导读:本文包含了边界层分离点论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:风力机,二维翼型,动态失速,边界层分离
边界层分离点论文文献综述
李爽,张磊,宋娟娟,杨科[1]（2019）在《风力机翼型动态失速过程边界层分离规律研究》一文中研究指出风力机叶片的运行工况决定了翼型实际处于俯仰振荡运动状态,伴随动态失速现象。本文选取DU91_W2_250翼型为研究对象,在雷诺数为3×10~6条件下,借助二维动网格对翼型在不同振荡运动状态下的动态失速特性进行数值仿真,研究了翼型动态失速过程中气动特性及二维边界层的分离及演化规律,发现了动态失速过程中折合频率、振幅、来流湍流度等因素对气动参数、分离点变化、脱落涡状态的影响规律,为后续叁维翼型的动态失速模拟提供了理论基础。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2019年09期）
祝健,王晓东,马璐,康顺[2]（2019）在《零质量射流控制凸包边界层分离的大涡模拟》一文中研究指出为了探索零质量射流孔间距λ对控制边界层分离的效果,以凸包边界层分离流动为例,在凸包最高点下游布置零质量射流孔,选取了4种射流孔间距,λ/D (D为孔直径)分别为2, 3, 4, 5。采用大涡模拟方法对凸包边界层分离流动及零质量射流流动进行了数值模拟,并对有、无零质量射流控制时的凸包流场进行分析。结果表明,零质量射流产生与传统射流相似的时均速度场,激励时产生的射流使分离区内速度更加饱满;吹气时旋涡在孔后产生气动堵塞,同时将分离区外的高能流体卷入分离区内,使分离减小。吸气时孔上游边界层内低速流体被吸入孔内,孔附近边界层变薄,使分离推迟;当零质量射流孔间距λ/D=2时,间距太小,抑制了旋涡的展向发展。当λ/D=4, 5时,间距过大,旋涡不受抑制更容易扩散。当λ/D=3时,分离区最小。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2019年01期）
戎瑞,刘顺超,王松岭,吴正人,崔可[3]（2018）在《脊状结构对翼型边界层分离特性影响大涡模拟研究》一文中研究指出流动分离、湍流再附现象对翼型空气动力性能影响较大,为了改善翼型气动性能,研究了脊状结构对翼型边界层分离及尾迹速度的影响。采用数值计算方法,分别将脊状结构布置在NACA0018翼型的顺压梯度区(前段)和逆压梯度区(后段)内,分析了脊状结构对翼型边界层速度分布和尾迹速度分布的影响。研究结果表明:在迎角6°,来流速度为24m/s和12m/s下时,脊状结构前段布置时,翼型边界层分离点略有提前并且分离区域提前结束,其分离程度相对微弱。相比之下,脊状结构后段布置时,在推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域,其尾迹速度亏损更小,亏损区域的面积也更小,边界层控制效果更为明显。两种脊状结构均可以有效的控制边界层的分离,缩小边界层分离区域的范围,减小尾迹速度损失。在翼型表面合理的布置脊状结构为翼型流动控制提供了新的思路。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2018年02期）
胡晓峰,李聪洲,张新曙,尤云祥[4]（2017）在《湍流边界层分离下单圆柱与串列双圆柱绕流的数值研究》一文中研究指出采用改进后的延迟分离涡模型(IDDES)对湍流边界层分离下单圆柱和串列双圆柱的绕流特性进行了叁维数值模拟。对比了RANS和IDDES在模拟单圆柱湍流分离的适用性;对雷诺数Re=1.4×10~5(湍流分离),不同间距比2.0≤L/D≤4.0下串列双圆柱的升阻力系数及功率谱进行了计算分析,探讨了湍流分离对串列双圆柱水动力系数的影响,研究了湍流分离发生时,串列双圆柱在不同间距比下的水动力特性。(本文来源于《第十四届全国水动力学学术会议暨第二十八届全国水动力学研讨会文集（下册）》期刊2017-08-08）
胡昊,李新凯,戴丽萍,王晓东,康顺[5]（2016）在《涡发生器控制平板边界层分离的大涡模拟》一文中研究指出为了研究涡发生器(VGs)间距λ对控制边界层分离效果的影响,选取了4种涡发生器间距,λ/H(H为涡发生器高度)分别为5,7,9,11.采用大涡模拟(LES)方法对带逆压梯度的平板边界层分离流动及VGs控制分离流动进行了数值模拟.分析了有无VGs控制时,湍流场中大尺度相干结构及其演化规律,分别从旋涡间距、边界层内流体动能、压差损失等方面考察了VGs间距对控制流动分离效果的影响.研究结果表明当λ/H为5时,VGs间距过小抑制了旋涡的展向发展,λ/H为9,11时,VGs间距过大边界层内流体动能偏低,当间距λ/H为7时流动控制效果更优,此时计算域压差损失最小,相比较无VGs控制时,压差损失降低了30.95%.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年02期）
王云飞,秦勇,陈浮,刘华坪[6]（2015）在《不同攻角下涡轮叶栅边界层分离再附的大涡模拟研究》一文中研究指出本文采用叁维可压缩N-S方程的大涡模拟方法,对低压涡轮叶栅T106A边界层的演化过程进行研究,分析攻角的变化对吸力面边界层的分离再附位置、分离泡长度等流动现象的影响。基于弦长和出口速度的雷诺数为1.1×10~5,出口马赫数为0.4。研究结果表明:来流攻角为+7.8°时,叶栅表面静压系数、吸力面边界层分离和再附位置与实验结果吻合较好;边界层分离后在叁维不稳定性作用下依次形成Λ涡、发卡涡等结构,最终发生转捩;当来流从正攻角向负攻角变化时,吸力面边界层的分离点向下游移动,分离泡长度逐渐减小。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2015年12期）
杨敬江,卢新全,陈汇龙,姚登杰[7]（2015）在《基于边界层分离理论的低比转数离心泵设计》一文中研究指出为研究边界层分离对低比转数离心泵水力性能的影响规律,由边界层不发生分离条件,结合离心泵湍流边界层理论,在不改变叶轮进出口几何参数的情况下,通过实际案例设计新的叶轮叶片型线,探索在水力设计中防止或抑制过流表面边界层分离的方法.叶轮叶片型线方程以叶片安放角β为变参数,引入速度系数kv作为中间因子.水力设计计算结果显示:边界层动量损失厚度随速度系数kv的增大而变厚,理论扬程随速度系数kv的增大而升高;在满足理论扬程的条件下,减小叶片型线方程中速度系数kv的取值,有利于抑制过流表面边界层的分离.数值模拟结果表明,低比转数离心泵叶轮叶片型线设计不合理是导致过流表面边界层分离的主要原因,边界层分离引起泵的水力性能下降,在设计工况下,改型泵的扬程比原型泵的扬程增加不明显,但水力效率有所提升;新的叶轮叶片型线对内流场状况有一定的改善作用,能有效防止回流与涡旋的产生和发展.(本文来源于《排灌机械工程学报》期刊2015年11期）
严红,王松[8]（2014）在《热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理》一文中研究指出通过数值模拟的方法研究了马赫5的超声速进气道内,热激励对激波/边界层相互作用的控制机理。研究了热激励器放热功率(E)、热激励器展向放置数目(N)和热激励器到控制激波的距离(S)叁个参数在超声速进气道内激波控制和边界层分离改善中的表现。分别针对以下四种条件进行了数值模拟:1)E=2k W、N=2、S=0.02m;2)E=3k W、N=2、S=0.02m;3)E=2k W、N=3、S=0.02m;4)E=2k W、N=2、S=0m。分析发现:在以上四种条件下,均可观察到热激励在控制激波和改善激波诱导边界层分离上有着显着的效果。热激励器的放热功率对激波的控制效果有着明显的影响,在本文所考虑的热激励能量范围内,放热功率越大,原激波角的改变越大,最终分离区的改变越明显;展向放置的热激励器数目N影响着输入到流场的能量密度,并且N越大,壁面附近的激波面越趋于平面。尽管N对上壁面沿展向的压力分布无明显影响,但对上壁面分离区大小有明显的影响;对比条件1和4下的计算结果,发现S=0.02m可以得到很好的控制效果,而S=0m时流场结构几乎没有变化,这就表明热激励器必须放置在控制激波上游的一定距离处才会有预期的效果。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2014年06期）
刘彧,周进,林志勇[9]（2014）在《斜爆轰波诱导的边界层分离现象研究》一文中研究指出针对超声速预混气中的斜爆轰波,数值模拟了其导致来流边界层发生分离的现象。发现当斜坡角度小于Chapman-Jouguet(CJ)偏转角时,由于斜爆轰波后膨胀波束的削弱作用,使得斜爆轰波难以诱导出明显的边界层分离。而当斜坡角度大于CJ偏转角时,斜爆轰波的波后膨胀波束消失。此时斜爆轰波为过驱斜爆轰波,相应的边界层分离区显着增大。且边界层分离区的尺度开始对斜坡角度变得十分敏感。斜坡角度的微小增加即可使边界层分离区尺度大幅增长。而同等条件下的惰性激波产生的边界层分离现象则没有表现出类似的敏感性。这表明斜爆轰波相比惰性激波具有更强的使边界层发生分离的能力。(本文来源于《第十六届全国激波与激波管学术会议论文集》期刊2014-07-15）
孙权,崔巍,程邦勤,金迪,李军[10]（2015）在《等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究》一文中研究指出等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。(本文来源于《航空学报》期刊2015年02期）
边界层分离点论文开题报告
（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：
为了探索零质量射流孔间距λ对控制边界层分离的效果,以凸包边界层分离流动为例,在凸包最高点下游布置零质量射流孔,选取了4种射流孔间距,λ/D (D为孔直径)分别为2, 3, 4, 5。采用大涡模拟方法对凸包边界层分离流动及零质量射流流动进行了数值模拟,并对有、无零质量射流控制时的凸包流场进行分析。结果表明,零质量射流产生与传统射流相似的时均速度场,激励时产生的射流使分离区内速度更加饱满;吹气时旋涡在孔后产生气动堵塞,同时将分离区外的高能流体卷入分离区内,使分离减小。吸气时孔上游边界层内低速流体被吸入孔内,孔附近边界层变薄,使分离推迟;当零质量射流孔间距λ/D=2时,间距太小,抑制了旋涡的展向发展。当λ/D=4, 5时,间距过大,旋涡不受抑制更容易扩散。当λ/D=3时,分离区最小。
（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。
边界层分离点论文参考文献
[1].李爽,张磊,宋娟娟,杨科.风力机翼型动态失速过程边界层分离规律研究[J].工程热物理学报.2019
[2].祝健,王晓东,马璐,康顺.零质量射流控制凸包边界层分离的大涡模拟[J].工程热物理学报.2019
[3].戎瑞,刘顺超,王松岭,吴正人,崔可.脊状结构对翼型边界层分离特性影响大涡模拟研究[J].空气动力学学报.2018
[4].胡晓峰,李聪洲,张新曙,尤云祥.湍流边界层分离下单圆柱与串列双圆柱绕流的数值研究[C].第十四届全国水动力学学术会议暨第二十八届全国水动力学研讨会文集（下册）.2017
[5].胡昊,李新凯,戴丽萍,王晓东,康顺.涡发生器控制平板边界层分离的大涡模拟[J].航空动力学报.2016
[6].王云飞,秦勇,陈浮,刘华坪.不同攻角下涡轮叶栅边界层分离再附的大涡模拟研究[J].工程热物理学报.2015
[7].杨敬江,卢新全,陈汇龙,姚登杰.基于边界层分离理论的低比转数离心泵设计[J].排灌机械工程学报.2015
[8].严红,王松.热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理[J].空气动力学学报.2014
[9].刘彧,周进,林志勇.斜爆轰波诱导的边界层分离现象研究[C].第十六届全国激波与激波管学术会议论文集.2014
[10].孙权,崔巍,程邦勤,金迪,李军.等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究[J].航空学报.2015