周正
- 作品数：21 被引量：74H指数：5
- 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陕西省自然科学基金更多>>
- 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
- 载荷辨识方法用于脉冲风洞模型阻力测量研究被引量：4
- 2015年
- 对载荷辨识方法用于脉冲燃烧风洞模型阻力测量的可行性进行了研究。设计了钝头锥模型阻力测量试验系统,通过突然卸载的方式对系统进行了动态标定,辨识得到了系统结构动力学参数,建立了系统动力学模型。基于脉冲风洞的工作特性,采用斜坡阶跃函数与傅里叶级数之和描述模型的载荷历程,将载荷辨识问题转化为函数参数辨识问题,采取先辨识斜坡阶跃函数参数再用最小二乘方法求傅里叶级数系数的求解策略。通过使理论计算输出在低频段逼近实测输出来确定傅里叶级数的项数。首先通过数值仿真检验了方法的有效性,然后在脉冲燃烧风洞进行了两车试验,基于天平输出对模型阻力进行了辨识,结果与CFD预测值吻合良好。
- 王锋任虎周正贺伟
- 关键词：脉冲风洞
- 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
- X-51A飞行器模型的建立及性能初步研究
- 分析总结了大量资料数据,建立了一套可行的外形反设计重构方法,实现了X-51A飞行器外形的反向建模和外形确认。研究表明,反向建模获得的X-51A数模具有很高的模拟精度:数值计算分析表明,该模型的整机与进气道均在攻角4°左右...
- 周正贺旭照吴颖川
- 关键词：反设计进气道
- 文献传递
- 激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究被引量：1
- 2022年
- 为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1 022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。
- 赵荣娟刘施然周正吴里银吕治国
- 关键词：超燃冲压发动机推力测量激波风洞
- 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
- 密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究被引量：8
- 2014年
- 介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。
- 贺旭照周正毛鹏飞乐嘉陵
- 关键词：乘波体进气道流线追踪
- 几何约束下的新型乘波前体进气道一体化设计和实验研究
- 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,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、...
- 贺旭照周正卫锋秦思乐嘉陵
- 关键词：超燃冲压发动机
- 文献传递
- 吸气式涡轮冲压发动机性能模拟及验证
- 2013年
- 为验证吸气式涡轮冲压发动机(ATR)模型的精度,参考国外公开的试验数据,对现有ATR模型进行了修正.使用修正后的模型模拟了ATR节流性能和过渡态性能.计算结果和试验数据对比表明:高换算转速条件下的计算结果与试验结果相对误差在1%以内;低换算转速条件下,由于燃气发生器燃气性质和燃烧室出口燃气性质不准确,相对误差有所增加,但未超过5%.全换算转速范围内各参数变化趋势相同.对比结果表明该ATR模型可以很好地模拟ATR慢车以上工况的性能,同时证明了现有ATR模型的可靠性和合理性.
- 李成周正屠秋野蔡元虎
- 关键词：性能模拟试验验证
- 密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析被引量：2
- 2018年
- 将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。
- 卫锋贺旭照秦思周正
- 关键词：弯曲激波乘波体数值模拟
