waverider相关论文
This paper proposes a boundary layer based optimization method to improve the aerodynamic performance of the waverid......
根据密切锥乘波体的设计几何关系,提出双后掠乘波体概念,给出了双后掠乘波体设计的参数与生成乘波体外形之间的关系。使用非均匀有......
介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCWI)的一体化设计方法,设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下,获得了隔离段矩形出......
A design method based on tip to tail streamline tracing and osculating inward cone methods is discussed for designing th......
提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前......
为探究吕家坨井田地质构造格局,根据钻孔勘探资料,采用分形理论和趋势面分析方法,研究了井田7......
飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞......
乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进......
乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高......
乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中，乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘......
为了保持高超声速发动机流道构形，利用锥导乘波构形设计方法设计乘波侧缘与中心流道一体化构形构成高超声速飞行器基本构形，对设计构......
发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法。设计了Ma=6．0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气......
为了验证乘波体的设计方法，对设计马赫数6的锥导乘波体的三维流场进行了数值模拟。研究表明：设计点无粘流场与基准流场吻合，符合乘波......
文中对发动机/机身一体化乘波体外形的气动特性,采用SST湍流模型求解N-S方程进行了数值计算,并在FD-07风洞中进行了详细的测压试验......
在Re=1．63×10^6～2．52×10^7，迎角-4°～＋4°范围内，对设计马赫数6的锥导乘波体的气动性能进行了数值模拟研究。研究表明：......
对机身/发动机一体化构型的乘波体的气动特性进行了数值计算和分析,采用格心格式的有限体积方法求解雷诺平均N-S方程,对一体化构型......
计算了由锥型流理论、吻切锥理论及吻切轴对称理论生成的不同乘波机外形。结果表明，圆锥绕流流场生成乘波机外形的方法虽然比较简便......
建立了由激波面推算波后流场的计算方法，设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型．以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体......
吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。......
在M∞=6，30km高空条件下，以升阻比为目标函数，进行了锥形流乘波体的黏性优化设计，讨论了影响乘波体升阻比的因素，并对优化结果进行了数......
乘波体是高超声速飞行器的主要组成部分,也是飞行器产生升力的主要部分.针对基于计算流体动力学（CFD）分析的乘波体优化设计问题,引入......
拓展密切锥方法的设计灵活性,提出了一种定平面形状乘波体概念。推导了设计参数与平面形状之间的泛化几何关系,使用非均匀有理B样......
基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受热防护系统设计和材料加工工艺等限制,实际应用......
乘波体非轴对称、扁平、大长细比的几何外形特点决定了其存在严重的横航向耦合动稳定性问题。目前对乘波体横航向稳定性的研究还相......
高超声速滑翔飞行器在高速突防、快速打击等方面具有重要应用前景，是航空航天领域的重要发展方向。针对高超声速飞行器快速、大空域......
基于计算液体，动力学(CFD ) 为灵活 waverider 的设计被介绍的一个方法。这个方法的产生身体能是任何锥。另外，当 waverider 的定义......
按马赫数１２设计的钝化前缘乘波体缩比模型在Ｍ５．３风洞中完成阵个迎角下的吹风试验，研究进气道入口截面的流场品质和不同迎角下的预压缩效果......
乘波体是一种处于研究中的高超声速飞行器构型,本文阐述了一种基于样条插值曲线的乘波体外形构建方法,并用上述方法研究了其在给定......
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......
提出了用相交楔锥流场构造乘波构型飞行器前体的方法.该方法利用无粘相交楔锥流场生成具有两个压缩面的乘波前体,不仅兼具楔型流场......
高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比"屏障",而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文......
针对定常楔形角方法生成的乘波体外形，直接通过CFD计算得到其外部粘性流场进而得到升阻比，然后应用遗传算法，以最大升阻比为目标，得到......
An experiment of a hypersonic vehicle configuration was conducted.The pressure difference of forbody precompress surface......
