导读:本文包含了分离流论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:湍流,等离子体,射流,机翼,模型,数值,雷诺。
分离流论文文献综述
张鑫,黄勇,阳鹏宇[1]（2018）在《超临界机翼分离流等离子体控制研究》一文中研究指出本文以发展先进增升装置为研究目标,以超临界机翼为研究对象,以正弦交流介质阻挡放电等离子体激励器(以下简称激励器)为控制方式,以风洞实验与模型自由飞为研究手段,开展了分离流控制研究,对比了传统非对称布局与对称布局两种激励器的控制效果,探索了控制机理,提高了激励器在百万量级雷诺数下的控制效果,为推动等离子体流动控制的发展积累了技术基础。(本文来源于《第十届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2018-10-25）
刘景源[2]（2018）在《剪切应力输运k-ω湍流模型在细长弹体可压缩分离流中的改进》一文中研究指出为研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型进行了改进。数值模拟了马赫数2.5和0.7、攻角14°下细长旋成体的湍流分离流场,给出了原SST k-ω模型和改进的SST k-ω湍流模型的细长体背风面极限流线、分离涡的强度和位置、物面压力分布的计算结果,并与实验结果进行了对比。结果表明,对计算细长体可压缩分离流动的绕流特性,SST k-ω模型引入的Bradshaw数(雷诺切应力与湍动能之比)应由0.31修正为10/29,修正后的SST k-ω模型与原SST k-ω模型相比,所计算的分离涡的强度和位置、物面压强分布与实验结果更接近。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2018年16期）
刘广,江玉刚,任智毅,曾清香[3]（2018）在《整体式整流罩高速分离流固耦合仿真》一文中研究指出低空大动压条件下,为了确保整体式整流罩与飞行器之间的安全分离,提出运用多体动力学与气动载荷耦合建模与仿真技术来对整体式整流罩分离过程进行研究。建立了整流罩分离系统多体-气动耦合动力学模型。多体动力学模型根据拓扑结构采用第一类Lagrange方程构建,气动载荷模型根据气动数据包采用双线性插值方法通过S函数构建,基于Simulink构建了整流罩分离流固耦合动力学模型。通过联合仿真研究了典型工况条件下整流罩分离的动态特性,研究结果表明:负攻角条件下整流罩分离过程中会与飞行器头部发生干涉,其它工况条件下整流罩分离是安全的,研究结果对整流罩分离安全性设计具有重要的工程价值。(本文来源于《战术导弹技术》期刊2018年03期）
薛宗璞,黄明海[4]（2018）在《突扩明渠分离流中红鲫鱼运动的特点》一文中研究指出为了探讨突扩明渠分离流中红鲫鱼运动的特点,通过特制的鱼类游泳行为观测装置,记录了红鲫鱼在多种流速条件下的运动轨迹,并且利用fluent计算了流场结构和涡量场。结果表明:鱼类在游动过程中对流速或涡量较大变化时会不断调整游动速度以适应水流变化。当所在区域流速、涡量变化非常小时,鱼类游动速度基本不改变,但在徘徊的过程中遇到流速大幅增大或大涡量时,鱼类会出现相应的快速响应情况。(本文来源于《中国农村水利水电》期刊2018年02期）
顾佳,汪应[5]（2017）在《低耗散E-CUSP格式性能分析及大攻角分离流数值模拟》一文中研究指出为了降低舰艇在高速航行时受到的空气和海浪阻力,船型的设计必须要符合流体动力学特性。由于舰艇的几何外型越来越复杂,促使研究人员寻找精度更高、收敛速度更快的CFD计算方法。经过几十年的发展,CFD计算方程和计算格式发展迅速,产生了拉普拉斯方程、欧拉方程、小扰动速势方程、通量差分分裂迎风格式等,在航空航天、船舶工业、飞行器设计等领域获得了广泛的应用。本文针对高速舰艇在大攻角条件下的航行状态,利用基于Roe格式的低耗散E-CUSP迎风格式算法,对舰艇细长旋成体的流体动力学特性进行了分析和大攻角分离流数值模拟。(本文来源于《舰船科学技术》期刊2017年18期）
李卓越,白宏磊,高南[6]（2017）在《基于POD的受激励后向台阶分离流低阶模型》一文中研究指出在对后向台阶流场进行合成射流激励并研究不同激励频率对流场发展影响的过程中,发现流场在低频激励条件下与中高频条件下表现完全不同.为了详细分析这一现象,使用本征正交分解法(proper orthogonal decomposition,POD)将由PIV方法测得的流速分布数据进行分解,采用相位平均手段对含湍流动能较大的主要模态间的关系进行分析,并使用主要模态对流场的主要运动形式进行还原.结果表明,流场在各条件下的主要运动形式均可用少量低阶模态加以基本概括,低频激励下低阶模态相图近似于Lissajous图形,并描述了剪切层在激励作用下的摆动过程.(本文来源于《气体物理》期刊2017年03期）
康庄,倪问池,孙丽萍[7]（2017）在《改进SST湍流模型在分离流中的应用》一文中研究指出针对标准SST模型无法对分离流动进行准确的数值模拟的问题,本文根据分离流动的特性,在传统SST模型的基础上增加了能量传递耗散项,提升了该模型对分离流动的模拟精度。以开源软件Open FOAM为平台,运用改进的SST湍流模型,对亚临界雷诺数情况下的圆柱绕流算例进行计算,并结合已有的实验结果,与原始SST模型的计算结果进行对比。结果证明:改进的SST模型能有效弥补原始SST模型在模拟分离流时,漩涡脱落强度偏小的缺陷,对于亚临界雷诺数下的分离流动的数值模拟具有良好效果。(本文来源于《哈尔滨工程大学学报》期刊2017年09期）
孙圣舒,顾蕴松,陈勇亮,赵雄[8]（2017）在《低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制》一文中研究指出采用斜出口合成射流对低雷诺数自由翼进行分离流主动流动控制,通过可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术的同步测量,探究了合成射流对自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突跃的物理机制。实验结果表明:在低雷诺数来流条件下(Re=1.24×105),自由翼的最大平衡迎角仅为5°;合成射流控制下,最大平衡迎角增至16.8°。无控制状态下,当自由翼平衡迎角达到5°时,上翼面流动分离,处于分离区内的操纵舵面舵效降低。斜出口合成射流激励器在边界层内的能量注入,使自由翼上翼面分离流再附,提高了操纵舵效,促使自由翼迎角突跃,在较大的迎角下保持稳定。在斜出口合成射流激励器的作用下,自由翼可以配平在大迎角飞行状态,对于实现短距起降具有重要的意义。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2017年02期）
倪奇峰,侯安平,刘若阳,周拜豪,张明明[9]（2017）在《大攻角状态压气机分离流及叶片动力响应特性》一文中研究指出为研究大攻角状态压气机转子内部分离区的脱落和传播过程及转子叶片对其动力响应问题,对某跨声速压气机级进行了非定常数值模拟和双向迭代流固耦合数值模拟。研究结果表明,在近失速状态,转子叶片通道内会周期性地发生2次叶背分离区的脱落和传播现象。第1个分离区主要表现出轴向传播特性,其会对下游流场产生影响;第2个分离区主要表现出周向传播特性,其会作用于周向相邻的转子叶片,对转子叶排自身产生激励作用,进而影响叶片表面压力分布,引起叶片较强的动力响应,对叶片结构强度的影响不可忽略。非定常/流固耦合计算手段能够较全面地预测流场中激励源的频率、幅值与位置等,在压气机设计阶段应对此类预测工作予以重视,以期更准确地预测叶片共振及动力响应等问题。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2017年07期）
张鑫[10]（2017）在《超临界机翼分离流等离子体控制研究》一文中研究指出飞机的起降性能作为飞机的关键性能指标,决定了飞机的安全性、机动性、经济性及舒适性。为了进一步提升飞机的起降性能,设计人员通过反复迭代与优化,设计出了克鲁格襟翼、前缘缝翼等机械增升装置。这些装置在提高飞机起降性能的同时,也日趋复杂、昂贵与笨重。发展先进的增升装置是缩短飞机滑跑距离、节约能源消耗、提升飞机起降性能、实现“绿色航空”的关键举措。无缝翼机翼(Slatless Wing)去掉了传统前缘增升装置,如前缘缝翼或前缘襟翼,降低了飞机重量,精简了结构,减少了能耗。但如何解决去除前缘缝翼等装置带来的升力损失,抑制襟翼失速分离,是无缝机翼实现工程应用,净化航空环境的关键。流动控制技术作为空气动力学的基础分支与研究前沿,为解决无缝翼机翼的气动问题,补齐部分飞行器固有短板,推动飞行器发展,提供了重要支撑。等离子体流动控制技术因其结构简单、响应迅速、布置位置灵活等突出优点,逐渐成为流动控制研究领域的主流方向之一。本文以解决无缝翼机翼气动问题为研究目标,以超临界机翼为研究对象,以正弦交流介质阻挡放电等离子体激励器(以下简称激励器)为控制方式,以风洞实验与模型自由飞为研究手段,开展了分离流控制研究,对比了传统非对称布局与对称布局两种激励器的控制效果,探索了控制机理,提高了激励器在百万量级雷诺数下的控制效果,为推动等离子体流动控制的发展积累了技术基础。首先,以静止空气下激励器激励特性研究为出发点,深入研究了激励器电学特性与诱导流场特性,分析了几何参数与激励参数对激励器消耗功率的影响规律,揭示了激励器诱导流场的发展过程,描述了启动涡的演化历程,获得了启动涡诱导环量与涡核半径的变化过程,揭示了体积力分布;此外,通过精细化地流场测量,发现了诱导流场近壁区拟序结构,揭示了层流与湍流两种激励器诱导射流,为全面、客观地认识激励器诱导流场结构,掌握激励器作用机理积累基础。结果表明:(1)上层电极长度是影响激励器消耗功率的关键几何参数;随着上层电极长度的增加,激励器消耗功率不断增大,当上层电极达到阈值时,激励器消耗功率随电极长度变化较小;(2)激励器诱导流场是一个典型的非线性、非定常系统,在近壁区拥有较高的湍流度及湍动能,能够产生较强的扰动;(3)体积力是衡量激励器强弱的标准之一。较大的体积力区域主要集中在壁面附近;随着时间的推移,体积力逐渐增加;当诱导射流达到稳定时,体积力随时间变化较小;(4)激励器诱导启动涡具有较强的卷吸掺混能力。随着的时间的增加,启动涡不断向远离壁面的方向运动,启动涡的诱导环量不断增加,涡核半径不断增大;(5)当激励电压较高时,激励器能产生扰动较大的湍流射流,并且其诱导流场近壁区蕴含着卷起涡、二次涡等丰富的拟序结构。这些涡结构具有特定的频率,能够较好地促进卷起掺混。其次,立足于实际工况,引入来流作为影响参数,以对称布局激励器为研究对象,分析了来流对诱导射流与体积力分布的影响,对比了顺来流与逆来流两种情况下启动涡的涡核半径、环量以及生存时间的变化情况。结果表明:(1)在来流作用下,逆来流方向的启动涡生存时间增加,激励器掺混能力增强;(2)来流削减了顺流向启动涡的寿命,增强了顺流向诱导射流的扰动能力,增大了近壁区体积力。第叁,以二维超临界翼型为研究对象,采用测力、丝线流场显示与PIV技术相结合的方法,开展了非对称布局与对称布局两种激励器抑制翼型绕流流场分离的风洞实验,分析了雷诺数对控制效果的影响规律,对比了两种激励器的控制能力,初步获得了两种激励器的控制机理。结果表明:(1)当两种激励器布置在翼型前缘时,激励器能够较好地抑制翼型绕流流场分离,推迟失速迎角,提高最大升力系数,实现类似于前缘缝翼的功能,为解决无缝翼机翼气动问题提供了技术支撑;(2)在诱导涡的作用下,对称布局激励器在较高雷诺数下的控制效果优于非对称布局激励器的控制效果;(3)动量注入是非对称布局激励器主要的控制机理,而动量效应并不是对称布局激励器控制的关键。在来流作用下,对称布局激励器能够产生诱导涡,从而产生虚拟滑移壁面的作用,促进边界层低能气流与外流之间的掺混,实现抑制分离的控制效果;(4)通过引入能耗比系数公式,揭示了对称布局激励器能耗比系数随雷诺数逐渐提高的变化规律。第四,在完成二维翼型流动控制实验的基础上,采用测力与PIV技术相结合的方法,开展了对称布局激励器抑制叁维机翼失速分离的实验研究,评估了激励器在百万量级雷诺数下的控制效果。结果表明:(1)在Re=2310~6的情况下,对称布局激励器通过诱导涡,实现了对叁维机翼分离流的控制。施加激励后,最大升力系数提高了8.98%,失速迎角推迟了2°;(2)能耗比系数随雷诺数变化规律与二维翼型的实验结果类似;(3)与二维翼型分离流控制结果相比,在相同雷诺数下,大尺度模型的能耗比系数优于小尺度模型的能耗比系数。这预示着对称布局激励器有望实现对大尺度飞机的流动控制。第五,在完成超临界机翼流动控制的基础上,开展了等离子体飞行验证,改造了小型化激励器电源,编写了采集控制软件,研制了数据采集板,布置了压力及姿态角传感器,实现了对电源的无线控制以及实验数据的无线采集及收发,搭建了飞行验证平台,在真实大气环境下考核了激励器的控制能力,建立了从基础研究到工程应用的桥梁。结果表明:(1)在对单侧机翼施加控制时,激励器能够较好地抑制无人机单侧机翼大迎角失速分离,产生较大的滚转角,从而实现对飞机姿态角的控制;(2)在对两侧机翼同时施加控制时,激励器较好地抑制了两侧机翼的失速分离,稳定了机翼的吸力峰值,实现了前缘缝翼的功能,提升了无人机大迎角气动性能。(本文来源于《西北工业大学》期刊2017-03-01）
分离流论文开题报告
（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：
为研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型进行了改进。数值模拟了马赫数2.5和0.7、攻角14°下细长旋成体的湍流分离流场,给出了原SST k-ω模型和改进的SST k-ω湍流模型的细长体背风面极限流线、分离涡的强度和位置、物面压力分布的计算结果,并与实验结果进行了对比。结果表明,对计算细长体可压缩分离流动的绕流特性,SST k-ω模型引入的Bradshaw数(雷诺切应力与湍动能之比)应由0.31修正为10/29,修正后的SST k-ω模型与原SST k-ω模型相比,所计算的分离涡的强度和位置、物面压强分布与实验结果更接近。
（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。
分离流论文参考文献
[1].张鑫,黄勇,阳鹏宇.超临界机翼分离流等离子体控制研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018
[2].刘景源.剪切应力输运k-ω湍流模型在细长弹体可压缩分离流中的改进[J].科学技术与工程.2018
[3].刘广,江玉刚,任智毅,曾清香.整体式整流罩高速分离流固耦合仿真[J].战术导弹技术.2018
[4].薛宗璞,黄明海.突扩明渠分离流中红鲫鱼运动的特点[J].中国农村水利水电.2018
[5].顾佳,汪应.低耗散E-CUSP格式性能分析及大攻角分离流数值模拟[J].舰船科学技术.2017
[6].李卓越,白宏磊,高南.基于POD的受激励后向台阶分离流低阶模型[J].气体物理.2017
[7].康庄,倪问池,孙丽萍.改进SST湍流模型在分离流中的应用[J].哈尔滨工程大学学报.2017
[8].孙圣舒,顾蕴松,陈勇亮,赵雄.低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制[J].空气动力学学报.2017
[9].倪奇峰,侯安平,刘若阳,周拜豪,张明明.大攻角状态压气机分离流及叶片动力响应特性[J].北京航空航天大学学报.2017
[10].张鑫.超临界机翼分离流等离子体控制研究[D].西北工业大学.2017
论文知识图
