任淑杰
- 作品数：17 被引量：18H指数：2
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- 发文基金：国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术交通运输工程机械工程更多>>
- 侧向喷流非定常干扰效应研究被引量：1
- 2017年
- 通过多状态对比分析,给出了适用于此侧向喷流问题的非定常数值计算方法,并进行了侧向喷流开启和关闭后非定常流场建立和消退过程的研究。结果表明:喷流启动后,在1.5 ms时,喷流强度和高度达到最大,但此时激波不稳定,进行不稳定摆动,至5 ms时,喷流干扰流场完全建立并达到稳定状态。喷流关闭后,喷流前方弓形激波的强度和高度迅速减小,喷流影响区也迅速减小,由于气流粘性产生的延迟效应,至10 ms时,喷流干扰影响基本消退。
- 任淑杰陈刚刘永利张庆兵
- 关键词：侧向喷流非定常
- 切变风与摆动对系留艇锚泊气动特性影响研究被引量：1
- 2016年
- 根据系留艇锚泊状态复杂地形环境特征,对系留艇进行了气动特性仿真和分析,首次将切变风和自身摆动影响纳入到气动仿真当中,结果表明:地形环境的影响尤其是地面效应会使飞艇周围流场发生显著改变,从而改变飞艇气动力和力矩;飞艇自身的摆动会使艇身气动力大小和方向产生周期性的变化,其变化率与飞艇摆动频率密切相关;短时间剧烈变化的切变风对飞艇来说会产生"滞后性"和"弹簧效应",使得艇身气动载荷增大的同时艇身气动力的极性也会发生改变,这对于飞艇飞行安全来说结果是致命的。
- 胡磊任淑杰张庆兵
- 关键词：非定常锚泊气动特性
- 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置
- 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置，蚌式头罩由紧固与释放机构固连在试件上，试件通过动态测力系统与风洞攻角机构连接，试件的内套与外壳构成进气道；紧固与释放机构包括康铜丝、熔断器、前支架和后支架；前支架和后支...
- 陈农任淑杰陈刚叶瑞
- 文献传递
- 气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究被引量：2
- 2011年
- 复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响。采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了数值计算;分析了气体模型对气动力、壁面热流等值线、驻点线平动温度、振动温度、组分质量分数等特征量的影响。结果表明:在激波处及激波层内采用双温度热化学非平衡气体模型的平动温度最高,热化学平衡气体模型的温度次之,双温度热化学非平衡气体模型的振动温度最低;双温度热化学非平衡气体模型子午面的热流密度比热化学平衡气体模型稍高,其中返回舱肩部相差最大,最大差别为25.02%;返回舱肩部热流比较大,结构设计时热防护问题突出;两种气体模型计算的气动力接近,其中气动力系数差别最大为4.2%。因此可以用热化学平衡气体模型来代替双温度热化学非平衡气体模型进行气动力计算,以使问题简化。
- 任淑杰张收运董龙雷闫桂荣
- 关键词：再入飞行器气动力气动热
- 一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法
- 本发明提出一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法，其步骤为：第一步、预处理实测数据，异常值剔除；第二步、预处理理论数据，针对每次飞行试验获取质量、室压、推力数据，并对上述数据进行插值加密处理；第三步、获取推导参...
- 陈刚任淑杰卢天宇孟希慧逯雪铃乐淑凡彭振
- 文献传递
- 基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示被引量：11
- 2011年
- 为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9～0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。
- 任淑杰张收运闫桂荣
- 关键词：跨声速流声压级
- 一种水平轴风力机群纵向布局方法
- 本发明公开了一种水平轴风力机群纵向布局方法，包括以下步骤：S1、确定水平轴风力机群的布置方向；S2、确定水平轴风力机群布置间距；S3、确定第一排水平轴风力机组的旋转方向；S4、确定第二排水平轴风力机组的旋转方向：S5、确...
- 胡磊赵旭逯雪铃任淑杰
- 文献传递
- 一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法
- 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法，包括：第一步、确定飞行器外形的旋转对称参数，第二步、建立包含周期边界的计算网格模型，第三步、设置周期边界条件，第四步、使用旋转参考系法进行流场计算，第五步、获取...
- 陈刚卢天宇沙莎任淑杰孟希慧逯雪铃
- 文献传递
- 一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法
- 本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率<Image file="DDA00022336...
- 卢天宇陈刚任淑杰沙莎孟希慧逯雪铃
- 文献传递
- 高速再入发汗热防护效果计算与试验研究
- 2019年
- 针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。
- 逯雪铃孟希慧任淑杰张庆兵张博姚军郭瑾黄海明彭锦龙周凯
