国家高技术研究发展计划(2005AA765030)
- 作品数：5 被引量：23H指数：3
- 相关作者：王中伟李晓斌吴雄邹汝平熊波更多>>
- 相关机构：国防科学技术大学中国人民解放军92941部队更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划武器装备预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术一般工业技术自动化与计算机技术更多>>
- 基于Kriging函数的序贯近似建模方法被引量：5
- 2007年
- 多学科设计优化过程中需要多次调用高精度学科分析模型,从而造成计算复杂性问题。为解决上述计算复杂性问题,首先提出基于最优LHD的逆序贯试验设计方法,在此基础上结合模型验证,建立了基于Kriging函数的序贯近似建模方法,提出了序贯近似建模收敛准则,通过权衡训练样本数据数量和近似精度,得到精度与效率折衷的近似模型。数学算例证明了该方法的有效性。
- 李晓斌金振中邹汝平张为华
- 气体二次喷射矢量喷管混合流场数值模拟被引量：2
- 2006年
- 采用二维雷诺平均方程和k-ε湍流模型对气体二次喷射矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。数值模拟得到矢量喷管二次射流的激波系结构,以及复杂的主/次流干扰流动图像。二次喷射流场包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。数值模拟还表明,二次冷喷流对喷管扩散段出口附近壁面有非常明显的冷却作用。
- 吴雄张为华王中伟
- 关键词：气体二次喷射矢量喷管数值模拟
- 燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟被引量：3
- 2007年
- 采用基于Favre平均的三维N-S方程,对燃气推力矢量控制发动机全内流场进行了数值仿真,研究了燃气引流、燃气二次喷射及与发动机内主流相互作用等复杂流动。研究结果表明,流场内包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。通过数值模拟,对试验中的异常现象进行了定性分析,得出了与试验一致的结论。
- 吴雄焦绍球张为华王中伟
- 关键词：燃气二次喷射推力矢量控制数值模拟
- 气体二次喷射推力向量控制数值仿真被引量：8
- 2007年
- 采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机气体二次喷射推力向量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟;采用三阶精度空间差分格式和隐式Jacobi时间点迭代方法进行求解;借助数值模拟技术对气体二次喷射推力向量喷管方案进行了初步探索,研究了不同喷射条件对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响作用;研究表明,二次喷射气体喷射孔位置、总温及总压等因素对侧向力影响具有耦合作用,合适的喷射孔位置和高温燃气以及较大喷射总压都能有效增加侧向力及向量角;燃气二次喷射系统具有较高的效率;侧向力随二次喷射流总压增加而线性增大.
- 吴雄张为华王中伟
- 关键词：气体二次喷射推力向量控制数值模拟
- 飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较被引量：5
- 2006年
- 综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。
- 李晓斌熊波王中伟张为华
- 关键词：固体火箭助推器优化设计多学科设计优化
