霍霖
- 作品数：8 被引量：23H指数：3
- 供职机构：国防科学技术大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家部委资助项目武器装备预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术建筑科学更多>>
- 复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算及热响应分析
- 在高超声速飞行器的研究与设计过程中，气动加热是无法避免而且需要妥善解决的关键技术之一，它直接影响着高超声速飞行器的飞行性能与安全。本文以高超声速飞行器表面气动加热为对象，建立了一套能够较好的适用于复杂外形高超声速飞行器表...
- 霍霖
- 关键词：高超声速气动加热面元法
- 文献传递
- 高超声速飞行器体襟翼气动热弹性耦合建模与分析
- 高超声速滑翔式飞行器具有极强的突防性能和机动性能，被视为实现全球快速精确打击的利器。不同于传统的飞行器设计，高超声速飞行器设计有因其特殊的飞行性能而特有的挑战，其中在进行高超声速飞行时所面临的气动热弹性耦合就是一个关键的...
- 霍霖
- 关键词：高超声速飞行器动网格
- 非结构弹性体动网格方法应用策略及改进被引量：1
- 2017年
- 针对3种代表性的经典弹性体动网格方法,从网格最大变形能力、质量评价指标和空间分布趋势3个方面综合分析了各方法的网格变形特性,重点总结了各方法的适用范围.结合工程实际,研究了特定问题的弹性体动网格应用策略.最后,整合各经典弹性体动网格方法的优势提出了改进方法,并通过NACA0006翼型的超声速俯仰振荡加以验证.研究结果表明:基于面积的弹性体法适用于加密型网格,而基于距离的弹性体法适用于均匀型网格,该应用策略可为工程问题提供指导.改进方法效果明显,在大变形时相对基于距离的弹性体法的各项网格质量增幅均在10%以上,相对基于面积的弹性体法的最小网格质量增幅几乎达到4倍,并且在数值模拟中具有较高的精度,可显著增强弹性体法的鲁棒性.
- 张斌杨涛丰志伟张青斌葛健全霍霖
- 关键词：动网格弹性体非结构网格
- 一种基于PRO/E二次开发的装配体模型质量分站方法
- 本发明属于工程设计领域，主要涉及一种基于PRO/E二次开发的装配体模型质量分站方法。包括以下步骤：(1)配置计算机软件环境；(2)获取装配体数模，并将所有零件的存储路径及其装配矩阵存入数据库中；(3)以单个零件为对象，为...
- 杨涛葛健全霍霖丰志伟高庆玉张青斌
- 文献传递
- 用紧支径向基函数传递固体域耦合数据的方法
- 2014年
- 针对热-电场耦合仿真计算中非匹配网格之间的数据插值问题,提出了一种基于紧支径向基函数点插值的数据传递方法。推导了数据传递矩阵,根据所提出的数据传递方法编制了非匹配网格之间数据传递计算程序,以若干组非匹配网格之间的温度插值为例进行了验证,并分析了不同参数对计算时间及精度的影响,结果表明,算法效率较高,计算误差较小,适用于以热-电场耦合为代表的固体域耦合非匹配网格间的数据传递计算。
- 霍霖杨涛程兴华
- 关键词：非匹配网格
- 基于Pro/E二次开发的飞行器质量特性计算技术被引量：5
- 2013年
- 为了计算复杂飞行器的质量特性,利用Visual Studio2010开发环境和Pro/E自带的Pro/ToolKit开发模块进行二次开发。采取异步模式调用Pro/E,计算飞行器系统及零部件的质量特性参数并保存至数据库,支持按零件、组合部件和飞行器整体状态的质量特性输出,并提供一种质量特性的修改方法。结合虚拟飞行器模型,验证了飞行器质量特性计算系统的准确性和实用性,质量特性的计算效率得到提高。
- 高庆玉王悦葛健全霍霖
- 关键词：二次开发异步模式PROTOOLKIT飞行器
- 基于代理模型技术的返回舱外形优化被引量：1
- 2013年
- 针对返回舱再入过程中需要满足的复杂气动力热条件,在典型高超声速条件下以升阻比和阻力系数为目标,以驻点热流和容积率为约束条件进行返回舱外形多目标优化设计。气动特性分析采用基于三维Navier-Stokes方程和结构网格的计算流体力学数值仿真(CFD)方法,采用Fay-Riddell经验公式计算驻点热流,采用NSGA-II优化算法进行全局寻优,为了增强多目标优化设计的计算效率,利用Kriging代理模型替代CFD计算,并引入改进的EI函数加点策略,大大减少了构建代理模型时所需的样本点数目。优化计算结果表明,代理模型计算结果与CFD计算结果误差可以控制在7%以内,基于代理模型技术的优化过程可以节省95%以上的计算开销。因此,该方法能够较好地满足初步设计的要求,为返回舱外形优化提供有益的借鉴。
- 马洋荣伟江长虹张青斌霍霖
- 关键词：返回舱代理模型高超声速
- 复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算被引量：12
- 2012年
- 针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布,采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度,计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明:该方法适用于复杂外形,且具有较高的计算效率和精度,能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。
- 李建林唐乾刚霍霖程兴华
