一、T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究（论文文献综述）
谢鸣,杨爱玲,陈二云,张文清[1]（2021）在《一种耦合仿生翼型降噪机理研究》文中提出基于NACA0018翼型,将波状前缘、锯齿尾缘和表面脊状3种仿生结构进行耦合,形成WSR翼型,并采用大涡模拟和FW-H方法研究了WSR翼型在不同雷诺数和攻角下的流场和噪声特性。结果表明:在小攻角、低雷诺数下WSR翼型可降低噪声5 dB左右;在大攻角下,锯齿尾缘结构加剧了尾缘处流动掺混,改变了尾迹涡结构,降低了翼型尾缘处的涡量,进而使噪声降低8 dB左右。
马瑞贤[2]（2020）在《基于弹性尾缘的翼型流噪声控制研究》文中研究表明尾缘噪声是翼型自噪声的主要来源,中低雷诺数层流下刚性翼型尾缘易产生高幅值单音噪声,破坏空中、水下航行器的安静性。翼型可变形设计为降低航行器噪声和提高航行器经济性提供了新的途径,具有广阔的应用前景。弹性尾缘是可变形翼型的一种基本形式,结构相对简单。然而,目前对翼型弹性尾缘噪声的产生机制和声学特性的研究十分有限,对不同弹性尾缘形式、结构参数下辐射噪声的变化规律研究亦较少。针对以上问题,本文以NACA0012翼型为对象,开展了中等雷诺数弹性尾缘噪声辐射特性的研究。针对弹性尾缘噪声产生过程中涉及的流体-结构耦合发声,采用声学直接模拟进行声场正向演化,结合混合预报方法进行声源解耦,以揭示弹性尾缘噪声的发声机制。通过仿真和实验,分析不同形式弹性尾缘噪声的辐射特性,研究改变弹性尾缘结构和材料参数对弹性尾缘降噪效果的影响。为了避免声学直接模拟时尾迹扰动引起的计算边界声波反射,提出了一种基于网格拉伸的波前最大耗散混合无反射边界条件,在声学模拟域外构造声阻尼层,在层内将网格拉伸方向匹配声波传播方向,实现对声波的最大耗散,强化无反射边界条件的吸声性能。在噪声混合预报中,基于对流FW-H方程,提出了对流广义载荷噪声积分式,使流固耦合总辐射噪声的预报速度提高了近37%。分析了可穿透积分面的虚假声源问题,采用积分面平均法和开式积分面有效抑制了虚假噪声。对声学仿真方法进行了验证,在典型的均匀流圆柱振荡流固耦合系统的发声问题中,发现了圆柱在不同振荡频率下的三种发声模式,给出了“噪声自抑”区间。对刚性翼型尾缘噪声声场进行了直接模拟,攻角为0°、2°时翼型噪声频谱中捕捉到一个高幅值主单音,在其两侧等间距分布若干次单音,随着攻角增大,主单音逐渐转化为次单音。仿真分析了尾缘附加刚性延伸平板的辐射声场,研究了平板长度和厚度变化对尾缘噪声的影响。结果表明,延伸平板能够延缓翼型壁面边界层分离,减弱尾缘附近分离涡的尺度和强度,继而消除单音噪声,降低总体噪声水平,降噪效果随着攻角增大而降低;在一定的长度范围内,辐射噪声随着延伸平板长度的增加而降低;随着延伸平板厚度减小,钝尾噪声降低,但总体噪声水平变化不大。为了解决弹性尾缘大变形与保持流场域壁面小尺度结构化网格质量之间矛盾,在流固耦合算法中采用了基于扩散原理的流场域动网格控制方法和数据交换慢加速技术。开展了弹性尾缘噪声直接模拟和混合预报,分析了流场非定常脉动与结构弹性变形之间的耦合对辐射声场的影响和降噪机制,获得了弹性尾缘的结构阻尼和弹性变化对降噪效果的影响规律。弹性尾缘能延缓壁面流动分离,减弱壁面压力脉动,消除层流单音噪声,但引起低频噪声升高,总降噪效果随着攻角增大而减小。当弹性尾缘弯曲幅值较大时,弯曲波在低频固有频率处对流场脉动和辐射噪声产生频率锁定,引起低频锁频单音噪声,增大结构阻尼能降低锁频单音。随着结构刚度的减小,弹性尾缘对总噪声的降噪效果先增大后降低。采用声场直接模拟和混合预报方法对弹性延伸平板尾缘的声辐射场进行了仿真,分析了不同攻角下弹性延伸平板尾缘声源耦合与辐射噪声特性,研究了平板刚度和厚度变化的影响。与尾缘刚性延伸平板相比,弹性平板能进一步降低辐射噪声。在锁频频率下,延伸平板壁面压力脉动噪声声波在翼型壁面诱导出“次生”压力波,增加翼型前缘噪声。在给定范围内,随着刚度下降,弹性延伸平板尾缘的降噪性能降低。开展了弹性延伸平板尾缘噪声的实验测量,采用平面声阵列技术对主要特征频率处的噪声进行了声源定位。测量得到翼型单音噪声声源位于翼型壁面紧邻尾缘处;尾缘附加弹性延伸平板后,单音噪声得到有效抑制,声源向下游移动至延伸平板末端附近的壁面上。单音噪声声源位置、尾缘弹性延伸平板对单音噪声的抑制效果和对声源位置的影响规律与数值仿真一致。实验测量的尾缘弹性延伸平板厚度变化对钝尾噪声的影响规律亦验证了仿真结果。
许风玉[3]（2020）在《轴流散热风扇转静干涉噪声仿生控制研究》文中研究表明轴流式散热风扇广泛应用于工业生产及人们的日常生活中,风扇在运行过程中不可避免的会产生噪声,其中气动噪声占主要成分,如何降低风扇气动噪声引起了众多学者的注意。随着仿生学的发展,运用仿生学思想降低风扇运行过程中的气动噪声问题,是近年来的研究热点。本文基于仿生学流动控制理论,对NACA0012翼型进行仿生学设计,通过数值模拟及试验等研究方法,探索仿生叶片的降噪性能及降噪机理,主要研究工作如下:（1）阐述国内外关于风扇叶片降噪研究现状,对比传统降噪措施以及仿生学降噪方法的优劣。得出仿生降噪方法相比较传统降噪方法在降噪能力以及未来发展方面都具有巨大优势。前缘波状以及尾缘锯齿结构的仿生叶片具有良好的降噪能力,以及较大的发展潜力。确定本文所研究的仿生叶片结构为前缘波状尾缘锯齿结构。（2）阐述翼型叶片数值模拟方法,确定本文对翼型叶片气动噪声的数值模拟方法为大涡模拟结合FW-H声类比模拟。选择NACA0012为本文数值模拟的叶片,确定叶片数值模拟计算域并划分四种不同网格数量的网格,通过网格无关性检验最终确定464万网格数量为本文数值模拟的网格数量。通过数值模拟分析研究NACA0012翼型噪声产生机理,结果表明:翼型叶片由于翼型壁面逆压梯度的存在导致壁面流体在尾缘附近发生边界层转捩以及涡脱落,并伴随着涡的破碎,进而导致壁面剧烈的压力波动;对比噪声理论模型发现声学反馈回路模型对叶片壁面产生的不稳定单音峰值噪声对叶片不同位置的影响能给出更好的解释。（3）通过总结国内外对仿生叶片的研究,对翼型叶片进行仿生学设计,设计出四种前缘和尾缘不同组合结构的仿生叶片;通过数值模拟对比仿生叶片降噪性能,分析降噪机理,模拟结果发现在0攻角以及5攻角下仿生叶片均有一定的降噪效果,其中对峰值噪声降噪效果更好;在0攻角下总噪声最大降低15.64dB。在5攻角下,对总声压级降噪范围为2.1～3.2dB。对仿生叶片降噪机理分析得出:1)仿生叶片由于波状前缘结构使近壁面前缘波谷区域存在等值反向的展向流动速度,展向流动速度在波谷位置汇合,从而使壁面涡脱落位置提前;2)前缘波状结构以及尾缘锯齿结构能够将较大尺度以及较大强度的展向涡结构破碎为较小尺度和强度的涡结构,减小壁面压力波动幅值;3)尾缘锯齿结构能够降低尾缘壁面压力波动的展向相关性;4)仿生结构的存在能够抑制T-S波的传输降低T-S波的峰值;综合这些因素使仿生叶片产生降噪的效果。（4）通过对叶栅转-干涉模型的数值模拟探索了前缘波状结构叶片叶栅对叶片前缘干涉流场的流场特性。结果发现前缘波状结构的叶片能够将大尺度展项脱落涡打碎为较小尺度的流向涡结构,使流场涡强度减小。（5）最后,将仿生叶片应用于小型轴流风机,并测试其气动和噪声性能,结果发现:较低工况小(18V2300rpm,21V2500rpm仿生模型3具有较好的声学性能,总噪声降低约3.02dB,3.46dB,但气动性能损失较大;在较高工况下（24V3000rpm）所有仿生模型降噪性能较差,其中Bionic-3降噪性能最差噪声增加约3.66dB,而气动性能影响较小。
屈骁[4]（2020）在《超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究》文中指出低压涡轮高负荷设计是减轻低压涡轮部件重量,提升军用发动机推重比、民用发动机经济性的有效途径之一。然而叶片负荷的提高势必会增大端区横向压差,增强二次流、加剧损失。尤其是Zweifel数1.4以上的超高负荷低压涡轮,其内部存在异常严重的流动分离现象,极大地限制了超高负荷叶片在低压涡轮设计中的应用。本文针对高性能航空发动机设计中这一重要技术瓶颈,围绕低压涡轮端区非定常流动机理及流动损失控制等问题,以具有尾迹扫掠模拟功能的低速大尺寸叶栅风洞为实验载体,采用实验和数值计算相结合的研究方法,深入细致地开展了以下4方面的研究工作:（1）典型低压涡轮内部端区二次流的演化机制:以典型常规负荷低压涡轮叶片为研究对象,采用实验测试为主,数值计算为辅的研究方法,重点分析了低压涡轮内部端区二次流的非定常演化机制,掌握了上游尾迹对端区二次流、叶片附面层以及相关损失的影响规律,详细探讨了来流雷诺数、端壁边界层厚度对端区二次流的影响机理,并尝试利用上游尾迹扫掠抑制端区二次流的发展。研究发现:上游尾迹可以改善叶栅前缘攻角特性,降低叶片前端负荷,尾迹中的正负涡团与轮毂通道涡相互作用交替进行,二次湍动能在整个周期内的时均值降低,削弱了端区二次流的强度。（2）上游尾迹扫掠下低压涡轮端区二次流非定常时空演化机制及建立端区涡系结构模型:在典型低压涡轮叶片的基础上发展了两套不同负荷分布的超高负荷低压涡轮叶片（Zw=1.58）,重点分析了上游尾迹与超高负荷低压涡轮端区二次流的相互作用机理,在定常和非定常气动环境下获得了来流雷诺数、尾迹扫掠频率和叶片负荷分布对端区二次流特性及其损失发展的影响规律。在此基础上,通过凝练总结定常和非定常工况下端区复杂涡系结构的迁移规律,完善并建立了超高负荷低压涡轮端区定常和非定常涡系结构模型,进一步深化对超高负荷低压涡轮端区二次流形成和发展过程的认识。（3）上游尾迹与非轴对称端壁对端区二次流耦合控制机理研究:非轴对称端壁的设计优化需要考虑上游非定常效应的影响,否则定常工况下设计的非轴对称端壁应用在真实涡轮环境下很可能出现负面效应。以尾迹周期性扫掠下低压涡轮端区二次流发展演化规律为出发点,优化非轴对称端壁几何结构参数,在非定常尾迹扫掠下揭示非轴对称端壁对端区二次流及其涡系结构影响机理;在此基础上,进一步提升叶片负荷,在定常和非定常工况下,对比光滑壁面和非轴对称端壁作用下的超高负荷低压涡轮端区涡系结构的流场变化;初步建立上游尾迹与非轴对称端壁的耦合机制,结果表明,上游尾迹耦合非轴对称端壁较大限度地进一步抑制低压涡轮端区流动分离。（4）激振器射流与端壁抽吸对附面层和二次流的综合调控机制研究:将机理性研究成果应用到低压涡轮流动控制当中,探索了超高负荷低压涡轮端区流动损失的新型控制方法。针对低雷诺数下超高负荷后加载叶片吸力面出现开式大分离的问题,采用大涡模拟的计算方法,开展了脉冲射流式涡激振器对超高负荷低压涡轮附面层的调控机制研究;随后详细分析了尾迹扫掠下端壁边界层抽吸对超高负荷低压涡轮端区二次流的控制机理;最后探讨了射流式涡激振器和端壁边界层抽吸对吸力面附面层和端区二次流的综合调控机制,实现吸力面射流与端壁边界层抽吸流量的平衡,达到削弱二次流、抑制吸力面分离泡的目的,使超高负荷低压涡轮气动损失减小约66.8%,显着提升了低压涡轮部件的气动性能,为超高负荷低压涡轮内部流动损失的综合调控提供了一个新的思路。
许文倩[5]（2020）在《Liutex涡识别方法及翼型绕流转捩研究》文中研究指明涡结构通常在湍流中被称为湍流相干结构,它被认为是湍流产生和维持过程中最显着的特征之一,并且对湍流的产生（转捩）、维持和演化起着重要作用。因此,研究湍流可以从以下两个方面展开,首先主要是给出涡和相干结构的明确和普遍接受的定义,借助于明确的涡定义形成对湍流结构清楚的认识。然后进一步研究了解涡的动力学特性及其与湍流的关系,本文主要工作和研究成果如下:（1）在刘超群等人提出的Liutex涡识别方法的基础上,从速度梯度张量的一种特殊（转置）Schur形式出发,导出了计算Liutex矢量的一个简单而明确的表达式,大大简化了 Liutex的实现过程,有助于Liutex概念在湍流研究中的应用。（2）分析Liutex的动力学特性。在平板边界层的DNS计算结果达到稳定状态之后,记录边界层内不同流动状态位置的Liutex、Q、Vorticity以及速度脉动随时间步的变化,对各变量进行频谱分析以及湍动能谱分析,得出以下结论:Liutex的频率谱和波数谱几乎完全遵循-5/3定律,而涡量以及其他涡识别方法,偏离任何阶次的幂数律。此外,湍动能谱仅在在较小的频率范围内与-5/3定律略有吻合。这种明显的Liutex相似性归因于Liutex代表流体运动的刚体转动部分,它没有粘性耗散,而涡量和其他涡识别方法会受到拉伸和剪切的影响。湍动能量谱只能在足够高的雷诺数条件下接近-5/3定律。因此,Liutex的-5/3相似律适用范围更广,可以不依赖于高雷诺数的假设,或许会成为湍流中一条重要的相似律以及研究湍流的更好方法。（3）对不同雷诺数及不同后掠角的翼型绕流进行了大涡数值模拟,并且进行了实验验证,检测边界层内各个区域的压力及速度分量脉动,获得每个区域各变量的脉动特性,并且通过Liutex表征方法获得翼型表面的涡结构衍化过程,得出如下结论:翼型表面分离涡内的流动情况分为两个阶段,前段部分流线相对规整,后段流线非常混乱,在流动分离区域的后半段,流体的流动状态发生改变,流动在此过程中发生转捩。在完全发展湍流区域的粘性底层,压力及各速度分量脉动的相对值远大于层流区域,并且Liutex线混乱,其流动状态并不接近层流状态。随着雷诺数的增大,越早发生流动分离,但是分离泡尺度变小,转捩位置前移。随着后掠角越大,翼型上表面,尤其是翼型前缘的最大速度会减小;流动分离起始位置越远离翼型前缘,但是横流速度分量的波动幅值增加变快,对流动转捩影响的比重增大,促进转捩发生,这也使得再附着位置提前,分离泡减小。流线及涡量并不是很好的表征瞬态涡结构的工具,前者容易受时均速度影响而使涡结构变得不明显,后者容易受剪切污染。在流动分离区后段,脱落出展向涡,随时间变化,展向涡向下游移动逐渐变大,并且变形,形成有头,有腿的并不十分规则的Ω涡,Ω涡在向下游运动过程中,产生变形,流动看起来更加杂乱无序。在展向涡形成以及演化过程中,展向涡下面存在很多不规则的小涡（不规则流向涡）结构,展向涡在运动过程中会将底层的小涡带往高层,与展向涡混合变形,形成涡腿,促进Ω涡的形成,展向涡在变形过程中不断抬升。后掠角越大,展向涡越容易快速变形,并且涡的角度发生倾斜,这也使得Ω涡更加不对称。
陈金强[6]（2020）在《基于高精度并行算法的尾缘噪声直接数值模拟》文中指出尾缘噪声是压气机/风扇叶片和机翼的翼型自噪声的主要来源之一,详细了解其产生的机制将有利于更安静的飞机和推进系统的设计。计算气动声学基于描述流动和声场的基本控制方程,通过数值模拟研究气动噪声的产生原理和特性,能够帮助人们进一步理解其的物理机制。随着计算机飞速发展,对叶片尾缘噪声进行直接数值模拟以探索尾缘噪声的形成和传播机制变得可行。从计算气动声学的角度出发,为了满足计算气动声学对高精度高效率的计算要求,本文将高精度、低色散、低耗散的有限差分紧致格式应用于尾缘噪声的直接数值模拟中。本文通过理论推导,提出了实现紧致格式并行计算并保持一致精度和色散特性的方法,并且通过一系列数值算例验证了该的可行性和准确性。在此基础上,本文开发出了高精度的直接数值模拟求解器,并且通过圆柱绕流和绕NACA0012翼型流、平面叶栅流场的数值模拟和流动特性分析,检验了该求解器的有效性和准确性。同时,初步揭示了从临界涡脱落状态开始增大雷诺数对绕NACA0012翼型尾缘涡结构的变化情况。最后,经过对圆柱绕流噪声计算的验证后,本文对NACA0012翼型尾缘噪声进行了直接数值模拟。结果分析表明临界涡脱落状态下,NACA0012翼型尾缘噪声源主要为偶极子声源,尾缘对噪声的传播具有散射和放大效果;随着雷诺数一定程度的增大,附着涡脱落形成的偶极子声源逐渐成为主导,其声压值和波长都增大。
牛佳宝[7]（2020）在《跨音速涡轮内部流动机理与激波控制方法研究》文中提出涡轮作为航空发动机、船用燃气轮机、地面重型燃气轮机、船用低速机涡轮增压器等现代机械制造的高端产品的重要部件之一,其性能对整机的运行稳定性和安全性等有决定性的作用。现代涡轮的技术朝着提高涡轮进口温度和减少级数的方向发展,涡轮级数的减少带来的必然结果就是膨胀比的提高,所以发展大膨胀比、跨音速涡轮是亟待解决的问题。但是跨音速涡轮会导致马赫数水平提高,产生激波现象进而产生不可小觑的激波损失,使涡轮的气动性能有所下降。综上所述,开展跨音速涡轮内部流动机理与激波控制方法研究是提高跨音涡轮气动性能的重要手段,对指导跨音速涡轮的的气动设计方法意义深远。首先,选取某型跨音速涡轮的叶型为研究对象,采用CFD数值仿真和气动性能实验相结合的方法,对跨音速涡轮内部及尾缘的流动状况进行了深入的研究,获得了跨音速涡轮内部及尾缘的的激波、激波与尾迹干涉、激波与边界层干扰分布等,为发展低激波损失叶型提供新的设计思路。鉴于上述跨音速涡轮内部的流动特点,通过对跨音速叶型曲率的数学分析,提出了基于数学多项式模型的跨音速叶型设计理念,确保型线上任意点处曲率平滑且连续,以弥补传统叶型曲率调节的局限性进而实现曲率分布向目标函数逼近的便捷性。同时应用跨音速叶型验证了该数学模型的科学有效性。然后,针对跨音速叶型喉部位置、叶型喉部后吸力面曲率、叶型压力面曲率、叶型尾缘半径等方面对尾缘激波的影响进行了系统全面的分析研究。提出了降低激波损失的具体方法:（1）本文的跨音速涡轮叶栅流道选用收扩比率为1.11的缩放形式,可以弱化叶栅尾缘的内尾正激波,正激波之后产生微弱的斜激波,整体激波强度降低;（2）叶型的吸力面喉部之后采用“缓冲段+后续直叶背”的形式,减缓内尾正激波前的气流速度即降低马赫数水平,削弱正激波的强度和吸力面斜激波的强度;（3）叶型的压力面曲率略增大,实现叶片“负荷后移”的思路,用强膨胀波弱化内尾正激波,但是其斜激波与外尾正激波的干涉作用不可忽视;（4）叶型尾缘的激波强度随着尾缘半径的减小而降低,但是对叶型尾缘需综合考虑,切不可只追求弱化激波而忽略冷却、结构强度等因素。为探究激波控制方法在变工况下的特性,对叶型进行了宽工况的模拟,在设计工况或者略大于设计工况的范围内可以得到具有最佳气动性能的跨音速涡轮叶型。最后,探究激波在跨音速涡轮内部三维空间的作用机理,应用上述降低激波损失的具体方法,分析跨音速涡轮内部三维流场的改善情况。除此之外,通过以静叶重心积叠线为旋转轴逆时针转动静叶,探究静叶尾缘的激波变化情况与攻角对动叶尾缘激波的影响。研究结果如下:（1）通过增大静叶压力面的曲率来调节涡轮级的反动度分配,减小20%叶高以下的反动度,增大20%叶高以上的反动度,可以减小气流在静叶内部的膨胀进而减小尾缘的激波损失,增大气流在动叶上半部分的膨胀导致其激波损失略增,但是涡轮级整体的气动效率提高0.5个百分点;（2）逆时针转动静叶,静叶的叶栅喉部前移,增大气流在静叶流道内的膨胀进而增加其尾缘的激波损失,增大动叶前缘的正攻角,可以削弱其尾缘的激波强度,但是能使最大厚度位置产生涡流现象。
李智杰[8]（2019）在《某燃气涡轮高压级气动与噪声性能的数值研究》文中指出随着现代航空发动机效率与推重比的提升,压比与涡轮前温度逐渐增大,高压涡轮叶片冷却成为限制发动机性能的关键因素。气膜冷却是一种已被普遍采用的叶片冷却技术,冷却气流能够保护叶片不受高温主流侵蚀,尾缘吹气还会对下游流动产生影响。动静干涉尤其上游尾迹与动叶的干涉是燃气涡轮流动中典型的非定常源,会对涡轮的气动性能、噪声辐射与疲劳寿命产生很大影响。尾缘吹气会改变尾迹区的流动特性,进而影响尾迹与动叶的相互作用,从而对涡轮的气动、噪声等性能产生影响。本文首先从圆柱绕流与三维叶栅模型出发,通过对比采用k-ε、RNG k-ε、k-ω、SST、DES与LES等模型时的计算结果,在兼顾计算精度与效率的情况下选择SST模型来完成后续研究,并在该模型下进行了网格无关性验证。其次利用Fluent与CFX软件对二维圆柱与三维叶栅进行了非定常计算,研究了各自的噪声辐射特性。研究发现圆柱绕流噪声频谱峰值频率与卡门涡街脱落频率一致,而高压涡轮动静干涉噪声则主要集中于叶片通过频率及其倍频。在入口注入熵波会对动静干涉产生影响,熵波频率越低该影响越明显。最后通过涡声方程分析了涡轮级噪声的流动机理。然后简化并改型静叶冷却结构,设计出四种缝宽的对开缝、半开缝尾缘结构,通过定常数值计算研究了在不同尾缘结构、吹气流量与劈缝宽度下尾缘吹气对下游流场的影响。发现与劈缝宽度及尾缘结构相比,吹气流量对流场影响最明显,不同吹气流量下得到的结论不同。依次增加吹气流量形成四种典型尾迹:纯尾迹（θ/d>0,BR=0.0%）、弱尾迹（θ/d>0,BR≠0.0%）、无动量亏损尾迹（θ/d≈0）和射流尾迹（θ/d<0）,在该过程中总压损失先增大后减小且峰值向吸力侧偏移,静叶出口气流角减小,吸力侧附面层厚度增加,对尾缘的冷却效果变差。当形成无动量亏损尾迹（BR=8.0%）时尾迹速度亏损被最大程度消除,尾迹对下游流动影响最小。最后通过非定常计算研究了纯尾迹、无动量亏损尾迹和射流尾迹对动叶通道流动及噪声辐射的影响。发现无动量亏损尾缘吹气相比于原型可以加强尾迹与主流的掺混并减弱尾迹与动叶的干涉,吸力侧干涉涡尺度减小,对下游流动的阻塞减弱,动叶表面静压波动峰值与偶极子噪声源强度降低,射流尾迹时流动状况反而恶化。从总声压级的结果来看,无动量亏损尾迹总声压级降低了约2.48dB,射流尾迹总声压级增加了约0.96dB。
肖凌晨[9]（2019）在《矩形凹腔对高超声速钝板边界层流动稳定性的影响》文中进行了进一步梳理高速飞行器热防护系统的网状填充物烧蚀后的外壁面,及飞行器接缝处均不可避免的存在凹腔。凹腔的存在将影响飞行器的流动稳定性。本文以来流马赫数为6的高超声速钝板边界层为研究对象,结合线性稳定性理论（LST）、直接数值模拟（DNS）和全局稳定性分析（Bi-Global）,通过定义N值的修正量△N（ω,h,w）来定量刻画矩形凹腔对边界层流动稳定性及转捩的影响,分析了二维工况下矩形凹腔深度、宽度、位置、组合间距,及三维工况下矩形凹腔长度、宽度和深度对边界层流动稳定性和转捩的影响。通过对不同工况数值模拟结果的分析,得到了如下结论:1.矩形凹腔对基本流的影响范围是局部的,在凹腔内部出现了稳定的、封闭的环形涡结构,其形式与凹腔的宽深比密切相关。2.定义N值修正量△N（ω,h,w）来定量刻画深度为h、宽度为w的矩形凹腔对频率为ω的扰动波稳定性和转捩位置的影响。△N（ω,h,w）可有助于工程师快速、有效地预测带有矩形凹腔工况的转捩位置。3.二维矩形凹腔对各种频率的扰动波均有抑制作用,而且对同频率扰动波的抑制作用随着矩形凹腔宽度和深度增大而增强。矩形凹腔的深度和宽度均较大时,凹腔下游的流动呈现明显的周期性。随着矩形凹腔位置的后移,它对扰动波的抑制作用呈现线性减弱的趋势。组合形式的矩形凹腔对扰动波的抑制作用与两个矩形凹腔分别单独作用时的叠加效果相当。4.三维横向凹腔引起的流场的三维特性不强,其对边界层流动稳定性的影响与二维凹腔相同;三维纵向凹腔,长深比是能否诱发转捩的关键参数,当长深比适中时才能诱发转捩,而宽深比对诱发转捩的影响不大。
郝文星[10]（2020）在《风力机叶片气动降载与流动分离控制研究》文中研究表明发展风电是我国深入推进能源生产和消费革命、促进大气污染防治的重要手段。近十多年来,凭借丰富的风资源、政策导向与技术推动,我国风电装机容量取得了飞速增长。为捕获更多的风资源,同时降低风力机度电成本,风力机大型化已成为风电技术发展的主要趋势。但随之而来的叶片尺寸增大、气弹特性增强、多尺度流动等问题将导致叶片处于更加复杂严峻的风况及载荷环境,严重威胁叶片结构安全。当风况较为复杂时,加之叶片气弹变形,叶片极易出现攻角增大进而流动分离的现象,并伴随分离涡脱落,不仅使叶片受力更加复杂,还降低了叶片气动效率。为提高叶片应对复杂风况及载荷的能力,提高叶片气动效率,有必要采用先进有效的流动控制方法以满足叶片气动降载与流动分离控制的需求。针对较具发展潜力的柔性尾缘襟翼控制方法与自适应襟翼控制方法,在学习借鉴国内外相关研究成果基础上,结合各流动控制方法研究的不足与发展需要,本文采用数值模拟方法对其降载效果及流动分离控制特点进行了较为系统的研究。主要研究内容如下:1.以S809翼型作为原始翼型,采用基于雷诺时均（RANS）方程的计算流体力学（CFD）方法研究了尾缘襟翼的静态与动态载荷控制效果,探明了其在不同流动状态下的控制特点。结果表明尾缘襟翼在附着流区对翼型升力系数具有较强的静态调控能力,随着流动分离的出现,升力系数调控能力降低,阻力系数调控能力增加。流动分离较大时,尾缘襟翼向翼型吸力面偏转能够减缓分离程度,且对应升阻力系数均降低,具有一定的减载效果。2.结合翼型在水平轴风力机叶片中的实际来流特点,以翼型在叶片挥舞方向的受力作为控制信号,基于CFD方法建立了尾缘襟翼非稳定来流下的闭环载荷控制模型,以验证尾缘襟翼在复杂载荷环境下的气动降载能力。结果表明,在三种非稳定来流下,相对于原始翼型,尾缘襟翼均较为明显地减缓了翼型的受力波动。此外,对于本文所建立的系统,当比例常数与延迟时间过大时将导致控制系统不稳定,且襟翼摆动速度达到一定值时将无法进一步提升控制效果。3.与尾缘襟翼减缓流动分离的特点不同,自适应襟翼在减缓流动分离时可提升翼型升力系数,降低阻力系数,因此可同时提升叶片的气动效率。论文首先采用RANS方法从翼型升阻力系数、分离区域大小与翼型表面压力分布三个角度分析了襟翼对流动分离的控制效果。结果表明,襟翼通过阻止分离区域回流,使襟翼上游压力降低,促进流动附着,从而提高升力系数,并降低阻力系数。此外,研究发现自适应襟翼控制效果与其抬起角度存在一定的规律。通过进一步分析襟翼自身气动力矩、抬起角度与控制效果之间的关系,发现对于特定攻角,随襟翼的抬起,控制效果逐渐提升,襟翼气动力矩逐渐增大,达到最佳控制效果后,气动力矩开始减小。以最佳控制效果为指标,开展了襟翼位置、襟翼长度以及襟翼个数对控制效果的影响。结果表明,在铰点位置不影响流动附着的前提下,襟翼越靠近分离点,越能更好地延缓分离,但当长度足够阻止回流时,长度越小,效果越好。此外,双襟翼具有更大的延缓流动分离的优势,且其中两襟翼的作用比重将根据分离程度发生变化。4.由于襟翼工作于最佳位置时,将受到一定的气动力矩作用,为此,本文提出了通过在襟翼铰点处施加类似于弹簧作用的线性外力矩以平衡襟翼气动力矩,从而使襟翼具有最佳控制效果。此外,根据襟翼抬起过程中襟翼表面压力的变化以及最佳位置时表面压力的分布特征,提出了基于合成力矩控制的方法以使襟翼运行于最佳位置。为验证上述两种改进方法的可行性,基于两种不同的失速过程,研究了受外力矩约束的襟翼流动控制效果。结果表明,通过施加弹簧外力矩的方法在流动分离较大时易出现失效现象,而合成力矩控制方法整体表现较好,且在流动分离较小时完全阻止了襟翼抬起,避免了此时其对翼型气动性能产生的不利影响。5.为了更全面可信地研究自适应襟翼的流动控制效果,采用能更加真实体现流动分离过程中涡的生成与脱落的DES模型并结合流固耦合方法开展了自适应襟翼动态流动控制研究。首先对比了二维与三维原始翼型与襟翼翼型的流动分离特点,结果表明:相对于二维流动分离,随着三维模型展长的增大,涡脱落强度逐渐降低,涡脱落位置延后,升阻力系数波动强度减弱,流动分离也略有延迟。尽管二维与三维原始翼型流场在涡脱落强度上有所不同,但襟翼对其流动控制效果具有一定的相似点。即襟翼均使升力系数提高,阻力系数降低,且时均表面压力系数变化也较为相似,并与二维稳态结果较为吻合。6.在明确了采用二维DES方法研究襟翼控制效果的可行性后,对襟翼的动态流动控制效果开展了更全面地研究。襟翼动态特性包含了襟翼对流场动态演变的影响以及自身动态运动特性。研究表明:襟翼控制效果主要体现在提高升力系数平均值,降低阻力系数波动平均值,提升翼型受力波动频率,降低波动强度。转动惯量与运动阻尼对襟翼控制效果影响较小,但对襟翼运动特点影响较大。增大转动惯量的影响主要体现为使襟翼运动高频分量减弱,低频分量增加,但整体上襟翼波动范围变化不大。增大运动阻尼的影响主要体现为同时减弱了襟翼运动的高频分量与低频分量,并使襟翼整体运动范围缩小,波动更为稳定。
二、T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究（论文提纲范文）
（1）一种耦合仿生翼型降噪机理研究（论文提纲范文）
| 1 模型和监测点位置 |
| 2 数值计算方法 |
| 2.1 计算方法 |
| 2.2 计算域及网格 |
| 2.3 控制方程及边界条件 |
| 2.4 计算方法验证 |
| 3 计算结果及分析 |
| 3.1 WSR翼型整体噪声性能 |
| 3.2 仿生翼型的流场及降噪机理分析 |
| 3.3 WSR翼型的噪声特性 |
| 3.3.1 压力脉动 |
| 3.3.2 噪声指向性图 |
| 3.3.3 噪声频谱图 |
| 4 结 论 |
（2）基于弹性尾缘的翼型流噪声控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 刚性翼型尾缘噪声研究现状 |
| 1.2.1 翼型尾缘噪声的产生机理 |
| 1.2.2 翼型尾缘噪声的预报方法 |
| 1.2.3 翼型尾缘噪声的控制方法 |
| 1.3 弹性尾缘噪声研究现状 |
| 1.3.1 基于平板模型的弹性尾缘噪声研究 |
| 1.3.2 基于翼型模型的尾缘噪声研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第2章 基于直接模拟和对流广义载荷噪声的翼型弹性尾缘噪声预报方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于混合无反射边界的弹性尾缘噪声直接模拟方法 |
| 2.2.1 流动控制方程及数值求解方法 |
| 2.2.2 声学变量的分离方法 |
| 2.2.3 基于波前最大耗散的混合声学无反射边界构造方法 |
| 2.3 基于对流广义载荷的弹性尾缘噪声混合预报及声解耦方法 |
| 2.3.1 对流FW-H积分方程对翼型弹性尾缘噪声的声解耦分析 |
| 2.3.2 翼型弹性尾缘噪声的对流广义载荷噪声积分式 |
| 2.3.3 基于声源时间域的对流广义载荷噪声积分求解方法 |
| 2.4 翼型弹性尾缘噪声预报方法验证 |
| 2.4.1 仿真模型及求解参数 |
| 2.4.2 直接声学模拟法的验证 |
| 2.4.3 对流广义载荷噪声积分式混合计算法的验证 |
| 2.4.4 关于可穿透对流积分式1A虚假声源的讨论 |
| 2.4.5 计算效率对比及计算精度影响因素分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 翼型刚性尾缘及延伸平板尾缘噪声分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 刚性尾缘噪声辐射特性验证及分析 |
| 3.2.1 计算模型及求解参数 |
| 3.2.2 流场结果验证 |
| 3.2.3 声场结果验证与分析 |
| 3.3 刚性尾缘延伸平板声辐射特性分析 |
| 3.3.1 尾缘延伸平板模型 |
| 3.3.2 尾缘延伸平板的降噪效果 |
| 3.3.3 尾缘延伸平板的降噪机理分析 |
| 3.4 刚性尾缘延伸平板长度对降噪效果的影响 |
| 3.4.1 对流动非定常特性的影响 |
| 3.4.2 对降噪效果的影响 |
| 3.5 刚性尾缘延伸平板厚度对降噪效果的影响 |
| 3.5.1 对流动非定常的影响 |
| 3.5.2 对降噪效果的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 弹性尾缘噪声辐射特性 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 弹性尾缘流固耦合动力学建模方法及验证 |
| 4.2.1 考虑弹性尾缘非线性变形的结构响应计算方法 |
| 4.2.2 弹性尾缘的流固耦合算法 |
| 4.2.3 弹性尾缘流固耦合验证算例 |
| 4.3 弹性尾缘噪声产生及降噪机理分析 |
| 4.3.1 尾缘结构参数及离散 |
| 4.3.2 弹性尾缘动力学响应 |
| 4.3.3 弹性尾缘流场非定常脉动 |
| 4.3.4 弹性尾缘降噪效果 |
| 4.3.5 弹性尾缘降噪机理 |
| 4.4 结构阻尼对弹性尾缘声源及辐射声场的影响 |
| 4.4.1 对结构声源的影响 |
| 4.4.2 对流体声源的影响 |
| 4.4.3 对辐射声场的影响 |
| 4.5 结构刚度对弹性尾缘声源及辐射声场的影响 |
| 4.5.1 对结构声源的影响 |
| 4.5.2 对流体声源的影响 |
| 4.5.3 对辐射声场的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 弹性延伸平板尾缘噪声辐射特性 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 弹性与刚性延伸平板尾缘噪声的对比分析 |
| 5.2.1 弹性延伸平板尾缘振动特性 |
| 5.2.2 弹性延伸平板尾缘流动特性 |
| 5.2.3 弹性延伸平板尾缘噪声与翼型前缘噪声的耦合分析 |
| 5.2.4 弹性与刚性延伸平板尾缘噪声的对比分析 |
| 5.3 不同结构刚度下弹性延伸平板尾缘噪声辐射特性 |
| 5.3.1 结构振动特性 |
| 5.3.2 流动特性 |
| 5.3.3 声辐射特性 |
| 5.4 不同平板厚度下弹性延伸平板尾缘噪声辐射特性 |
| 5.4.1 结构振动特性 |
| 5.4.2 流动特性 |
| 5.4.3 声辐射特性 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 弹性延伸平板尾缘噪声实验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 弹性延伸尾缘结构参数 |
| 6.2.1 尾缘延伸平板几何参数 |
| 6.2.2 尾缘延伸平板材料属性参数 |
| 6.3 实验系统及实验工况 |
| 6.3.1 消音风洞总体系统 |
| 6.3.2 噪声测量系统 |
| 6.3.3 实验工况 |
| 6.4 实验结果及对比分析 |
| 6.4.1 翼型自噪声成像结果与分析 |
| 6.4.2 延伸平板尾缘声成像结果 |
| 6.4.3 仿真与实验结果的对比分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（3）轴流散热风扇转静干涉噪声仿生控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究的目的和意义 |
| 1.2 轴流式风机噪声源及噪声特征 |
| 1.2.1 轴流式风机气动噪声产生机理 |
| 1.2.2 轴流风机噪声分类概述 |
| 1.3 轴流式风机降噪方法及研究进展概述 |
| 1.3.1 优化叶片结构参数 |
| 1.3.2 采用仿生流动控制技术在降低风扇噪声上的应用 |
| 1.3.3 仿生流动控制降噪技术国内外研究现状 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 第2章 翼型叶片气动噪声数值模拟分析 |
| 2.1 气动声学数值模拟方法介绍 |
| 2.2 Open FOAM大涡模拟介绍 |
| 2.2.1 大涡模拟概述 |
| 2.2.2 方程与模型 |
| 2.3 翼型叶片模型选择及求解设置 |
| 2.3.1 翼型叶片选取 |
| 2.3.2 模型计算域及求解设置 |
| 2.3.3 计算模型网格无关性验证 |
| 2.4 光滑翼型叶片噪声性能数值模拟及噪声机理分析 |
| 2.4.1 光滑叶片噪声数值模拟结果 |
| 2.4.2 翼型叶片噪声产生机理分析 |
| 2.4.3 边界层及壁面流场特性分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 仿生翼型叶片气动噪声数值模拟分析 |
| 3.1 仿生叶片设计依据 |
| 3.2 本文仿生叶片设计与同类叶片的不同 |
| 3.3 仿生翼型叶片设计 |
| 3.4 仿生叶片攻角α=0°噪声计算结果 |
| 3.5 仿生叶片攻角α=5°噪声计算结果 |
| 3.6 仿生叶片气动性能计算结果分析 |
| 3.7 仿生翼型叶片降噪机理分析 |
| 3.7.1 攻角α=0°条件下仿生结构降噪机理分析 |
| 3.7.2 攻角α=5°条件下仿生结构降噪机理分析 |
| 3.8 本章小结 |
| 第4章 轴流式风机叶栅干涉流场数值模拟分析 |
| 4.1 叶栅几何模型及叶栅参数 |
| 4.2 计算域及网格划分,以及求解模型设置 |
| 4.3 计算结果分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 仿生流动控制技术在小型轴流式风机上的应用试验 |
| 5.1 仿生风扇叶片设计 |
| 5.1.1 叶片选型及光滑叶片风扇设计 |
| 5.1.2 仿生叶片设计依据 |
| 5.2 仿生风扇气动性能测试 |
| 5.2.1 试验方法 |
| 5.2.2 仿生风扇气动性能试验结果 |
| 5.3 仿生风扇噪声性能测试 |
| 5.3.1 试验方法 |
| 5.3.2 试验结果分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 总结展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 本文创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间取得的成果 |
| 发表论文 |
| 参与项目 |
| 致谢 |
（4）超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 低压涡轮内部复杂流动的分类 |
| 1.2.1 附面层流动 |
| 1.2.2 叶冠泄漏流 |
| 1.2.3 端区二次流 |
| 1.3 端区二次流的影响因素概述 |
| 1.3.1 雷诺数的影响 |
| 1.3.2 端区边界层的影响 |
| 1.3.3 叶片负荷的影响 |
| 1.4 上游尾迹的非定常效应研究 |
| 1.4.1 上游尾迹与叶片附面层的耦合效应 |
| 1.4.2 上游尾迹与端区二次流的耦合效应 |
| 1.5 端区流动控制技术的研究进展 |
| 1.5.1 被动控制技术 |
| 1.5.2 主动控制技术 |
| 1.5.3 端区流动控制技术的研究小结 |
| 1.6 本文的研究目标和内容 |
| 1.6.1 研究目标 |
| 1.6.2 研究内容 |
| 1.6.3 论文组织结构 |
| 第二章 实验设备及实验方法 |
| 2.1 低速大尺寸叶栅风洞 |
| 2.1.1 叶栅风洞总体结构 |
| 2.1.2 实验段和研究对象介绍 |
| 2.1.3 流场品质测量 |
| 2.2 测试设备介绍 |
| 2.2.1 压力测试设备 |
| 2.2.2 恒温热线风速仪 |
| 2.2.3 位移机构及控制器 |
| 2.2.4 数据采集系统 |
| 2.3 标定风洞介绍 |
| 2.4 尾迹模拟装置 |
| 2.5 实验数据处理 |
| 2.6 实验误差分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 数值计算方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 雷诺时均(RANS)方法 |
| 3.2.1 湍流及转捩模型 |
| 3.2.2 SST湍流模型 |
| 3.2.3 Gamma-Theta转捩模型 |
| 3.3 大涡模拟(LES)方法 |
| 3.3.1 过滤函数 |
| 3.3.2 亚格子应力模型 |
| 3.4 数值方法校核 |
| 3.4.1 数值误差分析 |
| 3.4.2 实验结果验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 典型低压涡轮内部端区二次流的演化机制 |
| 4.1 研究模型 |
| 4.2 尾迹扫掠下低压涡轮内部非定常流场演化特性的实验研究 |
| 4.2.1 尾迹扫掠下叶片二维气动特性的演化特征 |
| 4.2.2 尾迹扫掠下端区涡系结构的演化特征 |
| 4.3 上游尾迹与端区二次流的相互作用机理 |
| 4.4 尾迹扫掠下边界层厚度对端区二次流的影响机制 |
| 4.4.1 定常来流下边界层厚度对端区二次流的影响机理 |
| 4.4.2 尾迹扫掠下端区二次流的演化机制 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 上游尾迹与超高负荷低压涡轮端区二次流的耦合机理 |
| 5.1 研究模型 |
| 5.2 尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理 |
| 5.2.1 上游尾迹对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.2.2 上游尾迹对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.2.3 上游尾迹与端区二次流的干涉机理 |
| 5.3 叶片负荷分布对超高负荷低压涡轮端区二次流的影响机理 |
| 5.3.1 负荷分布对吸力面分离泡影响的实验研究 |
| 5.3.2 负荷分布对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.3.3 负荷分布对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.3.4 尾迹扫掠下叶片负荷分布对端区二次流的影响机理 |
| 5.4 尾迹扫掠频率对超高负荷低压涡轮端区二次流的影响机理 |
| 5.4.1 尾迹扫掠频率对吸力面分离泡影响的实验研究 |
| 5.4.2 尾迹扫掠频率对叶型损失影响的实验研究 |
| 5.4.3 尾迹扫掠频率对端区二次流影响的实验研究 |
| 5.4.4 不同尾迹扫掠频率下端区二次流的演化机理 |
| 5.5 超高负荷低压涡轮端区涡系结构模型构建 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 低雷诺数下端区二次流的新型调控方法与机理探索 |
| 6.1 上游尾迹与非轴对称端壁对端区二次流的耦合调控机制 |
| 6.1.1 非轴对称端壁的造型设计 |
| 6.1.2 定常来流下非轴对称端壁对端区二次流的影响机理 |
| 6.1.3 尾迹扫掠下非轴对称端壁对端区二次流的影响机理 |
| 6.1.4 上游尾迹与非轴对称端壁耦合调控端区二次流的实验研究 |
| 6.2 尾迹扫掠下端壁边界层抽吸对端区二次流的调控机制 |
| 6.2.1 研究模型 |
| 6.2.2 超高负荷低压涡轮端区涡系结构演化特征 |
| 6.2.3 边界层抽吸位置对端区二次流的影响机理 |
| 6.2.4 边界层抽吸量对端区二次流的影响机理 |
| 6.2.5 上游尾迹与边界层抽吸对端区二次流的耦合调控机制 |
| 6.3 射流式涡激振器对超高负荷低压涡轮附面层特性的调控机制 |
| 6.3.1 研究模型 |
| 6.3.2 射流式涡激振器内部流动分析 |
| 6.3.3 射流式涡激振器对叶片附面层分离与转捩的影响机制 |
| 6.3.4 涡激振器射流与吸力面附面层的相互作用机理 |
| 6.4 射流式涡激振器与端壁边界层抽吸的综合调控机制 |
| 6.4.1 研究模型 |
| 6.4.2 调控效果分析 |
| 6.4.3 调控机制初探 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（5）Liutex涡识别方法及翼型绕流转捩研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 涡识别方法 |
| 1.2.2 Kolmogorov的湍流相似律 |
| 1.2.3 后掠翼型湍流转捩研究 |
| 1.3 本文的结构安排和主要工作 |
| 第二章 Liutex向量的显式计算方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 Liutex定义的显式表达式 |
| 2.2.1 速度梯度张量的分析 |
| 2.2.2 Liutex定义的显式表达式 |
| 2.2.3 改进的Liutex矢量计算程序: |
| 2.3 计算结果 |
| 2.3.1 NACA0012翼型三维边界层分离与转捩 |
| 2.3.2 平板上的三维边界层转捩 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 湍流边界层的Liutex相似律 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 计算参数和验证 |
| 3.2.1 计算参数 |
| 3.2.2 计算验证 |
| 3.3 Liutex涡识别方法 |
| 3.4 计算结果和讨论 |
| 3.4.1 Liutex时间序列的傅里叶变换 |
| 3.4.2 Liutex空间序列的快速傅里叶变换 |
| 3.4.3 Q以及vorticity的频谱分布 |
| 3.4.4 湍动能谱分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 分离泡诱导的翼型绕流转抉研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 数学模型及计算参数 |
| 4.3 计算验证 |
| 4.4 计算结果和讨论 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 后掠翼型绕流转捩研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 数学模型及计算参数 |
| 5.3 实验验证 |
| 5.4 计算结果和讨论 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 工作总结和研究展望 |
| 6.1 本文研究工作总结 |
| 6.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间主要的研究成果及荣誉 |
| 致谢 |
（6）基于高精度并行算法的尾缘噪声直接数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 气动噪声的理论研究 |
| 1.3 计算气动声学 |
| 1.3.1 计算气动声学的发展 |
| 1.3.2 高阶紧致有限差分格式及其并行方法概述 |
| 1.4 尾缘噪声的国内外研究现状 |
| 1.4.1 理论研究 |
| 1.4.2 实验测量 |
| 1.4.3 数值模拟 |
| 1.5 本文主要工作 |
| 第二章 数值算法与验证 |
| 2.1 控制方程与离散格式 |
| 2.1.1 控制方程 |
| 2.1.2 对流项离散 |
| 2.1.3 粘性项离散 |
| 2.1.4 时间离散 |
| 2.2 边界条件 |
| 2.2.1 特征边界条件推导 |
| 2.2.2 亚音速无反射出入口边界条件 |
| 2.2.3 壁面边界条件 |
| 2.3 保持一致精度的紧致格式并行算法 |
| 2.3.1 方法推导与证明 |
| 2.3.2 数值算例:对称型四阶紧致格式并行计算 |
| 2.4 保持一致精度和色散特性的高阶迎风紧致格式并行算法 |
| 2.4.1 方法推导 |
| 2.4.2 数值算例:组合四五阶迎风紧致格式并行计算 |
| 2.5 高精度并行算法的数值验证 |
| 2.5.1 一维波包的传播 |
| 2.5.2 二维涡运动 |
| 2.5.3 Rayleigh-Taylor不稳定现象 |
| 2.5.4 高斯脉冲的传播 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 绕流问题流场直接数值模拟与验证 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 圆柱绕流流动特性验证 |
| 3.2.1 计算模型与设置 |
| 3.2.2 Re=150 圆柱绕流流动特性验证 |
| 3.2.3 Re=3900 圆柱绕流流动特性验证 |
| 3.3 绕NACA0012 翼型流流动特性验证与分析 |
| 3.3.1 计算模型与设置 |
| 3.3.2 绕NACA0012 翼型流流动特性验证 |
| 3.4 平面叶栅流动数值模拟 |
| 3.4.1 网格模型与计算设置 |
| 3.4.2 平面叶栅流动模拟 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 尾缘噪声的直接数值模拟与分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 圆柱绕流噪声 |
| 4.3 NACA0012 翼型尾缘噪声研究 |
| 4.3.1 Re =1000,α= 8° |
| 4.3.2 Re=5000,α= 8° |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 附录 A 对称性四阶紧致格式的其他子区域边界格式验证 |
| A.1 显式六阶中心差分格式 |
| A.2 匹配第二项截断误差系数的显式四阶中心差分格式 |
| 附录 B 具有色散保持特性的子区域边界近似格式的构造与比较 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表或投稿的论文 |
（7）跨音速涡轮内部流动机理与激波控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题背景及意义 |
| 1.2 跨音速涡轮激波现象产生与发展机理 |
| 1.2.1 跨音速涡轮叶栅尾缘处波系结构产生原因 |
| 1.2.2 尾缘激波与边界层作用机理 |
| 1.2.3 尾缘激波与尾迹作用机理 |
| 1.3 国内外激波控制技术发展现状 |
| 1.3.1 基于降低激波损失的叶片造型设计理念 |
| 1.3.2 基于降低激波损失的冷却射流理念 |
| 1.3.3 基于降低激波损失的非定常控制理念 |
| 1.4 计算流体力学的发展现状 |
| 1.5 本文主要工作 |
| 第二章 数值模拟与实验研究方法 |
| 2.1 数值计算方法 |
| 2.1.1 控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 流体域网格划分及无关性验证 |
| 2.2 跨音速涡轮气动性能实验方法 |
| 2.2.1 跨音速涡轮气动性能实验台装置简介 |
| 2.2.2 试验段简介 |
| 2.2.3 叶栅流场参数测试方法简介 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 跨音速涡轮气动性能实验及激波控制方法研究 |
| 3.1 跨音速涡轮气动性能实验 |
| 3.1.1 流场品质验证 |
| 3.1.2 试验件几何尺寸 |
| 3.1.3 实验数据处理方法 |
| 3.2 实验与CFD模拟结果综合分析 |
| 3.2.1 尾缘激波现象 |
| 3.2.2 叶栅出口总压与表面静压 |
| 3.2.3 叶栅能量损失系数与叶栅出口马赫数 |
| 3.3 跨音速涡轮叶型的构造方法研究 |
| 3.3.1 叶型曲率的数学分析 |
| 3.3.2 基于数学多项式模型的叶型设计理念 |
| 3.4 低激波损失叶片造型研究 |
| 3.4.1 叶型喉部位置的影响 |
| 3.4.2 叶型喉部后吸力面曲率的影响 |
| 3.4.3 叶型压力面曲率的影响 |
| 3.4.4 叶型尾缘半径的影响 |
| 3.5 低激波损失工况条件研究 |
| 3.6 本章小结 |
| 四章跨音速涡轮三维气动模型性能分析 |
| 4.1 单级跨音速涡轮的气动设计 |
| 4.1.1 涡轮级总体主要参数要求 |
| 4.1.2 跨音速涡轮级的一维设计研究 |
| 4.1.3 跨音速涡轮三维空间造型研究 |
| 4.2 基于降低激波损失理念的单级跨音速涡轮研究 |
| 4.2.1 低激波损失涡轮级模型 |
| 4.2.2 低激波损失涡轮级流场性能分析 |
| 4.3 静叶安装角对低激波损失涡轮级的影响研究 |
| 4.3.1 研究思路与流程 |
| 4.3.2 静叶安装角的变化对流场的影响分析 |
| 4.3.3 涡轮级定量结果分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文和取得科研成果 |
| 致谢 |
（8）某燃气涡轮高压级气动与噪声性能的数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 仿生锯齿降噪的研究进展 |
| 1.3 尾缘吹气技术的研究进展 |
| 1.3.1 尾缘吹气用于降噪的研究 |
| 1.3.2 尾缘吹气用于流动控制的研究 |
| 1.4 国内外文献综述简析 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第2章 数值方法及验证 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 流体力学数值方法 |
| 2.2.1 计算方法与控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.3 气动声学计算方法 |
| 2.3.1 计算气动声学 |
| 2.3.2 FW&H方法 |
| 2.4 数值方法及网格无关性验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 涡轮级噪声特性及机理研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 涡轮级噪声特性的研究 |
| 3.2.1 计算模型 |
| 3.2.2 边界条件 |
| 3.3 流场及声源分析 |
| 3.4 不同入口对噪声源的影响 |
| 3.4.1 恒定入口 |
| 3.4.2 熵波入口 |
| 3.5 流动噪声机理分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 尾缘吹气设计及流场分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 复合冷却叶片结构简化与改型 |
| 4.2.1 前缘及中部结构设计 |
| 4.2.2 尾缘劈缝结构设计 |
| 4.3 网格划分及计算过程 |
| 4.3.1 网格划分 |
| 4.3.2 计算方案及边界条件 |
| 4.4 尾缘流动特征分析 |
| 4.4.1 尾缘结构对尾缘流场的影响 |
| 4.4.2 吹气流量对尾缘流场的影响 |
| 4.4.3 劈缝宽度对尾缘流场的影响 |
| 4.4.4 尾缘吹气对能量损失的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 尾缘吹气降噪特性分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 尾缘吹气对下游流场的影响 |
| 5.2.1 涡量分布 |
| 5.2.2 湍动能分布 |
| 5.2.3 总压分布 |
| 5.3 尾缘吹气对噪声辐射的影响 |
| 5.3.1 远场噪声特性 |
| 5.3.2 动叶表面噪声源分布 |
| 5.3.3 动叶表面非定常压力频域特性 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（9）矩形凹腔对高超声速钝板边界层流动稳定性的影响（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 字母注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 线性稳定性理论和e~N方法 |
| 1.2.1 线性稳定性理论 |
| 1.2.2 e~N方法 |
| 1.3 研究进展 |
| 1.3.1 带有凸起粗糙元平板边界层的转捩研究 |
| 1.3.2 带有凹腔粗糙元平板边界层的转捩研究 |
| 1.4 本文工作 |
| 第二章 数值方法 |
| 2.1 基本流控制方程 |
| 2.1.1 笛卡尔坐标系下的N-S方程 |
| 2.1.2 方程的无量纲化 |
| 2.1.3 坐标变换 |
| 2.1.4 扰动求解方程 |
| 2.2 通量分裂 |
| 2.3 方程离散 |
| 2.3.1 OpenCFD-EC程序 |
| 2.3.2 NSES程序 |
| 2.4 线性稳定性分析方法 |
| 2.5 物理问题及边界条件 |
| 2.6 程序验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 二维矩形凹腔对钝板边界层流动稳定性的影响 |
| 3.1 二维矩形凹腔对基本流的影响 |
| 3.1.1 矩形凹腔对其内部流动的影响 |
| 3.1.2 矩形凹腔对外部基本流的影响 |
| 3.2 稳定性分析 |
| 3.2.1 凹腔尺寸对边界层流动稳定性的影响 |
| 3.2.2 凹腔尺寸对增长率和N值修正量的影响 |
| 3.2.3 矩形凹腔位置对边界层流动稳定性的影响 |
| 3.2.4 矩形凹腔组合形式对边界层流动稳定性的影响 |
| 3.3 DNS数值模拟 |
| 3.3.1 DNS计算扰动幅值演化结果中若干现象的解释 |
| 3.3.2 矩形凹腔尺寸对N值修正量的影响 |
| 3.3.3 矩形凹腔位置对边界层流动稳定性的影响 |
| 3.3.4 矩形凹腔组合形式对边界层流动稳定性的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 三维矩形凹腔对钝板边界层流动稳定性的影响 |
| 4.1 三维矩形凹腔对基本流的影响 |
| 4.2 3D凹腔稳定性分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 结论和展望 |
| 5.1 结论 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 发表论文和参加科研情况说明 |
| 致谢 |
（10）风力机叶片气动降载与流动分离控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 背景及意义 |
| 1.1.1 风力机发展背景 |
| 1.1.2 风力机技术发展趋势 |
| 1.1.3 风力机发展面临问题 |
| 1.2 流动控制技术研究现状 |
| 1.3 柔性尾缘襟翼研究现状 |
| 1.4 自适应襟翼研究现状 |
| 1.5 主要工作 |
| 第二章 数值模拟方法及相关理论基础 |
| 2.1 CFD数值模拟方法 |
| 2.1.1 流体控制方程离散 |
| 2.1.2 湍流的雷诺时均处理 |
| 2.1.3 SSTk-ω模型 |
| 2.1.4 混合RANS/LES方法 |
| 2.1.5 翼型近壁面处理 |
| 2.2 动网格方法 |
| 2.2.1 滑移网格技术 |
| 2.2.2 网格变形技术 |
| 2.3 流固耦合方法 |
| 2.3.1 固体运动方程 |
| 2.3.2 流固耦合求解方法 |
| 2.4 翼型几何参数及气动参数 |
| 2.4.1 翼型几何参数 |
| 2.4.2 翼型气动参数 |
| 2.5 流体绕翼型流动及边界层分离 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 柔性尾缘襟翼流动控制特性研究 |
| 3.1 尾缘襟翼模型建立 |
| 3.1.1 尾缘襟翼变形规律 |
| 3.1.2 尾缘襟翼动态摆动规律 |
| 3.1.3 非稳定来流下襟翼闭环控制模型 |
| 3.1.4 边界条件及网格划分 |
| 3.2 模型可靠性验证 |
| 3.2.1 网格无关性验证 |
| 3.2.2 时间步长无关性验证 |
| 3.2.3 计算结果与实验值对比 |
| 3.3 尾缘襟翼静态气动特性 |
| 3.3.1 襟翼偏转角对翼型气动特性影响 |
| 3.3.2 静态流场分析 |
| 3.4 尾缘襟翼动态气动特性 |
| 3.4.1 宏观气动参数结果 |
| 3.4.2 微观机理分析 |
| 3.5 非稳定来流下襟翼减载效果 |
| 3.5.1 阶跃变化来流 |
| 3.5.2 正弦变化来流 |
| 3.5.3 随机变化来流 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 自适应襟翼静态气动特性及其控制机理 |
| 4.1 自适应襟翼计算模型建立 |
| 4.1.1 自适应襟翼流固耦合模型 |
| 4.1.2 边界条件及网格划分 |
| 4.2 模型可靠性验证 |
| 4.2.1 网格无关性验证 |
| 4.2.2 计算结果与实验值对比 |
| 4.3 自适应襟翼气动特性与控制机理 |
| 4.3.1 襟翼抬起角对翼型气动性能影响 |
| 4.3.2 襟翼控制流动分离机理 |
| 4.4 襟翼结构参数对最佳控制效果影响 |
| 4.4.1 襟翼位置与长度对最佳控制效果影响 |
| 4.4.2 双襟翼对分离流动控制效果 |
| 4.5 改进控制效果方法的提出与验证 |
| 4.5.1 基于襟翼气动力矩分布控制策略 |
| 4.5.2 翼型失速计算模型 |
| 4.5.3 改进方法验证 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 自适应襟翼动态气动特性及运动参数研究 |
| 5.1 模型可靠性验证 |
| 5.1.1 计算时间步无关性验证 |
| 5.1.2 展长对三维计算结果影响 |
| 5.2 二维与三维襟翼控制效果比较 |
| 5.3 二维襟翼流动控制动态特性 |
| 5.3.1 不同运动状态时襟翼控制特性对比 |
| 5.3.2 不同攻角下襟翼控制特性 |
| 5.4 运动参数对自适应襟翼控制效果影响 |
| 5.4.1 转动惯量对襟翼控制特性影响 |
| 5.4.2 运动阻尼对襟翼流动控制效果影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 展望 |
| 附录 A 尾缘襟翼UDF代码 |
| 附录 B 自适应襟翼UDF代码 |
| 参考文献 |
| 在读期间公开发表的论文和承担科研项目及取得成果 |
| 致谢 |
四、T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究（论文参考文献）
- [1]一种耦合仿生翼型降噪机理研究[J]. 谢鸣,杨爱玲,陈二云,张文清. 动力工程学报, 2021(07)
- [2]基于弹性尾缘的翼型流噪声控制研究[D]. 马瑞贤. 哈尔滨工业大学, 2020
- [3]轴流散热风扇转静干涉噪声仿生控制研究[D]. 许风玉. 长春理工大学, 2020
- [4]超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究[D]. 屈骁. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2020(08)
- [5]Liutex涡识别方法及翼型绕流转捩研究[D]. 许文倩. 浙江理工大学, 2020(01)
- [6]基于高精度并行算法的尾缘噪声直接数值模拟[D]. 陈金强. 上海交通大学, 2020(01)
- [7]跨音速涡轮内部流动机理与激波控制方法研究[D]. 牛佳宝. 哈尔滨工程大学, 2020(05)
- [8]某燃气涡轮高压级气动与噪声性能的数值研究[D]. 李智杰. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [9]矩形凹腔对高超声速钝板边界层流动稳定性的影响[D]. 肖凌晨. 天津大学, 2019(06)
- [10]风力机叶片气动降载与流动分离控制研究[D]. 郝文星. 上海理工大学, 2020(01)