流线追踪相关论文
应用特征线理论设计了内转式轴对称基准流场以及外压缩轴对称基准流场,利用激波交线、流线追踪方法等相关技术提出了一种头部进气......
期刊
为发展一种兼具乘波体高升阻比和升力体高容积率的气动设计与预测方法,开展了3个方面的研究工作.基于升力体和乘波体融合设计理念,......
本文以吸气式高超声速飞行器为研究对象,采用理论分析、数值模拟与风洞试验等多种手段,借助有旋特征线理论和流线追踪技术,开展新......
进气道直接决定了冲压发动机的气流捕获量和来流压缩程度,其与前体的一体化设计决定了高超飞行器的外形。相对传统二元或侧压式进......
为了有效评估高超声速火箭弹在飞行过程中边界层状态,准确计算弹体表面的气动加热情况,基于流线追踪法确定弹体表面流线长度和当地......
对内收缩进气道的设计方法进行了改进,在原有方法中加入了形面渐变技术。内收缩进气道的基准流场采用变斜率母线内收缩锥形流场,相......
针对步长固定的传统流线数值积分中造成的计算不精确或无谓计算过多的问题,文献[15]提出了一种自适应步长的海洋流线构造算法,该算......
直井-压裂井混合布井方案优化是一项非常复杂而庞大的系统工程,方案优化成功与否直接关系到投产后产能情况,要进行直井-压裂井井网......
结合流线追踪技术和密切面混合函数提出了一种前缘水平投影可控的乘波体设计方法,并完成了前缘水平投影为超椭圆的乘波体(Waveride......
油藏数值模拟中,压力和饱和度分布与流线有着密切的关系,流线在注水量劈分、注水效率计算方面具有重要的价值,目前计算流线主要通......
本文以吻切流场乘波体为研究对象,通过理论分析和数值模拟相结合的研究方法,开展新型吻切流场乘波体设计理论和方法研究,基于超声......
为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有......
发展了密切内锥乘波体的设计方法．密切内锥乘波体采用ICFA（internal conical flow A）流动作为基准流场，在定义乘波体出口激波型线（inlet......
为了研究不同的平面斜激波流场对流线追踪"咽"式进气道性能的影响规律,寻求性能最佳的进气道,对设计马赫数为7,具有不同三维基本流......
为了研究流线追踪Busemann进气道在低马赫数来流条件下的起动性能、总体性能以及抗反压能力，对设计马赫数5．3、收缩比CR=5的6°......
为了满足超燃冲压发动机三维流道排气系统一体化设计需要,基于轴对称最大推力喷管流动的基准流场,采用流线追踪方法发展了三维尾喷......
流线模拟已经越来越多的应用于油气田开发的各个领域，相对于传统的有限差分方法，前者因运算速度快及直观地显示驱替前缘等优势受到广......
发展了一种进口型线水平投影可控的三维变截面内收缩进气道设计方法。基于反正切马赫数分布基准流场,在指定进口型线水平投影为椭......
在进出口形状和长度强几何约束条件下,本文提出了一种基于环形流场流线追踪的圆转方喷管设计方法,并与现有的几何过渡方法和密切方......
采用有旋特征线理论求解壁面压力分布可控的内收缩基准流场,再结合流线追踪,设计了五种不同位置的矩形捕获型线的三维内收缩前体/......
本文采用数值仿真的方法对二元高超声速前体/进气道一体化设计技术开展了研究,给出了基于圆锥截线、流线追踪和乘波-楔形组合的三......
从超声速气动原理出发,结合流线追踪和几何重构技术,提出了一种前后缘同时可控的乘波体气动修型设计方法。在前缘水平投影为超椭圆......
超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和......
针对航空发动机等领域高性能压气机的发展需要,研究、构建并验证了一种压气机叶片三维反问题设计方法。该方法以叶片壁面压力分布......
论文以高超声速Busemann进气道为研究对象,采用理论分析和数值模拟方法,系统研究三维进气道构型设计参数对进气道综合性能的影响规......
以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进......
Inuid S-201已成为兴波阻力理论研究方面所公认的标准船模.本文简单介绍了流线追踪的一般原理,并结合S-201的追踪计算过程,对如何......
高超进气道,作为超燃冲压发动机的重要组成部分,其性能直接关系到发动机和飞行器的性能,在吸气式高超飞行器的研制中占有举足轻重......
提出了基准流场与唇口平面形状分步优化的高超声速内收缩进气道设计方法。基准流场以反射激波不均匀性最小和总压恢复最大进行多目......
本文提出了基于密切思想进行超燃冲压发动机进出口形状可控尾喷管设计的理念，并探索发展了两种具体设计方法。根据典型的高超声速飞......
为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平......
为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求,提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基......
随着高超声速推进技术的日益成熟，高超声速内转向进气道以其优良的性能也受到研究者的追捧。而高超声速内转向进气道的设计关键是基......
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inwa......
飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一......
针对三角形网格向四边形网格的转化问题,基于调和方程构建模型梯度场,追踪表面流线,实现了参数化网格重构。首先,建立了基于离散La......
高超声速进气道,作为超燃冲压发动机的重要组成部分,一方面要为发动机提供所需的空气,另一方面对来流进行足够的压缩,以满足燃烧的......
基于所发展的高效气动力/热快速预测方法,建立了适用于高超声速飞行器的综合考虑气动力与气动热特性的外形优化设计技术,并在一种......
结合空间推进数值模拟方法和流线追踪法发展了气动力、热快速预测技术。针对高速飞行器的算例研究表明,相对常规时间推进方法,基于......
由于边界层内气体受到强烈压缩、气体与壁面存在剧烈摩擦,高超声速火箭弹在飞行过程中气动加热严重。为了有效、准确地评估高超声......
介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面......
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......
