刘君
- 作品数：51 被引量：22H指数：2
- 供职机构：南京航空航天大学更多>>
- 发文基金：中央高校基本科研业务费专项资金国家自然科学基金中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术金属学及工艺文化科学更多>>
- 一种基于轴对称进气道构型特征下的组合动力模态转换方法
- 本发明公开了一种基于轴对称进气道构型特征下的组合动力模态转换方法，该方法针对轴对称进气道，该轴对称进气道包括：可移动中心体、围绕中心体的进气道唇罩、进气道外罩、涡轮发动机外机匣；可移动中心体以喉道为界限，分为前中心体和后...
- 王云飞刘君袁化成李铮周珂玉
- 一种多自由度单变量控制组合动力可调进气道
- 本发明公开了一种多自由度单变量控制组合动力可调进气道，该进气道外压段由两级压缩面组成，进气道喉道的下壁面通过铰链与涡轮发动机流道下壁面连接，且其可上下平行移动。涡轮发动机流道下壁面通过铰链与下游扩压器连接，其可绕铰链转动...
- 袁化成刘君张锦昇王云飞
- 并联型TBCC推进系统变维度一体化数值模拟方法研究
- 2023年
- 为了缩短组合动力系统内外流一体化数值仿真时间,加快高超声速飞行器的研制进度,基于商业软件发展了一种飞行器进/排气系统多维仿真与发动机等效一维模型相结合的TBCC推进系统变维度一体化数值仿真方法,其中进/排气系统采用多维数值仿真,涡轮发动机采用部件特性的数学模型,冲压发动机采用准一维数学模型,结合商业软件通过边界条件调用,实现变维度一体化数值仿真。数值仿真对比分析表明:TBCC推进系统等效一维模型模拟结果与GasTurb 10和风洞试验结果变化规律一致吻合较好,误差不大于3.0%;采用变维度数值模拟方法对某TBCC推进系统沿飞行轨迹加速爬升过程的分析表明,进气道总收缩比从2.0增大到5.5,喷管面积比从1.2增大到7.8。涡轮模态时,TBCC喷管出现明显过膨胀现象;冲压模态时,喷管的落压比随马赫数增大从8.3逐渐增大至20.4,过膨胀现象减弱,从而验证了多维与一维耦合数值仿真方法的可行性。
- 刘君袁化成张锦昇
- 单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法
- 本发明公开了一种单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法，该进气道由一级弯曲压缩面、二级可调压缩面、固定唇罩、喉道等直段、方转圆扩张段组成。其特征在于：提供一种“曲面+楔面”组合的外压段波系组合配置，应用于二元超声速...
- 袁化成张锦昇王云飞刘君
- 文献传递
- 高超声速飞行器牵带式帽罩抛弃方案
- 本发明公开了一种高超声速飞行器“牵带式”帽罩抛弃方案，属于高超声速飞行器气动设计领域。本发明抛弃方案包括飞行器主体、帽罩主体和挡板，帽罩主体固定在飞行器主体上，挡板固定在帽罩主体上，帽罩的抛弃采用先由爆炸螺栓将挡板打开一...
- 袁化成刘君华正旭陈文芳
- 文献传递
- 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道
- 本实用新型公开一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其应用于吸气式高超声速飞行器推进系统。在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可部分转动的部分可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节部分可调顶板位置，部分可调顶板小...
- 华正旭袁化成刘君朱清波
- 文献传递
- 一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法
- 本发明公开了一种乘波前体与矩形截面高超声速进气道匹配设计的方法，矩形截面进气道的唇口前缘为直线型，乘波前体产生的激波形状与矩形截面进气道的唇口形状吻合。具体实现方法是将现有技术中的乘波前体作为基础，在此基础上调整前缘点的...
- 袁化成陈文芳章欣涛刘君华正旭
- 文献传递
- 组合动力轴对称变几何进气道、发动机及进气道控制方法
- 本发明公开了一种组合动力轴对称变几何进气道，包括外罩、中心杆、连接支撑，中心杆与外罩通过连接支撑连接，还包括中心锥，中心锥包括相互独立的两部分：前半锥和后半锥，且前半锥与后半锥的结合处为中心锥的半径最大处，中心杆内置驱动...
- 袁化成王亚岗刘君章欣涛
- 并联型TBCC进气道模态转换过程气动特性及流动机理
- 涡轮基组合循环推进系统（TBCC）是高超声速飞行器的理想动力之一,而TBCC进气道以及平稳的模态转换过程成为TBCC推进系统研制成败的关键。本文根据热力循环分析法确定了TBCC进气道设计约束并完成进气道型面设计,采用风洞...
- 刘君
- 关键词：模态转换
- 单双流道切换式二元高超声速变几何进气道及其切换方法
- 本发明公开了一种单双流道切换式二元高超声速变几何进气道及其切换方法，进气道包含外压段、内压段、分流板和扩张段，分流板设置在扩张段的唇罩和下型面之间，平行于唇罩的下端面，长度和扩张段长度相等，将扩张段分割为两个分流流道；内...
- 袁化成杨德壮刘君刘甫州
