赵志
- 作品数：9 被引量：34H指数：4
- 供职机构：西北工业大学动力与能源学院更多>>
- 发文基金：航天科技创新基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术金属学及工艺更多>>
- 高超声速锥导乘波体流场的数值模拟研究被引量：1
- 2009年
- 为了验证乘波体的设计方法,对设计马赫数6的锥导乘波体的三维流场进行了数值模拟。研究表明:设计点无粘流场与基准流场吻合,符合乘波体的设计理论;粘性对锥导乘波体的升力系数的影响不大,对阻力系数有较大影响;数值模拟方法对乘波体的流场和性能计算是适用的。
- 赵志宋文艳
- 关键词：高超声速乘波体数值模拟升力
- 基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估被引量：14
- 2010年
- 介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。
- 贺旭照乐嘉陵宋文燕赵志
- 关键词：喷管进气道气动特性性能分析
- 超声速燃烧室冷态流场数值模拟研究被引量：1
- 2010年
- 超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器理想的动力装置。在进口马赫数2.0、进口总温285K的条件下,对超声速燃烧室的二维冷态流场进行了数值模拟。分析了超声速燃烧室内激波与边界层作用引起的复杂的流场结构;数值模拟获得的激波链结构与实验纹影图吻合较好,所计算的壁面压力分布与实验结果较为一致。相同的反压条件下,随进口马赫数的增大,超音速燃烧室内激波链长度减小。
- 赵志宋文艳肖隐利曹玉吉
- 关键词：超燃冲压发动机冷态流场数值模拟
- 乘波构型前体的设计与性能计算
- 吸气式高超声速飞行器的推进系统与机体是高度一体化的。前体为进气道提供预压缩的气流，同时前体的气动力对飞行器的气动性能有很大影响。前体设计是吸气式高超声速飞行器设计的关键之一。
乘波体是一种由已知超声速或高超声速...
- 赵志
- 关键词：前体非设计点流线追踪
- 文献传递
- 冷镦机热镦力测试及主参数的确定被引量：1
- 1996年
- 本文论述了冷镦机用于热镦时力的测试方法，以及镦击力的时域特性、峰值大小、影响因素和凹模所受镦击力与顶杆力之间的定量关系，解决了Ａ３钢和ＴＣ４钛合金温热镦时变形抗力和单位流动压力的计算及热镦时公称镦击力的确定问题。
- 周亮李付国黄吕权赵志刘风雷
- 关键词：冷镦机
- 高超声速锥导乘波体非设计点性能研究被引量：7
- 2009年
- 对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4~7、迎角-6°^+6°的三维流场进行了数值模拟。研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在+2°迎角下达到最大。
- 赵志宋文艳肖隐利
- 关键词：高超声速乘波体升阻比数值模拟非设计点
- 双台阶超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟被引量：4
- 2006年
- 采用RNGκ-ε湍流模型以及有限速率化学动力学模型,求解了二维Navier-Stokes方程,分别以氢气和乙烯为燃料数值模拟了具有双台阶单凹槽的超燃冲压发动机燃烧室的流场,并与试验数据进行了对比。计算结果表明:双台阶下游和凹槽处出现了有利于燃烧和火焰稳定的回流区;在隔离段入口马赫数2.0左右时,该燃烧室可以实现在亚燃和超燃两种模态下工作,燃烧效率在0.7以上;数值模拟壁面压力分布的结果与相应的试验结果吻合良好。
- 赵志宋文艳曹玉吉
- 关键词：超燃冲压发动机燃烧室数值模拟
- 雷诺数对锥导乘波体气动性能的影响研究被引量：1
- 2009年
- 在Re=1.63×106~2.52×107,迎角-4°^+4°范围内,对设计马赫数6的锥导乘波体的气动性能进行了数值模拟研究。研究表明:在给定的Re范围内,随迎角的增大,升力系数呈线性增加;Re对升力系数的影响很小;随着Re的增加,粘性阻力系数减小,最大升阻比略有增加。
- 赵志宋文艳曹玉吉
- 关键词：高超声速飞行器乘波体雷诺数升力
- 超声速气流中喷射角度对射流混合特性的影响研究被引量：1
- 2008年
- 本文采用AUSMPW格式,求解全NS方程加SST双方程湍流模型,研究了超音速气流中横向喷射的流场。数值模拟给出了流场中由于射流喷射引起的附面层分离、马赫盘等现象,计算结果的壁面压力分布和试验结果吻合较好。在此基础上重点分析了喷射压力和喷射角度对燃料混合特性的影响。
- 肖隐利宋文艳赵志
- 关键词：超音速燃烧室燃料喷射数值模拟
