一、一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)（论文文献综述）
苏福明[1]（2021）在《双垂直楔内高速气流成像的计算方法研究》文中研究表明进气道是高超声速飞行器的至关重要的部件之一,飞行器在高速飞行时,空气与壁面相互作用,进气道内产生复杂的流场,激波及其反射波、涡流流场等,导致飞行器性能下降。双垂直楔模拟进气道边界层激波情况,探索不同的形式边界层对进气道的影响,为进气道的设计提供支撑。仅仅只靠风洞内的试验结果,试验的成本高,当模型更换时,需要重新做试验进行验证,使用计算光学的方法,不仅效率高、速度快,节省成本,同时还能验证流场计算方法的正确性,同时,为进气道的设计提供一定的参考价值。本文首先介绍了高超声速气体流动机理的研究方法以及计算光学在高超声速流场中的作用、优缺点等。然后引出了本文验证计算方法使用的两种试验方法,纳米粒子散射技术和聚焦纹影技术,用于双垂直楔内的激波干扰与涡流控制的研究。计算光学图像处理方法研究方面,光学物理模型转化成数学模型,设计了两种图像处理方法,包括最短距离法和外接长方体法,其中外接长方体法目的是加快计算速度;在图像的精确度上使用了直接赋值法和一阶精度法,一阶精度法相对于直接赋值法有更高的精确度。此外,还对上述的算法进行了参数分析。在计算图像的验证方面,搭建了聚焦纹影系统,首先使用十字测压排架对搭建的光学系统聚焦能力进行了验证。进行双垂直楔的实验验证时采用了两种摆放方式,包括水平摆放方式和垂直摆放方式。水平摆放方式侧重点在模型底部的边界层厚度,计算图像的边界层厚度为4～6mm,试验图像的厚度为4～5mm,计算结果拥有一定的可靠性。垂直摆放方式主要观察双垂直楔内激波及其反射波的位置,对垂直摆放模式下进行的定量分析,结果表明,横向和纵向的相对误差小于3%,该状态下的计算图像和试验图像进行对比,验证了理论计算的正确性。
蔡子秋[2]（2019）在《蝶阀流场数值模拟和密封特性研究》文中认为蝶阀作为一种结构简单、易于操作、使用寿命较长的阀门,凭借着独特的结构和优异的性能,广泛应用于各种输送流体的管道系统中。对于蝶阀产品的性能研究,通常依靠于传统的阀门特性试验,不仅耗费人力资源,而且试验周期长、投入经费大,试验过程中不可控因素多。近年来发展迅速的计算流体动力学和有限元方法,为蝶阀的研发提供了新的思路和方法,通过数值模拟和有限元仿真,可以全面地观察蝶阀流场的流动状态、蝶阀密封接触面的受力情况,进一步指导产品的改进与优化。本文以某新型蝶阀产品为研究对象,借助CFD、CAE软件,对蝶阀的流场流动特性和密封特性展开研究,主要工作如下:（1）建立蝶阀流道有限元模型,结合Fluent软件对于蝶阀在不同开度下的定常流动进行数值模拟,得到蝶阀流场的流动可视化结果,包括整个流场以及蝶板附近等关键区域的压力分布、速度分布、流线轨迹分布等,分析蝶阀流场的结构特征和流动规律;（2）对流动仿真结果进行后处理,获得蝶阀的流量特性和流阻特性,与经验值进行对比,验证蝶阀流道有限元模型建立的合理性以及数值模拟应用于蝶阀流场仿真的可行性,对于蝶阀工作时调节开度的选择以及如何避免出现回流漩涡、振动和噪音等问题提出建议;（3）结合Fluent软件对于蝶阀在气、液两相流特殊工况下的流动进行数值模拟,分析了两相流动时蝶阀的流场结构特征和流动规律,进一步揭示了气液两相混合介质中气相分布率的改变对于蝶阀流动性能的影响;（4）结合蝶阀密封性能评价模型,计算密封性能特征参数,建立蝶阀主密封副结构的有限元模型,基于ANSYS Workbench软件对于蝶阀在不同介质载荷下双向流动时的接触密封特性进行了非线性有限元仿真,获得了蝶阀密封圈外环面上的接触压力分布、摩擦应力分布和密封圈变形量分布结果,分析接触面的受力情况;（5）对密封接触仿真结果进行后处理,重点研究了在不同介质载荷和流动方向下密封圈斜锥环面上接触压力、摩擦应力的变化规律,结合所建立的密封性能评价模型进行评估、预测,分析了密封面在处于介质双向流动工况下的受力特点,结合仿真结果和工程实际,对于如何提升密封性能提出了改进建议;（6）基于响应曲面优化分析方法,对于蝶阀密封部件进行结构参数优化设计,并且对改进后的主密封接触结构重新进行有限元仿真,对比改进前后的仿真结果可以发现,优化后的密封结构能够有效改善阀门密封性能,并且降低了零件体积和材料用量,对于企业减少生产成本具有重要意义。
陈昊[3]（2019）在《外压式超声速进气道亚临界流动机理与喘振抑制方法研究》文中指出亚临界是外压式超声速进气道的常见工作状态,极易在此状态下出现的喘振是一类具有强破坏性的非定常流动现象。本文综合理论分析、三维数值模拟以及风洞实验测量等手段,对超声速进气道亚临界流动特征及内在机理展开了较为系统地研究,并发展了一种新型的超声速进气道喘振抑制方法。首先,本文对一类采用局部等熵外压缩的二元外压式超声速进气道在额定工况下的节流过程进行了研究。结果表明,该进气道在经过一段超临界及亚临界稳定流动时期后首先会进入小喘状态。在此之后,与小喘具有相同主频的大喘会与小喘同时出现。但随着小喘出现几率的不断降低,进气道最终会进入连续大喘状态。不同于以往的理解,此小喘属于Dailey型流动振荡。此外还发现,当马赫数低于1.60时,结尾激波与斜激波相交产生的剪切层无法满足Ferri喘振所需的强度条件。其次,对上述进气道在超额定工况下的节流过程进行了研究。结果表明,在节流初期,压缩面激波与唇罩激波会先后呈现出“正规反射”、“马赫反射”和“λ形激波”三种干涉形态。其中,该马赫反射结构较为稳定。当节流程度超过极限值后,进气道内会先后出现三种频率相近但振幅与流态显着不同的喘振现象。其中,小喘与大喘均表现为由分离包运动主导的流动振荡,而新发现的中喘具有明显的弓形波振荡特征。经讨论发现,喘振模式的多样化与由强剪切层吸入所造成的内流道流场分层化密切相关。以上述进气道为原型,分别设计了带有尖唇罩和两级压缩面的两种进气道方案,用于研究不同口部波系配置方式的影响。针对前者的实验发现,唇口钝化与否并不会明显改变亚临界流动的基本特征,但未经钝化的进气道进入亚临界及喘振状态时的堵塞度明显偏低。而针对后者的研究发现,由于强剪切层的吸入,其在额定工况下的喘振流动却与基准模型在超额定工况下的情形极为类似。但受到第二级压缩面激波前后马赫数突变的影响,中喘现象会在高堵塞度下完全消失。最后,为弥补传统喘振控制方法的不足,本文提出了一种基于外压缩面分布式泄流的自适应喘振抑制方法,并对其有效性进行了检验。实验表明,该方法可利用压差和泄流区间的自然变化显着拓宽超声速进气道额定和超额定工况下的亚临界稳定工作边界,并在全节流范围内消除大幅的流动振荡。同时,仿真结果表明,该方法在临界工作状态下产生的泄流量不足进气道流量的1%,进气道实际捕获流量并未因此受到影响,且其所引起的总压恢复系数降幅和气动阻力增幅均不超0.4%。另外,在对控制状态下的亚临界流态分析发现,除剪切层与分离包两种已知扰动源外,还存在着其它可引起进气道失稳的流动因素,例如唇罩侧倒流。
林彬彬[4]（2017）在《RBCC引射模态主火箭与全流道匹配技术研究》文中提出多模态RBCC发动机具有重要的战略意义,引射模态进气道不起动,主要通过主火箭工作参数及其射流状态调控,对主火箭的功用、设计原则及与全流道气动热力过程匹配原则的认识不够深入,加之冲压流道主要考虑亚/超燃模态燃烧组织需求,致使引射模态性能较低,制约了RBCC发动机任务范围,引射模态发动机性能亟需提升。亟需发展基于全流道一体化CFD技术的多模态RBCC主火箭匹配技术。本文以掌握RBCC主火箭与全流道气动热力过程匹配技术为研究目标,深入研究引射模态主火箭设计参数、射流状态、二次释热分布以及引射比等主次流参数、主次流工作过程相互影响机理和变化规律,探索多模态RBCC发动机主火箭设计方法及全流道工作过程匹配方法和匹配原则。本文针对二元中心支板式多模态RBCC发动机引射模态,采用热力循环分析、一维气动分析以及包含飞行器前后体的真实飞行条件下的全流道一体化CFD方法,结合地面零速引射试验和直连试验,研究了二次燃烧释热分布、主火箭节流比及主火箭射流状态对引射流动燃烧特性和发动机性能的影响规律。获得了二次燃料燃烧组织策略、主火箭混合比、主火箭节流比及主火箭射流状态匹配原则,引射模态性能提升可观,比冲增加达到35.1%,可借鉴指导多模态RBCC发动机引射模态主火箭设计和全流道匹配优化。论文主要结论如下:（1）引射模态性能提升机理研究。针对兼顾多模态工作的受限流道,分析了引射模态的基本物理过程及热力循环过程形式:主火箭射流引射抽吸过程做负功,二次燃烧释热过程的正功需大于主火箭射流引射抽吸过程的负功,才能获得优于常规火箭发动机的比冲性能。引射比和二次燃烧释热分布是影响引射模态发动机性能的关键因素,从而揭示了引射模态发动机性能提升机理。（2）引射比关键影响因素研究。二次燃料释热分布、主次流燃烧释热分布、主火箭节流比及射流状态均对引射比有重要影响:（a）靠近下游的二次燃烧释热可降低进气道溢流程度,引射比可提升23.6%;（b）随着主火箭混合比的增大,富燃火箭主次流燃烧释热强度和贫燃火箭室压逐渐降低,引射比可提高99.5%;（c）提高主火箭节流比会增大对引射空气流道的挤压程度,引射比可降低56.0%;（d）提高主火箭室压和喷管膨胀比,地面零速状态下可增强引射抽吸能力,引射比可提高27.7%;冲压燃烧室压强高于隔离段出口压强时,可增强抵抗下游反压前传的能力,降低进气道溢流程度,引射比可提高10.0%。（3）引射模态主火箭与全流道气动热力过程匹配原则。从主火箭与全流道气动热力过程工作机理研究入手,揭示了主火箭高室压与低冲压流道压强、低来流总压与高冲压燃烧室反压匹配机理,明确了主火箭功用,获得了主火箭设计原则及匹配主火箭流量和二次燃料实现推力调控的策略。（3.1）主火箭高室压与冲压流道低压强匹配。高室压主火箭射流动量大,能提高抽吸能力和引射比;能提高抗反压能力,降低进气道溢流。但在有限占空比下,高室压主火箭容易产生Fabri壅塞导致引射比降低,制约高室压主火箭的应用。通过热力循环分析及全流道CFD研究,提出了同时增高主火箭室压和主火箭喷管膨胀比的主火箭设计方法,实现主火箭高室压与冲压流道低压强匹配,有效避免Fabri壅塞,推力和比冲分别可提高35.4%和35.1%。（3.2）低来流总压与二次燃烧释热高反压匹配。引射模态二次燃料喷注原则为:在保证高燃烧效率的前提下,二次燃料喷注应尽量靠近燃烧室下游,降低进气道溢流程度的同时将热力喉道控制在下游燃烧室内,推力和比冲分别可提升25.8%和26.3%。采用恰当比主火箭、在下游燃烧室组织二次燃料喷注可较好地平衡低来流总压与燃烧释热高反压关系,在获得主火箭推力与比冲双优的同时,又平衡了冲压燃烧室压强与进气道溢流关系。（3.3）主火箭主要功用可总结为:（a）产生推力。引射模态进气道不起动,难以组织较强的二次燃烧释热,主火箭需提供主要推力;（b）引射抽吸空气。冲压效应较弱时,依靠主火箭射流引射抽吸空气;（c）提高混合气流抗反压前传能力。提高主火箭射流动量,可增强抗反压前传的能力,降低进气道溢流程度并提高引射比,通过提高二次燃烧释热强度提高发动机性能。（3.4）引射模态主火箭设计原则及非设计点下调节匹配规律。引射模态主火箭设计原则为:应以自启动马赫点或助推接力马赫点为设计点、混合比为恰当比、主火箭高室压、采用对应占空比下的大膨胀比,使射流在主火箭喷管内完全膨胀;在飞行包线内的非设计点,随着飞行马赫数的增大,加大火箭节流程度,充分利用引射空气在下游组织二次燃烧可以获得较高的比冲。（4）适合亚/超燃模态的高进气道收缩比和大尾喷管膨胀比不利于引射模态工作。过大的进气道收缩比降低了引射比并增大了阻力。而引射模态较低的冲压燃烧室压强及较高的环境背压的特点,在过大的后体尾喷管膨胀比下极易过膨胀。因此,采用变结构进排气系统兼顾多模态发动机性能提升是必要的。
杜秀媛[5]（2017）在《客机座舱喷嘴送风参数优化及热环境评价》文中研究表明在我国首款大型民用飞机C919研制过程中,国家在安全性、经济性、舒适性和环保性四个方面对C919大型客机做出了要求。大型客机环控系统需要在各种飞行条件下控制座舱（包括驾驶舱和旅客舱）环境以保证旅客和机组人员的安全和舒适,座舱环境的指标包括空气压力、温度、湿度、气流速度和洁净度。每位乘客都有自己对舒适性的主观判断,我们无法做到使所有乘客感觉舒适,但是我们可以通过营造合适的座舱环境让大多数乘客舒适,同时采用个性化服务提升乘客满意率。飞机座舱环控系统中的主送风系统就是为了保证大多数乘客舒适而设计的,而喷嘴送风系统的设置可以由使用者个性化调节,能较好地满足不同人员个体对于送风的不同要求,从而能够进一步提高乘客对客舱环境的满意率。系统科学地研究喷嘴送风对坐姿乘客热舒适的影响,优化喷嘴送风参数,从而提高客舱环境热舒适性,满足不同乘客对热环境的要求,对于提高民用航空业的竞争力有深远意义。本研究以“大型客机座舱内空气环境控制的关键科学问题研究”项目（973计划项目）为依托,重点围绕喷嘴送风参数与座舱温度对乘客热舒适的耦合作用展开研究,以期能够优化喷嘴送风参数,使之能够最大限度的满足乘客的热舒适需求,并为我国飞机客舱喷嘴送风指标体系及其热环境评估提供科学依据。通过文献调研分析归纳了座舱环境的研究焦点和主要研究方法,并提出了飞机客舱环境个人送风研究中尚未解决的关键问题。通过对人与环境换热的理论分析,在常压常湿环境人体热平衡方程的基础上,将低压低湿对人与环境换热的影响纳入人体的热平衡方程。在此基础上,确定了本文的研究方法为实验测试与理论计算相结合,实验测试不仅包括了在实验模拟舱中开展流场测试和问卷调查,还包括在执飞航班中进行客舱环境参数测试和乘客热舒适问卷调查,并采用低压低湿条件下的换热理论对实验结果进行修正。运用信号处理中离散化数据采集原理,采用8Hz流场测试系统,对喷嘴不同送风温差、送风风量、送风方向下的温度场和速度场进行了测试,发现不超过10℃的喷嘴送风温差对乘客附近的温度场、速度场、湍流度场、频谱无显着影响。基于湍流射流理论,对喷嘴送风造成的局部温度场、速度场、湍流度场及频谱特征进行了系统地分析,建立了喷嘴送风流场计算模型,为CFD模型的验证提供了基础数据支撑。其次,在三排座客机模拟舱中,开展不同座舱温度、喷嘴风量、喷嘴送风方向、喷嘴开启程度、喷嘴送风温差、新风比组合下的人体热舒适实验,分析了对喷嘴送风响应较为敏感的主观热投票指标和局部部位,确定采用整体、头部、胸口热感觉和气流感作为评价座舱喷嘴送风热环境的主观投票指标。基于喷嘴送风实验数据,对现有非均匀热环境评价方法的适用性进行了分析,发现现有评价方法并不能满足飞机客舱喷嘴送风非均匀热环境的评价。通过引入机器学习的决策树算法,建立了飞机客舱热环境决策树评估模型,并采用执飞航班实测调研获得的257份问卷数据对决策树模型进行了验正,并利用该决策树模型对冬季座舱24℃乘客自主调节服装和喷嘴时的热感觉和气流感进行了案例分析,验证分析结果均表明该决策树模型预测效果较好。采用相关分析、层次分析和决策树分析三种方法对影响飞机客舱乘客热舒适的因素进行了遴选,获得了各因素对乘客热舒适影响的重要程度。结合喷嘴流场测试结果、执飞航班调研结果以及人体热舒适实验结果,对喷嘴送风主要影响参数提出了系统的优化建议。明确喷嘴送风温差≤10℃时对坐姿乘客热舒适不会造成显着影响,喷嘴送风方向宜保证对于乘客任何坐姿都能吹到上半身。由于喷嘴送风量相对于主送风系统的送风量而言很小,相应的喷嘴新风量也很小,所以喷嘴送风新风比并没有对乘客热舒适以及可感知空气品质产生显着影响。因此,从喷嘴送风温度和新风比的角度来看,喷嘴送风系统和主送风系统可以采用同一套送风系统,无需对喷嘴送风进行单独处理。以整体、头部、胸口热感觉和气流感均在-0.5+0.5范围内为乘客热舒适标准,建立了冬夏季典型着装下的喷嘴风量-座舱温度耦合舒适区,该舒适区与决策树模型预测结果基本吻合,证明了前述决策树评价模型的准确性和适用性。采用低压低湿环境人与环境换热理论修正,基于等效换热推导出低压低湿条件下冬夏季典型着装下的喷嘴送风量-座舱温度耦合舒适区,为我国客机座舱喷嘴系统设计提供科学依据。此外,依据前述所得流场计算模型,可以获得喷嘴出口速度与座舱温度的耦合舒适区。
卜焕先[6]（2016）在《带支板环形弯曲管道的流动特性及长度缩减研究》文中指出带支板环形弯曲管道广泛地存在于各类吸气式推进系统中,准确掌握环形弯曲管道内的流动特性,并寻求有效的长度缩减方法,对吸气式推进技术的发展具有重要意义。采用实验与仿真相结合的研究方法,本文针对典型出口马赫数下的弯道内部基本流动特性以及出口马赫数的影响规律进行了细致研究,并采用经过实验验证的三维仿真方法,进一步对该管道的长度缩减方法进行了探索研究。研究结果表明,在典型出口马赫数状态下,气流在弯曲管道内部先减速后加速,并在“一弯”中心体侧和“二弯”外罩侧附近形成了局部高速低压区。支板对管道内部的流动结构影响显着,诱导了内外壁面附近的旋涡区和支板正后方的尾迹区。然而,内、外壁面附近旋涡的形成机理和发展特性完全不同:内壁面旋涡本质上为支板前缘诱导的马蹄涡,其往下游发展的过程中,空间位置较为稳定;外壁面旋涡最初形成于支板尾缘,而后在向下游运动的过程中,逐渐远离对称面向两侧扩张发展。在支板的尾迹区内,其总压分布沿径向呈现出明显的差异。此外,出口马赫数对管道内部流动特性的影响较为显着:随出口马赫数增大,“一弯”和“二弯”的逆压力梯度增大,即发生边界层分离的风险性增大;同时,诱导旋涡的强度也增强,旋涡区内的总压损失增大,使得出口截面的面积平均总压恢复系数相应减小。另外,针对环形弯曲管道长度缩减的研究还发现:外壁面边界层对管道长度的缩减更为敏感,易在流道“二弯”附近形成流动分离,导致出口截面基于面积平均的总压恢复系数降低,畸变指数DC60增大。为了达到缩短管道长度且不显着降低其气动性能的目的,本文分别尝试了几何构型调整、涡流发生器控制和壁面开缝放气的方法以抑制“二弯”附近的边界层分离。然而,仅壁面放气获得了预期效果,其能够以牺牲较低的放气量为代价而达到有效吸除分离区,改善流场品质的目的,并将管道的气动性能提升至缩短前的水平。
李程鸿[7]（2015）在《一类流体式高超声速可调进气道的气动原理及验证研究》文中研究说明本文以一种流体式激波控制技术以及应用此技术的流体式高超声速可调进气道为研究对象,利用理论分析、数值模拟以及风洞实验等研究手段对相关气动原理、设计与分析方法、参数影响规律等进行了研究。论文首先构建了一套针对流体式激波控制技术的理论分析与设计方法。分析了流体式可调进气道的激波调节需求,推导了相关的公式,并从边界层动量积分方程出发推导了二次流注入率、注入角度与边界层动量损失厚度之间的关系式,以此为基础建立了根据第一级激波推动幅度预测二次流消耗量的理论分析方法。对不同二次流注入角度工况的理论计算结果显示,为了达到同样的推动幅度,所消耗的二次流流量随注入角度的增加而减少,该规律与二维数值模拟结果相一致,并且相对偏差在6.35%16.47%以内。而后,使用数值模拟手段对流体式激波控制技术进行了参数化研究,获得了二次流分布规律、注入压比、注入角度等的影响规律,并在风洞实验中成功地利用二次流推动了进气道的前体激波,证明了流体式激波控制概念的可行性。同时,对不同注入角度方案的吹风实验表明,相同激波推动幅度条件下,逆流注入方式比顺流注入方式所需的二次流流量少,进一步验证了理论分析方法得到规律的正确性。进一步,提出了流体式激波控制技术在高超声速进气道上的三种应用模式,给出了具体的流道实现方式,形成了三个流体式可调进气道,并在其工作马赫数范围内进行了全流道仿真研究,对其工作原理、气动性能以及可实现性进行了分析。结果显示,三个可调进气道均可在马赫数5.06.0范围内始终保持激波系封口,消耗二次流比例不超过2.2%,这使得其低马赫数的流量系数相比定几何进气道提高20%以上,总压恢复系数也有不同程度的提高。并且,三个方案各具特点:各级激波独立控制方法对前体各级激波的控制基本互不影响;内通道-前体循环的激波系重构方法可以实现第一级激波的单向偏转,并可弱化第二级激波;前体自循环的激波系重构方法可以避免引气量受内通道压力波动的干扰,并避免引气过程对内通道流动结构产生影响。在此基础上,仿真研究了流体式可调进气道的波系封口马赫数、型面切换马赫数以及前体压缩面波系配置方案等对其气动性能的影响。结果表明,流体式可调进气道的封口马赫数越低,其低马赫数下流量系数提高的幅度越大,但是前体激波需要调节的幅度也随之增大,消耗的二次流流量增加。另外,由于流体式可调进气道需要在封口马赫数状态配波,在巡航马赫数获得高的总压恢复系数,其最佳波系配置方法与常规定几何进气道不同。最后,本文设计了三套含内置调节机构的流体式可调进气道实验模型,其波系封口马赫数为5.0。实验中,三个进气道方案均在来流马赫数5.74状态成功地利用二次流将前体两级激波控制到封口状态,且此时内外波系结构符合设计意图,证明了三种流体式可调进气道方案的可行性。对前体自循环的激波系整体重构方案,还对其进行了变攻角实验和节流实验研究,结果表明其具有一定的攻角适应性,并且节流过程并不会影响到进气道的前体激波系。
高文智[8]（2015）在《鼻锥钝化轴对称高超声速进气道流动特性研究》文中研究说明前缘钝化是飞行器热防护采用的主要方式,也是高超声速进气道设计时需要考虑的重要因素。全面考察前体钝化对进气道流场结构、性能参数等流动特性的影响,揭示钝化效应影响的流动机理与规律,可为进气道优化设计、进气道乃至飞行器工作性能的提升提供指导。本文以高超声速轴对称进气道为研究对象,在不同马赫数与攻角来流下开展鼻锥钝化对进气道流动特性影响的数值模拟与实验研究。主要内容如下：首先介绍了研究方法,包括风洞实验设备与实验测量技术,用于进气道快速设计的特征线法以及CFD数值模拟计算软件。对于CFD计算软件在高超声速进气道流动计算的可靠性,选取HB-2标准模型、轴对称构型激波边界层干扰以及轴对称进气道实验,验证计算软件在气动力、激波边界层干扰与进气道内外耦合流动计算的准确性。结果表明,CFD计算软件所模拟的高超声速进气道流动是可信的。基于特征线法,编写调试了尖前缘高超声速轴对称进气道前体快速设计程序,包括多级锥、锥加等熵以及弯曲锥压缩前体进气道的设计模块。针对钝化前缘附近亚声速流动致使特征线法等快速设计方法应用受限,将特征线法与CFD计算结合,提出一种耦合钝化前缘的前体快速设计方法。该方法结合了CFD在钝头区域流场计算的准确性以及特征线法在进气道设计上的效率,可实现前体钝化二元／轴对称进气道的快速设计与评估。在此基础上,以进气道出口马赫数为约束条件,设计了四种前体压缩类型轴对称进气道构型：分别为两级锥前体压缩、三级锥前体压缩、锥加等熵前体压缩与弯曲锥前体压缩构型。针对设计的四种进气道构型,采用CFD模拟研究了轴对称进气道流动特性随来流攻角与马赫数的变化规律；通过四种构型进气道流动特性的对比,分析了前体压缩方式对来流条件变化的敏感性与适应性。结果表明,对于轴对称进气道构型,来流攻角在产生升力的同时会使得进气道流动性能下降。有攻角来流时进气道迎风面压缩强度增大、背风面压缩强度减小,这使得进气道出现自迎风向背风面的横向流动、进气道周向流动不均匀。不同前体压缩方式对于来流攻角与马赫数变化的适应性不同。锥加等熵和弯曲锥构型前体弯曲压缩面所产生的压缩波在有攻角与低来流马赫数时对前缘激波位置会起到调节作用。这使得在非设计来流时锥加等熵和弯曲锥这两种构型流量系数要明显高于两级锥和三级锥构型。此外,采用等熵压缩方式的锥加等熵构型在气流压缩效率方面要优于其他构型,在出口压比相当的前提下总压恢复系数最高,因而本文以此为基准构型开展了鼻锥钝化尺度影响规律研究。以锥加等熵构型为对象,开展了不同马赫数、攻角条件下鼻锥钝化尺度影响的CFD模拟分析研究,并且在常规风洞中开展马赫6来流条件的实验观测。结果表明,鼻锥钝化尺度对于轴对称进气道影响与边界层状态、来流攻角密切相关,与二元进气道影响存在明显的差异。无攻角来流条件下,数值模拟与风洞实验结果均表明,鼻锥钝化尺度在5%捕获半径尺度内轴对称进气道流动特性变化不显着。有攻角来流条件下,进气道迎风面流场结构、壁面压力分布基本不变,但背风面边界层厚度增加,滑移线向外偏移,流动趋向不稳定。R3.2mm鼻锥构型自然转捩的实验结果表明,4度攻角时进气道背风面出现明显的边界层分离；在7度攻角时背风面大范围的分离导致进气道不起动,壁面压强明显下降。采用离散粗糙带强制转捩后,4度攻角R3.2mm鼻锥构型背风面分离区明显减小、分离激波消失,而7度攻角来流时背风面仍旧不起动,但分离激波向下游移动、分离范围减小。在激波风洞中开展了无攻角来流条件下,离散粗糙带以及鼻锥钝化尺度对轴对称进气道喘振流动影响的实验研究。结果表明,粗糙带的引入显着抑制了喘振中激波的振荡范围。由于前体分离区传播范围的减小,喘振周期缩短、频率增加；而分离激波强度的增大使得壁面压力相对于无粗糙带时的结果明显上升。同粗糙带的影响相比,鼻锥钝化尺度对喘振流动的影响相对较小。当采用扰动较小的薄粗糙带实验时,R0.8mm与R3.2mm的差异性较为明显,包括前体流动结构、振荡频率以及压力数值。其中R0.8mm构型结果与较厚粗糙带强制转捩结果更加接近,R3.2mm结果更加接近于自然转捩时的喘振流动。
李小建[9]（2013）在《临近空间浮空器热—结构耦合数值模拟研究》文中研究说明作为高空平台，临近空间浮空器由于滞空时间长、低成本和可重复使用等优点，在军事上具有很好的使用价值，美、韩、日等国家已经对其开展了大量研究。在浮空器设计领域，一个很重要的问题是在设计和运行控制中预测内部气体温度变化特性，因为浮空器浮力取决于囊体内的气体温度与环境空气温度的差值。平流层浮空器外部蒙皮主要采用膜结构，其整体刚度小，一般为柔性，内部气体温度变化会导致浮空器蒙皮结构发生非线性变形，反之，浮空器结构变形也会影响到内部气体温度变化。因此，浮空器热力学与结构力学的相互作用是一个复杂的热-结构耦合问题。本文围绕着临近空间浮空器热-结构耦合问题开展了一系列研究，主要工作和成果如下：（1）建立了平流层飞艇热力学模型，据此设计了计算程序，并用实验数据验证了其准确性。用实验数据验证的计算程序对平流层飞艇滞空过程中的热力特性进行了分析，给出了飞艇蒙皮和内部气体温度瞬态变化规律，并研究了蒙皮辐射物性参数、周围风速以及飞艇姿态角对飞艇内部气体温度以及蒙皮温差的影响。（2）建立了飞艇表面光伏电池的三层导热模型，结合平流层飞艇的热力学模型获得了光伏电池与平流层飞艇耦合分析模型。根据所得数学模型，对平流层飞艇热特性计算程序进行了升级。利用升级后的计算程序，分析了光伏电池热力特性及其输出功率，研究了纬度和风速对光伏电池输出功率的影响以及光伏电池对飞艇热特性的影响。（3）建立了膜结构数学模型，据此设计了柔性薄膜变形计算程序，并进行了验证。将膜结构数学模型与飞艇的热力学模型相耦合，在此基础上设计出了平流层飞艇热-结构耦合数值模拟程序。利用该程序对飞艇蒙皮结构力学特性进行了研究，分析了蒙皮内外压差、蒙皮弹性模量以及泊松比等参数变化对飞艇蒙皮结构变形以及蒙皮应力的影响，为飞艇蒙皮结构设计提供了参考依据；对飞艇定点悬停过程中夜间和正午时刻进行了稳态热-结构耦合分析，揭示了蒙皮弹性模量、蒙皮辐射参数对飞艇内部气体温度、内外压差、飞艇体积以及滞空高度的影响；对飞艇滞空飞行和滞空悬停两种工作情况下的瞬态过程进行了热-结构耦合分析，预测了平流层飞艇内部气体昼夜温度变化以及蒙皮内外压差昼夜变化情况，计算出了蒙皮最大应力，作为判断平流层飞艇滞空过程中是否会出现破裂的依据。（4）建立了高空超压气球热-结构耦合数学模型，据此设计出了高空超压气球热-结构耦合数值模拟程序。利用该程序对超压气球蒙皮结构力学特性进行了研究，分析了加强筋数量、最大瓣角、蒙皮和加强筋弹性模量、蒙皮泊松比等参数变化对超压气球性能的影响，并对“南瓜形”与正球形（含加强筋、不含加强筋）三种结构超压气球的结构性能进行了对比分析，为高空超压气球蒙皮、加强筋以及结构设计提供了参考依据；对高空超压气球进行了热-结构耦合分析，预测了超压气球内部气体昼夜温度变化以及蒙皮内外压差昼夜变化情况下蒙皮的最大应力，用以判断超压气球滞空过程中是否会出现破裂现象。此外，还针对“等角度”南瓜形超压气球提出了设计思路，为超压气球的设计打下了一定的基础。
邓树升[10]（2013）在《可变拓扑结构的非结构动网格生成技术研究及其应用》文中研究指明目前,大变形动边界问题仍然是计算流体力学（CFD）研究的重点之一。尽管传统的动网格生成方法已经可以满足大多数动边界问题的计算要求,但是在处理刚体的碰撞和断裂、液滴或气泡的破碎、弹丸出膛等一系列涉及计算域发生拓扑改变的问题时,常常无法对这些过程作出准确地描述。在课题组申请的国家自然科学基金项目支持下,本文结合弹簧方法和局部网格重新生成法,提出了可变拓扑结构的大变形非结构自适应动网格生成技术,利用C++语言开发了通用CFD软件包,并成功地应用于含可变形气固界面的非定常流动、含不互溶气液界面的可压缩多介质流动以及含运动边界的复杂化学反应流等问题的研究中。本文主要研究内容及成果如下：结合弹簧近似法和局部网格重新生成法,提出了一种含可变拓扑结构的大变形非结构自适应动网格生成技术。本文分别研究了Delaunay方法和阵面推进法两种非结构网格生成方法,同时利用模板方法对网格进行自适应,获得了很好的结果。此外,讨论了边界运动引起的网格畸变问题,采用弹簧近似法将边界扰动很好地传递到网格内部,采用局部网格重新生成法用高质量的网格代替严重变形的区域内的网格,发展了边界边剖分和合并技术优化边界结点的分布,提出了拓扑结构重构方法实现了刚体碰撞或断裂、气泡破碎或聚合等问题涉及到的动网格生成。在分别对刚性动边界的聚合和分裂过程、自由动边界的聚合和分裂过程的网格生成应用中,本文提出的可变拓扑结构的大变形非结构动网格生成技术表现出了良好的适应性。利用提出的可变拓扑结构的大变形非结构动网格生成技术,对含可变形气固界面流动问题的数值计算方法进行了研究、实现了可变拓扑结构大变形动网格生成技术在可压缩非定常流动以及爆炸安全评估等方面的应用。具体推导了ALE形式的流动控制方程,讨论了动网格的几何守恒律,采用四阶Runge-Kutta方法进行时间积分,采用拓展Godnov方法、空间向量方法构造空间二阶精度,采用HLLC方法计算控制体界面上的通量,将多体系统动力学与非定常流场计算相耦合。通过Riemann问题.Emery问题.活塞问题.缓慢压缩、激波与圆柱相互作用以及NACA0012机翼振动等算例验证了所发展的基于自适应非结构动网格的数值方法的正确性。本文成功地将提出的动网格技术及数值方法应用于对高压容器泄漏、受限空间内爆炸场的模拟（二维和三维）等含可变形气固界面流场的模拟中,并对爆炸场的安全评估方法进行了分析。研究了含表面张力的可压缩多介质Riemann司题的求解方法；实现了多介质界面的追踪；将多介质问流动题转化为介质界面两侧的单介质问题,分别应用大变形动网格技术与ALE算法对独立的单介质流动问题进行数值计算。基于含表面张力等外力影响的不互溶多介质界面是一种典型的间断,满足Rankine-Hugoniot关系的事实,描述界面的网格可视为Lagrange界面。本文在研究了刚性气体方程下多介质Riemann问题的解析解以及一般形式状态方程下的近似Riemann求解方法后,对含表面张力的可压缩多介质Riemann问题求解方法进行了研究,得出了刚性气体状态方程及一般形式状态方程下多介质Riemann问题的求解方法,提高了介质界面的追踪精度。利用改进型虚拟流体方法的思想,改进了原始ALE介质界面追踪方法,有效地抑制了介质界面的数值振荡。原始ALE介质界面追踪方法只要满足界面处压力和法向速度连续即可,而多介质Riemann问题在很大程度上会受到介质热动力特性的影响。同时,界面处动力学特征主要由介质的物理特性决定。本文利用改进型虚拟流体方法,在多介质Riemann解的基础上考虑介质界面处的等熵条件,构造介质界面两侧的虚拟点,有效地抑制了界面压力的振荡,以保证转化后的单介质问题的解与原多介质问题的解保持一致。利用可变拓扑结构的大变形动网格技术,拓展了原始ALE方法在多介质流动中的应用范围,对激波诱导氦气泡破碎以及水下冲击波诱导气泡破碎问题进行了真实模拟。虽然ALE方法能准确地描述界面的运动,但是在界面发生扭曲、聚合以及断裂等情况时,常常受限于网格无法进行计算。本文利用提出的可变拓扑结构的大变形动网格技术及可压缩多介质流动数值方法,精确地追踪了气泡的变形过程,实现了气泡破碎前后的网格重构,成功地对气泡破碎后的流场变化及气泡持续发展过程进行了计算。在对水中冲击波诱导气泡破碎问题计算中发现了气泡破碎后的二次射流及二次破碎过程,这与文献中实验观察到的现象吻合。利用可变拓扑结构的大变形动网格技术,对含动边界的复杂化学反应流数值计算方法进行了研究。具体研究了多组分有限速率化学反应计算模型及数值方法,拓展了多组分系统化学反应流的ALE控制方程,采用时间分裂法将流动、扩散以及化学反应过程进行解耦处理。对爆轰波在平面楔面上反射、高速飞行弹丸诱导爆轰波、火药气体推进弹丸出膛及膛口流场发展、底部排气减阻等问题进行了数值模拟,均取得了较好的结果。
二、一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)（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、一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)（论文提纲范文）
（1）双垂直楔内高速气流成像的计算方法研究（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 国内外研究进展及现状 |
| 1.3 本文的主要贡献与创新 |
| 1.4 论文主要内容及章节安排 |
| 第二章 计算光学基础 |
| 2.1 计算光学流动显示技术 |
| 2.1.1 Gladstone-Dale系数 |
| 2.2 激光散射技术 |
| 2.2.1 纳米粒子激光散射技术 |
| 2.2.2 聚焦纹影技术 |
| 2.3 光线追迹 |
| 2.3.1 单元投射法 |
| 2.3.2 光线投射算法 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 计算光学图像处理方法研究 |
| 3.1 激光面及流场区域的的数学描述 |
| 3.1.1 流场数据的描述 |
| 3.1.2 激光与流场区域相交 |
| 3.2 图像处理算法 |
| 3.2.1 最短距离法 |
| 3.2.2 外接长方体法 |
| 3.3 算法的参数设计 |
| 3.3.1 误差分析 |
| 3.3.2 误差限 |
| 3.3.3 均分计算坐标 |
| 3.3.4 边界处虚拟网格 |
| 3.4 聚焦纹影系统的试验研究 |
| 3.4.1 试验设备 |
| 3.4.2 风洞 |
| 3.4.3 成像设备 |
| 3.4.4 光路布局 |
| 3.4.5 聚焦深度的验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 计算图像与试验图像结果 |
| 4.1 水平摆放实验 |
| 4.1.1 水平摆放的计算试验及试验结果 |
| 4.2 垂直摆放实验 |
| 4.2.1 垂直摆放的计算试验及试验结果 |
| 4.3 垂直摆放模式下的定量分析 |
| 4.3.1 垂直摆放模式的定量分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间的研究成果 |
（2）蝶阀流场数值模拟和密封特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 阀门简介 |
| 1.1.1 阀门的发展历史 |
| 1.1.2 国内阀门发展和研究现状 |
| 1.1.3 阀门的固有流量特性 |
| 1.2 蝶阀的发展与研究现状 |
| 1.3 研究背景与课题来源 |
| 1.3.1 研究背景 |
| 1.3.2 课题来源与意义 |
| 1.4 课题研究内容与方法 |
| 第二章 蝶阀内部流场的数值模拟与分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 流动基本控制方程组 |
| 2.2.1 质量守恒方程 |
| 2.2.2 动量守恒方程 |
| 2.2.3 能量守恒方程 |
| 2.2.4 标准k-?两方程模型 |
| 2.3 蝶阀的流场仿真 |
| 2.3.1 流场分析步骤 |
| 2.3.2 创建流动域 |
| 2.3.3 有限元模型 |
| 2.3.4 Fluent参数设置 |
| 2.3.5 蝶阀的流场计算结果 |
| 2.4 蝶阀的流动特性 |
| 2.4.1 流量系数 |
| 2.4.2 流阻系数 |
| 2.5 蝶阀的流态分析 |
| 2.5.1 流场压力变化 |
| 2.5.2 流体速度变化 |
| 2.5.3 流线变化分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 蝶阀两相流动的数值模拟与分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 多相流动简介 |
| 3.2.1 Fluent多相流动模型 |
| 3.2.2 混合模型的控制方程 |
| 3.3 蝶阀气液两相流动仿真 |
| 3.3.1 压力场分布 |
| 3.3.2 速度场分布 |
| 3.3.3 湍动能分布 |
| 3.3.4 气相浓度分布 |
| 3.3.5 湍流黏度分布 |
| 3.4 气液两相流对流动性能的影响 |
| 3.4.1 气相分布率对流量系数的影响 |
| 3.4.2 气相分布率对流阻系数的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 蝶阀的主密封副结构设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 蝶阀的主密封副结构与密封机理 |
| 4.3 密封性能研究的必要性 |
| 4.4 蝶阀的密封比压 |
| 4.4.1 必需密封比压 |
| 4.4.2 许用密封比压 |
| 4.4.3 验算平均密封比压 |
| 4.4.4 密封性能评价模型 |
| 4.5 蝶阀的密封力矩 |
| 4.5.1 轴承摩擦力矩 |
| 4.5.2 填料摩擦力矩 |
| 4.5.3 静水力矩 |
| 4.5.4 动水力矩 |
| 4.5.5 密封面摩擦力矩 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 蝶阀密封特性的有限元仿真 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 接触问题 |
| 5.2.1 接触算法 |
| 5.2.2 接触类型 |
| 5.3 主密封接触结构的有限元仿真 |
| 5.3.1 有限元模型 |
| 5.3.2 接触有限元仿真 |
| 5.4 蝶阀密封特性仿真结果分析 |
| 5.4.1 顺流工况 |
| 5.4.2 逆流工况 |
| 5.5 密封件结构优化设计 |
| 5.5.1 优化思路 |
| 5.5.2 响应曲面优化分析 |
| 5.5.3 响应曲面优化结果 |
| 5.5.4 优化前后性能对比 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
（3）外压式超声速进气道亚临界流动机理与喘振抑制方法研究（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 超声速进气道喘振研究现状 |
| 1.2.1 喘振的分类与特征 |
| 1.2.2 喘振形成机制 |
| 1.2.3 超额定工况下的喘振流动 |
| 1.2.4 喘振控制方法 |
| 1.2.5 存在的问题 |
| 1.3 本文研究工作 |
| 第二章 研究对象及方法 |
| 2.1 基准进气道模型 |
| 2.2 实验系统与测试技术 |
| 2.2.1 风洞与实验条件 |
| 2.2.2 动态压力采集系统 |
| 2.2.3 纹影系统 |
| 2.3 数值模拟方法与算例验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 额定工况下进气道的节流过程与喘振机理研究 |
| 3.1 通流与稳定节流流动 |
| 3.2 亚临界非定常流动 |
| 3.2.1 喘振的形成与演化 |
| 3.2.2 典型大喘流态 |
| 3.2.3 喘振诱发机制 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 超额定工况下进气道的节流过程与喘振机理研究 |
| 4.1 通流与稳定节流流动 |
| 4.1.1 激波形态演化 |
| 4.1.2 主导机制分析 |
| 4.2 亚临界非定常流动 |
| 4.2.1 小喘流动 |
| 4.2.2 混合喘振流动 |
| 4.2.3 喘振频率特征 |
| 4.2.4 喘振形成及演化机制 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 口部波系配置对进气道亚临界流动的影响 |
| 5.1 研究方案 |
| 5.2 唇罩激波类型的影响 |
| 5.2.1 尖唇罩方案下亚临界流动的形成与演化 |
| 5.2.2 对比与讨论 |
| 5.3 压缩面波系类型的影响 |
| 5.3.1 两级压缩面方案下亚临界流动的形成与演化 |
| 5.3.2 对比与讨论 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 基于外压缩面分布式泄流的自适应喘振抑制方法研究 |
| 6.1 喘振抑制方法与验证模型 |
| 6.1.1 抑制方法与原理 |
| 6.1.2 验证模型 |
| 6.2 泄流抑制下的流动演化过程 |
| 6.2.1 额定工况 |
| 6.2.2 超额定工况 |
| 6.3 综合评估与分析 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 结论 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 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 |
（4）RBCC引射模态主火箭与全流道匹配技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 多模态RBCC发动机工作原理 |
| 1.2.1 多模态RBCC发动机基本工作原理 |
| 1.2.2 RBCC引射模态发动机工作原理 |
| 1.2.3 引射模态发动机性能提升难点分析 |
| 1.3 RBCC发动机引射模态相关研究进展 |
| 1.3.1 RBCC引射模态发动机性能 |
| 1.3.2 二次燃烧释热分布 |
| 1.3.3 主火箭射流状态 |
| 1.3.4 全流道一体化研究方法 |
| 1.4 主火箭与全流道匹配的内在需求与科学问题 |
| 1.5 研究目标 |
| 1.6 主要研究内容 |
| 2 RBCC引射模态关键影响因素分析及研究方法 |
| 2.1 引射模态基本气动热力过程 |
| 2.2 引射模态热力循环分析 |
| 2.3 发动机性能关键影响因素一维分析 |
| 2.3.1 一维分析模型 |
| 2.3.2 地面零速引射试验及一维分析模型校验 |
| 2.3.3 引射比影响分析 |
| 2.3.4 二次燃料喷注位置影响分析 |
| 2.4 全流道一体化数值模拟方法简介 |
| 2.4.1 数值模拟方法 |
| 2.4.2 湍流模型 |
| 2.4.3 化学动力学模型 |
| 2.4.4 目标发动机基准构型 |
| 2.4.5 计算域及边界条件 |
| 2.4.6 数值模拟方法校验 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 二次燃料喷注匹配原则 |
| 3.1 二次燃料喷注位置影响研究 |
| 3.1.1 进气道起动前飞行状态 |
| 3.1.2 进气道临界起动状态 |
| 3.2 二次燃料喷注当量比影响研究 |
| 3.2.1 不同主火箭节流比 |
| 3.2.2 不同主火箭射流状态 |
| 3.3 二次燃料喷注匹配原则 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 主火箭混合比及节流比匹配原则 |
| 4.1 主火箭混合比影响研究 |
| 4.1.1 引射—抽吸飞行阶段 |
| 4.1.2 引射—冲压飞行阶段 |
| 4.2 主火箭混合比匹配原则 |
| 4.3 主火箭节流比影响研究 |
| 4.3.1 引射—抽吸飞行阶段 |
| 4.3.2 引射—冲压飞行阶段 |
| 4.4 主火箭节流比匹配原则 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 主火箭射流膨胀状态匹配原则 |
| 5.1 主火箭射流膨胀状态对Fabri壅塞影响机理 |
| 5.2 主火箭射流膨胀状态影响热力循环分析 |
| 5.2.1 液体火箭发动机射流膨胀状态影响分析 |
| 5.2.2 RBCC引射模态主火箭射流膨胀状态影响分析 |
| 5.3 主火箭射流膨胀状态影响研究 |
| 5.3.1 引射—抽吸飞行阶段 |
| 5.3.2 引射—冲压飞行阶段 |
| 5.3.3 主火箭射流膨胀状态匹配原则 |
| 5.4 引射模态主火箭匹配原则 |
| 5.4.1 主火箭设计状态影响研究 |
| 5.4.2 引射模态主火箭射流功能与作用 |
| 5.4.3 引射模态主火箭匹配设计原则及调节匹配原则 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 引射模态地面试验验证 |
| 6.1 引射模态直连试验系统介绍 |
| 6.2 二次燃料喷注位置影响试验验证 |
| 6.3 二次燃料喷注当量比影响试验验证 |
| 6.4 二次燃料喷注方式影响试验验证 |
| 6.5 引射空气流量影响试验验证 |
| 6.6 本章小结 |
| 7 总结与展望 |
| 7.1 研究工作总结 |
| 7.2 主要研究结论 |
| 7.3 主要创新点 |
| 7.4 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 数值模拟方程 |
| 附录B 本文工况序号说明 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（5）客机座舱喷嘴送风参数优化及热环境评价（论文提纲范文）
| 中文摘要 |
| 英文摘要 |
| 主要符号对照表 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 我国民航业的发展 |
| 1.1.2 客机座舱热环境的特殊性 |
| 1.2 研究目的和意义 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 座舱环境热舒适研究 |
| 1.3.2 座舱个人送风系统研究 |
| 1.3.3 空气流动与热舒适 |
| 1.3.4 非均匀热环境评价 |
| 1.3.5 总结与评价 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 1.5 本文技术路线 |
| 2 研究方法 |
| 2.1 定义 |
| 2.1.1 科学研究 |
| 2.1.2 科学研究方法 |
| 2.1.3 本文研究的相关定义 |
| 2.2 座舱环境常见研究方法 |
| 2.2.1 实验测试 |
| 2.2.2 计算机模拟 |
| 2.3 低压低湿条件下的换热理论 |
| 2.3.1 新陈代谢产热 |
| 2.3.2 辐射换热 |
| 2.3.3 对流换热 |
| 2.3.4 蒸发散热 |
| 2.3.5 呼吸散热 |
| 2.4 本文采用的研究方法 |
| 3 实验设计 |
| 3.1 实验概述 |
| 3.2 执飞航班机上调研 |
| 3.2.1 调研对象 |
| 3.2.2 测试参数和仪器 |
| 3.2.3 问卷设计 |
| 3.3 喷嘴送风流场测试 |
| 3.3.1 实验平台 |
| 3.3.2 测试参数及仪器 |
| 3.3.3 测点布置及测试方法 |
| 3.3.4 测试工况 |
| 3.4 模拟舱人体热舒适实验 |
| 3.4.1 实验平台 |
| 3.4.2 实验工况 |
| 3.4.3 测试参数及仪器 |
| 3.4.4 问卷设计 |
| 3.4.5 受试者 |
| 3.4.6 实验流程与方法 |
| 4 喷嘴送风物理特征分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 数据分析方法 |
| 4.2.1 气流速度的数值特征 |
| 4.2.2 频谱分析法 |
| 4.2.3 圆形自由紊动射流理论 |
| 4.3 速度特征 |
| 4.3.1 轴心速度衰减 |
| 4.3.2 径向速度衰减 |
| 4.4 温度特征 |
| 4.5 湍流度特征 |
| 4.6 谱特征 |
| 4.7 喷嘴送风量与喷嘴出口风速的关系 |
| 4.8 讨论 |
| 4.8.1 喷嘴结构对送风特征的影响 |
| 4.8.2 喷嘴风量对送风特征的影响 |
| 4.8.3 喷嘴送风温差对送风特征的影响 |
| 4.9 本章小结 |
| 5 喷嘴送风条件下乘客热反应敏感性分析 |
| 5.1 热反应的时均变化 |
| 5.1.1 皮肤温度 |
| 5.1.2 热感觉 |
| 5.1.3 热舒适 |
| 5.1.4 气流感 |
| 5.1.5 气流可接受度 |
| 5.1.6 热期望 |
| 5.1.7 稳定时间 |
| 5.2 主观评价敏感性指标 |
| 5.2.1 热感觉与热舒适、温度期望 |
| 5.2.2 气流感与气流可接受度、气流期望 |
| 5.2.3 热感觉与气流感 |
| 5.3 喷嘴送风敏感局部部位 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 座舱喷嘴送风热环境评价方法 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 现有非均匀环境评价方法适用性分析 |
| 6.2.1 加权PMV评价 |
| 6.2.2 等效均匀温度EHT评价 |
| 6.2.3 热感觉-皮肤温度预测模型评价 |
| 6.2.4 吹风感DR预测模型评价 |
| 6.2.5 现有非均匀环境评价方法总结 |
| 6.3 客机座舱热环境决策树评估模型 |
| 6.3.1 特征选择 |
| 6.3.2 确定分割节点 |
| 6.3.3 热感觉预测模型 |
| 6.3.4 气流感预测模型 |
| 6.4 模型验证 |
| 6.4.1 验证数据介绍 |
| 6.4.2 验证结果 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 基于乘客热舒适的喷嘴送风参数优化 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 乘客热舒适的主要影响因素 |
| 7.2.1 决策树分析结果 |
| 7.2.2 相关分析结果 |
| 7.2.3 层次分析结果 |
| 7.3 喷嘴送风温度 |
| 7.4 喷嘴送风方向和开启程度 |
| 7.5 喷嘴送风量 |
| 7.5.1 夏季巡航阶段喷嘴送风舒适区 |
| 7.5.2 冬季喷嘴送风舒适区 |
| 7.5.3 喷嘴送风舒适区决策树预测结果 |
| 7.5.4 低压低湿条件下的风量修正结果 |
| 7.5.5 喷嘴送风速度 |
| 7.6 喷嘴新风比 |
| 7.6.1 喷嘴新风比对热感觉的影响 |
| 7.6.2 喷嘴新风比对感知空气品质的影响 |
| 7.7 本章小结 |
| 8 结论与展望 |
| 8.1 本文主要工作与结论 |
| 8.2 本文的主要创新点 |
| 8.3 本研究的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| A. 作者在攻读博士学位期间已发表的论文 |
| B. 作者在攻读博士学位期间参与的项目 |
| C. 热舒适实验问卷 |
（6）带支板环形弯曲管道的流动特性及长度缩减研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 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 简单环形管道的研究 |
| 1.2.2 简单弯曲管道的研究 |
| 1.2.3 环形弯曲管道的研究 |
| 1.2.3.1 轴对称超声速进气道的亚声速扩张段 |
| 1.2.3.2 涡轴发动机整体式粒子分离器的主气流道段 |
| 1.2.3.3 涡扇发动机高低压压气机的过渡流道段(Inter-Compressor Duct, ICD) |
| 1.2.3.4 涡扇发动机高低压涡轮的过渡流道段(Inter-turbine Duct, ITD) |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 带支板环形弯曲管道实验方法介绍 |
| 2.1 物理模型 |
| 2.2 实验系统与测量方法 |
| 2.2.1 实验系统整体介绍 |
| 2.2.2 带支板环形弯曲管道实验件 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 带支板环形弯曲管道仿真方法介绍 |
| 3.1 流动控制方程组 |
| 3.2 数值计算方法 |
| 3.3 网格生成 |
| 3.4 不同湍流模型对比 |
| 3.5 网格敏感性分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 环形弯曲管道内部流动特性研究 |
| 4.1 典型出口马赫数下的流动特性 |
| 4.2 二次流特性分析 |
| 4.2.1 旋涡的形成机理和发展特性 |
| 4.2.2 尾迹区及附近的总压分布特性 |
| 4.3 出口马赫数的影响规律 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 带支板环形弯曲管道的长度缩减方法研究 |
| 5.1 长度缩减后管道内部流动特性研究 |
| 5.2 长度缩减后流动分离的抑制方法探索 |
| 5.2.1 几何构型调整 |
| 5.2.2 涡流发生器 |
| 5.2.3 壁面放气 |
| 5.2.3.1 典型放气参数下的流动特性 |
| 5.2.3.2 放气缝设计参数的影响规律 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 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 |
（7）一类流体式高超声速可调进气道的气动原理及验证研究（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 国内外研究现状 |
| 1.2.1 变几何可调进气道 |
| 1.2.2 定几何可调进气道 |
| 1.3 本文工作 |
| 第二章 流体式激波控制技术的基本工作原理与理论分析方法 |
| 2.1 流体式激波控制方法介绍 |
| 2.2 定几何可调进气道的激波控制需求分析 |
| 2.3 气动曲壁对激波控制的理论分析 |
| 2.4 二次流需求量的理论预测方法 |
| 2.5 考虑切向动量的二次流流量预测方法 |
| 2.5.1 不同注入角度下二次流流量的理论计算方法 |
| 2.5.2 数值模拟验证 |
| 2.6 二次流注入缝的设计方法 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 流体式激波控制技术的参数影响规律及验证 |
| 3.1 参数影响规律的仿真研究 |
| 3.1.1 注入缝分布规律的影响 |
| 3.1.2 驱动压比的影响 |
| 3.1.3 二次流注入角度的影响 |
| 3.2 流体式激波控制技术的实验验证 |
| 3.2.1 实验设备与实验模型 |
| 3.2.2 三维数值模拟设置 |
| 3.2.3 结果分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 流体式激波控制技术在高超声速进气道上的应用模式研究 |
| 4.1 隔离段引气的前体波系独立控制模式 |
| 4.1.1 前体激波系独立控制模式介绍 |
| 4.1.2 进气道方案介绍 |
| 4.1.3 仿真结果分析 |
| 4.2 内通道-前体自循环的前体压缩波系整体重构模式 |
| 4.2.1 内通道-前体自循环的前体波系整体重构方法介绍 |
| 4.2.2 进气道方案介绍 |
| 4.2.3 流动结构分析 |
| 4.2.4 性能参数对比 |
| 4.3 前体自循环的压缩波系整体重构模式 |
| 4.3.1 前体自循环的压缩波系整体重构方法介绍 |
| 4.3.2 多缝引气板的参数化研究 |
| 4.3.3 弯曲引气板研究 |
| 4.3.4 采用两种引气方案的进气道性能对比 |
| 4.3.5 激波系整体重构方法在三级前体压缩进气道上的应用 |
| 4.4 三种应用模式综合对比 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 总体参数对流体式可调进气道的影响 |
| 5.1 封口马赫数的影响 |
| 5.2 型面切换马赫数的影响 |
| 5.3 前体压缩波系配置的影响 |
| 5.3.1 前体激波系整体重构的可调进气道配波问题 |
| 5.3.2 前体激波系独立控制的可调进气道配波问题 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 流体式高超声速可调进气道的风洞实验验证 |
| 6.1 实验设备与实验模型 |
| 6.1.1 试验设备 |
| 6.1.2 实验模型介绍 |
| 6.2 实验结果及分析 |
| 6.2.1 流体式可调进气道前体激波控制实验 |
| 6.2.2 攻角及背压的影响 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 结论 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 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 |
（8）鼻锥钝化轴对称高超声速进气道流动特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 目录 |
| 表格索引 |
| 插图索引 |
| 主要符号对照表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 吸气式高超声速飞行器研究项目及进展 |
| 1.2.2 高超声速进气道流动特征概述 |
| 1.2.3 前体钝化对进气道流动影响研究 |
| 1.2.4 鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性分析 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第二章 实验与数值计算方法 |
| 2.1 实验设备及测量方法 |
| 2.1.1 实验设备及运行参数 |
| 2.1.2 测量方法与测量仪器 |
| 2.2 二维超声速流动特征线法 |
| 2.3 CFD计算方法及验证算例 |
| 2.3.1 HB-2标准模型气动力计算 |
| 2.3.2 二维轴对称激波边界层干扰 |
| 2.3.3 轴对称进气道流动模拟 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 鼻锥钝化轴对称进气道设计 |
| 3.1 尖前缘高超声速轴对称进气道前体快速设计概述 |
| 3.2 耦合鼻锥钝化的进气道前体快速设计方法的发展 |
| 3.2.1 耦合设计起始数据线提取方法 |
| 3.2.2 耦合设计方法及设计算例 |
| 3.3 不同前体压缩方式轴对称进气道构型设计及性能对比 |
| 3.3.1 内压缩段设计概述 |
| 3.3.2 不同前体压缩方式轴对称进气道构型设计 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 轴对称进气道流动影响因素考察 |
| 4.1 来流条件及计算分析设置 |
| 4.1.1 来流条件 |
| 4.1.2 计算设置 |
| 4.1.3 气动力及性能参数设置 |
| 4.2 进气道流场结构随来流攻角、马赫数变化规律 |
| 4.2.1 设计马赫数不同攻角来流进气道流场结构 |
| 4.2.2 非设计低马赫数不同攻角来流进气道流场结构 |
| 4.3 轴对称进气道构型工作性能变化规律 |
| 4.3.1 气动力性能 |
| 4.3.2 进气道流动性能 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性影响 |
| 5.1 鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性影响的CFD模拟研究 |
| 5.1.1 鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流场结构影响 |
| 5.1.2 鼻锥钝化尺度对轴对称进气道工作性能的影响 |
| 5.2 鼻锥钝化尺度对轴对称进气道流动特性影响实验研究 |
| 5.2.1 自然转捩实验结果 |
| 5.2.2 部分实验工况强制转捩实验结果 |
| 5.3 鼻锥钝化尺度影响以及流动机理的分析 |
| 5.3.1 无粘钝化激波形状及熵层效应分析 |
| 5.3.2 R3.2mm有攻角实验结果的CFD计算分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 鼻锥钝化轴对称进气道喘振特性 |
| 6.1 激波风洞实验流动分析 |
| 6.2 轴对称进气道非喘振实验 |
| 6.2.1 TR=0.434,隔离段内部无激波串 |
| 6.2.2 TR=0.508,隔离段内部存在不稳定的激波串 |
| 6.3 轴对称进气道喘振实验 |
| 6.3.1 TR=0.659,进气道喘振 |
| 6.3.2 鼻锥钝化尺度、离散粗糙带对喘振流动影响分析 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 研究主要结论 |
| 7.2 研究创新点 |
| 7.3 下一步工作展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 进气道内压缩段型面参数计算 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与取得的研究成果 |
（9）临近空间浮空器热—结构耦合数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 临近空间浮空器飞行环境及其影响 |
| 1.3 临近空间浮空器的优势特点及其关键技术 |
| 1.4 国内外临近空间浮空器发展状况 |
| 1.4.1 平流层飞艇 |
| 1.4.2 高空气球 |
| 1.5 国内外临近空间浮空器热、结构研究进展 |
| 1.6 本文的主要研究内容及结构框图 |
| 第二章 临近空间浮空器热力学建模研究 |
| 2.1 大气模型 |
| 2.2 太阳辐射数学模型 |
| 2.2.1 地球运动与太阳的关系 |
| 2.2.2 太阳在空间的位置 |
| 2.2.3 太阳辐射 |
| 2.3 浮空器蒙皮对流换热数学模型 |
| 2.3.1 空气和氦气的物性参数公式 |
| 2.3.2 浮空器蒙皮外表面对流换热 |
| 2.3.3 浮空器蒙皮内表面对流换热 |
| 2.4 浮空器蒙皮长波辐射换热 |
| 2.5 临近空间浮空器热平衡方程 |
| 2.5.1 平流层飞艇 |
| 2.5.2 高空气球 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 平流层飞艇热力特性研究 |
| 3.1 平流层飞艇热力学模型验证 |
| 3.1.1 蒙皮单元参数计算 |
| 3.1.2 程序原理结构 |
| 3.1.3 模型验证 |
| 3.2 平流层飞艇滞空过程中热特性分析 |
| 3.2.1 结构外形和计算参数 |
| 3.2.2 定点滞空过程中飞艇蒙皮和浮升气体的温度瞬态变化规律 |
| 3.2.3 蒙皮辐射物性对飞艇内部气体温度和蒙皮温差的影响 |
| 3.2.4 周围风速对飞艇浮升气体温度和蒙皮温差的影响 |
| 3.2.5 飞艇姿态角（偏航角和俯仰角）对飞艇浮升气体和蒙皮温差的影响 |
| 3.3 平流层飞艇光伏电池热特性研究 |
| 3.3.1 光伏电池热力学模型 |
| 3.3.2 光伏电池结构模型 |
| 3.3.3 数值计算和分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 膜结构数值模拟研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 膜结构控制方程 |
| 4.2.1 变形描述、应变以及应力度量 |
| 4.2.2 几何方程 |
| 4.2.3 本构关系 |
| 4.2.4 平衡方程 |
| 4.3 膜结构控制方程有限元离散 |
| 4.3.1 三角形薄膜单元基本假设及坐标系的建立 |
| 4.3.2 局部坐标系和整体坐标系的转换矩阵 |
| 4.3.3 三角形单元形函数 |
| 4.3.4 局部坐标系下几何方程 |
| 4.3.5 局部坐标系下的单元平衡方程 |
| 4.3.6 整体坐标系下的单元平衡方程 |
| 4.3.7 单元应力的计算 |
| 4.4 程序研制及验证 |
| 4.4.1 数值分析方法 |
| 4.4.2 程序流程图 |
| 4.4.3 验证算例 |
| 4.5 总结 |
| 第五章 平流层飞艇热-结构数值模拟研究 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 平流层飞艇滞空数学模型 |
| 5.2.1 热力学模型 |
| 5.2.2 几何结构模型 |
| 5.2.3 运动方程 |
| 5.3 平流层飞艇结构分析 |
| 5.4 平流层飞艇热-结构分析 |
| 5.4.1 热-结构耦合计算流程图 |
| 5.4.2 平流层飞艇定点悬停时稳态分析 |
| 5.4.3 平流层飞艇滞空过程中瞬态分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 超压气球热-结构数值模拟研究 |
| 6.1 前言 |
| 6.2 超压气球结构建模 |
| 6.2.1 质量-弹簧阻尼模型 |
| 6.2.2 加强筋受力分析 |
| 6.3 超压气球结构分析 |
| 6.3.1 加强筋对超压气球结构性能的影响 |
| 6.3.2 最大瓣角对超压气球结构性能的影响 |
| 6.3.3 弹性模量对超压气球结构性能的影响 |
| 6.3.4 蒙皮泊松比对超压气球性能的影响 |
| 6.3.5 三种类型超压气球结构性能对比 |
| 6.4 超压气球热力学分析 |
| 6.5 超压气球热-结构分析 |
| 6.5.1 超压气球稳态分析 |
| 6.5.2 超压气球瞬态分析 |
| 6.6 超压气球设计与分析 |
| 6.6.1 内部气体质量要求 |
| 6.6.2 超压气球体积与自身质量（蒙皮质量和加强筋质量）的关系 |
| 6.6.3 最大瓣角的选择 |
| 6.6.4 超压气球体积、质量的估算 |
| 6.6.5 设计思路 |
| 6.7 本章小节 |
| 第七章 总结和展望 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 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 |
（10）可变拓扑结构的非结构动网格生成技术研究及其应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号说明 |
| 1 绪论 |
| 1.1 网格生成方法 |
| 1.1.1 结构网格 |
| 1.1.2 非结构网格 |
| 1.2 动边界问题 |
| 1.2.1 网格变形方法 |
| 1.2.2 切割单元方法 |
| 1.2.3 局部网格重新生成及自适应方法 |
| 1.2.4 嵌套网格 |
| 1.3 多介质流数值模拟方法 |
| 1.3.1 扩散界面方法 |
| 1.3.2 Euler坐标系下的界面捕捉法 |
| 1.3.3 Euler坐标系下的界面追踪方法 |
| 1.3.4 Lagrange方法 |
| 1.3.5 ALE方法 |
| 1.3.6 虚拟流体方法 |
| 1.4 化学反应流 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 2 非结构网格生成方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 Delaunay方法 |
| 2.2.1 Voronoi图和Delaunay三角剖分 |
| 2.2.2 Delaunay三角形的特征 |
| 2.3 Delaunay网格生成过程 |
| 2.3.1 插入边界点形成初始网格 |
| 2.3.2 保证物面完整性 |
| 2.3.3 插入流场内的网格点 |
| 2.4 阵面推进法生成二维非结构网格 |
| 2.4.1 边界曲线离散化 |
| 2.4.2 阵面推进过程 |
| 2.5 三维阵面推进过程 |
| 2.6 数据结构 |
| 2.6.1 链表 |
| 2.6.2 堆结构 |
| 2.6.3 二叉树 |
| 2.7 网格自适应 |
| 2.7.1 模板自适应 |
| 2.7.2 误差探测器 |
| 2.8 网格优化 |
| 2.8.1 网格质量评估 |
| 2.8.2 网格光顺 |
| 2.8.3 边交换技术 |
| 2.8.4 边剔除方法 |
| 2.8.5 三维空间的面和边交换 |
| 2.8.6 网格局部加密 |
| 2.9 小结 |
| 3 可变拓扑结构的动网格生成方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 局部网格重新生成法 |
| 3.3 弹簧近似法 |
| 3.4 边界边的剖分和合并过程 |
| 3.5 拓扑结构改变 |
| 3.5.1 自由边界的拓扑改变 |
| 3.5.2 刚性边界的拓扑改变 |
| 3.6 小结 |
| 4 可变拓扑结构的动网格在含气固界面流动中的应用 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 ALE控制方程及状态方程 |
| 4.3 显式时间离散 |
| 4.4 几何守恒定律 |
| 4.5 空间离散 |
| 4.6 高阶格式 |
| 4.6.1 二阶的Godunov格式 |
| 4.6.2 平面法向量法 |
| 4.6.3 空间插值方法 |
| 4.7 HLLC方法 |
| 4.8 边界条件 |
| 4.9 刚体动力学方程的耦合求解 |
| 4.10 超压和冲量 |
| 4.11 算例 |
| 4.11.1 Riemann问题 |
| 4.11.2 Emery问题 |
| 4.11.3 活塞问题 |
| 4.11.4 缓慢压缩过程 |
| 4.11.5 膛口射流 |
| 4.11.6 气流中圆柱的运动 |
| 4.11.7 高压储气罐的泄漏喷射 |
| 4.11.8 受限空间内爆炸场的模拟 |
| 4.11.9 NACA0012机翼振动 |
| 4.11.10 三维空间爆炸场的模拟 |
| 4.12 小结 |
| 5 可变拓扑结构的动网格在含气液界面的可压缩多介质流中的应用 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 介质界面的描述 |
| 5.3 Rankine-Hogoniot条件 |
| 5.4 基于Riemann解的界面处理方法 |
| 5.4.1 刚性气体Riemann问题解析解 |
| 5.4.2 双波近似方法 |
| 5.5 表面张力的影响 |
| 5.5.1 表面张力的计算 |
| 5.5.2 介质界面的运动 |
| 5.6 改进型虚拟流体方法 |
| 5.7 高维空间拓展 |
| 5.8 非结构网格下的处理过程 |
| 5.9 算例 |
| 5.9.1 二维多介质Riemann问题 |
| 5.9.2 激波诱导氦气泡破碎过程 |
| 5.9.3 激波诱导水圆柱变形过程 |
| 5.9.4 水下爆炸问题 |
| 5.9.5 水中激波诱导气泡破碎过程 |
| 5.10 小结 |
| 6 可变拓扑结构的动网格在含运动边界的化学反应流中的应用 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 多组分系统的化学热、动力学关系 |
| 6.2.1 多组分系统的基本关系式 |
| 6.2.2 多组分系统热力学关系式 |
| 6.2.3 有限速率反应动力学的基本关系式 |
| 6.2.4 温度迭代 |
| 6.3 Newton-Raphson迭代法 |
| 6.4 多组分化学反应流控制方程 |
| 6.5 扩散项的处理方法 |
| 6.5.1 扩散项的离散 |
| 6.5.2 梯度的计算 |
| 6.5.3 多组分系统输运特性 |
| 6.6 时间分裂法 |
| 6.7 算例 |
| 6.7.1 等容燃烧反应过程 |
| 6.7.2 扩散燃烧反应过程 |
| 6.7.3 爆轰波流场的计算 |
| 6.7.4 爆轰波反射的模拟 |
| 6.7.5 激波诱导燃烧 |
| 6.7.6 弹丸出膛过程 |
| 6.7.7 底部排气弹的减阻 |
| 6.8 小结 |
| 7 结论 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 未来展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
四、一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)（论文参考文献）
- [1]双垂直楔内高速气流成像的计算方法研究[D]. 苏福明. 电子科技大学, 2021(01)
- [2]蝶阀流场数值模拟和密封特性研究[D]. 蔡子秋. 东南大学, 2019(06)
- [3]外压式超声速进气道亚临界流动机理与喘振抑制方法研究[D]. 陈昊. 南京航空航天大学, 2019
- [4]RBCC引射模态主火箭与全流道匹配技术研究[D]. 林彬彬. 西北工业大学, 2017(01)
- [5]客机座舱喷嘴送风参数优化及热环境评价[D]. 杜秀媛. 重庆大学, 2017(06)
- [6]带支板环形弯曲管道的流动特性及长度缩减研究[D]. 卜焕先. 南京航空航天大学, 2016(03)
- [7]一类流体式高超声速可调进气道的气动原理及验证研究[D]. 李程鸿. 南京航空航天大学, 2015(07)
- [8]鼻锥钝化轴对称高超声速进气道流动特性研究[D]. 高文智. 中国科学技术大学, 2015(09)
- [9]临近空间浮空器热—结构耦合数值模拟研究[D]. 李小建. 南京航空航天大学, 2013(12)
- [10]可变拓扑结构的非结构动网格生成技术研究及其应用[D]. 邓树升. 南京理工大学, 2013(06)