曹德一
- 作品数：4 被引量：19H指数：3
- 供职机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院更多>>
- 发文基金：航天科技创新基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 高超声速飞行器尾喷管的优化设计被引量：10
- 2007年
- 以喷管上壁折转角、下壁长度、舵面长度及其折转角为设计变量,结合遗传算法和特征线法对高超声速飞行器尾喷管进行了优化设计,并对设计变量进行了参数研究.结果表明,所采用的优化设计方法计算效率高且比较准确,特别适合于高超声速飞行器尾喷管的优化设计;所采用的4个设计参数均能有效地影响尾喷管的气动性能,其中喷管上壁折转角和舵面折转角分别对喷管的升力和推力的影响相对明显,对其进行均衡选择方能得到最优的结果.
- 曹德一李椿萱
- 关键词：发动机喷管最优设计遗传算法
- 乘波构型飞行器磁流体进气道一体化概念设计被引量：5
- 2008年
- 采用准一维的磁流体方程组对设计状态下内磁流体发生器进行参数设计,利用斜激波理论设计磁流体进气道一体化的外形.以该外形为基点,对安装五对电极的内磁流体发生器采用五方程模型进行三维数值模拟,并通过调节其磁作用数以满足准一维假设下设计的进气道外形.研究表明,磁流体进气道最小出口流动均匀参数可以作为判别内发生器最优磁作用数的准则,在该磁作用数下内磁流体发生器可以有效地提高进气道的性能.
- 吕浩宇李椿萱曹德一
- 乘波飞行器气动力、热特性的数值模拟研究被引量：4
- 2008年
- 采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面的热流分布状况。结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和升阻比的影响较大。对于曲率半径为1cm的钝化前缘,与原尖前缘飞行器相比,其升力降低了0.78%,阻力增加6.96%,升阻比下降7.21%。前缘钝化后,乘波飞行器仍具有较好的气动性能,飞行器前机身可为发动机提供比较均匀的气流,飞行器整体仍基本保持了乘波的状态,热流主要集中在飞行器前缘上。为了有效防热,需要采用主动式冷却技术。
- 曹德一李椿萱
- 关键词：乘波飞行器并行计算高超声速数值模拟
- 高超声速飞行器推进模块的设计参数分析
- 2008年
- 通过斜激波理论、准一维工程估算和特征线方法建立了一个与飞行器机体一体化的推进系统模块的气动分析模型,其中采用参考温度法估算模块的粘性效应。在此基础上分别研究了飞行器前体长度、前缘角及推进模块宽度等关键设计参数对推进模块气动性能的影响。结果表明:增大模块前体长度将使模块的升力、净推力和比冲先增后降;增加前缘角将增加升力,但降低净推力;增加模块宽度会导致等效升力下降。因此,在设计此类高超声速巡航飞行器时,应采用模块化的推进系统并折衷选择前体长度和前缘角的大小。
- 曹德一李椿萱
- 关键词：高超声速
