一、高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究（论文文献综述）
李璐[1]（2021）在《基于黑体辐射原理的热流传感器校准方法研究》文中研究表明随着航空航天领域技术的发展,国内外有关飞行器热流测量技术的研究也随之拉开序幕,并逐步成熟起来成为热工测量技术的一个重要分支,特别是该技术对于研究复杂热环境中高超声速飞行器绕流现象有着不可替代的作用。该技术所利用的热流传感器就是用于测量目标物表面的辐射热流密度,不同的环境对其有不同的要求,并且存在各种因素影响传感器的精确度,所以热流传感器的校准对于提高该技术试验中热流测量结果的准确度和可靠性、促进测量技术的标准化是非常重要的。本论文在传统黑体辐射校准技术的基础上加以改进测量方法,利用辐射角系数参数,通过对黑体辐射源温度场及电压的溯源,对校准系统进行验证,并对结果线性拟合。最后对校准系统的可行性、有效性及适用范围进行试验分析,所以对热流传感器的校准方法需要透彻全面的学习与阐述。从两种试验方法的理论部分进行详细说明,以此验证整个系统在不同温度段内的适用性与有效性,从而完成热流传感器的校准试验。整个校准试验的拟合结果及误差表明:在高温段测得的响应特性参数,随校准距离的增大,系统的灵敏度,即响应特性逐渐变小,拟合误差逐渐变大。说明该方法并不适用于高温非均匀区内的热流传感器校准试验,无法完成热流密度的测量。在中温黑体辐射源进行校准实验中,基于改进后的黑体辐射校准技术能够提高系统的响应特性,具有较高的灵敏度,从而能够完成Gardon计的校准试验,满足系统设计要求及可行性,具有较高的有效性及适用性。利用辐射角系数性质能够改进该类实际情况造成的缺陷,弥补了这种非线性结果。
李明,方明,李震乾[2]（2021）在《在稀薄气流中用红外热图测量中低量值热流》文中认为在分析高高空热流测量需求基础上,针对高超声速飞行器稀薄气流地面试验热流量值小等特点,从满足模型壁面定常热流假设和一维半无限大假设条件、减小试验模型侧向导热误差和控制试验模型表面温升等方面分析了试验模型加热时间对热流测量的影响。其次选择较低热扩散系数模型绝热材料、采用瞬变平面热源法提高试验模型材料热物性参数标定精度、采用漫反射补偿等提高发射率测量精度等手段,提高中低量值热流测量精度。最后,在利用薄壁量热法获得模型表面热流时,测量MW/m2量级热流是把热电偶焊接在试验模型内壁面,而用红外热图及测量几kW/m2到几百kW/m2量级热流是测量模型外壁面热流,为了对这三者结果进行比较,在马赫数Ma为12、试验总压P0为4.2 MPa、试验总温T0为700 K的试验状态下,用热电偶与红外热图同时测量了双锥薄壁模型不同点的热流,结果表明:红外测热结果与热电偶测量外壁面结果更接近,热电偶布置在外壁面位置所获得的热流大于布置在内壁面位置所获得的热流,模型加热时间对不同量值热流测量的影响是不同的。
丁浩林[3]（2020）在《（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究》文中研究表明红外成像制导导弹在大气层中以高速（马赫数大于3）飞行时,光学成像窗口附近严重的气动加热不仅会使目标红外信号被淹没,甚至会导致成像窗口损坏。作为一种常用隔热手段,超声速冷却气膜可以有效隔离外部高温主流对窗口的加热作用。只是,冷却气膜和光学窗口外部主流之间相互作用,形成包含激波、边界层、混合层、冷却剂层及其相互干扰的流场结构,进而对探测器成像质量产生影响,引起目标图像出现偏移、抖动、模糊以及能量消减,这种现象统称为气动光学效应。气动光学效应的存在严重影响了成像制导的精度,已经成为高速红外成像光学头罩研制亟待解决的关键技术之一。超声速湍流边界层作为高速光学头罩绕流中的典型结构之一,已经成为气动光学效应研究的重要内容。基于纳米示踪粒子的平面激光散射（Nano-tracer-based Planar Laser Scattering,NPLS）技术具有高时空分辨率的特点,可以实现高速流动精细结构和时间演化过程的有效捕捉。这种技术特点给气动光学效应研究提供很大的便利。基于NPLS技术获取的超声速（马赫3）湍流边界层流动显示结果,对超声速湍流边界层不同区域气动光学效应贡献特点,不同特征尺度湍流结构以及光线入射角度对超声速湍流边界层气动光学效应的影响及内在机理进行了研究。结论充分反映了超声速湍流边界层中大尺度结构在气动光学效应中的主导作用。并且从通用气动光学联系方程出发,结合空间两点互相关分析方法验证了湍流结构各向异性对于不同光线入射角度下气动光学效应的影响。基于NPLS技术获取的高超声速（马赫6）湍流边界层流动显示结果,结合尺度不变特征变换匹配（Scale Invariant Feature Transformation,SIFT）方法对高超声速湍流边界层速度分布数据进行了提取,并且验证了利用该方法提取速度平均分布和脉动分布的可行性。结合空间两点互相关分析方法,研究了不同雷诺数下高超声速湍流边界层内湍流相干结构的空间分布规律。针对不同雷诺数下光线穿过高超声速湍流边界层后的远场分布特性研究结果表明,随着雷诺数的增加,光束的抖动分量增加并不显着,光束的扩散分量增加比较明显。考虑到折射率场厚度变化的影响,通过引入近场修正和构建双远心光路,提高了基于背景纹影（Background Oriented Schlieren,BOS）波前测试精度。利用标准平凸透镜定量评价了改进效果,验证了近场修正的可行性。研究了基于BOS波前测试技术空间分辨率、灵敏度以及动态测试范围的确定方法。明确了互相关质询窗口尺寸以及相互间隔尺寸对于波前重构精度的影响。不同状态和流向位置下超声速气膜气动光学效应研究结果表明:不同位置处,光程差均方根值(OPDrms)与ρ2/ρSL保持了相对较好的线性关系。在相同实验状态下,气动光学效应沿流向先增大后减小。相关结果验证了大孔径近似（Large Aperture Approximation,LAA）原理在相当大的范围内可以利用OPDrms对斯特列尔比（Strehl Ratio,SR）值进行有效的预测。基于KD-01高超声速炮风洞,我们构建了一个可以获取高超声速（马赫6）光学头罩从短曝光到长曝光下波前结果的气动光学效应测试平台。随着曝光时间的增加,低阶泽尼克（Zernike）多项式重构高阶畸变波前的精度逐渐提高,从62.2%提升至88.6%。这意味着曝光时间的增加有助于降低波前空间分布结构的复杂性,原理上可以降低波前自适应校正的难度。随着曝光时间的增加,高阶畸变波前(OPDhigh-order)对应的OPDrms逐渐增大,增加的幅度逐渐减小。与此同时,不同时刻OPDrms的差异逐渐减小,当曝光时间达到499μs时,这种差异接近于零。在不同曝光时间下,LAA原理都可以对SR值实现比较理想的预测。随着曝光时间的增加,成像积分分辨率呈现较明显的下降,最终稳定在1.43R0左右,相比曝光时间6ns时积分分辨率提升了大约30%。在曝光时间为20μs时,在喷流压比（Pressure Ratio of Jet,PRJ）等于零处,瞄视误差（Bore Sight Error,BSE）比较小。随着PRJ的增加,BSE逐渐增加,并且在PRJ=1处BSE存在局部小值。当PRJ>1时,BSE随着PRJ的增加逐渐增加。微型涡流发生器（Micro Vortex Generators,MVGs）的引入实现了对不同PRJ状态下OPDhigh-order的抑制,并且显着改善了波前的稳定性。
陈久芬,凌岗,张庆虎,解福田,许晓斌,张毅锋[4]（2020）在《7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验》文中研究表明为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展,给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据,在中国空气动力研究与发展中心的Φ1m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型,研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49～2.45）×107/m,迎角范围-10°～10°,马赫数5～7,模型头部半径0.05mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布,获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5～7范围内,马赫数增大,尖锥转捩位置提前,分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起;随着单位雷诺数的增大,边界层转捩位置前移,转捩雷诺数保持不变,约为3.0×106;小迎角时,随着迎角的增大,迎风面边界层转捩推迟,背风面边界层转捩前移,在10°大迎角时,迎风区中心线转捩前移,出现迎角"转捩逆转"现象,背风区出现了流动分离导致的低热流条带。
张凤,何康,冯世杰,张佳明,王文瑞,李泉水,路彦珍,刘福海,赵飞,王凤平[5]（2019）在《高超声速风洞Ma=5中劈尖试件的红外测温》文中提出目前,红外测温技术在高温非稳态下的应用研究还不成熟,而红外测温技术的关键在于发射率的准确测量。为了测量高超声速气流下试件的温度,同时采用MCS640高温红外热像仪和GH3030高温合金热电偶对风洞马赫数5（Ma=5）中的超高强度合金结构钢D6AC劈尖试件进行温度测量。首先,通过热电偶和红外热像仪组合的匹配法校正试件的发射率,再设置热像仪的发射率,测得试件驻点的温度变化曲线和试件在不同时刻的热图。实验测得试件驻点的最高温度为2 019.3℃,对分析材料的烧蚀性能和防热结构的可靠性提供了参考。实验证明,该测温方法可以用来测量高超声速风洞中试件的温度。
祝智伟[6]（2019）在《风洞稀薄气动热试验测试技术研究》文中提出随着载人航天工程等国家重大科技专项的实施,临近空间飞行器技术得到快速发展,飞行器在大气稀薄过渡流段的气动加热和热防护问题越来越受关注。高超声速风洞稀薄气动热试验预测是研究上述问题的一项关键手段。对于稀薄气动热风洞试验,主要是在高超声速低密度风洞开展,采用的试验测试技术是红外热图和薄壁量热计测热两种。本文给出了两种试验试技术的数据处理方法,对影响试验测试精度的因素进行了分析,并对红外热图测热试验技术做了改进和完善工作,对薄壁量热计做了结构优化。对于红外热图测热技术的完善,主要完成了以下工作。（1）提出了基于主动适应原则的密封旋转装置和红外光路反射法,解决了大极角测量和模型局部关键位置测量的问题。（2）开展了耐高温红外测热模型材料研究,选取改性聚酰胺作为新的试验模型材料,并对其热物性和发射率值进行了测量分析。（3）利用材料热物性参数分析仪和发射率测量仪,得到准确的材料特性数据,并分析了材料发射率随温度变化的规律。（4）利用红外图像物像映射关系处理软件,完成了红外热图的三维重构。（5）编写了红外测热试验数据处理软件核心程序。对于薄壁量热计测热,针对其侧向导热的影响,本文创新的提出了一种适用于低密度风洞薄壁测热新型变厚度结构。通过有限元分析和飞行试验验证,并与现有技术进行对比分析,证明新结构的量热计可以提高试验有效测量时间,并且初始响应效果更佳,适于长时间风洞试验测量。最后本文通过开展的稀薄气动热风洞试验和飞行试验,对上述试验测试技术改进和传感器结构优化工作的效果进行了验证。试验结果证明本文所开展的研究是有价值的,相应的技术改进和结构优化是有效的。通过本文研究取得了以下研究成果。（1）完善和改进了低密度风洞红外测热试验测试技术,建立了较完整和自主性较强的低密度风洞测热试验体系。（2）创新的提出了变厚度薄壁量热计结构。该结构能使风洞薄壁测热试验的有效测量时间提高70%,并获得更好的初始响应。
朱广生,聂春生,曹占伟,袁野[7]（2019）在《气动热环境试验及测量技术研究进展》文中进行了进一步梳理地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。
牛海波[8]（2018）在《高超声速三角翼及圆锥边界层转捩实验研究》文中研究说明边界层转捩是高超声速飞行器设计过程中必须考虑的一个重要因素,对飞行器的热防护与气动性能优化有重要作用。三角翼和圆锥是高超声速飞行器常用的基础外形,因此,对高超声速三角翼及圆锥边界层转捩研究则具有重要价值。本文使用温敏漆（Temperature Sensitive Paints,TSP）技术、基于纳米示踪的平面激光散射技术（Nano-tracer Planar Laser Scattering,NPLS）技术、脉动压力测试技术,多种手段相结合,对不同雷诺数、攻角状态,高超声速三角翼和圆锥边界层转捩进行了实验研究。首先搭建了TSP系统,利用该系统可以直观地反映边界层转捩阵面以及近壁区的流动现象,详细说明了TSP系统的原理、硬件选择以及使用方法。对高超声速静音风洞的运行参数及静音流场的实现进行了简要介绍;随后介绍了NPLS技术与脉动压力测试技术。利用所开发的TSP技术和与实验室现有的NPLS技术对三角翼边界层转捩进行了实验研究。利用TSP技术得到了边界层转捩阵面的位置及形状,得到了攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律。利用NPLS技术,观测到了三角翼近壁区展向和流向精细流场结构,对TSP实验结果进行了解释,并揭示了边界层转捩的过程中三角翼边界层的发展情况以及三角翼背风面的流动结构。利用TSP技术、NPLS技术以及脉动压力测试技术对头部半径为1.5mm的圆锥在高超声速条件下的边界层转捩进行了实验研究。得到了圆锥迎风面边界层转捩阵面的“V型分布”,以及背风面明显的横流与流动再附、脱体涡现象。之后通过三种技术手段相互验证,探测得到了横流的存在。
李志辉,梁杰,李中华,李海燕,吴俊林,戴金雯,唐志共[9]（2018）在《跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究》文中进行了进一步梳理针对回收类航天器（返回舱）再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法（GKUA）、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较,证实统一算法在高稀薄流区,与DSMC吻合很好;在连续流区,与（滑移）N-S解算器相一致;在中间过渡带,与N-S/DSMC耦合算法相容;具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望,揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。
王庆洋,丛堃林,刘丽丽,陆宏志,徐胜金[10]（2017）在《临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状》文中认为临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状,分析了研究的发展趋势,并分别从工程计算、数值仿真以及实验研究3个方面介绍了高超声速飞行器气动力及气动热的研究技术和方法.
二、高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究（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、高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究（论文提纲范文）
（1）基于黑体辐射原理的热流传感器校准方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 选题背景及意义 |
| 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 本课题的主要研究内容与章节安排 |
| 2 热流测量技术的基础知识 |
| 2.1 传热的基本方式及原理 |
| 2.1.1 导热 |
| 2.1.2 对流换热 |
| 2.1.3 热辐射 |
| 2.2 黑体辐射的基本定律 |
| 2.2.1 维恩位移定律 |
| 2.2.2 普朗克定律 |
| 2.2.3 斯蒂芬-玻尔兹曼定律 |
| 2.3 热流测量技术 |
| 2.3.1 基于半无限大体假设原理 |
| 2.3.2 热图测量热流技术原理 |
| 2.3.3 红外热图测量原理 |
| 2.4 热流计 |
| 2.5 Gardon计 |
| 2.5.1 Gardon计结构 |
| 2.5.2 工作原理 |
| 2.5.3 使用注意事项 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 辐射传热的角系数 |
| 3.1 角系数的定义及计算假定 |
| 3.2 角系数的性质 |
| 3.2.1 角系数的相对性 |
| 3.2.2 角系数的完整性 |
| 3.2.3 角系数的可加性 |
| 3.3 角系数的计算方法 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 热流测试系统校准方法 |
| 4.1 直接标定法 |
| 4.2 比较标定法 |
| 4.3 影响测量精度的因素 |
| 4.4 黑体辐射标定技术 |
| 4.4.1 黑体辐射校准技术原理 |
| 4.4.2 校准系统组成 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 热流传感器校准试验与数据分析 |
| 5.1 热流测试系统校准 |
| 5.1.1 校准试验 |
| 5.1.2 校准试验原理 |
| 5.1.3 校准系统组成 |
| 5.2 不同距离的校准特性研究 |
| 5.2.1 校准试验 |
| 5.2.2 校准试验结果及分析 |
| 5.3 腔内校准特性研究 |
| 5.3.1 校准实验 |
| 5.3.2 校准试验结果及分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间发表的论文及所取得的研究成果 |
| 致谢 |
（3）（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 气动光学基础理论 |
| 1.1.2 气动光学效应研究进展 |
| 1.1.3 高速光学头罩研究模型构建 |
| 1.2 高速光学头罩气动光学效应相似准则研究 |
| 1.2.1 基于Π定理的光学头罩气动光学效应相似准则研究 |
| 1.2.2 飞行状态参数对于光学头罩气动光学效应的影响 |
| 1.2.3 光学参数对于光学头罩气动光学效应的影响 |
| 1.3 典型流动结构气动光学效应研究 |
| 1.3.1 混合层 |
| 1.3.2 湍流边界层 |
| 1.3.3 激波 |
| 1.4 气动光学光学效应抑制方法研究 |
| 1.5 小结 |
| 第二章 试验设备及相关测试技术 |
| 2.1 测试技术及方法 |
| 2.1.1 NPLS技术 |
| 2.1.2 BOS技术 |
| 2.2 风洞设备 |
| 2.2.1 100mm×120mm超声速直连风洞 |
| 2.2.2 260mm×260mm高超声速直连风洞 |
| 2.2.3 高超声速炮风洞 |
| 2.3 小结 |
| 第三章 超声速湍流边界层气动光学效应研究 |
| 3.1 超声速湍流边界层实验模型 |
| 3.2 测试结果可靠性验证 |
| 3.3 气动光学联系方程在超声速湍流边界层中的应用 |
| 3.4 超声速湍流边界层气动光学效应分布规律研究 |
| 3.4.1 边界层内不同区域对气动光学效应的贡献 |
| 3.4.2 不同特征尺度湍流结构对气动光学效应的影响 |
| 3.4.3 不同光线入射角度对于气动光学效应的影响 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 高超声速湍流边界层气动光学效应研究 |
| 4.1 高超声速湍流边界层实验模型 |
| 4.2 基于SIFT算法的高超声速湍流边界层速度场测试技术 |
| 4.2.1 基于SIFT算法的速度获取方法 |
| 4.2.2 SIFT算法特征点匹配精度测试 |
| 4.2.3 高超声速湍流边界层速度测试结果分析与校验 |
| 4.3 雷诺数对高超声速湍流边界层相干结构的影响 |
| 4.4 高超声速湍流边界层气动光学效应分布规律研究 |
| 4.4.1 高超声速湍流边界层密度分布特征 |
| 4.4.2 雷诺数对高超声速湍流边界层气动光学效应的影响 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 超声速气膜气动光学效应研究 |
| 5.1 超声速气膜气动光学效应实验装置 |
| 5.1.1 超声速气膜实验模型 |
| 5.1.2 超声速气膜气动光学效应测试平台 |
| 5.2 基于近场背景纹影的波前测试技术 |
| 5.2.1 基本原理 |
| 5.2.2 空间分辨率、灵敏度与动态测试范围分析 |
| 5.2.3 近场校正结果验证与分析 |
| 5.3 互相关质询窗口设置对于波前重构精度的影响 |
| 5.4 不同位置和状态下超声速气膜气动光学效应研究 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 高超声速光学头罩气动光学效应研究 |
| 6.1 高超声速光学头罩实验装置 |
| 6.1.1 高超声速光学头罩实验模型 |
| 6.1.2 高速光学头罩气动光学效应测试平台 |
| 6.2 曝光时间对于气动光学效应的影响 |
| 6.2.1 高超声速光学头罩瞬态波前分布及初步分析 |
| 6.2.2 OPD结果分析及Zernike多项式分解 |
| 6.2.3 曝光时间对高超声速光学头罩成像质量的影响 |
| 6.3 高超声速光学头罩气动光学效应抑制初步研究 |
| 6.3.1 有/无流动控制下瞄视误差(BSE)与喷流压比(PRJ)之间的关系 |
| 6.3.2 有/无流动控制下气动光学波前高阶畸变与PRJ之间的关系 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 符号表 |
| 附录B 缩略词表 |
（4）7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 实验设备及测量方法 |
| 1.1 风洞 |
| 1.2 红外测量方法 |
| 2 实验模型及实验状态 |
| 3 实验结果 |
| 3.1 不同来流马赫数实验 |
| 3.2 变雷诺数实验 |
| 3.3 变迎角实验 |
| 4 结论 |
（6）风洞稀薄气动热试验测试技术研究（论文提纲范文）
| 中文摘要 |
| 英文摘要 |
| 主要符号表 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 稀薄气动热试验研究国内外现状 |
| 1.2.2 高超声速风洞气动热测试技术国内外现状 |
| 1.2.3 高超声速低密度风洞测试技术国内外现状 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 1.4 本章小结 |
| 2 稀薄气动热试验测试技术研究 |
| 2.1 红外测热试验技术研究 |
| 2.1.1 红外测热试验方法 |
| 2.1.2 影响测试精度的因素 |
| 2.1.3 红外测热试验技术完善 |
| 2.2 薄壁量热计试验技术研究 |
| 2.2.1 薄壁量热计试验方法 |
| 2.2.2 影响测试精度的因素 |
| 2.2.3 变厚度薄壁量热计研究 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 稀薄气动热试验 |
| 3.1 风洞试验设备 |
| 3.1.1 Φ0.3 米高超声速低密度风洞 |
| 3.1.2 红外热像仪 |
| 3.1.3 模型快速送进装置 |
| 3.1.4 黑体面源 |
| 3.1.5 彩色纹影系统 |
| 3.1.6 辉光放电装置 |
| 3.1.7 红外光学窗口 |
| 3.1.8 其它测试仪器 |
| 3.2 低密度风洞运行原理及试验流程介绍 |
| 3.2.1 低密度风洞运行原理 |
| 3.2.2 气动热试验流程介绍 |
| 3.2.3 试验状态参数选取 |
| 3.2.4 试验流场校测 |
| 3.3 风洞稀薄气动热试验 |
| 3.3.1 球柱标模风洞试验 |
| 3.3.2 XX模型风洞试验 |
| 3.3.3 XX模型飞行试验 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 总结 |
| 4.1 当前工作总结 |
| 4.2 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 学位论文数据集 |
| 致谢 |
（7）气动热环境试验及测量技术研究进展（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 临近空间高超声速飞行器气动热环境特性分析 |
| 1.1 飞行器外形特征 |
| 1.2 飞行剖面特性 |
| 1.3 边界层转捩特性 |
| 1.4 气动热环境特性 |
| 2 地面风洞气动热环境测量 |
| 2.1 气动热环境地面试验关键模拟参数 |
| 2.2 风洞试验设备 |
| 2.3 风洞试验气动热测量技术 |
| 3 飞行试验气动热环境测量 |
| 3.1“内置式”热流测量技术 |
| 3.2“嵌入式”热流测量技术 |
| 4 结论 |
（8）高超声速三角翼及圆锥边界层转捩实验研究（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 高超声速边界层转捩研究现状 |
| 1.3 三角翼边界层转捩及流场结构研究现状 |
| 1.3.1 亚、跨、超声速三角翼流场结构研究现状 |
| 1.3.2 高超声速三角翼边界层转捩及流场结构研究现状 |
| 1.4 圆锥边界层转捩研究现状 |
| 1.4.1 0°攻角钝度对圆锥边界层转捩的影响 |
| 1.4.2 攻角对带钝度圆锥边界层转捩的影响 |
| 1.4.3 带攻角圆锥横流研究进展 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 试验设备及相关测量技术 |
| 2.1 温敏漆(TSP)实验技术数据处理方法研究 |
| 2.1.1 TSP技术原理 |
| 2.1.2 TSP系统硬件选择及实验方法 |
| 2.1.3 TSP热流计算方法 |
| 2.1.4 TSP技术初步应用 |
| 2.2 高超声速静音风洞 |
| 2.3 NPLS流场精细测试技术 |
| 2.4 脉动压力测试技术 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 高超声速三角翼边界层转捩实验研究 |
| 3.1 三角翼实验模型及实验参数 |
| 3.2 基于TSP的三角翼边界层转捩研究 |
| 3.2.1 0°攻角三角翼边界层转捩 |
| 3.2.2 攻角对三角翼边界层转捩的影响 |
| 3.2.3 雷诺数对三角翼边界层转捩的影响 |
| 3.3 基于NPLS的三角翼边界层流场精细结构 |
| 3.3.1 0°攻角三角翼边界层流场精细结构 |
| 3.3.2 迎风面三角翼边界层流场精细结构 |
| 3.3.3 背风面三角翼流场精细结构 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 高超声速圆锥边界层转捩实验研究 |
| 4.1 圆锥实验模型及实验参数 |
| 4.2 基于TSP的球锥边界层转捩实验研究 |
| 4.2.1 0°攻角边界层转捩 |
| 4.2.2 10°攻角圆锥边界层转捩及流场结构分析 |
| 4.3 基于NPLS的圆锥流场精细结构 |
| 4.3.1 0°攻角圆锥流场精细结构 |
| 4.3.2 10°攻角圆锥流场精细结构 |
| 4.4 脉动压力功率谱结果 |
| 4.5 横流模态发展特性研究 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 全文总结与创新点 |
| 5.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（9）跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 Boltzmann方程可计算建模气体动理论统一算法 |
| 1.1 方法介绍 |
| 1.2 算法验证 |
| 1.3 含转动非平衡效应的统一算法计算验证 |
| 1.4 含热力学振动能激发的Boltzmann模型方程统一算法计算验证与分析 |
| 2 跨流域空气动力学模拟方法 |
| 2.1 稀薄流区DSMC方法 |
| 2.2 连续/近连续流区 (滑移) N-S解算器 |
| 2.3 近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法 |
| 2.4 返回舱模型低密度风洞测力技术 |
| 3 跨流域空气动力学模拟方法验证分析平台 |
| 4 结论 |
（10）临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状（论文提纲范文）
| 引言 |
| 1 高超声速气动力/热工程计算 |
| 1.1 气动力工程计算 |
| 1.1.1 无黏气动力计算方法 |
| (1) Newton流模型 |
| (2) 切楔法/切锥法 |
| (3) Dahlem-Buck法 |
| 1.1.2 黏性阻力的计算方法[4] |
| 1.2 气动热工程计算 |
| 1.2.1 零攻角轴对称简单外形飞行器 |
| (1) 驻点热流的计算 |
| (2) 非驻点热流的计算 |
| 1.2.2 有攻角并带有翼/舵的复杂外形飞行器 |
| (1) 小宽厚比飞行器计算 |
| (2) 大宽厚比飞行器计算 |
| 2 高超声速气动力/热数值仿真 |
| 2.1 高空稀薄流效应对数值仿真计算的影响 |
| 2.1.1 连续流动的气动热数值计算 |
| 2.1.2 稀薄流区的数值模拟 |
| 2.1.3 过渡流区域的数值模拟 |
| (1) 滑移边界条件的CFD算法 |
| (2) 基于Boltzmann方程跨流域高超声速统一算法 |
| (3) CFD/DSMC耦合算法 |
| 2.2 网格/湍流模式对数值仿真计算影响 |
| 2.3 化学非平衡流效应对数值计算的影响 |
| 3 高超声速气动力/热实验研究 |
| 3.1 实验研究基础条件及存在问题 |
| 3.2 气动力的实验测量 |
| 3.3 气动热的实验测量 |
| 4 发展展望 |
四、高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究（论文参考文献）
- [1]基于黑体辐射原理的热流传感器校准方法研究[D]. 李璐. 中北大学, 2021(09)
- [2]在稀薄气流中用红外热图测量中低量值热流[J]. 李明,方明,李震乾. 红外与激光工程, 2021(04)
- [3]（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究[D]. 丁浩林. 国防科技大学, 2020(01)
- [4]7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验[J]. 陈久芬,凌岗,张庆虎,解福田,许晓斌,张毅锋. 实验流体力学, 2020(01)
- [5]高超声速风洞Ma=5中劈尖试件的红外测温[J]. 张凤,何康,冯世杰,张佳明,王文瑞,李泉水,路彦珍,刘福海,赵飞,王凤平. 中国测试, 2019(07)
- [6]风洞稀薄气动热试验测试技术研究[D]. 祝智伟. 重庆大学, 2019(01)
- [7]气动热环境试验及测量技术研究进展[J]. 朱广生,聂春生,曹占伟,袁野. 实验流体力学, 2019(02)
- [8]高超声速三角翼及圆锥边界层转捩实验研究[D]. 牛海波. 国防科技大学, 2018(01)
- [9]跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究[J]. 李志辉,梁杰,李中华,李海燕,吴俊林,戴金雯,唐志共. 空气动力学学报, 2018(05)
- [10]临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状[J]. 王庆洋,丛堃林,刘丽丽,陆宏志,徐胜金. 气体物理, 2017(04)