乐嘉陵
- 作品数：262 被引量：830H指数：14
- 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自动化与计算机技术动力工程及工程热物理更多>>
- 基于Rao方法的二维单壁膨胀喷管优化设计被引量：5
- 2009年
- 针对高超声速飞行器后体尾喷管的优化设计问题,发展了与多目标优化程序NSGA-Ⅱ相结合的自动优化流程。利用Rao喷管的近似方法建立喷管优化模型,采用区域推进求解PNS方程的流场解算器和网格自动化生成技术获得尾喷管的性能;引入目标约束设计和自适交叉技术,自动加速目标空间的搜索,大幅度提高了多目标优化设计效率;获得了给定来流和喷流条件下的一种具有良好性能的二维后体尾喷管设计方案。
- 周正倪鸿礼贺旭照乐嘉陵
- 关键词：高超声速飞行器航空发动机喷管最优设计
- 热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究
- 2023年
- 为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。
- 韩亦宇余安远余安远丁智坚赵亮乐嘉陵
- 关键词：热化学非平衡斜激波数值模拟
- 旋转爆震反压的非定常数值模拟方法
- 本发明提出了一种旋转爆震反压的非定常数值模拟方法，根据旋转爆震波在燃烧室内高速旋转的特点，用高速旋转的斜劈产生沿圆周方向高频旋转的斜激波。由于斜激波的增压特性，在燃烧室中形成类似于旋转爆震波的高速旋转的压力脉动，从而实现...
- 王超蔡建华郑榆山刘彧肖保国邢建文白菡尘郑忠华乐嘉陵晏至辉
- 文献传递
- 一体化曲外锥乘波前体进气道设计和性能分析
- 本文介绍了一种新型曲外锥乘波前体进气道的一体化设计方法。该方法基于外压-内压匹配的轴对称基准流场,采用密切曲外锥和一体化流线追踪设计技术,一体化设计三维高超声速前体进气道内外压缩型面。对设计的原型前体进气道在设计状态,进...
- 贺旭照乐嘉陵秦思
- 关键词：乘波体进气道流线追踪
- 文献传递
- 直连式脉冲燃烧风洞起动过程研究被引量：5
- 2009年
- 直连式脉冲燃烧风洞的起动过程是一个非常复杂的瞬态过程,采用光电测量系统和数值方法对其进行探索性研究。试验中,光电探测系统在非常短的传输距离上测出了高速起动激波的速度。通过与试验结果对比,验证了所采用的数值方法的可行性。研究表明:起动激波往下游的运动过程具有一定的规律性;由于内型面的变化导致起动激波速度在起动过程中发生变化。
- 张小庆杨富荣鲍伟义乐嘉陵
- 关键词：脉冲风洞起动过程光电倍增管非定常
- 吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计被引量：10
- 2009年
- 三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。
- 贺旭照倪鸿礼周正乐嘉陵宋文艳
- 关键词：高超声速飞行器多目标优化
- 采用CARS试验技术与UFPV数值方法研究航空发动机燃烧室（英文）
- 2017年
- 在自主开发的软件平台上,采用基于URANS的方法计算航空发动机燃烧室的三维两相燃烧流动,考虑了液态燃油从液膜-液滴-燃气-燃烧的完整物理化学过程。其中,颗粒相采用LISA一次破碎模型,KH-RT二次破碎模型和标准的蒸发模型,湍流燃烧模型采用可以考虑非稳态燃烧特性的非稳态火焰面/反应进度变量方法,得到了航空发动机燃烧室中温度、组分浓度和燃油液滴的颗粒直径分布规律。同时,采用CARS光学手段测量燃烧室主燃区的温度分布,并将数值计算结果与光学试验测量值进行比较,数值计算结果和试验值吻合较好,数值计算误差小于7.3%。说明了本文的数值计算方法和UFPV方法在计算航空发动机燃烧室的两相燃烧流动时具有较高的精度。
- 熊模友乐嘉陵黄渊宋文艳杨顺华郑忠华
- 关键词：航空发动机燃烧室两相燃烧
- 超燃冲压发动机燃烧室流场超分辨率重建
- 2024年
- 超声速燃烧室受限空间内复杂流场波系结构的获取受到光学测量装置精度的制约。为提升流场时空分辨率特征,本文应用中国空气动力研究与发展中心地面脉冲燃烧风洞获取的试验数据,在发动机入口马赫数2.5的条件下,构建了6种不同当量比下基于压力数据重构的燃烧室流场低分辨率图像数据集,研究了三种提高图像分辨率的方法来提升超燃冲压发动机燃烧室流场重构图像的分辨率。结果表明,本文所提出的流场超分辨率稠密网络(Flow-field Super-Resolution Dense Network,FSRDN)、流场超分辨率生成对抗网络(Flow-field Super-Resolution Generative Adversarial Network,FSRGAN)、传统的双三次插值法(Bicubic interpolation,Bicubic)对流场图像分辨率都提高了4^(2)倍。FSRDN网络所得流场图像结果的峰值信噪比(Peak Signal-to-Noise Ratio,PSNR)、相关性系数(Correlation coefficient,CORR)、感知指数(Perceptual Index,PI)指标均优于双三次插值法,但实际图像存在过于平滑的现象。FSRGAN网络所得流场结果消除了图像平滑现象,使流场图像的细节更加丰富,大幅度优化了PI指标,对燃烧室内的剪切层、斜激波、分离激波等主要波系结构的清晰度有了极大的增强作用。
- 陈皓郭明明田野乐嘉陵田野岳茂雄
- 关键词：超燃冲压发动机燃烧室双三次插值超分辨率
- 双旋流燃烧室两相喷雾试验和数值研究（英文）
- 2017年
- 采用粒子场脉冲激光全息技术对航空发动机燃烧室中的雾化场进行了测量,得到了燃烧室中燃油液滴直径的空间分布,从而对燃烧室中的雾化过程进行了研究。自主开发完成了适用于航空发动机燃烧室的三维两相数值计算平台,建立了首次雾化模型和二次雾化模型。基于LISA模型和KH-RT模型,对燃烧室中的首次雾化过程和二次雾化过程进行了数值模拟,得到了燃烧室中液雾的空间分布。通过将计算结果与试验结果进行对比,显示开发完成的雾化模型能很好的模拟高温高压,强旋流条件下航空发动机燃烧室的整个喷雾雾化过程。
- 刘日超乐嘉陵陈柳君杨顺华宋文艳
- 关键词：航空发动机燃烧室
- 双马赫反射的数值模拟与光学干涉定量测量的比较(M_s=4.62)被引量：1
- 1993年
- 本文用欧拉方程计算了楔形角为40°,M_s=4.62双马赫反射的流场,计算采用了矢通量分裂和 TVD 两种格式,并考虑了γ=1.4和高温平衡气体两种情况。流场的密度场测量采用双曝光全息、M-Z、差分三种干涉技术。壁面密度分布的计算与测量结果比较表明:三种干涉方法测量结果差别不大,都处在γ=1.4和平衡气体的计算结果范围内。
- 乐嘉陵曹文详叶希超吴兴源孙启明丁惠芳
- 关键词：激波激波反射
