导读:本文包含了气动升力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:升力,刚性,数值,旋翼,特性,构型,风洞。
气动升力论文文献综述
葛明明,王圣业,王光学,邓小刚[1]（2019）在《基于混合雷诺平均/高精度隐式大涡模拟方法的高升力体气动噪声模拟》一文中研究指出发展了基于七阶精度混合型耗散紧致格式(HDCS)的混合雷诺平均(RANS)/高精度隐式大涡模拟(HILES)模型(HRILES),并结合Ffowcs Williams-Hawkings(FWH)声比拟方法对30P30N高升力体气动噪声问题进行了模拟.首先对雷诺数Red=4.3×10~4的单圆柱绕流算例开展验证,并与传统的延迟分离涡模拟(DDES)模型进行对比.结果表明HRILES模型具有对亚临界态尾迹区转捩流动的模拟能力,平均阻力系数与阻力均方根值和实验结果符合更好,结合FWH声比拟方法得到了合理的远场声压级(SPL)的功率谱密度(PSD)分布.然后将其应用于30P30N高升力体气动噪声算例模拟,结果表明HRILES模型准确预测缝翼凹腔剪切层各站位的平均速度、涡量和湍动能分布,壁面脉动压力谱分布与实验符合较好,近、远场噪声频谱准确预测了缝翼低频窄带噪声,并得到了合理的噪声辐射指向性分布.(本文来源于《物理学报》期刊2019年20期）
薛普,杨依峰,王锁柱,苏伟,甄华萍[2]（2019）在《多平面升力体外形设计与气动/隐身性能研究》一文中研究指出基于乘波体(Waverider Vehicle,WRV)外形利用多平面设计方法生成了一种多平面升力体(Multi-planar Lift-body Vehicle,MLV),针对乘波体和多平面升力体利用仿真方法开展了气动/隐身性能研究。基于层流方程的数值计算发现与乘波体相比,多平面升力体最大升阻比减小10%,最大升阻比减小量较小;纵向焦心和航向压心相对前移,质心系数取0.55时,纵向静稳定裕度较小,小攻角时需进行静不稳定控制,航向静稳定裕度较大,侧滑角未对升阻比和纵/航向静稳定特性产生明显影响。基于物理光学法(Physical Optics,PO)的雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)仿真计算发现多平面升力体可以实现RCS的整体减缩,在俯仰角60～120°,偏航角-10～10°范围内RCS较大,飞行过程中可通过姿态控制避开此区域。研究结果表明:多平面方法生成的多平面升力体具有较好的气动和隐身性能。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2019年05期）
布克（Boukenkoul,Mohammed,Amin）[3]（2019）在《翼型升力面流动控制及气动强化效应研究》一文中研究指出在飞机制造业中,高性能一直是人们关注的重点。然而,对高性能的追求会受到其他因素的限制,例如,要求保证高效率以及随着日益增长的环保意识要求飞机更环保。为了突破这些因素的限制,研究人员就不同方向展开了研究,很多研究成果在实践中得到了应用并取得了理想的效果,其中流动控制就是可行的方法之一。流动控制的目的是将自然的流动状态转变成理想的流动状态。这种方法的可行性在工程上已经得到了很好的验证,工程应用结果表明,合理的流动控制能够减少阻力、延缓失速以及提高飞机的机动性。然而在理论研究方面,人们对该领域的了解尚有欠缺。本文通过引入一种新的主动流动控制方法来解决在提高飞机或者说提升升力面气动性能时所遇到的问题。这种控制方法通过控制流动使其在高迎角角时不发生流动分离来延缓失速的发生。本文首先介绍了研究中涉及的空气动力学知识,包括流动分离等物理现象以及这些物理现象对升力面气动性能的影响,接着本文研究了不同机翼厚度和流动雷诺数的失速情况。目前,科研人员对微型飞行器(MAV)研究日益火热,相对于常规的飞行器,微型飞行器会产生一些新的气动现象(例如涡旋升程和层流分离气泡),其气体动力学特性仍有待科研人员的进一步研究。另外所有飞行器类别(MAV,运输机或战斗机)在特定条件下,可能会失去其空气动力学性能,因此需要进行流动控制来保证其安全性,从而达到最终要求。总之,本章对流体、移动壁、变形翼等不同情况的流动控制进行了综述。第二部分着重介绍一种名为合成射流致动器(SJA)的点式射流控制方法。通过数值方法研究了这种流动控制在二维NACA0015翼型上的气动性能,结果表明,在中低AOAs工况下,计算结果与实验数据吻合较好,其中实验和数值模拟都是基于能够有效预测失速角的湍流模型。此外,这部分还研究了射流频率和动量对升力时间信号的影响以及平均流量和合成射流结构拓扑之间的相互作用。第叁部分是本研究的实验部分,其主要包括叁个方面内容。首先,通过计算不同势能和涡量的升力系数,并将计算结果与对应的薄翼型升力系数进行比较,验证了LAR厚翼型流动特性与非线性升力近似方程的一致性。接着本文设计了一种新的移动壁流动控制方法,并在厚度为0.57AR的NACA00 15型LAR机翼上进行了低雷诺数测试,结果显示移动壁流动控制方法能有效提升机翼的气动性能。最后,该部分重点研究了移动壁流动控制对LAR机翼叁维特征的影响。其方法为通过PIV测量对不同翼弦位置近翼尖端的流动进行可视化系处理,然后根据研究结果分析流动控制与展向流相互影响,这种展向流会使朝向翼根和翼梢旋涡强度的动量增加。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
原昕,招启军,朱正,王博[4]（2019）在《前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析》一文中研究指出共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此,本文通过求解可压雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟,获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明,随前进比增大,桨叶展向拉力分布更加趋于合理,拉力中心向桨叶中段移动,可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供,升力偏置量过大容易产生激波诱导失速,不利于高速前飞。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2019年02期）
牛青峰,刘平安,樊枫,黄水林[5]（2019）在《升力偏置对旋翼气动性能的影响》一文中研究指出采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显着改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2019年02期）
卢丛玲,祁浩天,徐国华[6]（2019）在《升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响》一文中研究指出为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响,建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解,采用嵌套网格方法模拟桨叶运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态,采用基于"差量法"的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算,验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征,结果表明:双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别,在大前进比状态基本一致;在相同拉力状态,随着升力偏置量的增大,共轴旋翼升阻比先升高后降低,其阻力却不断增大,不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同;双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动,由于流场被前行桨叶所主导,因此后行桨叶拉力波动幅值更大,且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。(本文来源于《航空学报》期刊2019年11期）
胡奇,王明振,张家旭,吴彬,蒋荣[7]（2018）在《气动升力对水陆两栖飞机着水载荷的影响研究》一文中研究指出气动升力对水陆两栖飞机着水载荷会产生较大的影响,采用理论分析研究不同气动升力对着水载荷的影响,确定了载荷增量、加速度增量与气动升力减小量之间的关系。利用典型水陆两栖飞机剖面模型,运用耦合欧拉-拉格朗日方法对水陆两栖飞机着水进行仿真计算,得到气动升力变化量与载荷变化量之间的关系,表明了水陆两栖飞机着水加速度增量大约是气动力减小量的0.33倍。(本文来源于《航空计算技术》期刊2018年06期）
王万波[8]（2018）在《脉冲吹气对高升力翼型气动性能影响的研究》一文中研究指出只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。通过数值模拟,研究了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对对无缝襟翼翼型升阻特性影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,减阻效果最好;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。脉冲吹气参数对增升效果的影响规律,对采用吹气增升的飞行器设计具有重要参考意义。(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）
张勇[9]（2017）在《基于LBM-les法改进与试验数据修正的汽车气动升力研究》一文中研究指出当前,汽车高速行驶时的气动升力日益得到国内外的重视,当车速超过80km/h后,气动升力对行驶稳定性的影响已不容忽视。然而国际上气动升力的数值仿真精度尚不能达到工程应用要求,一方面汽车空气动力学适用的经典湍流模型相关经验系数,是基于单一扰流计算演绎推进而来,已能满足气动阻力工程需求,而气动升力对车身周围气流异常敏感,难以准确模拟;另一方面,通用的有限体积法,无法避免空间离散时的网格畸变,且经验式等厚附面层网格与实际车身附面层不符;能避免网格弊端的格子LBM-les法,其粒子拓扑关系和湍流模型制约着计算精度和效率;由于风洞试验中不可避免的存在模型安装姿态、车身底部与风洞地板的双附面层等干扰因素,气动升力难以测量准确。此外,由于车身风压中心难以确定,数值仿真和风洞试验中,前后两轴分项升力系数很难获得,因而在工程应用中无法有效的对气动升力进行优化控制。针对以上问题,本文从气动升力风洞试验数据修正和改进格子LBM-les数值计算方法入手,开展了如下具体的研究工作:1.开展了气动升力风洞试验数据修正研究。研究了汽车模型安装姿态、车身底部和风洞地板附面层对气动升力测量影响规律,探明了车轮离地间隙和地面附面层是气动升力测量精度影响的关键因素。针对模型安装后,风洞地板附面层无法测量的问题,首次提出了压板阵列管压力转化法,获得了风洞地板附面层厚度分布规律和抽吸率对附面层厚度影响规律;为保证流场品质,以6%为最佳抽吸率,对气动升力-离地高度/地板附面层厚度进行数据拟合,得出了车轮无离地间隙且附面层厚度符合SAE标准的气动升力值,建立起一套风洞试验气动升力系数据修正方法,并以此获得了多款车型更为精准的气动升力风洞试验数据;2.进行了格子LBM-les法粒子拓扑关系寻优研究。为从空间离散模型环节保证计算精度,结合汽车扰流特性,在多款车型的有限体积法仿真结果和试验对比基础上,分析了影响数值仿真精度的主要因素;为避免空间离散时网格畸变和附面层网格不符合实际流动的问题,选择格子LBM-les法,并以具有单一流动特性的圆柱扰流为研究对象,采用试验设计优化法,建立了格子LBM-les法粒子拓扑关系的普适性准则,获得了最优粒子分布参数,仿真与试验对比表明,基于普适性准则而建立的最优粒子分布参数,提高了格子LBM-les法气动升力计算精度7.58%。3.对格子LBM-les法进行了改进研究。为提高气动升力仿真精度和效率,在相同的硬件和计算模型条件下,结合风洞试验数据,对比分析格子LBM-les法Smagorinsky-Lilly、动态Smagorinsky-Lilly和Wall-adapting local eddy-viscosity模型的计算资源消耗、气动力、流场、表面压力等仿真结果,对计算效率最高且精度尚可的Smagorinsky-Lilly亚格子模型,应用多岛遗传优化算法,对经验系数进行了寻优研究,结合最优粒子拓扑结构,形成了兼顾效率和精度的改进的格子LBM-les法,应用该方法仿真所得多款模型的气动升力误差在5%以内。4.研究了基于改进格子LBM-les法的多工况下汽车气动升力特性。针对车身周围气流流动状态不同而导致气动升力特性差异较大问题,对某款轿车模型在不同简化程度和车轮旋转工况下,开展了各工况流场特征、压力、升力系数及功率谱等气动升力特性研究;针对车身姿态连续变化与静态变化下的气动升力特性有着本质区别的特点,采用改进的格子LBM-les法,对加速过程中车头连续抬起的工况进行了研究,从而揭示了汽车高速行驶时不稳定状态下的气动升力变化特性。5.开展了前后两轴气动升力分项系数求解方法研究。针对汽车车身风压中心难以确定,数值仿真和风洞试验中,前后两轴分项升力系数很难获得,不能有效的对气动升力进行优化控制的问题,基于SAE标准与HD-2风洞设计规范,研究了HD-2风洞中模型安装位置与受力关系,推导了六分力力系平衡方程,建立了试验条件下前后两轴分项升力系数计算公式;基于此,利用升力系数无量纲性,建立了HD-2风洞结合CFD的汽车气动升力系数求解算法。6.开展了实际轿车模型气动升力优化控制研究。根据汽车高速行驶时不稳定状态下的气动升力变化特性,将车身底部封闭,使得气动升力降低36.4%,减阻4.29%;在此基础上,提出了防“发飘”前齿结构,采用优化拉丁超立方、kriging近似模型和采用多岛遗传算法,开展了结构优化设计,改善了某轿车气动升力特性和高速稳定性。综上所述,通过基于LBM-les法改进与风洞试验气动升力数据修正研究,提高了汽车气动升力仿真与试验数据精度,经大量风洞试验和仿真研究,为解决汽车气动升力和提高高速气动稳定性提供了理论依据和方法,具有重要的理论与工程应用价值。(本文来源于《湖南大学》期刊2017-12-28）
马洋,周伟,秦伟伟[10]（2017）在《基于升力体的变构型超声速飞行器气动特性研究》一文中研究指出为了满足超声速飞行器多任务、全速域飞行要求,提出一种基于升力体的变构型超声速飞行器布局。飞行器通过机翼的伸缩/后掠变形来兼顾高速和低速条件下的气动性能。采用CFD手段对典型飞行工况进行数值模拟。结果显示:通过机翼的伸缩/后掠变构型,飞行器在亚声速和超声速阶段能够保持较高升阻比,跨声速阶段气动性能需要通过外形优化设计进一步提高。相比于固定机翼外形,变构型飞行器在亚声速和超声速条件下的升阻比优势明显。研究工作可为大速域飞行条件下的机翼变构型设计提供参考。(本文来源于《兵器装备工程学报》期刊2017年12期）
气动升力论文开题报告
（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：
基于乘波体(Waverider Vehicle,WRV)外形利用多平面设计方法生成了一种多平面升力体(Multi-planar Lift-body Vehicle,MLV),针对乘波体和多平面升力体利用仿真方法开展了气动/隐身性能研究。基于层流方程的数值计算发现与乘波体相比,多平面升力体最大升阻比减小10%,最大升阻比减小量较小;纵向焦心和航向压心相对前移,质心系数取0.55时,纵向静稳定裕度较小,小攻角时需进行静不稳定控制,航向静稳定裕度较大,侧滑角未对升阻比和纵/航向静稳定特性产生明显影响。基于物理光学法(Physical Optics,PO)的雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)仿真计算发现多平面升力体可以实现RCS的整体减缩,在俯仰角60～120°,偏航角-10～10°范围内RCS较大,飞行过程中可通过姿态控制避开此区域。研究结果表明:多平面方法生成的多平面升力体具有较好的气动和隐身性能。
（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。
气动升力论文参考文献
[1].葛明明,王圣业,王光学,邓小刚.基于混合雷诺平均/高精度隐式大涡模拟方法的高升力体气动噪声模拟[J].物理学报.2019
[2].薛普,杨依峰,王锁柱,苏伟,甄华萍.多平面升力体外形设计与气动/隐身性能研究[J].导弹与航天运载技术.2019
[3].布克（Boukenkoul,Mohammed,Amin）.翼型升力面流动控制及气动强化效应研究[D].哈尔滨工业大学.2019
[4].原昕,招启军,朱正,王博.前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析[J].南京航空航天大学学报.2019
[5].牛青峰,刘平安,樊枫,黄水林.升力偏置对旋翼气动性能的影响[J].南京航空航天大学学报.2019
[6].卢丛玲,祁浩天,徐国华.升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响[J].航空学报.2019
[7].胡奇,王明振,张家旭,吴彬,蒋荣.气动升力对水陆两栖飞机着水载荷的影响研究[J].航空计算技术.2018
[8].王万波.脉冲吹气对高升力翼型气动性能影响的研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018
[9].张勇.基于LBM-les法改进与试验数据修正的汽车气动升力研究[D].湖南大学.2017
[10].马洋,周伟,秦伟伟.基于升力体的变构型超声速飞行器气动特性研究[J].兵器装备工程学报.2017
论文知识图
