导读:本文包含了小攻角论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:变桨,H型风轮,攻角,切向力系数
小攻角论文文献综述
赵振宙,钱思悦,沈文忠,王同光,许波峰[1]（2019）在《考虑小攻角影响H型风轮变桨方法研究》一文中研究指出升力型立轴风轮叶片气动特性随方位角变化而变化,可通过变桨来改善。与传统变桨思路相反,采用在小攻角区域大角度变桨,在大攻角区域小角度变桨,以重点改善小攻角区域性能为出发点来提高风轮整体性能的变桨思路。以NACA0012翼型2 m高和2 m旋转直径的两叶片H型风轮为研究对象,基于双盘面多流管模型,分析和比较在最佳尖速比5时变桨前后攻角、切向力系数、能量密度的分布及其变化规律,验证新变桨方案效果。研究结果表明:变桨后上盘面攻角、切向力系数、能量密度的高性能覆盖面积明显增大。在上盘面,攻角和切向力系数呈梯形分布;在下盘面原极大值两侧形成了新的更大的极大值区域,攻角呈W分布,切向力系数呈M分布。(本文来源于《太阳能学报》期刊2019年09期）
李德顺,李秋燕,李仁年,李银然,王成泽[2]（2018）在《小攻角时风力机翼型边界层特性的数值模拟》一文中研究指出通过求解叁维不可压雷诺时均N-S方程,当雷诺数为3×106,攻角为0°时,研究了NACA0012翼型绕流的边界层厚度分布和边界层内流体切向速度的变化规律.研究发现,沿着翼型弦线方向,从前缘到后缘,边界层的名义厚度、位移厚度、动量损失厚度以及能量损失厚度均呈增大趋势,且数值均很小,四种厚度的最大值分别占翼型弦长的1.25%、0.36%、0.17%和0.29%;在边界层内流体黏性的影响明显,流体切向速度与其势流解的比值沿着翼型吸力面外法线方向先迅速增大,之后增长率逐渐减小,当法向高度大于边界层名义厚度后基本保持不变,呈现出典型的边界层速度剪切特性.(本文来源于《兰州理工大学学报》期刊2018年01期）
赵振宙,钱思悦,郑源,汪瑞欣,曾冠毓[3]（2018）在《考虑小攻角影响立轴风轮气动性能改善方法》一文中研究指出立轴风力机叶片在旋转1周中其攻角正负转化,在0°和180°方位角攻角为零,表现为负力矩,这降低了叶片的平均力矩,也降低了升力型立轴叶轮整体性能.首先概述了升力型立轴叶轮的研究现状,分析指出目前的研究均主要针对叶轮整体机构、叶片结构及流场情况进行大攻角高性能区域的改善,未减轻小攻角区域的影响.针对此问题,提出了2种考虑小攻角影响的立轴风轮气动性能改善方法,干扰气流方法和新变桨方案.前者主要消除0°和180°位置角零攻角和负力矩,后者通过改变高性能区的范围来减小特殊位置角的影响并产生新的性能极大值点.基于叶素动量理论,建立双盘面多流管模型,分别运用于NACA0012翼型、旋转直径为2 m的2叶片Φ型、H型立轴风力机,并且采用Matlab程序设计语言进行相应计算研究.研究结果显示这2种方法大幅度地降低了负力矩影响范围,整体效果改善显着,上盘面都优于下盘面.(本文来源于《排灌机械工程学报》期刊2018年02期）
张晓东[4]（2017）在《小攻角水下航行体定常空泡外形计算方法》一文中研究指出水下航行体上的空泡在攻角、重力及航行体的外形影响下,空泡的迎水面外形与背水面外形并不对称,这种不对称空泡外形对空泡水动力或航行体弹道有极大影响。本文结合动量原理和空泡独立膨胀原理,在小攻角条件下建立了定常叁维空泡外形的方法。(本文来源于《舰船科学技术》期刊2017年21期）
雷娟棉,张嘉炜,谭朝明[5]（2017）在《小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应影响的数值研究》一文中研究指出为了研究小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应的影响,对不同船尾外形的旋转弹丸进行了数值模拟,得到了气动力及力矩随马赫数Ma、船尾角θ_t和船尾长度L_t与弹径D的比值L_t/D的变化。根据气动特性及流场结构,分析了船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响,并研究了旋转弹丸马格努斯效应的产生机理。结果表明:在船尾段,由边界层位移厚度的非对称畸变所产生的沿z轴负方向的力随θ_t和L_t/D的增大而逐渐增大;由周向切应力非对称畸变所产生的沿z轴正方向的力沿x轴逐渐增大,随Ma的增大而逐渐增大,随θ_t和L_t/D的增大而逐渐减小;由沿弹体轴向和周向压力分布的非对称性所产生的沿z轴负方向的力随θ_t和L_t/D的增大而逐渐增大,并且在超声速时随Ma的增大而逐渐减小,在亚跨声速时随Ma的增大而逐渐增大。(本文来源于《兵工学报》期刊2017年09期）
赵伟[6]（2017）在《小攻角下壁面粗糙元对高超音速钝楔绕流的影响》一文中研究指出本文假设飞行高度为29Km,Ma数为6,设计了0°、0.25°、0.5°、0.75°、1°、1.25°、1.5°、1.75°和2°共9种攻角的工况,将二维N-S方程分为无黏项、黏性项和非定常项,分别使用五阶WENO格式、六阶中心差分格式和叁步叁阶的TVD龙格库塔法进行离散,进而对流场进行直接数值模拟,以达到研究小攻角对壁面有粗糙元高超音速钝楔绕流影响的目的。结果表明:单个K型粗糙元影响使流场内形成激波-膨胀波-激波,而单个D型粗糙元会使流场内形成膨胀波-激波-膨胀波,且K型粗糙元对流场的影响大于D型粗糙元;在小攻角下,背风面强激波位置不断前移,迎风面强激波位置后移;背风面强激波前缘更强,迎风面后缘更强;流场下游,背风面流场的第一弱激波和第二膨胀波位置后移,而迎风面第一弱激波和第二膨胀波位置前移;攻角越大,边界层层外自由流速度越小;在迎风面,攻角越大边界层的厚度越小;在背风面攻角对边界层的影响更大。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2017-01-01）
张巧,吴小胜,姚冉[7]（2016）在《小攻角超声速尖锥边界层转捩对马格努斯效应的影响》一文中研究指出飞行器采用旋转的飞行方式能够达到消除偏心影响、实现动态稳定性和简化控制系统等目的。但旋转飞行方式也会带来不利的影响,即旋转产生的马格努斯力和力矩会影响飞行器的航向动稳定性,甚至引起飞行失稳。不同流动状况下,弹身马格努斯效应的主要生成机理也不同。大攻角下,弹身背风面体涡的非对称分离是产生马格努斯效应的主要机理;中小攻角下,弹身边界层位移厚度非对称畸变是马格努斯效应的主要生成机理;而当攻角进一步减小时,弹身头部区域边界层非对称转捩对弹身马格努斯力和力矩有较大的影响;因此有必要研究小攻角时,弹身头部的边界层转捩非对称畸变对马格努斯效应的影响。对于转捩预测问题,风洞试验的测试手段有限,干扰因素很多且难以消除。随着数值计算技术的发展,数值方法已成为预测转捩的重要手段。转捩模型方法与直接数值模拟(DES)或大涡模拟(LES)相比,其计算周期短且计算要求低,在航空工程领域更加适用。近年来完全依赖于当地变量的转捩模型方法得到发展,目前应用最广泛的是Langtry和Menter提出的γ-Re_(θt)模型。该模型求解了关于当地雷诺数和间歇因子的两个输运方程,考虑了自然转捩、bypass转捩和分离流转捩等多种转捩机制,适用于任意几何外形和非结构网格的CFD计算。为研究弹身头部的边界层转捩对马格努斯效应的影响,本文首先采用γ-Re_(θt)模型、代数转捩模型、R-γ转捩模型对旋转尖锥在超声速下的转捩问题进行了数值模拟,并与实验结果进行了对比,验证了不同转捩模型对旋转尖锥转捩问题的适用性。将γ-Re_(θt)模型与Realizable k-ε湍流模型和层流模型数值结果进行对比,分析了边界层转捩对尖锥旋转空气动力效应的影响。为得到与实验转捩位置吻合较好的转捩结果,采用γ-Re_(θt)模型与trip线强制转捩相结合的方法,并与γ-Re_(θt)模型对比分析转捩位置对马格努斯力的影响。研究结果表明:小攻角下尖锥的马格努斯力受转捩影响较大,γ-Re_(θt)模型对马格努斯力的预测更具有优势;在中等攻角下,代数转捩模型计算所得的马格努斯力与实验值符合结果较好,但对转捩位置,尤其是旋转引起的转捩位置的变化的预测都不准确。γ-Re_(θt)模型中,压力和粘性力对马格努斯力的贡献沿锥体x轴的分布,在尖锥背风面转捩起始位置前与层流模型接近,在尖锥迎风面转捩完成后与湍流模型分布逐渐接近,而在背风面转捩起始位置与迎风面转捩完成位置之间与层流和湍流模型有较大差异。γ-Re_(θt)模型与trip线强制转捩相结合的方法可以得到与实验转捩位置吻合较好的结果,与γ-Re_(θt)模型相比,这种方法中粘性力对马格努斯力的贡献增大,尖锥总马格努斯力与实验值更加接近。(本文来源于《第九届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2016-10-20）
吕俊明,苗文博,黄飞,程晓丽,王强[8]（2016）在《火星进入器小攻角飞行的静不稳定性》一文中研究指出针对火星探路者号进入段飞行过程,求解叁维流体力学Navier-Stokes方程,采用高温真实气体模型和等效比热比完全气体模型,对气动力特性进行预测和分析,对发现的小攻角静不稳定现象开展机理分析.比较海盗号数值计算结果、文献数据和飞行试验数据,结果符合很好,验证了物理化学模型及数值方法;探路者号的升阻特性和配平特性预测数据表明,真实气体模型和LAURA数据符合很好,等效比热比模型可以较准确地计算升力和阻力系数;2°攻角飞行时,进入器沿轨道出现静不稳定,完全气体模型无法模拟,分析认为迎风区声速线在肩部的移动和背风区亚声速区的分布变化以及亚声速区泡的出现,导致激波层压力下降和肩部膨胀区的压力下降向上游的传递过程发生变化,造成表面压力分布改变,最终诱发静不稳定.(本文来源于《计算物理》期刊2016年03期）
程少华,权晓波,于海涛,翟章明,王占莹[9]（2015）在《小攻角下航行体叁维非定常空泡形态理论预示方法》一文中研究指出小攻角下水下航行体高速运动时会形成不对称、非定常空泡,空泡形态是水下流体动力及弹道设计的主要依据。该文基于空泡独立膨胀原理,考虑横流对独立空泡发展的影响,建立了带攻角状态下空泡形态理论计算模型。针对典型工况开展计算获得了航行体迎背流面空泡长度、空泡压力变化过程,并与试验数据进行比对以验证模型的合理性。(本文来源于《船舶力学》期刊2015年08期）
靖振荣,孙朋朋,黄章峰[10]（2015）在《小攻角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响》一文中研究指出攻角是影响后掠机翼边界层横流稳定性的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解叁维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动波的中性曲线及增长率演化曲线,基于线性稳定性理论(LST)研究了攻角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用转捩预测eN方法进行了转捩预测.研究发现,扰动波的增长在背风面受到抑制,在迎风面受到增强;转捩首先发生在迎风面,当扰动速度为来流速度的0.05%时,转捩发生的N值在6左右,转捩发生的位置在0.1~0.2个弦长之间.(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2015年11期）
小攻角论文开题报告
（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：
通过求解叁维不可压雷诺时均N-S方程,当雷诺数为3×106,攻角为0°时,研究了NACA0012翼型绕流的边界层厚度分布和边界层内流体切向速度的变化规律.研究发现,沿着翼型弦线方向,从前缘到后缘,边界层的名义厚度、位移厚度、动量损失厚度以及能量损失厚度均呈增大趋势,且数值均很小,四种厚度的最大值分别占翼型弦长的1.25%、0.36%、0.17%和0.29%;在边界层内流体黏性的影响明显,流体切向速度与其势流解的比值沿着翼型吸力面外法线方向先迅速增大,之后增长率逐渐减小,当法向高度大于边界层名义厚度后基本保持不变,呈现出典型的边界层速度剪切特性.
（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。
小攻角论文参考文献
[1].赵振宙,钱思悦,沈文忠,王同光,许波峰.考虑小攻角影响H型风轮变桨方法研究[J].太阳能学报.2019
[2].李德顺,李秋燕,李仁年,李银然,王成泽.小攻角时风力机翼型边界层特性的数值模拟[J].兰州理工大学学报.2018
[3].赵振宙,钱思悦,郑源,汪瑞欣,曾冠毓.考虑小攻角影响立轴风轮气动性能改善方法[J].排灌机械工程学报.2018
[4].张晓东.小攻角水下航行体定常空泡外形计算方法[J].舰船科学技术.2017
[5].雷娟棉,张嘉炜,谭朝明.小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应影响的数值研究[J].兵工学报.2017
[6].赵伟.小攻角下壁面粗糙元对高超音速钝楔绕流的影响[D].哈尔滨工程大学.2017
[7].张巧,吴小胜,姚冉.小攻角超声速尖锥边界层转捩对马格努斯效应的影响[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016
[8].吕俊明,苗文博,黄飞,程晓丽,王强.火星进入器小攻角飞行的静不稳定性[J].计算物理.2016
[9].程少华,权晓波,于海涛,翟章明,王占莹.小攻角下航行体叁维非定常空泡形态理论预示方法[J].船舶力学.2015
[10].靖振荣,孙朋朋,黄章峰.小攻角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响[J].北京航空航天大学学报.2015