气动热
气动热的相关文献在1988年到2023年内共计387篇,主要集中在航空、航天(宇宙航行)、武器工业
等领域,其中期刊论文197篇、会议论文43篇、专利文献281953篇;相关期刊84种,包括科学技术与工程、弹箭与制导学报、导弹与航天运载技术等;
相关会议33种,包括中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会、2015第二届中国航空科学技术大会、第十六届全国计算流体力学会议等;气动热的相关文献由947位作者贡献,包括桂业伟、吴大方、聂春生等。
气动热—发文量
专利文献>
论文:281953篇
占比:99.91%
总计:282193篇
气动热
-研究学者
- 桂业伟
- 吴大方
- 聂春生
- 石义雷
- 刘莉
- 檀妹静
- 阎超
- 曾磊
- 杨肖峰
- 刘磊
- 姜宗林
- 岳振江
- 张志刚
- 曹占伟
- 李宇
- 杜雁霞
- 杨嘉陵
- 欧东斌
- 王安龄
- 王振峰
- 高镇同
- 康宏琳
- 廖军好
- 秦强
- 粟斯尧
- 聂亮
- 肖雨
- 陈鑫
- 余嘉
- 唐伟
- 彭治雨
- 李旭东
- 王彬文
- 石卫波
- 罗万清
- 赵金山
- 陈思员
- 陈挺
- 高贺
- 魏东
- 黄建栋
- 何大龙
- 刘伟强
- 史增民
- 孙得川
- 常秋英
- 杨超
- 焦方坤
- 耿湘人
- 肖光明
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柳晓宁;
任杰;
朱熙;
张羽;
廖韬;
郝亚新
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摘要:
为了分析高温试验环境下不同条件对试件温度的影响,文章建立了高温试验环境的传热模型,采用计算流体动力学(CFD)方法结合Discrete Ordinates(DO)辐射模型,计算分析了不同热源温度、不同试件尺寸以及隔热层有无加装反射涂层情况下石英灯加热器加热试件时的温度分布特性。结果表明:在同样的热源温度下,隔热层加装反射涂层的试件表面温度比无反射涂层隔热层的高18%;由于边界效应的弱化,大尺寸试验件的表面不均匀度>14%,而小尺寸试验件的表面不均匀度<1%;使用小尺寸试验件且隔热层有反射涂层时,在150 s、试验件温度达到1500°C时需要的加热热流密度达1122 kW/m^(2)。以上研究结果可为高温环境模拟试验台的设计提供参考。
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洪元;
刘亮堂;
杨立明;
祝成民
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摘要:
气动加热是高速飞行器热防护设计需要考虑的重要因素,已有的研究表明气动热与物体传热耦合计算是研究气动热对飞行器影响的最好方法。但是,这种方法的计算量大、周期长,不适合气动热防护的工程设计。首先利用气动热计算得到恢复焓和换热系数。其次提出了适用于工程设计的气动热与壳体导热的松耦合计算,提高了计算效率。最后使用经过飞行试验验证的数据对该方法进行了验证,证明了其正确性。
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张赋;
史增民;
张杨;
王欣;
甄华萍;
李旭东
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摘要:
为完善再入飞行器中的气动热预示方法,提升热防护系统设计精度,文章针对其中典型的大钝头外形进行流动机理探讨,分析了其驻点滞止流动和肩部亚声速区快速膨胀流动之间的相互干扰规律。基于此,通过对大钝头几何参数的无量纲处理,对驻点区域的边界层外缘速度梯度进行修正,进而对驻点热环境工程计算方法进行修正,随后采用修正牛顿理论和等熵膨胀假设获得了大钝头边界层外缘参数分布,并对基于边界层积分的非驻点热环境计算方法进行改进,用于计算大钝头驻点至肩部热环境分布,最终建立了相应的气动热工程计算方法,解释了肩部高热环境的形成机理。通过相关试验的开展和数据分析,对新方法进行验证,并基于气动热开展大钝头外形优化设计工作。
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石卫波;
孙海浩;
于哲峰;
石安华;
石义雷
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摘要:
第二代"猎鹰"高超声速技术飞行器(Falcon Hypersonic Technology Vehicle 2,HTV-2)长时间在大气层中飞行时,气动热是导致本体光辐射特性的主要原因。气动热预测和复杂结构传热温度求解是本体光辐射特性研究的关键。基于类HTV-2高超声速滑翔飞行器的结构以及飞行弹道特点,建立了适用于高超声速滑翔飞行器的气动热、三维有限元传热和本体光辐射耦合计算方法。在算法验证的基础上,通过计算获得了类HTV-2高超声速滑翔飞行器沿假定弹道飞行的本体光辐射特性。结果表明,红外探测器从地面70°方向观测的辐射强度大于从天上-70°方向观测的辐射强度;中波3~5μm光辐射强度明显大于长波8~12μm和短波0.4~0.7μm,因此选择3~5μm波段更有利于对类HTV-2高超声速滑翔飞行器进行探测。
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董昊;
张旭东;
刘是成;
程克明;
赵炜
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摘要:
作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。
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欧东斌;
曾徽;
张智;
杨国铭;
文鹏
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摘要:
文章简述典型火星进入器所面临的气动热环境,阐明在火星大气CO_(2)介质下进行试验的重大需求以及建立火星热环境模拟及热防护试验方法的必要性;并对国内外进行的相关火星进入器热防护工程性和研究性试验进行综述,指出研究空气和CO_(2)介质下的电弧加热器运行特性将对火星热防护试验提供必要的支撑,CO_(2)介质下防热材料催化特性研究和先进测试技术(如TALIF、OES、HSC等)是未来发展的方向。
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王强;
徐涛;
姚永涛
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摘要:
基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布.高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深的提高,缝隙局部流速迅速降低,对流换热效应减弱;高超声速无限长圆管绕流中,边界层外部区域气动参数随时间变化不大,边界层内存在较大的温度梯度,壁面温度随时间升高.三个算例的仿真结果均与试验测量值进行了对比,验证了所开发的求解器的计算能力.
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王文瑞;
叶伟;
王帅;
温晓东
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摘要:
为探究热防护材料在高超声速环境下的服役行为,采用风洞试验和数值模拟方法研究了D6AC钢结构在多物理场耦合作用下的失效问题.基于高超声速气动力学、结构力学基本理论,建立高超声速D6AC钢结构的多物理场耦合理论模型,利用Navier-Stokes方程模拟得到其在不同飞行环境下的气动加热和结构响应,并对数值模拟的结果进行风洞试验验证.结果表明,风洞试验结果与数值模拟结果相吻合.气动热是导致D6AC钢结构破坏的主要因素,在三组来流条件下钢结构均发生了烧蚀现象,结构烧蚀开始时间取决于来流总温的大小.
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张智超;
高太元;
张磊;
拓双芬
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摘要:
为快速获取高超声速飞行器表面热流数据并缩短飞行器气动热设计周期,提出了一种基于径向基神经网络的气动热快速预测代理模型方法.首先,在飞行器表面每一个离散化的网格节点单独构造一种正则化的径向基神经网络.随后,通过训练集对所有网络同时进行训练,获得各自网络的连接权值.最后,所有网格节点的神经网络协同预测飞行器表面不同位置的热流.对NASA火星实验室的椭圆钝化高超声速飞行器的应用表明,所提出的代理模型方法在模型训练完成后能够快速进行飞行器表面热流预测,并且模型具有良好的泛化能力,在驻点及迎风大面积区域热流预测结果与数值模拟的偏差在10%以内.
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喻成璋;
刘卫华
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摘要:
气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一.飞行器在高速飞行过程中,气动加热对其结构强度影响显著,严重时甚至可能导致结构损伤,因此,为保障飞行器飞行安全,必须采取有效的热防护措施,而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础,它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义.本文从试验、工程计算与数值仿真三个方面系统地归纳、总结国内外学者在气动热预测方面的研究成果,并展望其未来的发展,以期为国内高超声速飞行器的研制工作提供有益参考与借鉴.
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Juhong Jia;
贾居红;
Debin Fu;
傅德彬;
Di Wang;
王迪;
Jianying Xie;
谢剑英
- 《中国计算力学大会2016暨国际华人计算力学大会2016》
| 2016年
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摘要:
经典二阶k-ε模型处理近壁面和逆压梯度流动的能力略有不足,很少应用于气动热模拟.为探究修正后的Realizable k-ε(KE)模型在高超声速气动热模拟中的表现,采用求解雷诺平均N-S方程(RANS)的方法,模拟圆柱绕流、钝双锥和双椭球表面热流分布,方程由修正的KE湍流模型封闭.以文献数据为参照,并与使用广泛的SA、SST模型对比看出:修正后的KE模型模拟的圆柱绕流驻点热流密度更为准确,模拟双锥体膨胀流壁面热流分布接近试验结果,误差小于前两者;双椭球模拟中,KE模型模拟的激波/边界层干扰流再附点热流峰值稍低于实验值和SST模拟结果,但模拟的分离区范围最接近文献结果,总体好于其他模型模拟结果.相对而言,修正KE模型模拟壁面压强分布与文献及其他两种模型模拟结果吻合良好,模拟的壁面附近流场温度梯度分布更为准确.
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刘佳伟;
杨春晓;
刘冰
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》
| 2016年
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摘要:
高超声速飞行器一般是指飞行速度能够达到5马赫以上的飞行器.飞行器在大气层做高速飞行时将会和空气发生强烈的相互作用,产生大量的气动热和很高的动压,各个场之间强烈耦合,传统的解耦计算可能会导致计算结果误差较大,因此需要进行多场耦合的计算方法来准确反映飞行器的实际受载状态.分析了各物理场之间的耦合关系,得到了考虑流场温度场及结构场之间耦合的数值计算方法,对比简单的平板结构的单向和双向耦合计算仿真结果进行对比分析,结果表明双向耦合计算得出的最高温度更高,板的变形也更加明显.
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霍霖;
杨涛;
程兴华;
韩小军
- 《中国航空学会火箭发动机专业委员会2012年火箭推进技术学术年会》
| 2012年
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摘要:
针对高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了基于几何流线法的高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法.首先采用面元法结合修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,然后利用几何流线法计算飞行器表面经过目标点的流线轨迹,最后采用高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面上目标点的热流密度.仿真分析表明:该方法具有较好的精度,能够满足高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求.
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Zhang Zijian;
张子健;
Liu Yunfeng;
刘云峰;
Jiang Zonglin;
姜宗林
- 《第十七届全国激波与激波管学术会议》
| 2016年
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摘要:
高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.
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Zhang Zijian;
张子健;
Liu Yunfeng;
刘云峰;
Jiang Zonglin;
姜宗林
- 《第十七届全国激波与激波管学术会议》
| 2016年
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摘要:
高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.
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Zhang Zijian;
张子健;
Liu Yunfeng;
刘云峰;
Jiang Zonglin;
姜宗林
- 《第十七届全国激波与激波管学术会议》
| 2016年
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摘要:
高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.
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Zhang Zijian;
张子健;
Liu Yunfeng;
刘云峰;
Jiang Zonglin;
姜宗林
- 《第十七届全国激波与激波管学术会议》
| 2016年
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摘要:
高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.