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陈兵: 作品数：35 被引量：149H指数：7; 供职机构：北京航空航天大学宇航学院更多>>; 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划中国博士后科学基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术理学兵器科学与技术文化科学更多>>

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模拟真空羽流场的特征线法被引量：5: 2002年; 介绍了特征线法(MOC法)对真空羽流场进行数值模拟的过程。用MOC法进行了喷管出口流动不均匀情况真空羽流场算例的求解,所得结果与理论分析相符合,与DSMC法计算结果吻合,提高了计算效率、节省了计算时间。结果表明:用MOC法可代替DSMC法对连续介质区进行模拟,并可在用N—S和DSMC耦合数值模拟中确定耦合边界。; 陈兵蔡国飙; 关键词：喷管气流真空羽流数值仿真

超燃冲压发动机流场一维平均方法研究被引量：4: 2014年; 介绍了多种平均方法,包括常用的流量或面积加权平均方法,以及CMME(流量/动量/能量守恒)方法和CMES(动量/能量/熵守恒)方法。以超燃冲压发动机进气道-燃烧室构型为对象,研究了不同平均方法得到的等效一维结果差异,以及不同平均方法的入口参数对超燃燃烧室一维计算结果的影响。结果表明:在超燃燃烧室多维热态仿真数据分析时,推荐使用通量守恒方法;CMES方法能准确的保留总压信息,CMME方法得到的总压损失会大于实际,在处理总压恢复性能时,CMES方法更优;亚燃模态时,CMME方法和CMES方法均不能反映隔离段激波串的渐变压缩;超燃模态时,CMES方法能较好地保持动量的近似守恒,在亚燃模态则较差;不同平均方法得到燃烧室入口参数的一维计算结果与三维流场等效一维沿程静压分布均存在一定偏差,Case1流量加权平均解误差高达27.8%,通量守恒解误差仅约13%,Case2流量加权平均解误差为14.9%,通量守恒解误差仅约5%,说明CMME方法与CMES方法符合程度更高,推力计算结果更为可信。; 张旭姜军林言中陈兵徐旭; 关键词：超燃冲压发动机

前后扫描空间推进算法在局部回流计算中的适用性研究: 空间推进算法以其计算速度快、占用内存小等优点,被广泛应用于高超声速流场的数值模拟计算中。因其内在特性,单次扫描空间推进(SSPNS)算法无法准确计算含有亚声速区和流向分离的流场。前后扫描空间推进算法(FBIPNS)应用了...; 彭健陈兵徐旭; 文献传递

热力学非平衡效应对HyShotⅡ进气道捕获流量的影响: 由于高温效应,对于高超声速飞行器(Ma>5),热力学非平衡效应有着不可忽视的作用。本文研究了热化学非平衡效应对HyShotⅡ超燃冲压发动机进气道捕获流量的影响。采用热力学平衡模型及基于双温度模型的热力学非平衡模型对Ma=...; 吴忧徐旭陈兵杨庆春; 关键词：高超声速

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究被引量：7: 2021年; 横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数(马赫数、静压)的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明:在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。; 吴忧徐旭陈兵杨庆春; 关键词：横向喷流逆向喷流热化学非平衡气动热

超声速进气道可压及不可压流动数值模拟被引量：3: 2006年; 采用Chio-Merkle预处理矩阵对可压NS(Navier-Stokes)方程组进行时间预处理,分析了预处理方法的物理和数学背景.用有限体积方法,结合LU-SGS(Lower-Upper-Symmet-ric-Gauss-Seidel)隐式时间积分和AUSM+(P)(Precondition Advection Upstream Splitting Method)格式、中心差分2种空间离散格式,求解该预处理NS方程组.通过圆弧凸包流动和二维方腔顶盖驱动流动的数值试验表明,该方法克服了传统时间迭代方法模拟低速流动时的刚性问题,加速了收敛过程,可以同时有效地模拟可压及不可压流动.用此方法与块结构化网格技术相结合,进行了在不同飞行马赫数、攻角和出口反压条件下,混压式轴对称超声速进气道三维流场数值模拟.计算结果表明:该方法能准确地捕获复杂激波系,清楚地揭示进气道三维流动现象;进气道性能随工作条件的变化规律,与理论分析一致.; 陈兵徐旭蔡国飙; 关键词：超声速进气道

基于预处理的非稳态流场计算方法被引量：4: 2006年; 采用预处理方法可提高Navier-Stokes方程或Eu ler方程计算低马赫数流场的准确度和收敛性能。采用双时间步和预处理相结合的方法计算非稳态流场,保证了采用预处理方法后计算结果的时间精确性。在每一物理时间步,控制方程虚拟时间导数项采用LU隐式时间格式,对流通量采用AUSM+和MUSCL格式进行求解。通过对前台阶流和圆柱绕流的计算,验证了该方法的广泛适用性和计算结果的可靠性。; 李东霞徐旭陈兵蔡国飙张振鹏; 关键词：预处理

基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究被引量：13: 2006年; 将遗传算法(单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-II、NCGA)与高效、高精度的空间推进方法———SSPNS(Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm)流场计算方法相结合,对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点(Ma=7.0)的总压恢复最大为设计目标,多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明,单目标设计使得总压恢复有明显提高;多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合性能,采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计,并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明,若将设计点选在Ma=6.5左右,则进气道的综合性能较好。; 陈兵徐旭蔡国飙; 关键词：高超声速进气道优化设计遗传算法 PARETO最优前沿

用于液体火箭发动机的推力室传热模拟方法、装置和设备: 本申请提供了一种用于液体火箭发动机的推力室传热模拟方法、装置和设备，涉及液体火箭发动机传热领域，包括：获取液体火箭发动机的推力室的目标壁面的初始温度；基于目标壁面的初始温度，分别进行再生冷却计算和燃烧流动计算，得到再生冷...; 陈兵彭坚徐博周文元徐旭