苗文博
- 作品数：63 被引量：91H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国人民解放军总装备部预研基金国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学文化科学电气工程更多>>
- 火星大气模型参数对火星科学实验室气动力特性的影响
- 火星大气与地球大气截然不同，造成的飞行器气动特性变化将影响布局、弹道设计和大气重构等。针对火星进入器MSL(火星科学实验室)在EDL(进入-下降-着陆)过程中的高超声速进入段，利用三维并行程序求解流体动力学Navier-...
- 吕俊明苗文博程晓丽王强
- 关键词：火星大气火星科学实验室气动特性
- 火星进入器表面流动转捩位置预测方法
- 本发明公开了一种火星进入器表面流动转捩位置预测方法，包括：基于火星大气模型采用热化学非平衡模型进行计算流体力学模拟，获得火星进入器的绕流场数据；以火星进入器的型线作为基准生成转捩预测网格，并将绕流场数据插值到转捩预测网格...
- 陈智苗文博李齐程晓丽
- 文献传递
- 热化学非平衡流动壁面滑移效应研究
- <正>新型高超声速飞行器在过渡流区域长时间飞行,低密度引起的壁面滑移效应对飞行器气动热环境产生重要影响。对高超声速飞行器在高马赫数飞行条件下的壁面滑移效应进行了研究,针对高温非平衡现象,建立了考虑壁面滑移边界、壁面催化边...
- 苗文博吕俊明黄飞程晓丽
- 文献传递
- 基于对等模式的DSMC并行策略
- 基于MPI 的并行环境，提出了一种非结构网格下动态负载平衡DSMC 仿真模拟的并行策略，对比分析了主从模式及对等模式两种程序设计模式下的并行效率，探讨了对等模式下非结构网格DSMC 并行程序实现的关键技术及实施途径，设计...
- 黄飞苗文博程晓丽沈清
- 关键词：对等模式非结构网格动态负载平衡
- 非平衡高温气体混合物黏性系数计算方法及电子设备
- 本发明公开了一种非平衡高温气体混合物黏性系数计算方法及电子设备，包括：采用Gupta拟合公式计算混合物中各组元的黏性系数；判断组元是否为带电粒子，若是，则根据当地自由电子分压修正组元的黏性系数，并将修正结果作为组元的当量...
- 周靖云苗文博吕俊明程晓丽
- 火星进入器表面流动转捩位置预测方法
- 本发明公开了一种火星进入器表面流动转捩位置预测方法，包括：基于火星大气模型采用热化学非平衡模型进行计算流体力学模拟，获得火星进入器的绕流场数据；以火星进入器的型线作为基准生成转捩预测网格，并将绕流场数据插值到转捩预测网格...
- 陈智苗文博李奇程晓丽
- 文献传递
- 关于高超声速飞行器新热障的认知与探讨被引量：1
- 2023年
- 未来高超声速飞行器向更远的航程、更快的速度等航空航天技术融合的方向发展,不断突破飞行速度边界、巡弋空间边界。飞行速度不断提高,热载荷越来越严酷,同时防热结构多功能一体化设计的需求以及结构质量强约束等新的特点对热防护提出了全新的要求和挑战。针对这些全新的挑战,热防护呈现出新的特点和需求,防热需求发生重大变化,已有技术和现有设计手段存在明显不足,对相关科学问题的认知存在明显缺失,亟待探索新的技术途径。基于此,提出新热障的概念,分析了长时间加热、非烧蚀热防护、精细化热环境分析等方面的研究现状,指出了新热障问题的具体内涵和重要发展方向,回顾了热防护技术正在探索的新方向和新方法,包括低烧蚀/非烧蚀技术、系统基因组材料设计方法、疏导式创新热防护技术等,认为解决新热障是一个突破现有热防护技术极限的科学技术问题,需要通过多途径联合、多方法综合、多学科交叉突破这一高超声速飞行器热防护瓶颈问题,从精细化热环境预示与热环境控制、多尺度热防护材料性能预示、全新的防隔热材料设计途径、创新的热结构等方面入手,探索飞行器新热障问题的创新解决方案,并对相关技术研究进展进行了总结。
- 艾邦成陈思员陈智苗文博罗晓光邓代英韩海涛俞继军
- 关键词：高超声速飞行器气动热热防护
- 壁面催化条件对热环境预测的影响被引量：3
- 2009年
- 基于高超声速飞行器热流精确预测的需要,文章采用数值模拟的方法研究了高超声速热化学非平衡流动中壁面催化条件对热环境的影响。针对RAM-CII气动外形,使用AUSM+-up格式耦合LU-SGS方法求解带化学反应源项的多组分NS方程。得到如下结论:有限催化壁结果介于完全催化壁以及非催化壁之间;壁面催化特性的差异主要体现在热流的组分扩散项部分,因此可以通过评估完全催化壁时组分扩散项所占比率大小来预测壁面热流准确值。
- 苗文博程晓丽艾邦成
- 关键词：热化学非平衡气动加热
- 高温非平衡流地面试验及数值模拟
- 2023年
- 基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对典型高超声速飞行环境,建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术,并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证,试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明:(1)风洞来流参数经过数值计算对比验证,其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。(2)对典型半圆球模型进行了流场数值模拟,并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型(热化学非平衡模型-2T)计算与试验吻合良好;非催化壁面条件下,总温为2700 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%;总温为4050 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。(3)计算结果获得的试验纹影(圆球脱体激波距离)与吻合良好;非催化壁面条件下,2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为-1.9%~0.86%。
- 李俊红苗文博苗文博程晓丽
- 关键词：激波风洞数值模拟
- 火星进入器激波层高温气体效应对气动力特性的影响
- 针对火星进入器高超声速飞行的进入阶段,建立适用于火星大气的热力学和化学反应动力学模型,利用三维并行程序求解流体动力学Navier-Stokes方程,分析激波层高温气体效应对进入器气动特性的影响.
- 吕俊明苗文博黄飞程晓丽
