贺元元
- 作品数：63 被引量：149H指数：8
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划国防科技技术预先研究基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学文化科学更多>>
- 一种脉冲燃烧风洞模型支架-天平一体化测力装置
- 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种脉冲燃烧风洞模型支架‑天平一体化测力装置，包括上板和下板，上板和下板之间固定有天平主体，天平主体包括上测量部和下支撑部，上测量部布置有惠斯通电桥X1和惠斯通电桥X2，用于测量试验...
- 吕金洲王琪张小庆袁仕果武龙王锋贺元元吴颖川
- 文献传递
- 吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究被引量：22
- 2007年
- 发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件。研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献。
- 贺元元乐嘉陵倪鸿礼
- 进气道自起动试验用快速自适应旋转节流装置
- 本发明涉及实验空气动力学技术领域，公开了进气道自起动试验用快速自适应旋转节流装置，包括固定于进气道上壁板上表面的固定座，固定座铰接有节流门；节流门的门板背风面下方固定有配重块。本发明的快速自适应旋转节流装置可在试验前或流...
- 余安远韩亦宇郭鹏宇杨辉陈锐杰贺佳佳周凯杨大伟贺元元吴颖川
- 文献传递
- 高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法
- 本发明涉及进气道流动控制技术领域，公开了高超声速进气道唇口旋转装置及试验方法，包括固定在进气道模型两侧的前端上部带轴孔的侧壁，侧壁之间的上缘位置设置有唇罩；唇罩的前缘位置设置有带摇臂和轴孔的旋转唇口，旋转唇口通过旋转轴、...
- 杨大伟余安远贺元元吴杰曲俐鹏黎崎杨辉
- 文献传递
- 激波风洞进气道自起动试验出口气动旋转门装置及方法
- 本发明提供一种激波风洞进气道自起动试验出口气动旋转门装置、及利用该装置进行激波风洞进气道自起动试验出口气动旋转门动作历程高速摄影的方法、进行激波风洞进气道自起动试验的节流方法，包括：位于进气道出口端部的门板，门板通过轴套...
- 余安远周凯杨辉贺元元倪鸿礼陈锐杰袁仕果贺佳佳吴杰黎崎胡俊逸
- 文献传递
- 一体化高超声速飞行器气动-推进性能评估被引量：12
- 2007年
- 吸气式高超声速飞行器的一个重要特点就是机体和推进系统的高度一体化设计。在这类高超声速飞行器的发展中,机体-推进系统内外流场相互干扰的评估以及飞行器气动-推进性能的研究是非常重要的。文中阐述了CFD和风洞试验结合评估一体化飞行器气动-推进性能的近似方法,涉及一体化飞行器进气道和发动机的三个工作状态:进气道关闭、进气道打开发动机不工作以及进气道打开发动机工作。针对进气道关闭的工作状态,大量气动数据可由试验获得。但是,受模型尺寸和设备的限制,试验模拟进气道打开发动机不工作特别是进气道打开发动机工作的飞行状态是非常困难的。因此,首先根据进气道关闭和进气道打开发动机不工作两种情况下风洞试验数据与CFD计算结果的对比得到计算误差,在此基础上,结合内外流数值模拟,预测不同进气道和发动机工作状态下一体化飞行器的气动-推进性能。
- 贺元元倪鸿礼乐嘉陵
- 关键词：一体化高超声速飞行器CFD
- 重叠动网格算法及其实现
- 针对目前结构化重叠网格以及动网格预处理复杂的特点，提出使用k-d树以提高重叠网格找重效率；在将背景网格单元分类时，采用迷路法将网格分为计算单元、通信单元和不计算亦不通信单元三类。在使用迷路法时，必须要得到封闭的重叠包络面...
- 吴杰赵慧勇贺元元
- 关键词：计算空气动力学映射关系插值算法
- 一种前后并联的三关节双支撑攻角机构及其控制方法
- 本发明涉及风洞实验技术领域，公开了一种前后并联的三关节双支撑攻角机构及其控制方法，包括安装于进气道模型底部的前支撑和后支撑，前支撑一端固定于进气道模型底部前端，另一端通过活动关节一铰接有固定杆，固定杆固定在风洞底部壁板上...
- 余安远倪鸿礼钟志刚黄挺杨大伟杨辉陈锐杰郑帅韩亦宇曲俐鹏贺元元
- 文献传递
- 高超声速飞行器的大气数据测量方法
- 本发明涉及一种高超声速飞行器的大气数据测量方法，首先，定义参考坐标系；选择飞行器速度、位置、姿态、风速和惯性器件零偏为系统状态量，并将飞行器前端表面压力分布以及飞行器位置、速度测量值作为系统观测量；其次，基于高超声速飞行...
- 丁智坚周欢王琪刘建霞张小庆王锋贺元元吴颖川
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- 热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究被引量：2
- 2022年
- 随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果。在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。
- 韩亦宇张若凌张若凌贺元元邢建文
- 关键词：超燃冲压发动机热力学模型内流数值模拟
