耿云飞
- 作品数：15 被引量：66H指数：6
- 供职机构：中国空间技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划国家中长期科技发展规划重大专项更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术理学更多>>
- 火星稀薄大气参数对进入器气动特性的影响被引量：12
- 2015年
- 针对火星稀薄大气环境的不确定性对进入器气动特性的影响问题,先以海盗号火星进入器的飞行试验数据对发展的三维并行直接模拟蒙特卡罗(DSMC)仿真软件进行了算例校验,再以火星科学实验室外形为例,计算气体组分、密度、温度及速度等来流参数的不确定性对进入器气动特性的影响偏差,定性定量给出火星高空稀薄环境下大气不确定性所带来的气动力特性规律。研究结果表明,通过与海盗号飞行实验数据的对比校验了所建立方法的正确性与可靠性;CO2大气环境对进入器气动特性的影响较大,利用空气稀薄环境中的计算及实验结果亦需进行CO2效应修正,这一点与连续流区的结论一致;来流密度及速度的不确定性对气动力、力矩特性均有影响,而来流温度影响的最大偏差小于0.5%;纵向压心对来流密度、温度及速度的扰动均不敏感。
- 黄飞吕俊明程晓丽耿云飞
- 关键词：火星大气参数不确定性气动特性
- 联合激波针-逆向喷流方法的新概念研究被引量：11
- 2010年
- 提出一种可用于高超声速减阻和降热的联合激波针-逆向喷流方法,采用数值模拟对该方法在高超声速二维以及轴对称球柱外形上应用进行了概念验证。结果表明联合激波针-逆向喷流方法能有效降低外形的阻力以及头部热流,在同等来流及喷流条件下,其减阻和降热的效率均优于单独逆向喷流的结果。该方法应用于轴对称外形时,流动在钝体肩部再附点附近产生激波干扰而导致壁面出现热斑,通过增大喷管直径的方法来增大喷流量可降低激波在肩部再附区的干扰效应,达到消除热斑、降低局部高热流的目的。
- 耿云飞阎超
- 关键词：高超声速热流数值模拟喷流
- 一种无烧蚀自适应减阻防热新方法研究
- 对一种无烧蚀自适应的高超声速减阻防热新方法--可伸缩自适应喷流-激波针方法进行了研究。通过数值模拟的方法，对不同L／D参数的TSAJS外形在不同攻角和来流马赫数状态下的流场结构、壁面压力和热流分布以及阻力系数等进行了对比...
- 耿云飞阎超赵会光
- 关键词：高超声速飞行器防热系统
- 高超声速飞行器气动防热新概念研究被引量：6
- 2010年
- 传统乘波构型的高超声速飞行器尖锐的前缘存在严重的气动加热问题,而简单的前缘钝化气动防热方法由于造成很大的升阻比损失,难以发挥实质性作用.引入"人工钝前缘(ABLE)"概念,拟以一种新的思路解决这一矛盾.通过定义ABLE构型的外形参数,并采用CFD数值计算方法研究了各参数对气动力和气动热特性的影响规律,在流场分析的基础上进行了外形优化,最终得到令人满意的新型高超声速飞行器头部外形,总结了运用ABLE概念进行气动防热的相关设计原则和规律.
- 潘静阎超耿云飞吴洁
- 关键词：高超声速气动热升阻比热流密度
- “×”布局导弹跨音速俯仰力矩非线性解决方法
- 针对正常式“×”布局导弹在跨音速大攻角时出现俯仰力矩曲线非线性的现象，运用计算流体力学(CFD)方法对某正常式“×”布局导弹进行了计算，指出跨音速时导弹的压力中心随攻角增大迅速前移是导致该现象的主要原因;在导弹整体布局不...
- 耿云飞范晶晶袁武阎超
- 关键词：俯仰力矩计算流体力学
- 文献传递
- 联合激波针／逆向喷流技术减阻和降低热流的计算研究
- 提出了联合激波针/逆向喷流的概念，采用数值模拟方法对该概念在二维以及轴对称球柱外形上的应用进行了概念验证。结果表明联合激波针/逆向喷流技术能有效降低外形的阻力以及部热流值，在同等喷流条件下，其减阻和降热的效率均优于单独使...
- 耿云飞阎超
- 关键词：高超声速飞行器逆向喷流热流计算
- 文献传递
- 一种无烧蚀自适应的减阻防热新方法研究(英文)被引量：5
- 2012年
- 为了解决传统激波针方法在高超声速实际应用中存在的问题,结合逆向喷流方法以及激波针方法,提出了一种无烧蚀自适应的高超声速减阻防热新方法--可伸缩姿态自调整喷流-激波针方法(TSAJS)。通过数值模拟的方法,针对不同L/D参数的TSAJS外形,对不同攻角、来流马赫数以及喷流马赫数状态下的流场结构、壁面压力和热流分布以及阻力系数等进行了对比研究。结果表明,TSAJS方法在有攻角状态仍然能够有效降低外形的阻力以及壁面热流,L/D为1的TSAJS外形可使壁面热流峰值及阻力系数均降低65%左右。在喷流作用下,TSAJS方法还可避免激波杆头部直接暴露于来流而产生严重的气动加热,从而不需要再特别考虑激波针的防热问题。
- 耿云飞于剑孔维萱
- 关键词：高超声速减阻热流喷流
- 乘波飞行器一体化构型设计被引量：8
- 2012年
- 为提高高超声速飞行器设计的水平,提出一种结合优化设计和灵敏度分析的新设计策略,并将其应用于高超声速乘波飞行器的二维一体化构型的设计。结合实验设计方法、响应面技术和遗传算法构建了一套改进的优化方法,结合设计参数取值域、正交设计和方差分析发展了一种灵敏度分析方法。在优化设计过程中,通过参数化建模、网格自动生成和CFD求解,应用改进的优化方法对飞行器进行了多点多目标设计,得到了Pareto最优前沿面和优化推荐构型。针对推荐构型,应用灵敏度分析方法进行了非设计状态的性能分析,并基于灵敏度分析结果对推荐构型进行了修形设计。
- 甘文彪阎超耿云飞涂建秋曾鹏
- 关键词：乘波飞行器CFD
- 高超声速自适应激波针数值研究被引量：6
- 2011年
- 针对传统的与钝体轴线共线安装的固定式激波针方法在有攻角状态所存在的问题,在前人工作基础上得到一种新型高超声速飞行器减阻/降热方法——自适应激波针方法.将该方法应用于三维高超声速轴对称钝锥外形以及扁平楔外形,并采用数值模拟的方法对其进行了概念验证.在0°～12°攻角范围内,对不同L/D参数的激波针外形流场以及前缘壁面的压力、热流分布等进行了对比分析.结果表明,这种新型自适应激波针方法在攻角从0°～12°,均可有效降低高超声速飞行器头部壁面的压力和热流,有效解决了传统激波针方法在较大攻角状态下失效的问题.
- 耿云飞阎超
- 关键词：高超声速减阻热流数值模拟
- 高超声速前缘空腔数值模拟研究被引量：5
- 2011年
- 介绍了一种"前缘空腔"高超声速被动流动控制方法并将其应用于轴对称钝锥外形,采用高分辨率的CFD数值模拟方法对不同参数的前缘空腔外形进行了对比研究,阐述了高超声速前缘空腔降低前缘壁面热流的机理,总结了不同空腔参数对空腔外形气动力、热的影响规律。结果表明,合理设计空腔参数可以使空腔外形的前缘壁面热流有较大程度的降低,并且不影响外形的升阻比等气动特性。
- 耿云飞阎超
- 关键词：高超声速数值模拟气动热
