期刊导航
期刊开放获取
河南省图书馆
退出
期刊文献
+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
检索
高级检索
期刊导航
共找到
4
篇文章
<
1
>
每页显示
20
50
100
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
显示方式:
文摘
详细
列表
相关度排序
被引量排序
时效性排序
Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究
被引量:
4
1
作者
葛建辉
徐惊雷
+1 位作者
庞丽娜
莫建伟
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第9期1158-1164,共7页
高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的...
高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。
展开更多
关键词
超燃冲压发动机
尾喷管
几何调节
俯仰力矩差
数值模拟
实验研究
下载PDF
职称材料
单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究
被引量:
5
2
作者
庞丽娜
徐惊雷
范志鹏
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第10期1297-1302,共6页
基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。...
基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。结果表明,设计区间内,下壁面三次曲线构型在保持较高推力特性的前提下,可以大范围调整喷管俯仰力矩,显著改善喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题。在此基础上,选取优化所得点进行冷流缩比风洞实验,根据实验条件进行了相应的数值模拟,对比发现数值模拟与实验结果吻合很好,验证了该优化设计方法及结果的有效性和可靠性。
展开更多
关键词
单膨胀斜面喷管
优化设计
几何参数
俯仰力矩差
风洞实验
下载PDF
职称材料
基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证
被引量:
8
3
作者
赵强
徐惊雷
于洋
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第1期125-131,共7页
单边膨胀喷管(SERN)是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控...
单边膨胀喷管(SERN)是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明:飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。
展开更多
关键词
单边膨胀喷管
俯仰力矩差
膨胀程度
风洞试验
推力系数
原文传递
超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案
被引量:
1
4
作者
庞丽娜
徐惊雷
葛建辉
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第7期1685-1690,共6页
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度...
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.
展开更多
关键词
超燃冲压发动机
单膨胀斜面喷管
几何调节
俯仰力矩差
风洞试验
原文传递
题名
Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究
被引量:
4
1
作者
葛建辉
徐惊雷
庞丽娜
莫建伟
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第9期1158-1164,共7页
基金
国家自然科学基金(90916023)
文摘
高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。
关键词
超燃冲压发动机
尾喷管
几何调节
俯仰力矩差
数值模拟
实验研究
Keywords
Scramjet engine
Nozzle
Geometry adjustment
Difference of pitch moment
Numericalsimulation
Experiment
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究
被引量:
5
2
作者
庞丽娜
徐惊雷
范志鹏
机构
江苏省航空动力系统重点实验室南京航空航天大学能源与动力学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第10期1297-1302,共6页
基金
国家自然科学基金(90916023)
文摘
基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。结果表明,设计区间内,下壁面三次曲线构型在保持较高推力特性的前提下,可以大范围调整喷管俯仰力矩,显著改善喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题。在此基础上,选取优化所得点进行冷流缩比风洞实验,根据实验条件进行了相应的数值模拟,对比发现数值模拟与实验结果吻合很好,验证了该优化设计方法及结果的有效性和可靠性。
关键词
单膨胀斜面喷管
优化设计
几何参数
俯仰力矩差
风洞实验
Keywords
Single expansion ramp nozzle
Optimization design
Geometric parameters
Difference of pitch moment
Wind tunnel test
分类号
V232 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证
被引量:
8
3
作者
赵强
徐惊雷
于洋
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第1期125-131,共7页
基金
国家自然科学基金(90916023)~~
文摘
单边膨胀喷管(SERN)是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明:飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。
关键词
单边膨胀喷管
俯仰力矩差
膨胀程度
风洞试验
推力系数
Keywords
single expansion ramp nozzle
pitch moment difference
expansion degree
wind tunnel experiment
thrust co-efficient
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案
被引量:
1
4
作者
庞丽娜
徐惊雷
葛建辉
机构
南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第7期1685-1690,共6页
基金
国家自然科学基金(90916023)
文摘
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.
关键词
超燃冲压发动机
单膨胀斜面喷管
几何调节
俯仰力矩差
风洞试验
Keywords
scramjet
single expansion ramp nozzle
geometry adjustment
difference of pitch moment
wind tunnel experiment
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究
葛建辉
徐惊雷
庞丽娜
莫建伟
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013
4
下载PDF
职称材料
2
单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究
庞丽娜
徐惊雷
范志鹏
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014
5
下载PDF
职称材料
3
基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证
赵强
徐惊雷
于洋
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014
8
原文传递
4
超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案
庞丽娜
徐惊雷
葛建辉
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
1
原文传递
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
上一页
1
下一页
到第
页
确定
用户登录
登录
IP登录
使用帮助
返回顶部