贺旭照
- 作品数：67 被引量：214H指数：10
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划中国博士后科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学电子电信文化科学更多>>
- 基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估被引量：14
- 2010年
- 介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。
- 贺旭照乐嘉陵宋文燕赵志
- 关键词：喷管进气道气动特性性能分析
- 一种新的壁面距离计算方法——循环盒子法被引量：5
- 2008年
- 很多湍流模型都需要内点到壁面的距离,当网格量特别大时,计算壁面距离不仅计算量很大,而且费时.通过对当前壁面距离计算方法的分析,提出一种新的计算方法——循环盒子方法.循环盒子法计算效率高,通用性和健壮性较好,可以得到和直接法相同的结果.通过对7个二维和三维算例的计算表明,循环盒子法的计算时间比直接法缩小一个量级.而且,对于同一个问题,随着网格的加密,循环盒子法效率更高.
- 赵慧勇贺旭照乐嘉陵
- 关键词：湍流模型
- 密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析被引量：5
- 2021年
- 将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明:(1)密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。(2)曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。
- 卫锋丁国昊马志成贺旭照
- 关键词：乘波体流场数值模拟
- 高超声速飞行器后体尾喷焰数值模拟研究
- 通过CARDC独立研制的吸气式高超声速推进并行软件平台(简称AHL3d)，在考虑多组分化学非平衡的情况下，对某吸气式超燃冲压发动机后体尾喷焰流场进行了数值模拟。求解过程中采用k-w TNT 湍流模型，无粘通量采用AUSM...
- 秦思贺旭照曾学军周凯
- 关键词：超燃冲压发动机数值模拟
- 幂次律乘波器设计方法及应用
- 本文使用高超声速绕流的三维切楔理论,建立了幂次律乘波器设计方法,它是一种简便、解析并能考虑粘性摩擦阻力的参数设计技术.文中介绍了等楔角和变楔角两种幂次律乘波器外形的参数化生成方法,并利用切楔理论计算流场参数及参考温度法计...
- 许勇贺旭照乐嘉陵
- 关键词：高超声速绕流参数设计高超飞行器
- 文献传递
- 密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究被引量：8
- 2016年
- 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。
- 周正贺旭照卫锋乐嘉陵
- 关键词：乘波体进气道一体化风洞试验
- 乘波前体进气道的一体化设计方法及性能分析
- 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法，发展了密切内锥乘波前体进气道...
- 贺旭照乐嘉陵周正倪鸿礼
- 关键词：喷气式发动机性能评价数值模拟
- 利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能被引量：1
- 2017年
- 进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。
- 卫锋贺旭照杨大伟秦思
- 关键词：启动性能
- 一种低频宽带压电声学超材料布局结构及布局方法
- 本发明公开了一种低频宽带压电声学超材料布局结构及布局方法，涉及声学超材料设计技术领域，与已有的“矩形”和“十字形”布局相比，可以大幅增加带隙宽度，在不增加压电片敷设面积和附加质量的前提下，有效提升压电声学超材料振动与噪声...
- 陈圣兵贺旭照张浩宋玉宝武龙
- 文献传递
- 吸气式高超声速飞行器非均匀喷流特性数值模拟研究
- 吸气式高超声速飞行器发动机尾喷管入口流场是非均匀分布的,对尾喷管性能影响比较明显,而常规风洞喷流实验的尾喷管入口流场一般为经过内喷管膨胀后得到的均匀气流,并不能模拟尾喷管非均匀入流的情况。为了研究非均匀喷流入口对飞行器气...
- 秦思贺旭照曾学军周凯
- 关键词：高超声速喷流非均匀数值模拟
- 文献传递
