国防科技大学优秀研究生创新基金(B070101)

作品数：16被引量：172H指数：5
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凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响被引量：2
《固体火箭技术》2011年第1期52-56,60,共6页黄伟 雷静 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(No.B070101);湖南省研究生科研创新资助项目(No.3206)
凹腔作为促进燃烧室中燃料与来流混合和稳定燃烧的有效手段之一,其研究已引起人们的广泛关注。采用数值模拟方法,探索了圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性随凹腔结构参数的变化趋势,同时初步考察了飞行攻角对凹腔阻力特性的影响。研究发...
关键词：圆形超燃冲压发动机燃烧室 凹腔 阻力特性 
基于动态参数的杂交粒子群优化算法被引量：5
《计算机科学》2010年第12期165-166,170,共3页黄伟 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新项目(B070101);湖南省研究生科研创新项目(3206)资助
粒子群优化算法的局部搜索能力较差,搜索精度不够高,容易陷入局部极小解,且搜索性能对参数具有一定的依赖性。本文针对这些缺点,在借鉴遗传算法中杂交概念的基础上,进一步通过在速度进化方程中引进动态参数来提高算法的收敛速度和收敛...
关键词：粒子群优化算法 优化 杂交 动态参数 
临近空间高超声速飞行器关键技术及展望被引量：113
《宇航学报》2010年第5期1259-1265,共7页黄伟 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生科研创新资助项目(3206)
随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设...
关键词：航空、航天推进系统 高超声速飞行器 临近空间 关键技术 
超燃冲压发动机隔离段中激波串演化发展过程研究被引量：1
《机械设计与制造》2010年第5期201-203,共3页黄伟 罗世彬 王翼 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生科研创新资助项目(3206)
隔离段内流场波系结构对超燃冲压发动机进气道的启动起着重要的作用,它是衔接进气道和燃烧室的桥梁。采用二维耦合隐式NS方程和RNGk-ε湍流模型对二维超燃冲压发动机隔离段内流场进行了数值模拟,研究了其内部激波串的演化发展过程。结...
关键词：航空、航天推进系统 隔离段 激波串 超燃冲压发动机 
凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响被引量：4
《固体火箭技术》2010年第2期138-141,175,共5页黄伟 柳军 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生创新资助项目
采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩...
关键词：航天推进系统 凹腔 高超声速飞行器 气动-推进性能 
激波诱燃冲压发动机关键技术研究被引量：9
《中国科学（E辑）》2010年第1期64-70,共7页黄伟 覃慧 罗世彬 王振国 
国家自然科学基金项目(批准号:90816016);国防科技大学优秀研究生创新项目(批准号:B070101);湖南省研究生科研创新项目(批准号:3206)资助
激波诱燃冲压发动机作为未来吸气式高超声速飞行器最理想的动力系统之一,能有效弥补超燃冲压发动机与机身一体化设计所带来的缺点,缩短燃烧室长度减轻发动机结构重量,在宽飞行马赫数范围内保持较好性能.对激波诱燃冲压发动机基本原理进...
关键词：航空 航天推进系统 激波诱燃冲压发动机 先期点火 预混效率 起爆 
机身头部构型对高超声速飞行器气动-推进性能的影响被引量：1
《固体火箭技术》2009年第4期369-372,378,共5页黄伟 柳军 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101)
采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器内外流场进行了数值仿真研究。离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,对飞行器机身头部进行了改型研究。分析了机身头部长细比对高超声速飞行器分别处于进气道关...
关键词：高超声速飞行器 长细比 机身头部 气动-推进性能 
超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析被引量：12
《推进技术》2009年第6期691-695,共5页黄伟 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生创新项目的资助
采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动-推进性能进行了研究,考察了设计参数对其性能的灵敏程度,发现尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度对其气动-推进性能影响显著,而外罩后掠角的影响不明显;同时,减小尾喷管上...
关键词：超音速冲压喷气发动机 尾喷管 性能 方差分析 
一体化高超声速飞行器攻角特性的数值研究被引量：7
《应用数学和力学》2009年第6期725-732,共8页黄伟 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101);湖南省研究生科研创新资助项目(3206)
采用二维耦合隐式NS方程和标准kε-湍流模型,对采用Hark形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流和发动机点火工况下的攻角特性进行了数值仿真研究.探索了可变攻角情况下,飞行器各部件对飞行器整体气动-推进性能的贡献程...
关键词：一体化高超声速飞行器 攻角特性 部件分析 数值仿真 Hark形头部 气动-推进性能 
类乘波飞行器弹道性能研究
《计算机仿真》2009年第6期82-84,114,共4页黄伟 柳军 罗世彬 王振国 
国防科技大学优秀研究生创新资助项目(B070101)
火箭基循环发动机作为飞行器的推进系统,同时兼顾较大推重比和高比冲,将火箭基组合循环发动机和类乘波飞行器机身一体化,考察其对飞行器弹道性能的影响,具有深远意义。对类乘波飞行器飞行弹道分别建立大气模型、动力学模型、空气动力模...
关键词：弹道 类乘波飞行器 火箭基组合循环发动机 
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