一、飞行器亚跨超声速流气动力并行计算研究（论文文献综述）
曹飞飞[1]（2020）在《轴对称引射排气系统对发动机性能和红外辐射特性的影响》文中研究指明隐身性是先进战斗机的重要特点之一,涡扇发动机是作战飞机主要动力,其排气系统是其重要的红外辐射源。本文以涡扇发动机尾喷流的红外隐身和发动机增推为研究背景,开展了从风扇涵道/进气道引射气流的涡扇发动机建模和其轴对称引射排气系统红外辐射特性的研究。论文的主要内容可以分为四个部分:（1）排气系统尾喷流红外抑制的掺混冷却需求分析;（2）引射排气系统设计及性能分析;（3）引射排气系统对发动机性能影响研究;（4）引射排气系统对发动机红外辐射特性影响的数值研究。在排气系统尾喷流红外抑制的掺混冷却需求分析研究部分,提出了从风扇涵道和进气道旁路引射气流来抑制尾喷流红外辐射的方案构想,获得了尾喷流降温与引射气流量的关系,通过数值模拟的方法,初步得到了排气系统在30°～90°角域范围内采用喷流红外抑制方案后的红外特征抑制效果。发现随着红外所要求降幅程度的增加,所需的二次流流量逐渐增多;采用引射排气系统对喷流掺混降温可有效抑制发动机典型状态下喷流的红外特征。在引射排气系统设计及性能分析的研究部分,基于一维流理论建立了一种改进型的引射喷管抽吸特性计算方法,该方法与现有一维方法相比,计算速度相当,计算准确性有显着提高。以某涡扇发动机轴对称排气系统为基准,改型设计研究了引射排气系统在亚声速巡航和超声速巡航状态下的抽吸特性和推力特性。研究结果表明:在亚巡状态下,引射排气系统具有明显的增推作用,与原轴对称排气系统相比,推力增益3%;引射排气系统改善了超音速巡航状态下的推力性能。在引射排气系统对发动机性能影响研究部分,建立了带有从风扇涵道引气和从进气道引气的引射排气系统的涡扇发动机模型,分析了引射排气系统对发动机性能的影响,与常规涡扇发动机相比,带有引射排气系统的发动机可提升起飞、亚声速巡航、跨音速飞行航段的推力,降低尾向红外辐射。在典型状态下引射排气系统对发动机红外辐射特性影响的数值研究部分,与原基准轴对称排气系统相比,采用引射排气系统后,发动机高温羽流核心区长度和喷流区内浓度核心区分别缩减14%和2%;亚声速和超声速巡航状态下,排气系统尾向90°方向,喷流红外辐射降幅15%和3%。
彭悟宇[2]（2019）在《高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究》文中指出日益复杂的世界局势对飞行器的性能及任务形式提出了新的需求,基于各国在高超声速飞行器攻防领域的大量投入和激烈角逐,为了在竞争中争取有利地位,势必需要新思想新概念的引入来促进相关领域的研究进展。智能变形飞行器概念及高超声速飞行器概念作为重要非对称手段得到了世界各国的重点关注,在此背景下,本文主要针对变形飞行器技术和高超声速飞行器技术的交叉融合进行了初步的探讨,系统地开展了变形技术应用于高超声速飞行器的相关研究。首先分析和梳理了变形飞行器在高超声速范围下的应用前景。结合典型弹道特征对目前高超声速飞行器可能存在的不足及变形飞行器的潜在应用进行了介绍。引入了下表面可变型的乘波体概念并对其变形幅度、变形面积等性质进行了分析,验证其下表面变形的可行性。随后,对文中用于气动分析及优化的计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）数值仿真模型进行了介绍,包括用于优化过程气动特性分析的基于欧拉（Euler）方程的无粘流场仿真+工程粘性修正和用于流场分析的基于纳维-斯托克斯（Navier-Stokes,N-S）方程的粘性流场仿真方法。结合某高超声速带翼细长体飞行器试验模型从精度及效率两方面对流场仿真方法进行了验证并对文中组合体和融合体基准外形分别进行了网格收敛性分析。针对气动外形设计中流场仿真耗时长的特点,通过引入代理模型优化方法来减小计算开销,提高优化效率。介绍了基于分解的多目标进化算法（Multi Objective Evolutionary Algorithms based on Decomposition,MOEA/D）及基于Kriging代理模型的序列迭代优化方法,在此基础上,发展了基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法,在考虑局部搜索和全局探索的基础上,将可行性概率也作为优化目标,采用MOEA/D进行三目标的优化,在三目标优化前沿（Pareto Front,PF）上选择多个候选点对代理模型进行多点加点优化,通过将可行性概率最大作为优化目标,使得优化过程能更好的找到可行区域的边界,同时结合局部搜索和全局探索的能力,使得求解带约束的优化问题更具效率。基于上述理论分析方法,针对目前应用最为广泛的伸缩、变后掠、折叠变形模式进行了高超声速组合体变形飞行器变形方案设计及评估,对不同变形模式下的升阻比、翼面效率、静稳定性和舵面效率进行了对比分析。以滑翔段射程及翼前缘总吸热量为目标,采用MOEA/D方法对三种变形模式的两级变形飞行器进行了多目标轨迹优化,研究了常见的翼面变形模式在高超声速环境带来的性能增益,结果显示变后掠翼变形模式在高超声速范围内具备更优的综合性能。最后,对基于下表面变形的融合体飞行器进行了气动外形优化设计,建立了一种基于考虑载荷尺寸约束的气动外形优化方法。在参数化模型建立中,结合解析方法和固支三次样条曲线,建立参数化模型并实现载荷尺寸的约束判定修正,通过基于MOEA/D的多点加点序列迭代方法进行优化。结果显示上述方法优化得到的外形与以容积率为目标之一的多目标优化相比,更能满足载荷特定的尺寸约束,有效容积更高,更具工程实用价值。基于优化后基准外形,对融合体变形飞行器的设计方法展开研究,以参数化模型轴向控制截面的迎风面样条曲线线型变化来完成下表面变形。以变形控制参数为优化设计变量,分别对不同飞行工况下的升阻比最优外形进行优化设计。同时以末端机动下压为背景,对固定攻角下俯仰力矩最大外形进行了初步的优化设计,探索了通过下表面变形实现俯仰机动控制的可行性,并基于上述研究内容提出了面向融合体外形的高超声速变形飞行器的气动外形优化设计框架。总之,论文针对变形技术应用于高超声速飞行器中可能存在的问题,从应用需求分析入手,对气动性能分析及变形方案设计、多目标轨迹优化及耗时约束代理模型优化方法等方面展开了研究,对未来高超声速变形飞行器的设计研究提供了一些有益参考。
赵法明[3]（2019）在《高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究》文中研究说明随着人类对高速飞行的不断追求与探索,高超声速飞行器所处环境流场的真实气体效应渐趋显着,伴随冲压发动机和RCS（Reaction control system）控制系统在飞行器推进与控制系统上的广泛应用,高温空气化学非平衡效应与燃烧效应的干扰对飞行器整体性能产生了重要影响。为了探索化学反应效应影响特性,尽可能还原真实流动特征,开展空气化学非平衡流与燃烧流共存的混合化学反应流场数值模拟研究具有重要意义。本文基于热力学平衡气体假设,以多组元Navier-Stokes（N-S）方程为基础,发展了混合化学反应流场数值模拟方法,包括多组元气体热力学模型、输运模型与化学动力学模型等数学模型、空间离散格式、时间推进方法以及刚性问题的点隐式处理等,建立了考虑高温空气化学反应的氢-空气混合反应模型与乙烯-空气混合反应模型;然后选取典型喷主流干扰流、空气化学非平衡流和燃烧流流动问题对所发展的数值模拟方法和建立的混合反应模型进行验证,得到了与实验和文献数据相符的结果,证明本文发展的数值模拟方法和混合反应模型是可靠的。为考察所发展数值模拟技术对三维复杂化学反应流场的计算能力,并探索混合反应流场空气化学非平衡效应与燃烧效应的影响机理,对球头外形氢气热喷流与来流马赫数为13.5的高超声速主流干扰流场开展数值模拟研究,分别计算了三种考虑不同反应条件的化学反应流场,从流场结构和流动参数等方面讨论了两种化学反应效应的影响特点,结果表明:空气化学非平衡效应导致激波脱体距离减小,而燃烧效应引起激波外推而远离物面,在燃烧效应主导影响区,激波形状与空间位置受空气化学非平衡效应影响很小;喷流穿透深度主要取决于燃烧效应的影响,而局部区域空气化学反应的发生对燃烧反应具有促进作用,会增大喷流穿透边界范围;空气化学非平衡效应通过改变激波位置对流动结构产生影响,温度对空气化学非平衡效应的敏感性大于燃烧效应,燃烧效应导致喷口附近特征组元浓度分布发生改变。在上述研究基础上,对钝锥外形乙烯热喷流与来流马赫数为11.6的高超声速主流干扰流场开展了喷流干扰特性研究,通过改变反应条件的方法实现了可比拟的冷/热喷流计算模拟,从流动特性与气动特性两方面分析了冷/热喷流干扰特性随喷流马赫数和喷流压力的变化特点,结果表明:在喷流条件相同时,热喷流场拥有更大范围的喷流膨胀区域和穿透边界,导致喷流弓形激波向主流方向倾斜,随喷流马赫数或喷流压力增大,喷流动量增加,热喷与冷喷流膨胀作用差异增大;在本文计算条件下,喷流干扰削弱了喷流直接力作用,增强了喷流俯仰控制效果,这种直接力削弱和力矩增益作用随喷流动量增加而减小;由于激波结构改变导致波阻大幅增加,热喷干扰比冷喷情况产生了更大的阻力,同时也产生了一部分升力增量,这有利于高超声速飞行器再入阶段的增阻减速。
闫盼盼[4]（2018）在《内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究》文中进行了进一步梳理内埋武器舱系统可以大幅降低战斗机雷达反射面积和飞行阻力,有利于实现隐身及超声速巡航。因此,新一代战斗机均将武器装载方式由传统外挂式转为内埋式。然而内埋武器舱流动的复杂性也引起一系列新的气动问题:如剪切层不稳定、涡生成与脱落、激波/激波、激波/剪切层相互干扰等,造成舱内大幅度压力脉动,产生剧烈振荡和刺耳的噪声,对舱内设备造成疲劳破坏。武器发射时,需要穿越剪切层出舱,受强非定常流场的影响,下落轨迹及姿态发生改变,命中率降低,甚至会与载机相互碰撞,威胁载机安全。因此开展内埋武器舱系统气动特性及武器分离安全性研究具有重要意义。本文应用高保真度数值模拟方法,以战斗机内埋武器舱系统为研究对象,对弹舱气动特性、流动控制措施、弹舱与挂载间的强耦合流动特性及武器分离安全性等问题进行了研究。文中较重要的研究进展包括:1、对比分析了两种主流近场噪声模拟方法的优缺点,结果表明分离涡模拟方法更适用于进行弹舱流动机理研究,随后采用该方法得到了边界层厚度变化对开式弹舱及过渡式弹舱流动特性及气动声学特性的影响规律。通过改进Rossiter半经验公式推导方法,得到公式中经验常数物理意义。明确了经验常数取值与边界层厚度的关系,由此揭示了边界层厚度改变引起弹舱气动噪声频率偏移的机理。2、提出了后壁多孔板加耗能腔的新型流动控制措施,分析了耗能腔内“活塞型”和“回流型”流态对弹舱气动声学特性的影响机理,得到了有效的耗能腔尺寸。该措施能够缓冲脱落涡撞击强度、打破自持振荡循环,大幅降低弹舱内噪声水平。内埋武器舱前缘修型可以改变脱落涡撞击弹舱尾缘的频率和强度,从而改变弹舱内气动声学特性。3、建立了内埋武器舱及其挂载之间强耦合流动特性问题的研究与分析方法,实现武器分离问题与气动噪声问题同时求解。采用时频联合分析技术对舱内非平稳信号进行分析,找出了弹体动态下落穿越剪切层全过程中弹舱内非平稳气动声学特性变化规律。通过与外挂武器分离特性对比,得到了弹舱强非定常流场及剪切层对内埋武器受力及下落姿态的影响规律。4、模拟了战斗机超声速飞行发射武器时,弹体动态激波与舱门激波相交、激波/剪切层反射等复杂流动过程,揭示了弹体在该复杂流场下气动特性和运动特性的变化规律,阐明了舱门及其开启姿态对武器下落轨迹特性的影响机理。找出了来流马赫数、初始发射速度、初始角速度等参数对武器分离安全性的影响规律。本文研究丰富了内埋武器舱气动噪声机理的基础理论,为内埋武器舱降噪措施提供了新的思路。能够为新一代战斗机内埋武器系统舱门和挂载的优化设计提供可靠的参考依据,对武器安全分离控制策略的制定提供技术支撑。
周迪[5]（2019）在《叶轮机械非定常流动及气动弹性计算》文中研究表明气动弹性问题是影响叶轮机械特别是航空发动机性能和安全的一个重要因素。作为一个交叉学科,叶轮机械气动弹性力学涉及与叶片变形和振动相关联的定常/非定常流动特性、颤振机理以及各种气弹现象的数学模型等的研究。本文基于计算流体力学（CFD）技术自主建立了一个适用于叶轮机械定常/非定常流动、静气动弹性和颤振问题的综合计算分析平台,并针对多种气动弹性问题进行了数值模拟研究。主要研究内容和学术贡献如下:由于叶轮机械气动弹性与内流空气动力特性密切相关,真实模拟其内部流场是研究的重点之一。基于数值求解旋转坐标系下的雷诺平均N–S（RANS）方程,首先构造了适合于旋转机械流动的CFD模拟方法。特别的,针对叶片振动引起的非定常流动问题,采用动网格方法进行模拟,通过一种高效的RBF–TFI方法实现网格动态变形;针对动静叶排干扰引起的非定常流动问题,采用一种叶片约化模拟方法,通过一种基于通量形式的交界面参数传递方法实现转静子通道之间流场信息的交换。数值算例验证了本文的CFD方法具有较高的计算精度和效率,从而为后续气动弹性研究奠定基础。静气动弹性计算既是叶轮机械叶片设计优化过程中的重要环节,同时也是颤振分析的前提。基于定常流动CFD求解技术和流固双向耦合思想,发展了一种高效的静气弹计算方法。对于已知冷态（加工）外形要求热态（工作）外形的静气弹正问题,将叶片总变形分解为离心力和气动力引起的变形之和,分别通过非线性有限元分析和模态法求解。对于已知热态外形要求冷态外形的静气弹反问题,在求解正问题方法的基础上采用了一种高效的预估校正迭代法,从而能够高效准确地预测出未知冷态外形。应用所发展的方法计算分析了转子叶片冷热态外形之间的差异以及变形对气动性能的影响。基于非定常流动CFD求解技术和能量法对振荡叶片流场以及叶片颤振特性进行预测分析,重点研究了叶轮机械中特有的叶间相位角因素。鉴于简单多通道模拟法和传统相位延迟类方法存在的不同缺点,本文在原始形修正法基础上提出了一种新型双通道形修正法,其利用傅里叶级数对周向边界的流场变量进行修正而相应的傅里叶系数则由两个通道交界面附近内部单元中的变量值进行计算更新。理论上和数值计算均证明,采用该方法既能统一有效的计算任意叶间相位角下的非定常流动和预测气弹稳定性,同时相比于原始方法显着提高了计算收敛性和鲁棒性。结合数值计算结果还定量研究了典型振荡叶栅/叶片的颤振特性并从能量角度分析了潜在的颤振机理。为了更真实地模拟叶片受扰动情况下的振动响应,发展了一种基于CFD/CSD耦合的颤振计算时域法。非定常气动力计算基于前述的CFD方法,结构运动方程求解基于模态法,采用一种杂交预估校正方法确保每一物理时间步流场和结构场的高效精确推进。对Rotor67转子叶片的计算结果表明该叶片无任何形式颤振发作的危险。对某风扇转子叶片的计算结果验证了其在部分转速下会发生亚/跨声速失速颤振并给出了相应的颤振边界,此外还从物理上和数值上对失速颤振机理进行了简要分析。进一步还将CFD/CSD耦合时域法拓展至工程实际中的复杂颤振问题,通过针对性地构造计算方案或者利用简化模型等分别数值研究了非零叶间相位角下的颤振问题、带阻尼凸肩叶片颤振问题以及多排叶片颤振问题。鉴于定常/非定常气动力在气动弹性研究中的重要地位,为了提高流场模拟能力,本文还基于一种前沿性的气体动理学格式（GKS）发展了适用于典型叶轮机械流动的数值方法。研究内容主要包括三方面:针对旋转流动构造一种旋转坐标系下的GKS,其核心思想是通过添加粒子加速度项来考虑非惯性系引起的额外源项效应;针对叶栅振荡非定常流动构造一种动网格系统下的GKS,主要方法是通过改变粒子迁移速度来考虑网格运动;针对原始显式GKS计算效率较低的缺点,结合Jacobian–Free Newton–Krylov（JFNK）方法首次提出一种高效隐式JFNK–GKS,从而使GKS应用于叶轮机械复杂工程问题成为可能。
李正洲[6]（2018）在《考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化》文中认为有翼再入飞行器是现阶段天地往返飞行器研究发展的重点,当前世界主要航天大国普遍都开展对有翼再入飞行器设计技术的研究,但该课题的研究仍然存在技术难度高、涉及学科多、学科耦合性强、研制周期长等问题。为了能有效地缩短有翼再入飞行器总体设计周期,提高设计方案的质量,本文通过总体多学科设计优化手段,研究有翼再入飞行器总体快速设计、分析和优化技术。研究工作主要包括如下几个方面:（1）多学科专业模块开发:（1）研究和发展了一种自动化程度高、计算速度快、稳健性较强的面向全空域、全速域的气动力快速预测方法,并开发了相应的气动力快速预测程序。该程序能够作为有翼再入飞行器的气动力预测、外形选型设计的工具;（2）建立了高超声速飞行器在连续流、自由分子流以及过渡流的气动热环境快速预测方法,算例验证表明该方法具备与飞行试验数据、风洞试验数据和CFD计算结果的一致性,能够用于大攻角、高速再入飞行器的气动加热预测;（3）基于气动热预测结果,通过集成热防护材料数据库,构建了一种高超声速飞行器整机的热防护系统自动化设计方法,实现对飞行器整机热防护系统的设计和优化;（4）将气动力快速预测方法与飞行器“准定常运动”相结合,发展了一种面向总体设计的高速飞行器动态稳定性导数的快速预测和辨识方法,建立了对有翼再入飞行器的稳定性、操纵性的分析方法和耦合偏离判据;（5）建立了再入轨迹的设计优化方法,该方法能够根据有翼再入飞行器的再入走廊约束,实现运动方程的数值求解与优化理论的有效结合,获得满足精度要求的再入轨迹优化结果。（2）根据有翼再入飞行器的总体设计原则和目标,分析了各专业模块的输入/输出以及模块之间的耦合关系,建立了对有翼再入飞行器这类新型飞行器的多学科设计优化方法,针对有翼再入飞行器技术特点,通过集成包括几何参数化建模、全空域/全速域气动力估算、气动热与热防护、操稳性能评估、再入轨迹优化、重量估算等在内的多学科专业模块,建立了考虑操稳特性的有翼再入飞行器多学科设计优化方法,开发了相应的设计优化集成系统,为有翼再入飞行器提供了有效的总体设计方法和工具。（3）根据发展的总体多学科设计优化方法,应用建立的设计优化集成系统,对类X-37B飞行器进行了考虑操稳约束的再入轨迹、操稳、气动、气动热、热防护等多学科设计优化;针对气动辅助轨道转移飞行器这种特殊的有翼再入飞行器,对同面气动辅助变轨问题进行了研究,分析了节约能量的指标,设计出了满足同面气动辅助变轨最优控制的飞行器。上述两个“考虑操稳约束的有翼再入飞行器多学科设计优化示例”验证了本文多学科设计优化方法的可行性和集成平台的鲁棒性。本文建立的多学科设计优化方法可用于有翼再入飞行器总体设计;相关设计示例揭示了相关设计参数对多学科设计优化目标的敏感性特征,研究结论可为同类飞行器的设计提供参考。
石清[7]（2017）在《机翼增升减阻的流动控制研究》文中进行了进一步梳理机翼作为飞机的关键部件,增升减阻事关机翼设计及其优化的成败。机翼增升减阻亟待攻克两大技术难关:一是解决低速时流动分离、高速时产生激波导致升/阻特性恶化的问题,二是解决在非设计状态下对升/阻特性变差如何进行改善的问题。流动控制的本质是控制流场的局部流动,利用流体间流体动力的相互作用,引发流场的局部或全局流动改变。尤其是基于微型流动控制器件的流动控制,是现代流体力学及交叉学科活跃的研究领域,也是飞行器未来创新发展的重要源头和新的技术制高点。尽管控制器件、控制机理、控制效果三位一体,一直是制约流动控制技术实用化的瓶颈难题,但随着流动控制技术自身的研究和发展,以及计算、试验和测量等手段的配套完善,协调解决机翼增升减阻中的流动控制问题、达成实用化目的成为可能。通过分析升力或阻力的产生机制,应选择适宜的流动主动/被动控制策略来增加升力或减小阻力。翼型的升力是物面压强分布积分的结果,依据升力的产生机制和流动的性态对翼型升力的影响,可利用零质量射流改善翼型表面的压强分布以增加升力。若不计及机翼与飞机其它部件的干扰阻力,机翼自身的阻力可分为四种:由迎风面积而形成的压差阻力、由存在激波而形成的激波阻力、由粘性空气与机翼表面摩擦而形成的摩擦阻力、由涡系引起升力倾斜而形成的涡阻力。依据阻力的构成机制和流动的性态对阻力的影响,可采用相应的流动控制方法来减小机翼阻力:可采用微型涡流发生器阻滞机翼边界层分离以减小压差阻力,可采用实体鼓包减弱翼型的激波强度以减小激波阻力。由于流动控制技术的研究与应用,涉及时空多尺度的复杂流场,包含着流体力学和空气动力学中诸多尚未解决的技术难题,加之流动控制的目标有时是彼此关联和相互制约的,流动控制问题研究所面临的挑战实质就是对流体力学技术体系的挑战,但综合利用数值模拟和风洞实验手段,可以厘清流动控制的机理、提炼控制器件参数的影响规律、评估增升减阻的综合成效,既为流动控制技术的科学研究提供支持,又为突破制约流动控制技术实用化的瓶颈难题提供依据。本文针对超临界机翼/翼型上的复杂流动,和微型涡流发生器、实体鼓包和零质量射流微小流动控制器件及其诱导的时空多尺度复杂流动,综合利用数值模拟方法和风洞实验技术,研究了减小机翼压差阻力和翼型激波阻力以及增加翼型升力的流动控制问题,在计算方法和软件的研发与应用、流动控制机理的分析、控制器件参数影响的规律分析、控制效果的综合评估四个方面取得创新,为机翼增升减阻气动优化设计提供了有实用价值的技术参考。第一章为绪论,以微型涡流发生器、实体鼓包、零质量射流为重点,综述了国内外流动主动/被动控制技术的发展及其在机翼增升减阻方面的研究和应用,概述了数值模拟和风洞实验的技术现状,以及本文主要的工作内容。第二章阐释了本文应用及发展的数值计算方法,并验证所发展的数值计算方法和所建立的计算程序。本文应用和发展的方法是基于RANS方程,采用有限体积方法离散,离散方程右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用了多种迎风差分格式及其限制器,湍流模型采用了多种模型。非定常计算以双时间步算法为主。采用了多重网格加速收敛方法。采用了拼接网格生成方法。采用多个算例,验证了本文发展和应用的边界层流动的计算方法、跨声速激波流场的计算方法和非定常流动的计算方法以及计算网格生成方法,验证了本文所建立的三维边界层流动计算软件、二维跨声速激波流场计算软件和二维非定常流动计算软件的粘性计算精度、时间精度、计算鲁棒性及计算效率。验证结果表明,本文发展及建立的计算方法和计算软件适用于研究机翼增升减阻的流动控制问题。第三章采用数值模拟方法,研究了微型涡流发生器与边界层的干扰;采用数值计算方法和风洞实验方法,研究了微型涡流发生器减小大展弦比超临界机翼的压差阻力。边界层流动、网格生成、加速收敛技术,是计算微型涡流发生器减小超临界机翼阻力的技术难点。采用有限体积方法离散三维RANS方程,离散方程左端项的求解采用LU-SGS方法,右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用Roe的通量差分分裂格式,湍流模型采用S-A模型,采用多重网格技术加速收敛。采用对接、拼接网格技术生成网格。计算了单个微型涡流发生器与边界层的干扰。计算了有多个微型涡流发生器时超临界机翼的流场和气动力,分析了微型涡流发生器不同高度和弦向安装位置的影响。采用测力、油流、丝线、热线等实验测量与显示技术,进行了气动力测量、边界层特性测量和模型流态显示,研究了干净机翼边界层特性,研究了微型涡流发生器控制机翼边界层分离特性,研究了微型涡流发生器的高度、弦向安装位置、展向间隔和安装偏角对超临界翼身组合体流场和气动力特性的影响。分析了微型涡流发生器增强超临界机翼近壁流动控制流动分离、减小压差阻力的机理,提炼了微型涡流发生器的高度、弦向安装位置、展向间隔和安装偏角对超临界机翼阻力和升力的影响规律,综合评估了微型涡流发生器对超临界机翼减阻增升的作用效果。第四章采用数值计算方法和风洞实验方法,研究了实体鼓包减小超临界翼型的激波阻力。跨声速激波/边界层干扰、超临界翼型发散后缘边界条件的处理,是计算实体鼓包减小超临界翼型阻力的技术难点。采用有限体积方法离散二维RANS方程,离散方程左端项的求解采用LU-SGS方法,右端粘性项的离散采用了中心差分格式,右端无粘性项的离散采用了Roe的通量差分分裂格式,湍流模型采用k-?SST模型。计算了不同高度的实体鼓包对超临界翼型流场和气动力特性的影响。采用电子扫描阀测量压力,采用尾流测压耙测量尾迹流场,研究了加装实体鼓包的超临界翼型在不同来流迎角时的表面压力分布和尾流阻力因子分布。分析了实体鼓包弱化超临界翼型激波强度、减小激波阻力的机理,提炼了给出了实体鼓包的高度和来流迎角对超临界翼型阻力和升力的影响规律,综合评估了实体鼓包对超临界翼型减阻增升的作用效果。第五章采用数值计算方法,研究了零质量射流致动器的流场;研究了零质量射流增加翼型的升力。非定常流动和湍流计算以及如何明确边界条件,是计算零质量射流增加翼型升力的技术难点。基于二维非定常RANS方程,采用有限体积方法离散,右端粘性项的离散采用中心差分格式,右端无粘性项的离散以Roe的通量差分分裂格式为主,在对比不同格式的差异时才采用其他格式。采用了多种湍流模型进行对比计算,其中包括BL模型、BLDS模型、SA模型、k-?SST模型。非定常计算中以双时间步长法为主,采用了多种非定常计算方法进行对比计算,包括四步RK、LU-SGS、双时间方法。采用多重网格技术加速收敛。对零质量射流致动器的计算,研究了动网格、几何守恒率、边界条件和湍流模型的影响。对有零质量射流的翼型计算,研究了非定常计算方法、多重网格技术、差分格式、湍流模型、射流频率和速度峰值以及来流条件的影响。提炼了零质量射流的射流频率、射流幅值、来流迎角、来流马赫数对翼型升力和阻力的影响规律,分析了零质量射流致偏翼型流线改变压强分布、增加升力的机理,综合评估了零质量射流对翼型增升减阻的作用效果。第六章是结束语。总结了本文的研究工作和技术进步。最后是本文的致谢和参考文献。
李开[8]（2017）在《高温真实气体条件下的磁控热防护机理研究》文中研究指明第页作为电磁流动控制在热防护领域的新应用,磁控热防护技术成为研究热点。它利用洛伦兹力控制高超声速飞行条件下弓形激波后的等离子体层减速流体、推出激波、降低温度梯度,从而实现热防护。以磁控等离子体热防护为对象,综合采用理论分析、数值模拟和地面试验手段,对高温真实气体流场和电磁场的相互作用机理开展研究,探索并发展了高温等离子体流场耦合电磁场的理论及CFD数值模拟技术,对耦合电磁场的高超声速流动结构及热防护机理进行了深入分析。在此基础上,开展了磁控热防护原理性试验研究,验证了磁控热防护技术原理上的可行性。首先建立了常规螺线管磁控热防护系统的物理模型。针对OREX再入返回舱的防热问题,采用常γ气体模型下的低磁雷诺数磁流体数学模型,分析了磁场强度、形态及螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响,研究了该系统的工程可行性。从常规圆柱螺线管磁控系统的缺陷出发,提出了基于随形螺线管的新概念磁控热防护系统。研究表明,磁控热防护存在“饱和”现象,但磁控激波不存在该现象。常规圆柱螺线管磁控系统有一个相对较优的安装位置,距离驻点过远无法满足电流密度上限的要求,过近则会使得肩部热环境恶化。相比常规圆柱螺线管,随形螺线管磁控热防护系统在同样的励磁电流下,磁控热防护效果更好,并且所需导线长度仅为前者的1/6。建立了基于多块结构网格的热化学非平衡流并行计算平台。讨论了对非平衡气动热计算结果产生影响的三个重要因素:网格、壁温、壁面催化条件,给出了非平衡热流网格收敛性的一般性判据。基于对现有的催化模型缺陷分析,提出了一种新的氧与石英壁面之间的8反应混合催化模型,并对催化反应的机理以及模型的不确定性进行了分析。研究表明,随着壁面温度的增加,对催化复合系数贡献起主导作用的反应分别为:LH复合反应、ER置换反应、O2解吸附反应。对模型结果影响最大的参数是化学活化区域浓度和半径,需要对石英壁面材料的缺陷性质进行仔细分析以获得准确的催化系数建立了热化学非平衡条件下的低磁雷诺数SMFD数值计算模型。分析了高温气体效应对磁控效果的影响。对影响磁控热防护效果的电导率模型、电磁能量振动能分配比、壁面催化条件进行了研究。以OREX为对象,得到了磁控热防护系统有效工作的飞行工况范围,并研究了添加“种子粒子”对磁控性能的提升效果。通过对两极磁场磁控系统缺陷的分析,提出了多极磁场磁控热防护的概念。研究表明,考虑高温真实气体效应后,磁控热防护效果同样存在“饱和”现象,高温气体效应并未改变磁场分布对磁控效果的影响规律。对于OREX而言,当磁相互作用参数大于1.0时才能达到比较好的磁控热防护效果。种子粒子添加量对于磁控激波性能的提升存在“饱和”现象,其对磁控性能的提升在低马赫数工况工况更明显。相比于单磁铁,通正向电流的五磁铁多极磁场作用下的激波脱体距离明显增加,热防护效果相对较好。建立了磁控热防护机理分析模型,通过分析洛伦兹力逆流向和法向分量在热防护中的作用,深入研究了磁控防热和激波控制机理。在此基础上,设计了一种变磁感线-流线夹角磁场,优化了磁控激波和热防护效果。研究表明,磁控热防护和磁控激波机理并不相同。前者主要取决于洛伦兹力对附面层的作用,在驻点区逆流向洛伦兹力对流体的减速作用占主导,而肩部区法向洛伦兹力对流动得偏转作用占主导。磁控激波效果主要取决于与波后逆流向洛伦兹力的大小,波后逆流向洛伦兹力越大,磁控激波效果越好。在保证较优的洛伦兹力对附面层的作用效果的基础上,增加波后逆流向洛伦兹力,进而增加激波脱体距离,可以进一步提高磁控热防护效果。建立了热化学非平衡条件下的霍尔电场数值计算模型,分析了霍尔电势场收敛性的影响因素,提出了当地变步进因子加速电场收敛方法。建立了非平衡流场、磁场和霍尔电场的耦合计算模型,分别基于拟合碰撞频率和均布常霍尔系数模型,分析了不同磁场强度、不同壁面导电性下霍尔效应对磁控效果的影响。研究表明,存在一个最优的步进因子使得霍尔电场收敛速度最快,并且随网格尺度的减小和霍尔系数的增加,电势场收敛速率变慢。对于局部加密网格而言,当地变步进因子法的电势收敛性明显优于常规的定步进因子法。壁面导电性对磁控热防护系统影响很大。导电壁面情况下磁控系统几乎完全失效,因此实际应用中飞行器壁面应采用绝缘性能良好的材料。但即使采用绝缘壁面,在较强磁场（0.5T）情况下,磁控效果也明显变弱。开展了磁控热防护原理性试验研究。根据调研、等离子体风洞喷管内和试验件绕流仿真、温度场流固耦合仿真以及陶瓷外壳热考核结果,确定了试验工况、陶瓷外壳选材、磁铁方案、水冷方案、隔热方案,完成了试验方案设计。试验结果表明,在永磁铁磁场作用下,试验件外壳驻点温度和近肩部温度比无磁场条件下分别低了90K和252K,冷壁温度低了100 K,磁控热防护效果明显,验证了磁控热防护系统的有效性。
谭朝明[9]（2016）在《旋转弹马格努斯效应数值模拟研究》文中研究说明通过高速旋转的陀螺效应可以使静不稳定的炮弹具有动稳定性,通过低速旋转可以简化战术导弹和反坦克导弹的控制系统。当飞行武器采取旋转飞行后会产生新的不对称气动力和力矩,当这种附加的气动力和力矩的值超过某一限度时,将会发生马格努斯不稳定、耦合共振、自转闭锁、灾难偏航等现象,可能导致飞行失败。因此,深入研究马格努斯效应对旋转战术武器的设计至关重要。首先对二维圆柱绕流问题进行了数值模拟计算,得到了不同雷诺数下静态圆柱绕流气动载荷特性、边界层转捩的变化规律和圆柱尾迹近壁区域的流动特征。其次采用数值模拟方法对二维旋转圆柱绕流问题进行了研究,给出了不同雷诺数范围时旋转圆柱绕流马格努斯力和阻力系数随转速的变化规律,结合流动结构揭示了转捩和转速对旋转圆柱绕流气动特性的影响。之后对旋转弹丸绕流场进行了数值模拟计算,给出了马格努斯力及力矩随马赫数、船尾角η及船尾长度Lt/D时的变化规律。结合流动特性揭示了旋转弹丸马格努斯效应的机理以及船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应机理的影响。最后对卷弧尾翼及转折尾翼-弹身组合体侧向特性进行了深入的研究,给出了不同尾翼外形下旋转弹气动力及力矩系数随马赫数和攻角的变化曲线。将飞行器的旋转运动分成静态与旋转状态两个部分,结合流动特性深入地分析了旋转对卷弧尾翼弹和转折尾翼-弹身外形气动特性的影响,并在静态和旋转状态下与相同投影面积的平直尾翼-弹身外形进行了对比。在静态和旋转状态下分析了张开角和转折角对卷弧尾翼弹和转折尾翼弹侧向特性的影响机理。
贾居红[10]（2016）在《临近空间高超声速气动热数值模拟研究》文中指出临近空间高超声速飞行器具有远程到达、快速投送、精确打击等优势,成为航空航天领域的研究热点,而高超声速流动由于涉及激波-边界层干扰、边界层转捩、黏性效应、稀薄效应等影响,气动热预测较为棘手。本文在充分考虑高超声速复杂流动机理的情况下,对气动热工程预估、数值模拟和直接蒙特卡洛模拟进行研究。主要工作有:（1）研究气动热快速工程计算方法,编写计算程序,并以带攻角钝双锥体做算例验证,研究气动热受流动条件的影响情况。（2）对气动热数值模拟格式效应和网格效应进行研究,表明气动热对壁面法向网格尺度非常敏感,必须在边界层内布置足够多网格以准确模拟分离流气动热问题;不同湍流模型对弓形激波后驻点区和激波-边界层干扰分离区的热流模拟能力不同,必须根据流动类型谨慎选择。（3）采用并行计算求解三维HIFiRE-1高超声速飞行器气动热,分析激波-边界层干扰气动热机理,结果表明,飞行器拐角处诱导产生的分离激波与裙体再附激波相交形成“三叉”激波,这是热流和压力急剧上升的根本原因。对HIFiRE-1飞行器气动热影响因素及机理分析得出,降低来流马赫数时,激波远离壁面,能大幅降低再附热流;降低来流雷诺数不会明显改变流动结构,但壁面热流显着降低;裙体张角减小时,分离泡减小,壁面热流能大幅降低;裙体长度减小至分离流无法完成再附时,壁面热流能够迅速降低。此外,飞行器壁面温度升高也有利于降低壁面热流密度,但效果有限。（4）采用DSMC方法与带滑移条件的CFD方法研究稀薄流区气动热,表明流动进入滑移流区后,克努森层变厚,NS方法误差明显过大,添加二阶Beskok滑移条件能显着改善CFD方法模拟圆柱表面热流密度的准确性。同时,在空气不够稀薄的情况下,DSMC方法需要巨大的初始分子数,耗费计算资源,而带滑移条件的CFD方法则效率较高、精度适中,是工程上预测气动热比较可靠的方法。
二、飞行器亚跨超声速流气动力并行计算研究（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、飞行器亚跨超声速流气动力并行计算研究（论文提纲范文）
（1）轴对称引射排气系统对发动机性能和红外辐射特性的影响（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 红外隐身是先进战机必须具备的主要特征之一 |
| 1.1.2 引射排气系统对发动机性能影响评估的必要性和重要性 |
| 1.2 国内外研究现状文献分析 |
| 1.2.1 引射排气技术在飞行器上的应用 |
| 1.2.2 引射器类型、设计方法及影响因素 |
| 1.2.3 引射排气对发动机性能影响研究 |
| 1.2.4 引射排气系统红外辐射特征研究 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 流动、传热与红外辐射特征的计算方法 |
| 2.1 流动、传热、传质及辐射传输控制方程 |
| 2.1.1 流动与传热计算控制方程 |
| 2.1.2 燃气组分传输基本方程 |
| 2.1.3 辐射传输方程 |
| 2.1.4 湍流模型与辐射模型 |
| 2.1.5 流场计算软件 |
| 2.2 红外辐射计算方法 |
| 2.2.1 反向蒙特卡洛法 |
| 2.2.2 红外辐射特征计算软件 |
| 2.3 引射喷管气动性能参数计算方法 |
| 2.3.1 引射喷管抽吸特性 |
| 2.3.2 引射喷管推力及推力特性 |
| 2.3.3 引射喷管推力增益比 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 排气系统尾喷流红外抑制的掺混冷却需求分析 |
| 3.1 典型排气系统固体部件和喷流辐射贡献分析 |
| 3.2 尾喷流红外辐射抑制的降温需求数值分析 |
| 3.2.1 物理模型 |
| 3.2.2 计算域与边界条件 |
| 3.2.3 网格划分 |
| 3.2.4 喷流降温红外该抑制方案 |
| 3.3 结果与分析 |
| 3.3.1 红外特征抑制效果分析 |
| 3.3.2 尾喷流冷却降温与红外相对降幅 |
| 3.4 引射排气系统尾喷流红外抑制方案及引射流量需求分析 |
| 3.4.1 喷流红外抑制方案构想 |
| 3.4.2 尾喷流红外特征抑制与引射次流量关系初步估计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 引射排气系统设计及性能分析 |
| 4.1 引射排气系统设计路线 |
| 4.2 基于准一维流理论的引射喷管性能计算 |
| 4.2.1 引射喷管抽吸特性 |
| 4.2.2 引射尾喷管与进气道流量匹配 |
| 4.3 引射排气系统设计与一维 |
| 4.3.1 引射喷管类型几何特征参数 |
| 4.3.2 收-扩型引射喷管型面参数选择 |
| 4.3.3 引射排气系统 |
| 4.4 典型飞行状态下引射喷管推力特性和抽吸特性 |
| 4.4.1 计算模型 |
| 4.4.2 计算域与边界条件 |
| 4.4.3 流场计算网格与网格独立性 |
| 4.5 结果与分析 |
| 4.5.1 典型航段引射排气系统的抽吸特性 |
| 4.5.2 典型航段引射排气系统的推力特性 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 引射排气系统对涡扇发动机性能影响研究 |
| 5.1 基于AED_(sys)的涡扇发动机总体性能计算方法 |
| 5.1.1 带有引射排气系统涡扇发动机设计要求 |
| 5.1.2 发动机截面编号 |
| 5.1.3 风扇涵道引射的引射喷管性能计算 |
| 5.1.4 发动机总体性能计算模型 |
| 5.2 发动机性能影响分析 |
| 5.2.1 进气道旁路引射加力混合器排气涡扇发动机总体性能计算分析 |
| 5.2.2 风扇涵道引射的加力式混合排气涡扇发动机总体性能计算分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 典型状态下引射排气系统对发动机红外辐射特性影响数值研究 |
| 6.1 物理模型 |
| 6.2 计算域与边界条件 |
| 6.2.1 流场计算域与边界条件 |
| 6.2.2 流场网格划分与网格独立性 |
| 6.2.3 红外计算网格 |
| 6.2.4 探测点设置 |
| 6.3 引射排气系统红外特征计算结果与分析 |
| 6.3.1 流场特性 |
| 6.3.2 红外特征 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 下一步研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（2）高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 变形飞行器研究现状 |
| 1.2.1 变形飞行器早期研究及分类 |
| 1.2.2 国外变形飞行器相关研究进展 |
| 1.2.3 国内变形飞行器相关研究进展 |
| 1.3 变形飞行器研究关键技术问题 |
| 1.3.1 总体设计 |
| 1.3.2 气动外形设计及优化 |
| 1.3.3 动力学建模及控制方法 |
| 1.4 变形技术及高超声速飞行的交叉应用前景 |
| 1.5 论文的主要研究内容 |
| 第二章 高超声速飞行器变形需求分析 |
| 2.1 高超声速飞行器典型弹道特性 |
| 2.2 变形技术在高超声速环境下的应用需求 |
| 2.2.1 锥导乘波体生成方法 |
| 2.2.2 可变外形乘波体设计方法及验证 |
| 2.3 变形飞行器基准外形分析 |
| 2.3.1 组合体基准外形 |
| 2.3.2 融合体基准外形 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 气动特性分析及流场仿真数值方法 |
| 3.1 流场模型 |
| 3.2 流体动力学控制方程 |
| 3.2.1 基于Euler方程的无粘数值模拟 |
| 3.2.2 基于N-S方程的有粘数值模拟 |
| 3.3 网格划分及数值求解流程 |
| 3.3.1 边界条件 |
| 3.3.2 网格划分 |
| 3.3.3 湍流模型及粘性修正方法 |
| 3.3.4 计算方法 |
| 3.4 算例分析及精度验证 |
| 3.4.1 高超声速带翼细长体飞行器对比分析 |
| 3.4.2 组合体外形精度验证 |
| 3.4.3 融合体外形精度验证 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 考虑约束的代理模型优化方法研究 |
| 4.1 基于分解的多目标优化算法 |
| 4.1.1 基本概念 |
| 4.1.2 MOEA/D算法构造 |
| 4.1.3 算法复杂度分析 |
| 4.2 Kriging代理模型的构建 |
| 4.2.1 Kriging的概念 |
| 4.2.2 回归模型及相关函数 |
| 4.2.3 代理模型精度判定 |
| 4.3 考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.1 Kriging代理模型的加点优化方法 |
| 4.3.2 基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.3 算例分析 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 组合体变形方案设计与评估 |
| 5.1 小展弦比机翼气动特性分析 |
| 5.1.1 展弦比对气动特性的影响 |
| 5.1.2 后掠角变化对气动特性的影响 |
| 5.2 气动热载荷特性分析 |
| 5.3 不同变形模式的方案设计 |
| 5.3.1 伸缩变形模式变形方案设计 |
| 5.3.2 变后掠变形模式变形方案设计 |
| 5.3.3 折叠变形模式变形方案设计 |
| 5.4 组合体变形飞行器性能评估 |
| 5.4.1 气动特性分析 |
| 5.4.2 操稳特性分析 |
| 5.5 结合变形特性的弹道优化问题 |
| 5.5.1 弹道及翼前缘热流计算模型 |
| 5.5.2 针对变形飞行器的弹道多目标优化问题 |
| 5.5.3 优化结果分析 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 融合体基准外形设计与优化 |
| 6.1 面向工程的融合体参数化模型 |
| 6.1.1 基准外形的建模方法及总体参数的确定 |
| 6.1.2 融合体表面曲线的多项式插值逼近 |
| 6.1.3 考虑载荷尺寸约束的迭代判定 |
| 6.2 气动特性快速分析平台 |
| 6.3 考虑载荷尺寸约束的基准融合体气动外形优化 |
| 6.3.1 优化问题 |
| 6.3.2 优化目标及设计变量 |
| 6.3.3 优化流程 |
| 6.4 优化结果分析 |
| 6.4.1 气动代理模型参数确定及精度分析 |
| 6.4.2 考虑载荷尺寸约束优化结果分析 |
| 6.4.3 与考虑容积率优化问题的结果对比 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 融合体变形飞行器外形设计及优化 |
| 7.1 融合体变形方案设计 |
| 7.1.1 飞行任务及弹道特性简析 |
| 7.1.2 下表面变形融合体参数化模型 |
| 7.1.3 典型设计工况 |
| 7.2 融合体变形飞行器优化设计结果分析 |
| 7.2.1 基于最大升阻比的下表面优化设计分析 |
| 7.2.2 基于俯仰力矩最大的下表面优化设计分析 |
| 7.3 面向高超声速融合体变形飞行器的气动外形优化设计框架 |
| 7.4 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 论文主要工作 |
| 8.2 论文创新点 |
| 8.3 进一步研究建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（3）高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究（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 国内外研究现状 |
| 1.2.1 高超声速化学反应流场研究概述 |
| 1.2.2 喷主流干扰流场研究概述 |
| 1.3 本文主要工作与创新点 |
| 1.3.1 本文主要工作 |
| 1.3.2 创新点 |
| 第二章 内外流混合反应流场数值模拟方法 |
| 2.1 物理流动分析 |
| 2.2 数值计算模型 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 热力学模型 |
| 2.2.3 输运模型 |
| 2.2.4 化学动力学模型 |
| 2.3 混合反应模型建模与分析 |
| 2.3.1 组元热力学参数 |
| 2.3.2 内外流混合反应模型 |
| 2.4 数值离散方法 |
| 2.4.1 空间离散 |
| 2.4.2 时间离散 |
| 2.5 湍流模型 |
| 2.5.1 Spalart-Allmaras一方程模型 |
| 2.5.2 Shear-Stress Transport k-ω两方程模型 |
| 2.5.3 SST k-ω模型可压缩修正 |
| 2.6 边界条件 |
| 2.6.1 远场边界条件 |
| 2.6.2 物面边界条件 |
| 2.6.3 对称边界条件 |
| 2.6.4 喷流边界条件 |
| 2.7 算例验证与分析 |
| 2.7.1 喷主流干扰流场 |
| 2.7.2 空气化学非平衡流场 |
| 2.7.3 燃烧流场 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 球头混合反应流场化学反应效应影响特性分析 |
| 3.1 计算模型与条件 |
| 3.2 网格无关性分析 |
| 3.3 流场结构影响特性 |
| 3.3.1 流动结构 |
| 3.3.2 激波结构 |
| 3.3.3 喷流穿透深度 |
| 3.4 流动参数变化特点 |
| 3.4.1 物面压力与温度 |
| 3.4.2 流场温度与组元浓度 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 钝锥混合反应流场喷流干扰特性研究 |
| 4.1 计算模型与条件 |
| 4.2 喷流速度影响特性 |
| 4.2.1 流场结构 |
| 4.2.2 物面压力分布 |
| 4.2.3 气动特性与放大因子 |
| 4.3 喷流压力影响特性 |
| 4.3.1 流场结构 |
| 4.3.2 物面压力分布 |
| 4.3.3 气动特性与放大因子 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 全文总结 |
| 5.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 化学反应模型与反应速率计算常数 |
（4）内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 中文摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国外研究概述 |
| 1.2.1 内埋武器舱流动特性及噪声生成机理研究 |
| 1.2.2 内埋武器舱气动声学特性的影响因素 |
| 1.2.3 内埋武器舱流动控制方法研究 |
| 1.2.4 内埋武器分离特性研究 |
| 1.3 国内研究概述 |
| 1.3.1 内埋武器舱气动声学特性的影响因素 |
| 1.3.2 内埋武器舱流动控制方法研究 |
| 1.3.3 内埋武器分离特性研究 |
| 1.4 现有研究工作存在的不足 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 2 数值模拟方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 离散方法 |
| 2.2.1 空间离散 |
| 2.2.2 时间离散 |
| 2.3 内埋武器舱近场噪声模拟方法 |
| 2.3.1 分离涡模拟方法 |
| 2.3.2 非线性声学方法 |
| 2.4 内埋武器分离过程模拟方法 |
| 2.4.1 重叠网格技术 |
| 2.4.2 六自由度刚体动力学方程 |
| 2.5 内埋武器舱非定常结果后处理技术 |
| 2.5.1 平稳压力数据处理 |
| 2.5.2 非平稳信号时频联合分析技术 |
| 2.5.3 本征正交分解方法 |
| 2.5.4 涡识别方法 |
| 2.6 数值方法验证 |
| 2.6.1 气动噪声问题验证 |
| 2.6.2 弹体分离验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 来流边界层对气动声学特性影响机理研究 |
| 3.1 IDDES与NLAS方法对比 |
| 3.1.1 计算资源对比 |
| 3.1.2 声压级频谱曲线对比 |
| 3.1.3 弹舱湍动能分布 |
| 3.1.4 弹舱内涡量及Lamb矢量模分布 |
| 3.2 边界层厚度对内埋武器舱气动声学特性影响 |
| 3.2.1 对开式弹舱影响 |
| 3.2.1.1 声压级频谱特性 |
| 3.2.1.2 声压级降低机理分析 |
| 3.2.1.3 改进Rossiter公式推导 |
| 3.2.2 对过渡式弹舱影响 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 内埋武器舱噪声控制措施及降噪机理研究 |
| 4.1 尾缘控制措施对噪声抑制效果及降噪机理研究 |
| 4.1.1 声压级频谱分析 |
| 4.1.2 亚声速流场结果分析 |
| 4.1.3 超声速流场结果分析 |
| 4.1.4 耗能腔长度影响 |
| 4.2 前缘修型降噪效果及机理研究 |
| 4.2.1 亚声速来流前缘形状对气动声学特性影响 |
| 4.2.2 超声速来流前缘形状对气动声学特性影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 内埋武器舱与弹体强耦合流动特性研究 |
| 5.1 计算模型及工况 |
| 5.2 亚声速条件下弹舱与弹体间相互作用 |
| 5.2.1 弹体投放对弹舱声学特性影响分析 |
| 5.2.2 弹舱流场对武器分离特性的影响 |
| 5.3 超声速条件下弹舱与弹体间相互作用 |
| 5.3.1 弹体投放对弹舱声学特性影响分析 |
| 5.3.2 弹舱流场对武器分离特性的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 多因素影响下内埋武器分离安全性研究 |
| 6.1 舱门对武器分离安全性影响 |
| 6.1.1 舱门有无对弹体分离特性的影响 |
| 6.1.2 舱门不同开启姿态对弹体分离特性影响 |
| 6.2 不同投放参数对弹体分离特性影响 |
| 6.2.1 来流马赫数对弹体下落轨迹影响 |
| 6.2.2 发射速度对弹体下落轨迹影响 |
| 6.2.3 发射角速度对弹体下落轨迹影响 |
| 6.3 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简历 |
| 学位论文数据集 |
（5）叶轮机械非定常流动及气动弹性计算（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究概况 |
| 1.2.1 叶轮机械非定常流动数值研究进展 |
| 1.2.2 叶轮机械气动弹性力学数值研究进展 |
| 1.2.3 气体动理学格式研究进展 |
| 1.3 本文的主要研究工作和内容安排 |
| 第二章 叶轮机械定常/非定常流动数值模拟方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 N–S方程数值求解 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 有限体积法离散 |
| 2.2.3 空间离散格式 |
| 2.2.4 时间离散格式 |
| 2.2.5 湍流模型 |
| 2.2.6 边界条件 |
| 2.2.7 加速收敛措施 |
| 2.3 叶轮机械非定常流动模拟 |
| 2.3.1 非定常N–S方程时间精确求解 |
| 2.3.2 叶片振动引起的动边界问题模拟 |
| 2.3.3 动静叶排干扰模拟 |
| 2.4 算例验证 |
| 2.4.1 亚声速离心式压气机LSCC定常流场 |
| 2.4.2 Rotor67 跨声速风扇转子定常流场 |
| 2.4.3 轴流式Aachen1.5 级涡轮非定常流场 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 叶轮机械静气动弹性计算 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 冷态至热态问题(静气弹正问题) |
| 3.2.1 计算方法 |
| 3.2.2 算例分析 |
| 3.3 热态至冷态问题(静气弹反问题) |
| 3.3.1 计算方法 |
| 3.3.2 算例分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 基于能量法的振荡叶片流场和颤振计算 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 叶间相位角问题 |
| 4.3 相位延迟类方法 |
| 4.3.1 相位延迟思想 |
| 4.3.2 直接存储法 |
| 4.3.3 形修正法 |
| 4.3.4 双通道形修正法 |
| 4.4 算例验证 |
| 4.4.1 二维标准振荡叶栅模型STCF |
| 4.4.2 三维无粘平板振荡叶栅 |
| 4.4.3 Rotor67 振荡风扇叶片 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 基于CFD/CSD耦合的时域法颤振计算 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 CFD/CSD耦合时域法 |
| 5.3 Rotor67 风扇转子叶片颤振计算 |
| 5.4 某风扇叶片失速颤振计算 |
| 5.4.160 %转速 |
| 5.4.280 %转速 |
| 5.4.3100 %转速 |
| 5.4.4 失速颤振简析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 时域法在叶轮机械复杂颤振问题中的应用 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 考虑叶间相位角的时域法颤振计算分析 |
| 6.2.1 计算方案 |
| 6.2.2 算例分析 |
| 6.2.3 能量法和时域法的比较 |
| 6.3 考虑带阻尼凸肩的叶片时域法颤振计算分析 |
| 6.3.1 计算模型 |
| 6.3.2 计算方案 |
| 6.3.3 计算结果与分析 |
| 6.4 多排叶片时域法颤振计算分析 |
| 6.4.1 计算方案 |
| 6.4.2 计算模型 |
| 6.4.3 计算结果及分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 气体动理学格式及在其叶轮机械非定常流动中的应用探索 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 旋转坐标系下的GKS |
| 7.2.1 BGK方程建立 |
| 7.2.2 BGK方程求解 |
| 7.2.3 数值通量计算 |
| 7.2.4 算例验证 |
| 7.3 动网格系统下的GKS |
| 7.3.1 数值方法 |
| 7.3.2 算例验证 |
| 7.4 隐式JFNK–GKS |
| 7.4.1 Newton–Krylov方法 |
| 7.4.2 GMRES算法及收敛准则 |
| 7.4.3 Jacobian–Free方法 |
| 7.4.4 预处理 |
| 7.4.5 算例验证 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 主要研究工作和结论 |
| 8.2 本文的主要创新点 |
| 8.3 研究存在的不足及后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 A Maxwellian分布函数的矩 |
| 附录 B 带LUSGS预处理的GMRES算法流程161 |
（6）考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 航天器再入与返回技术 |
| 1.1.2 再入航天器分类 |
| 1.1.3 有翼再入飞行器技术的研究意义 |
| 1.1.4 有翼再入飞行器技术特点 |
| 1.1.5 有翼再入飞行器总体多学科设计优化的必要性 |
| 1.2 有翼再入飞行器项目研究概况 |
| 1.2.1 美国主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.2 欧洲主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.3 俄罗斯主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.4 日本主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.5 印度主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.6 我国主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.3 有翼再入飞行器学科分析方法研究概况 |
| 1.3.1 气动力快速预测方法研究现状 |
| 1.3.2 气动热环境预测方法研究现状 |
| 1.3.3 热防护系统设计优化研究现状 |
| 1.3.4 再入轨迹设计优化方法研究现状 |
| 1.3.5 其它学科分析方法研究现状 |
| 1.4 有翼再入飞行器总体设计技术概况 |
| 1.4.1 总体设计技术国外研究概况 |
| 1.4.2 总体设计技术国内研究概况 |
| 1.5 操稳特性对有翼再入飞行器设计的重要性 |
| 1.5.1 操稳特性概述 |
| 1.5.2 有翼再入飞行器操稳特性问题的特殊性 |
| 1.5.3 有翼再入飞行器操稳特性评估方法与研究现状 |
| 1.6 本文主要工作 |
| 1.6.1 研究目标 |
| 1.6.2 主要研究内容与章节安排 |
| 第二章 有翼再入飞行器总体多学科设计优化方法 |
| 2.1 概述 |
| 2.2 有翼再入飞行器总体设计流程 |
| 2.2.1 总体设计的基本原则 |
| 2.2.2 有翼再入飞行器总体设计阶段研究目标 |
| 2.2.3 有翼再入飞行器总体设计流程 |
| 2.3 专业模块界定与模块间耦合关系分析 |
| 2.3.1 有翼再入飞行器的专业模块划分 |
| 2.3.2 各专业模块之间的耦合关系 |
| 2.4 多学科设计优化方法 |
| 2.4.1 多学科设计优化研究内容 |
| 2.4.2 本文有翼再入飞行器多学科设计优化方法 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 全空域、全速域气动力预测方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 连续流超、高超声速气动力快速预测方法 |
| 3.2.1 面元网格划分与几何信息分析 |
| 3.2.2 飞行器气动力特性的计算 |
| 3.2.3 算例验证 |
| 3.3 稀薄气体气动力快速预测方法 |
| 3.3.1 气体分子碰撞理论 |
| 3.3.2 自由分子流区域气动力预测 |
| 3.3.3 过渡流当地桥化方法 |
| 3.3.4 算例验证 |
| 3.4 连续流亚、跨声速气动力快速预测方法 |
| 3.4.1 连续流亚、跨声速气动力预测流程 |
| 3.4.2 数值计算方法 |
| 3.4.3 流场自适应与粘性阻力的计算 |
| 3.4.4 算例验证 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 气动加热问题与热防护设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 连续流气动热预测方法 |
| 4.2.1 地球大气模型 |
| 4.2.2 高温气体的热力学特性和输运属性 |
| 4.2.3 边界层外缘参数的计算 |
| 4.2.4 平板参考焓法预测气动热环境 |
| 4.2.5 轴对称比拟法预测气动热环境 |
| 4.2.6 连续流气动热预测方法算例验证 |
| 4.3 稀薄气体气动热预测方法 |
| 4.3.1 自由分子流气动加热 |
| 4.3.2 过渡流气动加热 |
| 4.4 壁面辐射热平衡温度预测 |
| 4.5 热防护系统基本理论 |
| 4.5.1 热防护系统设计要求 |
| 4.5.2 热防护系统结构选择 |
| 4.5.3 热防护材料技术特点 |
| 4.5.4 热防护系统设计流程 |
| 4.6 热防护系统设计与优化 |
| 4.6.1 一维热传导方程及主要解法 |
| 4.6.2 热防护系统厚度优化 |
| 4.7 气动热/热防护耦合设计示例 |
| 4.8 小结 |
| 第五章 气动导数快速预测与操稳特性评估 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 气动导数的计算与辨识 |
| 5.2.1 基本外形静导数的计算方法 |
| 5.2.2 动导数的快速预测与辨识 |
| 5.2.3 操纵导数的计算方法 |
| 5.2.4 气动导数计算的算例验证 |
| 5.3 稳定性能分析 |
| 5.3.1 基本外形静稳定性 |
| 5.3.2 静稳定裕度分析 |
| 5.3.3 耦合偏离预测判据 |
| 5.3.4 动稳定性 |
| 5.4 操纵性能分析 |
| 5.4.1 配平能力分析 |
| 5.4.2 升降舵静操纵性指标 |
| 5.5 稳定性与操纵性的关系 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 再入轨迹设计优化 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 圆形大地情况下的飞行器运动方程 |
| 6.2.1 坐标系和运动变量的定义 |
| 6.2.2 飞行器质心运动方程 |
| 6.3 再入轨迹优化问题 |
| 6.3.1 三自由度再入运动学方程 |
| 6.3.2 运动方程的数值解法 |
| 6.3.3 气动热再入轨迹的约束模型 |
| 6.3.4 再入轨迹的目标函数 |
| 6.4 再入轨迹优化策略及参数优化方法 |
| 6.4.1 轨迹数值优化方法 |
| 6.4.2 参数优化算法介绍 |
| 6.5 再入轨迹设计优化算例验证 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 有翼再入飞行器总体多学科设计优化平台实现与应用 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 有翼再入飞行器总体多学科设计优化平台 |
| 7.2.1 集成平台方案 |
| 7.2.2 几何外形参数化建模 |
| 7.2.3 重量估算模块 |
| 7.3 考虑操稳约束的有翼再入飞行器设计示例一:类X-37B飞行器 |
| 7.3.1 类X37B飞行器多学科设计优化问题研究背景 |
| 7.3.2 类X-37B飞行器设计优化流程 |
| 7.3.3 类X-37B飞行器方案初步分析 |
| 7.3.4 类X-37B飞行器设计优化中的操稳性能约束分析 |
| 7.3.5 优化问题定义与代理模型精度检验 |
| 7.3.6 多学科设计优化历程及结果分析 |
| 7.3.7 优化构型性能分析 |
| 7.4 考虑操稳约束的有翼再入飞行器设计示例二:气动辅助变轨问题 |
| 7.4.1 气动辅助变轨研究背景 |
| 7.4.2 气动辅助变轨任务设定 |
| 7.4.3 AOTV设计参数分析 |
| 7.4.4 AOTV气动外形设计优化 |
| 7.4.5 变轨飞行器再入大气段入口、出口条件 |
| 7.4.6 变轨节约能量指标 |
| 7.4.7 气动辅助变轨最优控制结果 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结 |
| 8.1 全文工作总结 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间研究成果及获奖情况 |
（7）机翼增升减阻的流动控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 流动控制的原理和方法 |
| 1.1.2 流动控制的意义 |
| 1.1.3 流动控制的发展 |
| 1.2 研究与应用现状 |
| 1.2.1 微型涡流发生器 |
| 1.2.2 实体鼓包 |
| 1.2.3 零质量射流 |
| 1.3 数值模拟技术现状 |
| 1.4 风洞实验与测试技术现状 |
| 1.5 本文的主要内容 |
| 第二章 数值模拟方法及其验证 |
| 2.1 前言 |
| 2.2 控制方程 |
| 2.3 离散方法 |
| 2.4 空间计算格式 |
| 2.4.1 中心型格式 |
| 2.4.2 基于MUSCL方法的迎风偏置格式 |
| 2.5 时间计算方法 |
| 2.5.1 四步Runge-Kutta方法 |
| 2.5.2 Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)方法 |
| 2.5.3 双时间方法 |
| 2.6 湍流模型 |
| 2.6.1 Baldwin-Lomax(BL)模型 |
| 2.6.2 Spalart-Allmaras(SA)模型 |
| 2.6.3 Menter’s k-ωSST模型 |
| 2.6.4 EASM k-ω模型 |
| 2.7 拼接网格技术 |
| 2.8 多重网格方法 |
| 2.9 对计算方法和计算程序的验证 |
| 2.9.1 验证边界层流动的计算方法和计算程序 |
| 2.9.2 验证跨声速流场的计算方法和计算程序 |
| 2.9.3 验证非定常流动的计算方法和计算程序 |
| 2.9.4 验证拼接网格的生成方法和计算程序 |
| 2.9.5 对计算方法和计算程序的综合验证 |
| 2.10 本章小结 |
| 第三章 微型涡流发生器控制超临界机翼减小压差阻力 |
| 3.1 前言 |
| 3.2 研究模型和研究方法 |
| 3.2.1 计算模型 |
| 3.2.2 数值计算方法 |
| 3.2.3 计算网格 |
| 3.2.4 实验模型和实验设备 |
| 3.2.5 实验方法 |
| 3.3 微型涡流发生器的减阻机理研究 |
| 3.3.1 微型涡流发生器减阻机理的计算研究 |
| 3.3.2 微型涡流发生器减阻机理的实验研究 |
| 3.3.3 微型涡流发生器减少压差阻力的机理分析 |
| 3.4 微型涡流发生器的参数影响规律研究 |
| 3.4.1 干净机翼的边界层分离特性计算研究 |
| 3.4.2 微型涡流发生器参数对减阻影响的计算研究 |
| 3.4.3 干净机翼的边界层分离特性实验研究 |
| 3.4.4 微型涡流发生器参数对减阻影响的实验研究 |
| 3.5 微型涡流发生器作用与效果的综合评估 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 实体鼓包控制超临界翼型减小激波阻力 |
| 4.1 前言 |
| 4.2 研究模型和研究方法 |
| 4.2.1 计算模型 |
| 4.2.2 数值计算方法 |
| 4.2.3 计算网格 |
| 4.2.4 实验模型和实验设备 |
| 4.2.5 实验方法 |
| 4.3 实体鼓包的减阻机理研究 |
| 4.3.1 实体鼓包控制激波的计算研究 |
| 4.3.2 实体鼓包减弱激波强度的作用 |
| 4.3.3 实体鼓包减小激波阻力的机理分析 |
| 4.4 实体鼓包的参数影响规律研究 |
| 4.4.1 计算结果和实验结果的对比验证 |
| 4.4.2 来流迎角对减阻影响的计算研究 |
| 4.4.3 鼓包高度对减阻影响的计算研究 |
| 4.4.4 来流迎角和鼓包高度对减阻影响的实验研究 |
| 4.5 实体鼓包作用与效果的综合评估 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 零质量射流控制翼型增加升力 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 计算模型和计算方法 |
| 5.2.1 计算模型 |
| 5.2.2 数值计算方法 |
| 5.2.3 计算网格 |
| 5.3 零质量射流的参数影响规律研究 |
| 5.3.1 零质量射流致动器的计算结果与分析 |
| 5.3.2 零质量射流控制翼型增升的计算结果与分析 |
| 5.4 零质量射流的增升机理研究 |
| 5.5 零质量射流作用与效果的综合评估 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 结束语 |
| 6.1 主要研究内容 |
| 6.2 主要创新工作 |
| 6.3 对未来工作的设想 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）高温真实气体条件下的磁控热防护机理研究（论文提纲范文）
| 符号说明 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 高超声速飞行器研制计划 |
| 1.1.2 高超声速飞行器热防护方法 |
| 1.1.3 电磁流动控制在高超领域的应用 |
| 1.2 研究意义 |
| 1.3 磁控热防护研究现状 |
| 1.3.1 数值模拟研究 |
| 1.3.2 试验研究 |
| 1.4 本文的主要内容 |
| 第二章 常γ气体模型下的磁流体力学数值模拟方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 电磁学基本概念与基本定理 |
| 2.2.1 基本概念 |
| 2.2.2 基本定理 |
| 2.3 磁流体控制方程与定解条件 |
| 2.3.1 完整MFD方程 |
| 2.3.2 电阻MFD方程 |
| 2.3.3 低磁雷诺数MFD方程 |
| 2.3.4 定解条件 |
| 2.4 数值方法与验证 |
| 2.4.1 数值方法 |
| 2.4.2 气动热计算验证 |
| 2.5 螺线管磁控系统建模与验证 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 常γ气体模型下的磁控热防护效果分析 |
| 3.1 计算条件 |
| 3.1.1 几何模型及网格 |
| 3.1.2 外加磁场条件 |
| 3.2 外加磁场强度对磁控热防护效果的影响 |
| 3.3 磁场类型对磁控热防护效果的影响 |
| 3.4 螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响 |
| 3.4.1 螺线管半径 |
| 3.4.2 螺线管长度 |
| 3.4.3 螺线管安装位置 |
| 3.5 常规螺线管磁控系统局限性分析 |
| 3.5.1 相同安匝数下的不同螺线管磁场 |
| 3.5.2 肩部过热现象分析 |
| 3.5.3 工程可行性分析 |
| 3.6 随形螺线管磁控热防护系统 |
| 3.6.1 概念内涵 |
| 3.6.2 热防护效果分析 |
| 3.6.3 不同位置线圈磁控作用分析 |
| 3.6.4 随形螺线管磁控系统优化设计 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 热化学非平衡流气动热数值模拟方法与影响因素 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 物理化学模型 |
| 4.2.1 热力学温度模型 |
| 4.2.2 化学动力学模型 |
| 4.2.3 输运模型 |
| 4.3 控制方程与定解条件 |
| 4.3.1 控制方程 |
| 4.3.2 定解条件 |
| 4.4 数值方法 |
| 4.4.1 无量纲化 |
| 4.4.2 坐标变换 |
| 4.4.3 隐式离散 |
| 4.4.4 空间离散 |
| 4.4.5 并行方法 |
| 4.5 数值方法验证 |
| 4.5.1 HEG风洞圆柱绕流算例 |
| 4.5.2 ELECTRE算例 |
| 4.5.3 OREX返回舱算例 |
| 4.6 气动热计算影响因素分析 |
| 4.6.1 网格 |
| 4.6.2 壁温 |
| 4.6.3 壁面催化 |
| 4.7 壁面有限催化模型研究 |
| 4.7.1 壁面有限催化模型综述 |
| 4.7.2 混合表面催化(CSC)模型建模 |
| 4.7.3 模型验证 |
| 4.7.4 催化机理分析 |
| 4.7.5 不确定性分析 |
| 4.8 本章小结 |
| 第五章 热化学非平衡条件下的磁控热防护机理研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 控制方程 |
| 5.3 电导率模型研究 |
| 5.3.1 四类模型 |
| 5.3.2 模型对比分析 |
| 5.4 数值方法验证 |
| 5.5 高温气体效应对磁控效果的影响研究 |
| 5.5.1 不同磁场强度 |
| 5.5.2 不同磁场类型 |
| 5.5.3 非平衡状态分析 |
| 5.6 磁控热防护效果的模型不确定性研究 |
| 5.6.1 焦耳热振动能分配比γev |
| 5.6.2 壁面催化条件 |
| 5.7 磁控热防护系统有效工作范围分析 |
| 5.7.1 计算条件 |
| 5.7.2 热流 |
| 5.7.3 磁相互作用参数 |
| 5.7.4 激波脱体距离 |
| 5.8 磁控热防护性能提升效果分析 |
| 5.8.1 提高电导率的方法 |
| 5.8.2 添加“种子粒子”后的物理模型 |
| 5.8.3 “种子粒子”对磁控性能的提升 |
| 5.9 多级磁场的磁控热防护效果 |
| 5.9.1 概念内涵 |
| 5.9.2 物理模型 |
| 5.9.3 算例设计 |
| 5.9.4 结果与分析 |
| 5.10 磁控防热机理分析与磁场优化 |
| 5.10.1 机理分析模型 |
| 5.10.2 洛伦兹力分量作用效果分析 |
| 5.10.3 磁控系统磁场初步优化设计 |
| 5.10.4 夹角变化规律对磁控效果的影响分析 |
| 5.10.5 磁场二次优化设计 |
| 5.11 本章小结 |
| 第六章 非平衡流场和电磁场多场耦合计算研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 霍尔电场计算模型 |
| 6.2.1 数值方法概况 |
| 6.2.2 数学模型 |
| 6.2.3 数值方法验证 |
| 6.3 霍尔电势场收敛性分析 |
| 6.3.1 步进因子ap |
| 6.3.2 霍尔系数的影响 |
| 6.3.3 变步进因子加速法 |
| 6.3.4 霍尔电场收敛性小结 |
| 6.4 霍尔电势场影响因素分析 |
| 6.4.1 波前电导率 |
| 6.4.2 电势参考点 |
| 6.4.3 计算域大小 |
| 6.5 非平衡流场和电磁场耦合计算方法研究 |
| 6.5.1 耦合方法 |
| 6.5.2 计算条件 |
| 6.5.3 结果与分析 |
| 6.6 霍尔效应对磁控热防护影响研究 |
| 6.6.1 基于拟合碰撞频率霍尔系数模型 |
| 6.6.2 基于均布常霍尔系数模型 |
| 6.7 本章小结 |
| 第七章 磁控热防护原理性试验研究 |
| 7.1 各国磁控热防护试验水平 |
| 7.1.1 美国Deng和 Qian |
| 7.1.2 日本Takizawa和 Matsuda |
| 7.1.3 意大利CIRA的 Cristofolini |
| 7.1.4 德国DLR的 Gulhan |
| 7.1.5 风洞水平及试验件小结 |
| 7.2 试验目的和风洞设备 |
| 7.2.1 试验目的 |
| 7.2.2 试验设备 |
| 7.3 试验工况初步选取 |
| 7.3.1 喷管内非平衡流动计算 |
| 7.3.2 不同工况下的磁控效果分析 |
| 7.4 高温陶瓷外壳选材 |
| 7.4.1 选材要求 |
| 7.4.2 氧化铝板热考核 |
| 7.4.3 氮化硼板热考核 |
| 7.5 磁铁方案 |
| 7.5.1 磁铁加工情况调研 |
| 7.5.2 组合磁铁方案 |
| 7.6 冷却方案选择 |
| 7.6.1 结构温度场初步仿真 |
| 7.6.2 水冷系统设计要求 |
| 7.7 试验方案改进尝试 |
| 7.7.1 外加种子粒子方案 |
| 7.7.2 pt=1kPa试验件外流场仿真 |
| 7.8 试验件设计 |
| 7.8.1 组成 |
| 7.8.2 结构温度场分析 |
| 7.8.3 部件尺寸与选材 |
| 7.9 试验过程与结果分析 |
| 7.9.1 试验工况与测点位置 |
| 7.9.2 试验过程 |
| 7.9.3 结果对比分析 |
| 7.10 本章小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 主要工作内容及创新点 |
| 8.1.1 主要工作内容 |
| 8.1.2 创新点 |
| 8.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A Gupta化学反应模型 |
| 附录B Bisek二阶替代模型 |
（9）旋转弹马格努斯效应数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 第二章 数值模拟方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 非定常数值方法 |
| 2.2.1 滑移网格技术 |
| 2.2.2 基于滑移网格技术的控制方程 |
| 2.3 转捩模型 |
| 2.4 湍流模型 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.5.1 压力远场边界(pressure-far-field) |
| 2.5.2 交界面(interface) |
| 2.5.3 壁面边界(wall) |
| 第三章 二维静态圆柱绕流数值研究 |
| 3.1 数值计算条件及网格 |
| 3.1.1 数值计算条件及物理模型 |
| 3.1.2 计算网格及边界条件 |
| 3.2 数值模拟结果 |
| 3.2.1 亚临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.2 临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.3 不同雷诺数下的模拟结果对比分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 二维旋转圆柱马格努斯效应数值研究 |
| 4.1 数值计算条件及模型 |
| 4.1.1 数值计算条件 |
| 4.1.2 计算域及计算网格 |
| 4.2 算法验证 |
| 4.3 高雷诺数下旋转圆柱数值模拟结果分析 |
| 4.3.1 气动力特性分析 |
| 4.3.2 旋转圆柱阻力的流场机理分析 |
| 4.3.3 旋转圆柱马格努斯效应产生机理分析 |
| 4.3.3.1 边界层转捩的非对称畸变 |
| 4.3.3.2 涡的非对称畸变 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 旋转弹丸马格努斯效应数值模拟研究 |
| 5.1 数值计算条件及网格 |
| 5.1.1 计算外形及条件 |
| 5.1.2 计算网格及边界条件 |
| 5.2 算法验证 |
| 5.3 旋转弹丸马格努斯效应模拟结果及分析 |
| 5.3.1 旋转弹丸马格努斯力及力矩结果 |
| 5.3.2 船尾对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.2.1 沿弹体轴向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.2 沿弹体周向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.3 边界层位移厚度的非对称畸变 |
| 5.3.2.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3 马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.3.1 流场结构 |
| 5.3.3.2 沿轴向弹体表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.3 沿弹体表面的周向压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 旋转尾翼-弹身组合体侧向特性数值研究 |
| 6.1 算法验证 |
| 6.1.1 不旋状态卷弧尾翼-弹身弹算法验证 |
| 6.1.2 旋转状态卷弧尾翼-弹身外形算法验证 |
| 6.1.2.1 网格验证 |
| 6.1.2.2 时间步长无关性验证 |
| 6.2 旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.2.1 旋转与不旋状态卷弧尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.1.1 不同马赫数下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.2 不同攻角下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.3 旋转对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.2.2 旋转卷弧尾翼与平直尾翼—弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.2.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.2.2 卷弧和平直尾翼外形对流场结构的影响 |
| 6.2.3 张开角对旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.2.3.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.3.2 张开角对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3 旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.3.1 转折角对旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.3.1.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.1.2 转折角对转转折折尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3.2 旋转转折尾翼与平直尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.3.2.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.2.2 转折尾翼和平直尾翼外形对旋转弹流场结构的影响 |
| 6.4 小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 符号表 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（10）临近空间高超声速气动热数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究目的和意义 |
| 1.1.1 临近空间高超声速飞行器 |
| 1.1.2 气动热预测问题 |
| 1.1.3 流动分区及控制方程 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 工程预估 |
| 1.2.2 数值计算 |
| 1.2.3 直接蒙特卡洛模拟 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第2章 气动热工程预估方法研究 |
| 2.1 高超声速流动流场特性 |
| 2.1.1 高超声速流动主要特征 |
| 2.1.2 高温气体热力学特性 |
| 2.2 钝头体驻点热流计算 |
| 2.2.1 激波后空气输运参数 |
| 2.2.2 驻点表面热流计算 |
| 2.3 带攻角飞行器表面热流计算 |
| 2.3.1 零攻角钝头体表面热流分布 |
| 2.3.2 基于高冷壁假设的等价锥法 |
| 2.3.3 基于流线跟踪的轴对称比拟法 |
| 2.4 工程预测程序算例验证 |
| 2.4.1 算例分析 |
| 2.4.2 驻点热流影响因素分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 气动热数值模拟方法研究 |
| 3.1 控制方程 |
| 3.1.1 三维非定常N-S方程 |
| 3.1.2 无量纲形式控制方程 |
| 3.1.3 贴体坐标系下控制方程 |
| 3.2 有限体积法 |
| 3.3 空间离散格式 |
| 3.3.1 中心格式 |
| 3.3.2 迎风格式 |
| 3.3.3 总变差递减格式 |
| 3.3.4 限制器 |
| 3.4 湍流模型 |
| 3.5 壁面网格 |
| 3.6 气动热格式效应分析 |
| 3.6.1 网格尺度影响 |
| 3.6.2 限制器影响 |
| 3.6.3 湍流模型影响 |
| 3.7 复杂流动算例验证 |
| 3.8 本章小结 |
| 第4章 高超声速复杂流动气动热特性 |
| 4.1 HIFiRE高超声速项目 |
| 4.2 网格划分与模型验证 |
| 4.2.1 HIFiRE-1 计算模型 |
| 4.2.2 网格选择与划分 |
| 4.2.3 模型试验验证 |
| 4.3 复杂流动气动热影响因素分析 |
| 4.3.1 壁面温度的影响 |
| 4.3.2 裙体张角影响 |
| 4.3.3 裙体尺寸影响 |
| 4.3.4 飞行马赫数影响 |
| 4.3.5 来流雷诺数影响 |
| 4.4 上升与再入段气动热模拟 |
| 4.4.1 上升段气动热计算 |
| 4.4.2 再入段气动热计算 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 高超声速稀薄流气动热研究 |
| 5.1 稀薄效应及数值模拟方法 |
| 5.2 克努森层与滑移条件 |
| 5.2.1 克努森层 |
| 5.2.2 滑移边界条件 |
| 5.3 稀薄流区气动热算例 |
| 5.3.1 圆柱绕流气动热 |
| 5.3.2 钝双锥体气动热 |
| 5.4 HIFiRE自由分子流区气动热 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
四、飞行器亚跨超声速流气动力并行计算研究（论文参考文献）
- [1]轴对称引射排气系统对发动机性能和红外辐射特性的影响[D]. 曹飞飞. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [2]高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究[D]. 彭悟宇. 国防科技大学, 2019(01)
- [3]高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究[D]. 赵法明. 南京航空航天大学, 2019(09)
- [4]内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究[D]. 闫盼盼. 北京交通大学, 2018(01)
- [5]叶轮机械非定常流动及气动弹性计算[D]. 周迪. 南京航空航天大学, 2019(01)
- [6]考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化[D]. 李正洲. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [7]机翼增升减阻的流动控制研究[D]. 石清. 国防科技大学, 2017(02)
- [8]高温真实气体条件下的磁控热防护机理研究[D]. 李开. 国防科技大学, 2017(02)
- [9]旋转弹马格努斯效应数值模拟研究[D]. 谭朝明. 北京理工大学, 2016(03)
- [10]临近空间高超声速气动热数值模拟研究[D]. 贾居红. 北京理工大学, 2016(03)