王雪英
- 作品数：8 被引量：9H指数：2
- 供职机构：北京临近空间飞行器系统工程研究所更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术兵器科学与技术经济管理更多>>
- 航天企业数字档案馆(室)系统规范化建设探索
- 本文在了解航天A所数字档案馆(室)建设进展状况与掌握大量相关信息的基础上，深刻理解航天企业“数字档案馆(室)建设”现象，分别从基础业务、组织管理和基础设施建设、数字档案资源建设及信息服务三个层面为航天A所“数字档案馆(室...
- 潘景璐周智力薛洁卢康王雪英
- 关键词：信息服务
- 面向工程的类乘波体气动布局与数值分析
- 2017年
- 为了解决高超声速飞行器理想乘波体的工程应用问题,以粘性锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径和翼舵干扰等工程实际情况,设计了一种类乘波体高超声速飞行器。采用CFD方法对该类乘波体气动性能进行了仿真与分析。结果表明:该类乘波体具有典型的乘波特征,设计状态(Ma=8,α=2°)下,升阻比为4.47;非设计状态(Ma=3,α=2°)下,升阻比不小于3.60;考虑不同高度和马赫数范围,纵向压心系数绝对值变化仅为4.2%,小的压心变化范围在满足高机动需求方面具有优势。
- 焦子涵王雪英邓帆陈林张云昊
- 关键词：高超声速飞行器气动布局设计气动特性
- 基于电子流程驱动的精细化管理模式在航天企业的应用
- 2021年
- 当今社会的快速发展使我们进入了智联网时代,信息化的快速发展,对我们的日常管理工作进行了赋能。传统业务办理存在审批周期长、效率低的难题,极大增加了时间成本。本文提出了基于电子流程驱动的精细化管理模式,并将其成功应用于航天企业中,有效解决跨部门业务办理沟通的难题,深化企业内部的协同工作,大幅提高航天企业的精细化管理效率,成为促进"高质量、高效率、高效益"科研生产工作的有力武器。
- 张墨涵王雪英沈学东吴茂永卢康
- 关键词：信息化协同工作
- 一种弧形前缘前体/进气道方案数值仿真研究被引量：2
- 2017年
- 针对吸气式高超声速飞行器推进/气动一体化设计问题,设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器。以此为约束,开展了弧形前缘和平直前缘前体/进气道一体化方案设计,并采用数值模拟的方法对前体/进气道的典型性能进行了仿真研究。结果表明:弧形前缘前体/进气道一体化设计方案满足指标要求;变强度配波的弧形前缘前体/进气道在设计点状态下各纵向剖面的外压缩波系均与进气道进口保持贴口状态,避免了部分外压缩激波入射到内通道加重热防护负担的问题;与平直前缘相比,一方面弧形前缘前体将使得前缘脱体激波沿展向蜕化,有利于进气道进口气流总压恢复性能的提高,另一方面弧形前缘的前体前缘形状不利于排除进气道进口边界层气流,导致了其进气道喉道和出口截面下壁面更多的低总压堆积区,使得进气道的总压损失进一步增大,因此,弧形前缘对内流性能的影响需要综合评价。
- 焦子涵王雪英邓帆陈林王剑颖黄天
- 关键词：超燃冲压发动机吸气式高超声速飞行器计算流体力学
- 类乘波前体/进气道一体化设计与仿真研究被引量：3
- 2016年
- 设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器,针对推进/气动一体化设计的问题,提出了类乘波前体/进气道,采用数值仿真的方法评估了前体/进气道的典型性能,对类乘波前体/进气道在设计状态和非设计状态的流场结构进行了分析。结果表明:类乘波前体/进气道在避免完全乘波前体/进气道带来的结构和热防护问题的同时,也有利于进气道的流量特性和总压恢复性能的提高,且能够体现乘波体的优势,为飞行器提供更大的升阻比。
- 焦子涵王雪英范宇邓帆梁轶齐征
- 关键词：吸气式高超声速飞行器超燃冲压发动机
- 微服务架构技术与挑战被引量：5
- 2023年
- 当今社会进入了云计算与大数据时代,软件功能日趋复杂。微服务作为一种新型的架构风格,受到了学术界和工业界的广泛关注。与传统应用相比,微服务架构具备灵活性强、易扩展、容错性高的优势。本文从应用架构的演变入手,依次阐述了微服务架构的特点、微服务架构的关键组件以及微服务架构面临的问题与挑战,最后对本文内容进行了总结与展望。
- 张墨涵王雪英沈学东吴茂永康昊
- 关键词：云计算
- 类乘波体气动布局设计与数值分析
- 针对理想乘波体的工程应用问题,以锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径、操稳特性和翼舵干扰等工程实际,设计了一种类乘波体高超声速飞行器,采用层流模型、S-A模型、SST模型、k-ω模型和LES/RANS混合...
- 焦子涵王雪英邓帆陈林齐征王兰松霍文霞
- 高超声速飞行器二元进气道试验和计算
- 2016年
- 设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态（α=8°）测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的问题。结果显示,在典型状态（Ma=5～6）下,进气道起动正常,性能良好,具有一定的抗侧滑能力;随来流马赫数增加,进气道流量系数增大,总压恢复系数减小,计算结果和试验结果一致;试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α〉4°后,流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明,主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差,通过改进试验方案,解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。
- 焦子涵邓帆袁武王雪英陈林董昊
- 关键词：二元进气道巡航飞行器通流试验超燃冲压发动机
