马明生
- 作品数：50 被引量：239H指数：9
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家重点基础研究发展计划国家自然科学基金中国人民解放军总装备部预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术动力工程及工程热物理更多>>
- 带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律
- 2019年
- 背负式进气口结合大S弯内管道的进气系统设计方案,由于其良好的隐身特性,在各类作战飞机上得到了广泛应用。利用自主开发的大规模并行流场解算器,对某带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律进行了一体化数值模拟研究。首先介绍了采用的数值模拟方法,通过大S弯进气道模型,验证了程序对进气道内分离流动预测的可靠性;在此基础上,对带鼓包背负式大S弯进气道在超声速来流情况下入口激波分布、进气道内部流动情况以及出口流场的气流品质进行了分析,对比分析了不同鼓包高度和唇缘后掠角对进气道性能的影响,结果显示:进气道内独特的S弯设计,会导致流动分离和二次流,造成总压损失;不同外部几何参数对进气道性能影响很大,在一定范围内,适当降低鼓包高度或减小唇缘后掠角,有利于进气道性能改善。
- 贾洪印周桂宇唐静吴晓军马明生
- 关键词：背负式鼓包总压恢复二次流
- к-ωSST两方程湍流模型参数辨识初步研究
- <正>Menter的k-ωSST两方程湍流模型在流体力学计算中有良好表现。利用均匀试验设计方法对k-ωSST模型中八个参数在小攻角亚声速、跨声速和大攻角3种典型的翼型绕流流场计算中的影响规律进行了分析。分析结果表明在附着...
- 钱炜祺周宇邓有奇马明生
- 关键词：参数辨识
- 文献传递
- 结构/非结构混合网格数值模拟栅格翼被引量：10
- 2009年
- 为了详细了解栅格翼内部的流动特性,设计满足飞行器性能要求的栅格翼,本文开展了多种不同单栅格外形的气动特性数值计算,对单个栅格的外形进行了初步选型研究;然后采用结构网格、结构与非结构混合网格求解NS方程,对带有两片栅格翼的导弹进行了数值模拟,结构网格计算结果与结构非结构混合网格计算结果一致,并与国外文献的计算结果和风洞试验结果进行了对比,三者的结果吻合较好。采用混合网格比结构网格的网格规模小许多,可以节省大量计算机内存和计算时间,是一种比较好的栅格翼数值模拟方法。
- 吴晓军马明生邓有奇马自华
- 关键词：栅格翼激波反射
- 一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法
- 本发明公开了一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，解决了现有火箭芯一级残骸落点分散，散布范围较大的问题。栅格翼为弧形结构并且其内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，栅格翼通过外框底部的支撑柱与折叠机构连接，...
- 贾洪印吴晓军徐明兴张培红周桂宇龚小权张耀冰和争春马明生周乃春邓有奇童福林陈江涛唐静
- 文献传递
- 一种高精度间断Galerkin人工粘性激波捕捉方法
- 本发明公开了一种基于流场通量阶跃的高精度间断Galerkin人工粘性激波捕捉方法，采用非结构网格对计算区域进行剖分，控制方程采用Euler方程，建立以基函数、测试函数、Gauss积分点为代表的DG高精度框架，同时在方程中...
- 赵辉马明生吴晓军张耀冰陈江涛刘伟张培红龚小权杨悦悦
- 文献传递
- 非圆截面细长体的气动特性研究
- 本文通过CFD计算、风洞测力、测压及流态观察试验和水洞试验研究了有棱形截面机身的气动特性,包括压力分布、背风侧旋涡、物面流线和侧向力以及大攻角分离流动的特点等.研究表明,所用的CFD数值模拟方法得到的压力分布与试验很吻合...
- 胡汉东周乃春马明生杨其德
- 关键词：机身气动特性数值模拟
- 文献传递
- CFD技术在大型运输机气动设计研究中的应用
- 大型运输机研制是一项庞大而复杂的系统工程,气动设计是其中的一项关键技术,作为风洞试验强有力的补充,CFD(Computational Fluid Dynamics)技术在大型运输机概念设计阶段对节约研制成本、缩短研制周期...
- 何开锋马明生刘刚黄勇
- 关键词：大型运输机计算流体力学气动设计风洞试验
- 文献传递
- 欧拉方程间断Galerkin有限元方法研究
- 一种基于体积坐标的Discontinuous Galerkin Methods(DGM)被应用于三维非结构的欧拉方程。基函数分别采用p=1、p=2阶的插值多项式。基于有限体积WENO重构思想构造出适合间断Galerkin...
- 龚小权邓有奇马明生
- 关键词：间断有限元法基函数限制器高阶精度欧拉方程绕流流场
- 文献传递
- 一个非常规前体机身的流动显示研究被引量：4
- 1999年
- 描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°，β＝０°～２０°，虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明，大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明，这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力。
- 杨其德马明生余涛胡汉东周乃春张家信
- 关键词：大攻角机身飞机
- 不同雷诺数下一种新型风机翼型的设计效果分析
- 针对近期提出的一种新型风机叶片的翼型设计方法。通过在翼型上表面后缘附近设计一个凹坑，形成了一种稳定的驻涡流动，利用该驻涡的影响，与传统的Gurney襟翼联合作用下，提高翼型的气动性能。通过将该方法在荷兰FFA-W3-30...
- 马明生叶坤叶正寅
- 关键词：风力机翼型设计气动性能雷诺数迎角
- 文献传递
