秦思

作品数：7被引量：33H指数：3
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供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
发文主题：高超声速数值模拟研究尾喷流数值模拟高超声速飞行器更多>>
发文领域：航空宇航科学技术文化科学交通运输工程动力工程及工程热物理更多>>
发文期刊：《航空学报》《推进技术》《航空动力学报》《实验流体力学》更多>>
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密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析被引量：2
《推进技术》2018年第2期277-285,共9页卫锋 贺旭照 秦思 周正 
国家自然科学基金(51376192); 高超声速冲压发动机技术重点实验室基金
将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及...
关键词：密切技术 外锥流场 弯曲激波 乘波体 数值模拟 
利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能被引量：1
《推进技术》2017年第11期2439-2446,共8页卫锋 贺旭照 杨大伟 秦思 
国家自然科学基金(51376192;91216303);高超声速冲压发动机技术国防科技重点实验室绵阳分部资助
进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结...
关键词：渗透边界模型 内转式进气道 启动性能 数值分析 
喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验被引量：4
《航空动力学报》2017年第10期2491-2497,共7页秦思 贺旭照 曾学军 乐嘉陵 
为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,在来流马赫数为5.0和6.0条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流...
关键词：吸气式飞行器 高超声速 落压比 尾喷流 测压实验 
吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验被引量：3
《航空学报》2017年第3期35-42,共8页贺旭照 秦思 卫锋 乐嘉陵 
在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管,模拟飞行器尾喷管非均匀入流,测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力,采用高...
关键词：吸气式飞行器 高超声速 非均匀喷流 内外流干扰 测压 
比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究被引量：3
《实验流体力学》2017年第1期13-19,共7页贺旭照 秦思 周凯 乐嘉陵 
采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手...
关键词：高超声速飞行器 比热比 四氟化碳 测压实验 喷流 
模拟飞行条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题实验方案研究被引量：10
《推进技术》2014年第10期1310-1316,共7页贺旭照 秦思 曾学军 周凯 
后体尾喷流干扰问题的准确模拟,对大尺度一体化飞行器气动力预测及后体尾喷流干扰机理认识至关重要。为了研究后体尾喷流干扰问题,本文基于相似理论,开展了模拟内外流相似参数的喷流干扰实验方案研究。提出了采用CF4+Air混合气体形式,...
关键词：高超声速 喷流干扰 相似参数 实验方案 
一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析被引量：15
《航空动力学报》2013年第6期1270-1276,共7页贺旭照 秦思 周正 倪鸿礼 
国家自然科学基金(90916012,91216303)
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning co...
关键词：乘波前体 超声速进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪 
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