张毅锋
- 作品数：62 被引量：246H指数：10
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金创新研究群体科学基金国家杰出青年科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学文化科学一般工业技术更多>>
- 高超声速数值模拟平台转捩模型的标定被引量：10
- 2015年
- 基于CARDC的高超声速流动数值模拟软件平台Chant-2.0,以典型低速平板转捩算例为参考,对γ-Reθ转捩模型的经验关系式进行了标定,并且对压力梯度函数进行了高马赫数修正,在高超平板和尖锥的转捩算例中进行了初步检验,计算结果表明:在高超计算平台上标定的转捩模型,较好地模拟了低速平板流动的转捩起始位置和转捩区长度,经过高马赫数修正后在高超流动转捩模拟中表现出较大的潜力。
- 张毅锋雷净张益荣毛枚良陈坚强
- 关键词：高超声速流动数值模拟转捩模型
- 侧向喷流数值模拟精度及实验验证研究被引量：8
- 2010年
- 对喷流干扰研究中的数值模拟精度进行了讨论,结合相关实验重点分析了不同计算格式、限制器形式、网格拓扑及流动形态(层流与湍流)对喷流干扰流场结构、气动力特性和压力分布特性的影响。在上述研究的基础上,进一步对比分析了计算与实验所得到的有喷与无喷之差及干扰因子之值。研究表明,目前CFD与实验之差主要表现在轴向力和俯仰力矩,法向力、有喷与无喷之差及干扰因子之值计算与实验两者基本一致,出现差别的原因主要是对大细长比弹体后体压力分布模拟存在一定差异。
- 陈坚强江定武张毅锋
- 关键词：数值模拟
- 7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验被引量：12
- 2020年
- 为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展,给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据,在中国空气动力研究与发展中心的Φ1m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型,研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数(0.49~2.45)×10~7/m,迎角范围-10°~10°,马赫数5~7,模型头部半径0.05mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布,获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内,马赫数增大,尖锥转捩位置提前,分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起;随着单位雷诺数的增大,边界层转捩位置前移,转捩雷诺数保持不变,约为3.0×10~6;小迎角时,随着迎角的增大,迎风面边界层转捩推迟,背风面边界层转捩前移,在10°大迎角时,迎风区中心线转捩前移,出现迎角"转捩逆转"现象,背风区出现了流动分离导致的低热流条带。
- 陈久芬凌岗张庆虎解福田许晓斌张毅锋
- 关键词：尖锥边界层转捩红外热图马赫数雷诺数迎角
- 跨大气层飞行器RCS干扰数值模拟研究被引量：2
- 2006年
- 针对跨大气层飞行器外形,开展了超声速流动中的侧向喷流干扰问题研究。数值模拟了一定高度和飞行马赫数条件下不同喷流控制形式的干扰现象。结果表明:由于喷流与来流的相互作用,使流动变得相当复杂,相应的气动力发生变化,喷流所引起的气动干扰因子随高度的变化较为剧烈,但随攻角、马赫数的变化却比较平稳。喷流与来流的相互干扰随高度增加而变弱,在一定高度可以忽略这种干扰。
- 陈坚强赫新张毅锋邓小刚
- 关键词：跨大气层飞行器喷流干扰数值模拟
- 消除粘性项高阶离散数值振荡的半结点-结点交错方法
- 通常的粘性项处理方法是通过连续两次采用结点型中心差分格式求得。但是,通过两次采用高阶结点型中心格式求得的粘性项易在流场中的“间断”附近产生数值振荡。本文采用多种格式,通过求解一维Burgers方程来充分展示了这种振荡现象...
- 涂国华邓小刚毛枚良张毅锋
- 关键词：高阶格式粘性项数值振荡紧致格式
- 文献传递
- 用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法
- 本发明公开了一种用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法，这种标模气动布局包括头部椭球头及锥身，头部椭球头与锥身光滑过渡；锥身的底面型线上，与背风面对应的一段为上半截型线，上半截型线为椭圆曲线与CST曲线的线性...
- 陈坚强刘深深刘智勇段毅袁先旭周桂宇余平杨攀冯毅张毅锋涂国华何琨
- 文献传递
- 一种新型化学反应运动滑移边界条件的计算方法
- 本发明涉及计算流体力学领域，尤其涉及一种新型化学反应运动滑移边界条件的计算方法，通过调用动网格模型，构造飞行器表面运动边界条件，结合稀薄气体效应引起的壁面速度滑移和温度滑移，计算得到滑移速度边界条件；采用法向动量方程，结...
- 王新光何琨李鹏陈琦万钊张毅锋江定武丁明松李锦任少雄
- RCS对舵面控制特性影响的数值模拟被引量：2
- 2018年
- 可重复使用运载器等采用反作用控制系统(RCS)/舵面复合控制技术进行配平和控制,由于舵面和喷口的位置相距很近,同时工作时将产生相互干扰效应。采用非定常数值模拟方法,结合动网格技术和喷流模拟技术,针对可重复使用运载器外形开展了侧向喷流开启和关闭对舵面控制特性的影响研究,分析了飞行器俯仰运动对不同舵面操纵方式的动态响应过程。研究发现,在超声速来流条件下,侧向喷口前方的弓形激波会打到方向升降舵的下表面产生一个局部高压区,使得飞行器产生附加的低头力矩,导致喷流开启时的配平攻角相对关闭时要低约1°。同时,侧向喷流与襟副翼之间存在非定常、非线性干扰现象,在RCS/舵面复合控制系统设计时,需要对此进行一定的补偿。
- 陈琦陈坚强张毅锋袁先旭
- 关键词：可重复使用运载器数值模拟
- 一种判定气流剪切平板液膜稳定状态的方法
- 本发明公开了一种判定气流剪切平板液膜稳定状态的方法，属于气液固多相流和气动热技术领域。该无量纲关系式依据气流密度\速度\粘度、液膜密度\速度\粘度、平板表面液体喷口直径等参数，直接计算得到无量纲参数，依据无量纲参数LFI...
- 李欢李强杨秀峰陈琦孔文慧赖江石润任少雄张毅锋刘庆宗
- 高超声速边界层转捩的几点认识被引量：29
- 2019年
- 边界层转捩问题是高超声速飞行器研制过程中必须关注的关键问题之一,世界各航空航天大国都大力支持相关研究,且近几年的资助呈现增长趋势.本文结合风洞实验、数值模拟和理论分析,对该领域目前存在的一些热点问题开展了相关研究,并提出了自己的观点.(1)在Φ1 m高超声速风洞中得到了单位雷诺数、攻角和头部钝度对钝锥边界层转捩的影响规律.(2)头部钝度对高超声速边界层转捩的影响存在趋势反转现象,但国际学术界迄今尚未找到合理解释.本文提出应考虑前缘激波对自由流扰动的影响,同时应从钝前缘感受性和熵层效应两个角度研究这种反转现象.本文从这两个角度出发,通过直接数值模拟(DNS)和稳定性分析获得了一些初步结果.(3)在转捩后期,第二模态扰动波增长到一定阶段后会出现安静区,紧接着出现低频模态,本文通过DNS和模态分解等方法揭示了第二模态和低频模态之间的关系.(4)最后介绍一种新的饱和横流涡二次失稳模态,它的增长率与Z模态相当,但是由法向剪切引起,被命名为Y′模态.
- 陈坚强袁先旭涂国华陈久芬张毅锋徐国亮童福林万兵兵
- 关键词：高超声速边界层转捩感受性钝锥
