,风洞中使用的膜片为大口径且在部分运行条件下处于高温环境。本文针对高压段和低压段间的第一道膜片,研究了其在常温和高温条件下的破裂情况,给出了膜片破裂过程的三维显示,比较了膜片在不同几何参数、不同压比和不同温度下的破裂效果。研究结果表明,刻痕深度和温度是影响膜片破裂和耐压能力的主要因素,选择厚度为2mm、刻槽深度为1.2mm的膜片能够满足风洞运行的需求,且高温膜片比常温膜片的破裂时间要短。
- 李甜甜高亮杰刘中臣辛亚楠钱战森
- 边界层燃烧技术及其在高马赫数进气道中的应用研究
- 边界层燃烧技术采用燃料切向喷射并燃烧的方式,通过燃烧释热增加了边界层中的温度,除了可以改变近壁面附近流动阻力特性之外,燃烧过程会产生一定的'引射'效果,有利于减小内流道分离区范围。本文以二元混压式进气道为研究对象,基于数...
- 高亮杰王璐钱战森
- 文献传递
- 高超声速火星进入环境中颗粒运动特性研究
- 2023年
- 火星大气中会发生不同规模的沙尘暴,大气中蕴含的尘埃颗粒会对高速进入的火星探测器表面造成侵蚀并导致壁面热流增加,给探测器的热防护系统设计带来巨大挑战.文章针对高超声速火星进入环境两相流动问题,基于Euler-Lagrange框架建立非平衡流场与颗粒的单向耦合计算方法,采用模态半径为0.35μm的火星大气颗粒分布模型,研究不同尺寸颗粒在流场中的运动轨迹,获得高温相变模型对颗粒运动的影响以及不同粒径颗粒的撞击能量分布.结果表明,颗粒在高温流场中运动会吸热融化甚至蒸发,高温相变模型导致的颗粒直径减小对小尺寸颗粒运动轨迹有较大影响;当前计算状态下,直径3μm以上的颗粒具有较大的Stokes数且颗粒半径在运动过程中基本保持不变,其运动轨迹受流场影响较小,该尺寸颗粒的撞击分数均达95%以上,是造成壁面撞击的主要颗粒尺寸;撞击能量分数结果表明,直径3~10μm之间的颗粒是撞击能量的主要来源,约占总撞击能量的80%.
- 邢好运刘卓汪球赵伟高亮杰高亮杰钱战森
- 关键词：颗粒流高超声速热防护系统
- OS-X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析被引量：10
- 2019年
- 声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。
- 钱战森刘中臣冷岩张雪高亮杰邓帆
- 关键词：飞行试验
- 低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程被引量：5
- 2016年
- 作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明:上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。
- 王璐高亮杰高亮杰赵勇
- 关键词：非稳态燃烧数值模拟
- 组合式宽马赫数风洞设计与流场特性
- 2024年
- 脉冲型风洞是开展高超声速飞行器研制和气动热力学研究的重要试验设备。本文基于激波风洞和Ludwieg管风洞组合运行原理,突破了高温管外静态加热技术、高温高压气体隔离技术、大口径高温膜片设计技术等系列关键技术,设计建设了FL-63脉冲型组合式宽马赫数风洞,设计马赫数范围3.0~10.0,采用双模式组合运行模式,中低马赫数段(Ma 3.0~4.5)采用Ludwieg管风洞运行模式,最高温度可达900K,可复现飞行高度的总焓和总压,有效运行时间大于150ms;高马赫数段(Ma5.0~10.0)采用激波风洞运行模式,有效运行时间大于20ms,最高驱动压力30MPa。本文通过运行方式的灵活组合,兼顾了低马赫数和高马赫数来流的不同模拟需求,实现了宽马赫数范围的试验能力。
- 刘中臣高亮杰汪球汪球辛亚楠赵伟
- 关键词：激波风洞气动热
- 三维超声速后掠翼转捩的eN-神经网络模型预测被引量：1
- 2023年
- 为提高三维超声速边界层转捩预测的计算效率,使用神经网络模型替代线性稳定性分析的过程,发展了一种适用于三维可压缩边界层转捩高效预测的神经网络模型方法.通过对线性稳定性分析方法及超声速后掠翼流场特征的研究,提出适用于超声速后掠翼流动转捩预测的神经网络模型特征参数,使用系列超声速后掠钝板模型作为样本集,建立了eN-神经网络模型.以三维超声速大后掠等直机翼标准模型作为测试集,分析各输入参数的敏感性,并对比eN-神经网络模型与传统稳定性分析方法的计算结果及效率,验证了本方法的准确性与高效性.
- 于晟浩袁吉森高亮杰钱战森李椿萱
- 关键词：转捩预测神经网络超声速后掠翼
