杨武兵
- 作品数：82 被引量：98H指数：6
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中央高校基本科研业务费专项资金更多>>
- 相关领域：理学航空宇航科学技术自动化与计算机技术动力工程及工程热物理更多>>
- 一种剪切层流动控制方法
- 一种剪切层流动控制方法，用于控制剪切层基频涡卷的演化形式；首先对剪切层流动进行线性稳定性分析，获得剪切层最不稳定波的波数，即基频扰动波的波数α<Sub>1</Sub>；然后根据所要产生的涡卷演化形式，确定基频扰动波与亚谐...
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- 钝头体高超声速飞行器飞行参数预测方法、系统及设备
- 本发明公开了一种钝头体高超声速飞行器飞行参数预测方法、系统及设备。该方法包括：在钝头体高超声速飞行器表面的多个飞行参数敏感位置分别布置压力测试点；建立基于随机森林的飞行参数预测模型；在钝头体高超声速飞行器的飞行包络内选取...
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- 文献传递
- 混合层群并作用的维象分析与数值模拟
- 在亚谐扰动作用下,混合层中基频涡卷存在对并、撕裂和多涡群并等现象。本文基于线性稳定性理论建立了这些现象的维象分析模型,分析给出了各现象中亚谐扰动相差所需满足的数学条件,并预测了这些条件下的演化过程。数值计算结果验证了该维...
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- 关键词：唯象分析数值模拟
- 文献传递
- 两相圆湍射流喷口小突片对强化射流混合作用影响的流动显示
- 通过流动显示研究了Re=2350,粒子平均直径分别为150μm和350μm的两相圆湍射流中喷口加装小突片对射流混合的作用.探讨了不同粒径颗粒的存在对喷口小突片的射流混合作用的影响.通过PDA测量验证了流动显示结果.表明在...
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- 关键词：两相湍流小突片射流
- 文献传递
- 激波诱燃冲压发动机燃烧室设计方法
- 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机燃烧室设计方法，方法包括如下步骤：根据燃烧室入口来流参数获取斜激波的激波角β<Sub>OSW</Sub>‑斜劈角度θ曲线、斜爆震波的爆震波角β<Sub>ODW</Sub>‑斜劈角度θ曲线...
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- 可压缩边界层与混合层失稳结构的研究进展及其工程应用被引量：8
- 2012年
- 本文回顾了可压缩边界层与混合层中失稳结构及其应用的研究进展.这些工作包括人们对高超声速平板边界层失稳特性、高超声速圆锥边界层转捩攻角效应的产生机制和可压缩混合层失稳特性的研究认识,以及这些相关认识的3个应用方向.这些相关工作丰富了人们对高速流动转捩和湍流拟序结构的认识.
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- 关键词：可压缩边界层可压缩混合层
- 高超声速边界层转捩研究现状与趋势被引量：32
- 2018年
- 在过去15年间,随着高超声速技术快速发展,边界层转捩也得到了更加广泛和深入的研究。人们对流向行波失稳、横流失稳、G9rtler涡失稳等转捩机理取得了较深刻认识,发展了可供工程设计的转捩判据、eN方法和转捩模型等转捩预测方法,建设了高超声速静风洞,并努力改善大口径常规风洞的流场品质,显著提升了地面风洞的转捩模拟能力和测试能力。未来,边界层转捩研究仍将紧跟高超声速飞行器发展趋势,在模型上更加关注椭锥和裙锥等外形;在机理上用PSE和DNS研究Mack模态与横流模态、G9rtler涡模态、流动分离的共同作用;在预测方法上发展基于PSE的eN方法、专用的转捩判据和更物理的转捩模型;在试验能力上进一步提高静风洞来流雷诺数和喷管口径,降低常规风洞背景噪声,发展点-面结合的转捩测试技术和时空高分辨率的流动显示技术。
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- 关键词：高超声速边界层转捩转捩预测风洞试验
- 湍流非预混燃烧简化的PDF模型的大涡模拟研究
- 杨武兵
- 关键词：燃烧湍流流动数学模型大涡模拟
- 一种飞行条件下的转捩雷诺数获取方法
- 本发明涉及一种飞行条件下转捩雷诺数获取方法，首先在地面风洞开展满足试验相似准则的缩比模型试验，获取地面模拟条件下的转捩雷诺数；其次开展天地差异分析，运用基于流动稳定性理论给出不同壁温下转捩雷诺数随放大因子N的变化数据；获...
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- 一种变比热气体的不同介质多组份流场界面条件构建方法
- 本发明提出的一种变比热气体的不同介质多组份流场界面条件构建方法，通过对传统的多介质黎曼问题求解方法进行改进，使之能够反应温度变化对热力学参数的影响。其设计原理为：将内能间断关系、密度以及密度对压力的导数表征成温度的函数；...
- 许亮覃建秀杨武兵
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