导读:本文包含了超声速进气道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:超声速,气道,声速,性能,可调,对称性,肩部。
超声速进气道论文文献综述
张红军,朱志斌,尚庆,刘智勇,沈清[1]（2019）在《锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟》一文中研究指出为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在叁级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。(本文来源于《航空学报》期刊2019年10期）
阳未,谢文忠[2]（2019）在《喉道处泄流对超声速进气道性能影响研究》一文中研究指出针对一种二元超声速变几何进气道在马赫4.0工作状态下,对其进行了二维数值仿真,研究了在进气道喉道处泄流,对该超声速变几何进气道的流场结构及性能的影响。通过研究发现,在本文所研究的变几何进气道来流条件下,单独在进气道喉道处上壁面或者是下壁面采取泄流控制,都会进一步增大进气道上下壁面间的非对称性,从而降低了结尾激波的稳定裕度。但同时在进气道上壁面和下壁面采用泄流控制时,能够明显提高结尾激波的稳定裕度,进而提高进气道的整体气动性能。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
程林,杨晓强,贺强[3]（2019）在《超声速客机轴对称气动可调进气道流场特性仿真研究》一文中研究指出设计了一种依靠进气道内通道高压气流进行流体控制的轴对称超声速客机可调进气道,文章给出了进气道的具体设计参数。而后运用Fluent软件进行流场仿真分析,得到了进气道工作范围(马赫数4-6)内7种工况的工作特性,并与传统不可调轴对称超声速进气道进行对比,综合评价其性能收益。结果表明:该轴对称流体式可调进气道在低于设计马赫数时,进气道主要性能参数(总压恢复系数及流量系数)相较传统定几何不可调进气道均有较大的提升,对进气道低速性能提升明显。(本文来源于《科技创新与应用》期刊2019年19期）
贾轶楠,张启帆,仝晓通,岳连捷,张新宇[4]（2019）在《内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究》一文中研究指出为了探究进气道肩部膨胀扇以及不同压缩方式对进气道自起动性能的影响,结合具体的进气道构型,针对不同的压缩角、边界层厚度开展了马赫数4.0级的风洞试验研究。结果表明:在不起动分离区同侧的膨胀扇会对当地气流加速,降低局部压强,进而对压缩激波较强时的进气道自起动过程有明显改善。而唇罩分级压缩对二元进气道的自起动能力也有提高效果。此外,对比侧压模型与顶压模型的试验结果发现,边界层厚度对侧压模型自起动性能的影响趋势与顶压式存在明显的差异。与此同时,当自起动受限于几何喉道的进气道构型,压缩方式对进气道自起动性能的影响不明显,但是对于由压缩激波-边界层干扰诱导分离区形成的气动喉道决定能否起动的进气道,侧压方式有利于提高进气道的自起动性能。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年03期）
徐尚成,王翼,苏丹,范晓樯,王振国[5]（2019）在《迎角变化引起的高超声速进气道起动迟滞现象试验研究》一文中研究指出高超声速进气道在起动过程中存在迟滞现象,起动迟滞对发动机的工作范围有重要影响。以一种Bump/前体一体化进气道为研究对象,通过试验和数值仿真结合的方法,研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象。试验在国防科技大学LF-220自由射流风洞中进行,来流条件Ma=5.0,采用蓄热式加热器对上游气流进行加热,稳定段总压1.59MPa,试验段静温91.67K。试验模型由底座、进气道前体前锥、进气道前体后锥和唇罩4部分组成,模型总长度285mm。采用PSI压力传感器对模型壁面压力进行测量,采样频率为100Hz。试验成功捕捉到进气道随迎角变化由不起动转化为起动的动态过程。研究表明,高超声速进气道随迎角变化存在明显的迟滞现象。试验获得进气道自起动迎角为-1.3°,而进气道自不起动迎角大于10°。在进气道自起动/自不起动过程的研究中发现,随着进气道流动状态的不同,迎角和大尺度分离区交替主导流量变化。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年03期）
赵有喜,谢旅荣,汪昆,段旭,张兵[6]（2019）在《一种超声速进气道侧壁面流场控制研究》一文中研究指出为改善二元超声速进气道前体激波与侧壁面边界层干扰问题,提出了一种在侧壁开泄流气缝的流场控制方法并进行了数值仿真验证,然后研究了侧壁面开缝的宽度、位置、角度等典型几何参数对进气道性能的影响规律。结果表明:设计马赫数下侧壁开缝使进气道唇口角区处的溢流明显减小,进气道内通道进口流场得到改善,进气道流量系数提高2.27%,喉道截面总压恢复系数提高3.37%;在非设计状态下,进气道性能也有一定的改善。典型几何参数研究结果表明,当侧壁开缝位置位于前体斜激波位置(L=-1.4～-0.21)、开缝宽度为0.85～1.10倍当地边界层厚度时,对进气道性能的改善效果最佳,而开缝的角度影响并不明显。(本文来源于《推进技术》期刊2019年12期）
代珂,郭峰,朱剑锋,尤延铖[7]（2019）在《基于DMD方法的超声速进气道喘振特性分析》一文中研究指出采用非定常数值仿真方法对典型超声速进气道的喘振现象进行了研究,并引入动力模态分解(DMD)方法对小喘和大喘流动特性进行了分析,获取了小喘及大喘的流场振荡特征,其中DMD得到的1阶模态反映了时均流场特征、2阶模态反映了主频振荡流场特性。在此基础上,针对小喘与大喘的相互关系进行了研究,结果表明:进气道内小喘流动包含大喘的流场振荡特性,小喘状态是进气道由不喘到大喘状态的中间状态,由小喘向大喘演化过程中,进气道内一些流动特征逐渐减弱并趋于稳定收敛,大喘的流场结构整体上比小喘状态更为稳定。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年05期）
武亚君,朱守梅,崔佃飞[8]（2019）在《超声速无隔道进气道应用前景的初步研究》一文中研究指出随着飞行速度的不断提高,工程中对飞行器包络约束和减阻减重提出了更高的要求,为满足当前工程应用中的迫切需求,以一有隔道进气道为研究背景,对无隔道进气道于超声速领域的应用前景进行初步探索。主要开展了传统和新型两型无隔道进气道的设计研究工作,通过数值计算的方法得到其气动性能和阻力性能的收益变化(传统无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.5下总压恢复系数下降5%～7%,额定及超额定状态下减阻约13%～21%;新型无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.0总压恢复系数下降2.8%～6.5%,Ma3.5下提升2%,Ma2.2～Ma3.5飞行器减阻约2%～10%),并对其工作机理及流场结构进行了详细的分析,以此给出了工程应用的合理化建议:(1)传统无隔道进气道应选取低马赫数作为设计点,避免其处于亚额定状态工作,以保证获取较好的阻力性能。(2)新型无隔道进气道适用于Ma3量级的超声速领域,具有良好的气动与阻力性能。(本文来源于《推进技术》期刊2019年09期）
杨帆,李小林,刘小波,傅建明[9]（2019）在《基于特征线理论的超声速进气道压缩面设计研究》一文中研究指出基于有旋特征线理论开发了特征线程序,通过指定压缩面沿程参数变化规律,得到了满足指定压缩规律的进气道前体压缩面。对不同压缩规律的影响进行了分析,并进行了策略选择。分析结果表明:特征线法可高效指导超声速进气道压缩面设计;采用分段设计策略可得到高总压恢复系数和高增压比的压缩面,同时后段压力梯度大幅下降,有利于附面层稳定,出口截面参数分布更为均匀;采用马赫数叁次曲线压缩规律也可以降低出口的压力梯度,提高叁次曲线拐点处的马赫数梯度可以增大压缩效果,但如果预设的出口壁面马赫数较低,则增大拐点处的马赫数梯度可能会使得出口截面的总压恢复系数下降。(本文来源于《空天防御》期刊2019年01期）
陀明朗,周丹杰,任坦,东海宁,何承军[10]（2018）在《进气道吸除槽对超声速飞行器气动性能影响的研究》一文中研究指出在超声速飞行器进气道内布置吸除槽可显着改善进气道在非设计点的流动壅塞状况,同时降低溢流阻力,提高进气道总压恢复系数和起动特性,拓宽工作马赫数范围。为提高某超声速飞行器在宽速域下的气动性能,本文改进了超声速进气道的吸除槽方案,通过求解雷诺平均N-S方程,采用标准k-ε湍流模型,在近壁区使用壁面函数处理,研究了吸除槽的出口位置、出口形状、开槽角度对超声速飞行器的气动性能的影响规律。数值模拟结果表明,在保证进气道性能的前提下,通过将吸除槽出口偏置到机翼下表面、改变吸除槽开槽角度等措施能改变飞行器表面流场结构,降低平飞阻力系数,提高巡航状态升阻比,改善气动性能。其中,逆流向的吸除槽可以实现"自适应"的控制效果,对飞行器气动性能提高较大。(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）
超声速进气道论文开题报告
（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：
针对一种二元超声速变几何进气道在马赫4.0工作状态下,对其进行了二维数值仿真,研究了在进气道喉道处泄流,对该超声速变几何进气道的流场结构及性能的影响。通过研究发现,在本文所研究的变几何进气道来流条件下,单独在进气道喉道处上壁面或者是下壁面采取泄流控制,都会进一步增大进气道上下壁面间的非对称性,从而降低了结尾激波的稳定裕度。但同时在进气道上壁面和下壁面采用泄流控制时,能够明显提高结尾激波的稳定裕度,进而提高进气道的整体气动性能。
（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。
超声速进气道论文参考文献
[1].张红军,朱志斌,尚庆,刘智勇,沈清.锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟[J].航空学报.2019
[2].阳未,谢文忠.喉道处泄流对超声速进气道性能影响研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[3].程林,杨晓强,贺强.超声速客机轴对称气动可调进气道流场特性仿真研究[J].科技创新与应用.2019
[4].贾轶楠,张启帆,仝晓通,岳连捷,张新宇.内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究[J].实验流体力学.2019
[5].徐尚成,王翼,苏丹,范晓樯,王振国.迎角变化引起的高超声速进气道起动迟滞现象试验研究[J].实验流体力学.2019
[6].赵有喜,谢旅荣,汪昆,段旭,张兵.一种超声速进气道侧壁面流场控制研究[J].推进技术.2019
[7].代珂,郭峰,朱剑锋,尤延铖.基于DMD方法的超声速进气道喘振特性分析[J].航空动力学报.2019
[8].武亚君,朱守梅,崔佃飞.超声速无隔道进气道应用前景的初步研究[J].推进技术.2019
[9].杨帆,李小林,刘小波,傅建明.基于特征线理论的超声速进气道压缩面设计研究[J].空天防御.2019
[10].陀明朗,周丹杰,任坦,东海宁,何承军.进气道吸除槽对超声速飞行器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
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