导读:本文包含了自适应壁风洞论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:风洞试验,洞壁干扰,自适应壁风洞,半模型试验
自适应壁风洞论文文献综述
卢勇[1]（2007）在《自适应壁风洞原理应用于洞壁干扰修正的研究》一文中研究指出风洞作为空气动力学研究和飞行器设计的主要实验手段，其洞壁干扰效应一直严重影响着模型气动实验数据的准确性，限制了模型有效实验尺寸，成为飞行器发展的主要技术制约因素之一。自适应壁风洞的出现为解决洞壁干扰问题开辟了一条新的途径。本文介绍了针对应用自适应壁风洞原理进行洞壁干扰修正和半模型风洞实验洞壁调整方案的研究工作： 提出了在二维柔壁自适应风洞中进行半模型风洞实验的高效洞壁调整方案，其特点是：仅需在上下洞壁任意横向位置的一条流向测压线上测量壁压信息进行洞壁自适应调整；可根据实验模型的布局特征选择在水平面内可变形状的零洞壁干扰目标线，以改善模型区残余干扰分布特性。在西北工业大学二维柔壁自适应风洞中的实验研究表明可显着提高自适应壁风洞的效率，降低对实验设备的技术要求，并改善气动数据的准确度。 将自修正风洞原理应用于洞壁干扰研究，与壁压信息法结合起来提出一种新的洞壁干扰修正方案：通过风洞内部真实流场与外部假想流场在边界上的速度失配，导出洞壁对风洞内流场任一点的干扰量的关系式。对直壁状态实验结果进行了洞壁干扰鉴定及修正计算，并与德国宇航院对相同状态所计算的修正结果进行了比较。对风洞调整到自适应状态的实验结果进行洞壁残余干扰的鉴定及相应的模型数据修正。(本文来源于《西北工业大学》期刊2007-03-01）
贺家驹,左培初,A,海德格特,E[2]（2001）在《翼型在自适应壁风洞中试验时的侧壁边界层叁元效应研究(英文)》一文中研究指出二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层叁元效应 ,中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作用计算和试验方法进行了研究。作者介绍了 1 995～ 1 998年的研究 ,包含研究目的 ,方案 ,计算方法 ,在德国路德维希管风洞中的验证试验 ,结果分析和初步结论。(本文来源于《流体力学实验与测量》期刊2001年02期）
左培初,焦予秦,贺家驹[3]（2000）在《高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究》一文中研究指出为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型，提高试验雷诺数，西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究。采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的叁元计算方法，两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据。试验采用有对比试验数据的AEDC WIM1T洞壁干扰测压模型，堵塞比为3.38%。在所作的试验状态下其试验结果与AEDC 4T风洞的实验结果比较吻合，表明在高速二元柔壁自适应壁风洞中采用半模型试验是可行的。(本文来源于《流体力学实验与测量》期刊2000年03期）
刘曜,刘志柱[4]（2000）在《一步法在柔壁自适应壁风洞试验中的应用》一文中研究指出讨论了柔壁自适应壁风洞在风洞试验中利用一步法进行调整的理论和方法并给出了具体的操作步骤 ,使之直接应用于试验中(本文来源于《河南机电高等专科学校学报》期刊2000年02期）
左培初,贺家驹,李华星,焦予秦[5]（1996）在《二维柔壁自适应壁风洞中叁维模型近音速试验技术》一文中研究指出根据跨音速面积律将翼 -身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验 ,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8) ,α=0°,2°时两者结果符合良好(本文来源于《航空学报》期刊1996年03期）
代捷,徐敏,贺家驹,左培初[6]（1995）在《高亚声速翼型柔壁自适应壁风洞实验技术》一文中研究指出本文通过解跨声速小扰动方程求解假想外场，给出进行自适应壁风洞实验的迭代方案。用此方案，在堵塞比ε＝８％，实验段高弦比Ｈ／Ｃ＝１．５的情况下，对ＮＡＣＡ００１２翼型进行了高亚声速、迎角６°以下的验征性实验，实验结果与国外大风洞无干扰数据符合较好。同时，本文还给出了另一种自适应壁风洞实验方案：一步法，并将用此方法算出的壁面形状与迭代法的收敛壁面形状作了比较。结果表明：二者具有较好的一致性。本文研究表明：两种方案均有很好的应用前景。(本文来源于《空气动力学学报》期刊1995年03期）
左培初,贺家驹,李华星,焦予秦[7]（1994）在《自适应壁风洞叁元近音速流动试验技术探索》一文中研究指出自适应壁风洞叁元近音速流动试验技术探索左培初，贺家驹，李华星，焦予秦近音速流动，由于流动的复杂性及敏感性，理论计算很困难．常规的跨音速风洞试验，也由于严重的洞壁干扰而要求模型的堵塞比很小，至少要小于０．５％．这样又很难满足雷诺相似等流动模拟的相似准则...(本文来源于《西北工业大学学报》期刊1994年04期）
徐敏,贺家驹,左培初,李华星[8]（1994）在《二元自适应壁风洞实验技术研究》一文中研究指出介绍了在柔壁自适应壁风洞中，进行大堵塞比翼型低、跨音速实验消除洞壁干扰的研究，叙述了西北工业大学低、跨音速柔壁自适应壁风洞实验的迭代方案和高亚音速一步调整方案，以及所进行的实验和计算验证。结果表明，本文提出的洞壁调整方案可以有效地消除二维柔壁自适应风洞中大堵塞比翼型实验的洞壁干扰。(本文来源于《力学学报》期刊1994年06期）
徐敏,贺家驹,左培初,李华星[9]（1993）在《柔性自适应壁风洞的翼型实验技术》一文中研究指出给出一种新的二维跨音速柔性自适应壁风洞实验迭代方案,计算方法和实验验证结果。根据实验时实验段上下壁和模型上下表面实测压强分布对风洞内、外流场进行非线性数值模拟;计算流线化壁面的形状,进行自适应实验。用该迭代方案,在堵塞比ε=8％,实验段高与翼型弦长比值H/c=1.5情况下,对NACA-0012翼型进行了高亚音速验证性实验。实验结果与国外大风洞无干扰实验结果吻合很好。实验时迭代次数仅需1～2次。实验结果展示了自适应壁风洞实验技术用于翼型跨音速实验的前景。(本文来源于《航空学报》期刊1993年06期）
自适应壁风洞论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层叁元效应 ,中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作用计算和试验方法进行了研究。作者介绍了 1 995～ 1 998年的研究 ,包含研究目的 ,方案 ,计算方法 ,在德国路德维希管风洞中的验证试验 ,结果分析和初步结论。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
自适应壁风洞论文参考文献
[1].卢勇.自适应壁风洞原理应用于洞壁干扰修正的研究[D].西北工业大学.2007
[2].贺家驹,左培初,A,海德格特,E.翼型在自适应壁风洞中试验时的侧壁边界层叁元效应研究(英文)[J].流体力学实验与测量.2001
[3].左培初,焦予秦,贺家驹.高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究[J].流体力学实验与测量.2000
[4].刘曜,刘志柱.一步法在柔壁自适应壁风洞试验中的应用[J].河南机电高等专科学校学报.2000
[5].左培初,贺家驹,李华星,焦予秦.二维柔壁自适应壁风洞中叁维模型近音速试验技术[J].航空学报.1996
[6].代捷,徐敏,贺家驹,左培初.高亚声速翼型柔壁自适应壁风洞实验技术[J].空气动力学学报.1995
[7].左培初,贺家驹,李华星,焦予秦.自适应壁风洞叁元近音速流动试验技术探索[J].西北工业大学学报.1994
[8].徐敏,贺家驹,左培初,李华星.二元自适应壁风洞实验技术研究[J].力学学报.1994
[9].徐敏,贺家驹,左培初,李华星.柔性自适应壁风洞的翼型实验技术[J].航空学报.1993