导读:本文包含了横流不稳定性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:不稳定性,横流,面层,稳定性,机翼,模型,方程。
横流不稳定性论文文献综述
何继阳[1]（2017）在《广义共振机理下分布式表面粗糙度对横流不稳定性的影响》一文中研究指出机翼表面转捩位置的预测是机翼设计的重要参考因素之一。转捩位置的预测依赖于对流动不稳定性及其转捩的理解。已有实验表明微米尺度的分布式表面粗糙度就会大大提前后掠机翼边界层的转捩位置。但迄今尚无较好的理论解释。本文选择Falkner-Skan-Cooke边界层研究分布式表面粗糙度对横流不稳定性的影响,并试图给出理论解释。与现有理论研究不同的是,本文通过表面粗糙度所引起的扰动与横流特征模态之间的共振作用研究了表面粗糙度对横流不稳定性的影响。本文推广了叁波共振和布拉格散射作为共振作用所服从的机理。基于有限雷诺数理论,本文推导了横流特征模态所满足的幅值方程,并通过求解该方程引入两个参量来定量刻画分布式表面粗糙度对横流不稳定性的影响,即增长率修正系数和幅值比。增长率修正系数反映表面粗糙度对横流波增长率的修正,其与粗糙度高度的乘积即为增长率修正量。幅值比表明参与共振的特征模态完全耦合,其幅值须满足一定比例。计算结果表明,当单波数表面粗糙度的波数充分靠近右分支定常中性模态的波数时,增长率修正系数相对较大,且能达到1的量级。在此情况下较小(高度仅为当地边界层厚度的百分之一)的表面粗糙度就有可能根本改变增长率。对于多波数粗糙度,存在着影响特征模态增长率的最危险的尺度。当指数m较大时,总体上增长率修正系数也较大。这意味着横流不稳定性对前缘处的表面粗糙度更加敏感。当表面粗糙度的波数等于右分支定常中性模态的波数时,考虑非平行效应可以计算出相应的边界层响应和增长率修正系数是有限值。(本文来源于《天津大学》期刊2017-12-01）
刘坤坤,阎超,郝子辉[2]（2017）在《后掠机翼的横流不稳定性分析及转捩预测》一文中研究指出后掠机翼边界层的流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而横流失稳是引起后掠机翼边界层转捩的关键因素之一.以NLF(2)-0415翼型为研究对象,采用叁维可压缩Navier-Stokes方程并结合γ-Re_(θt)转捩模式计算了展向无限长后掠机翼的基本流场.由于原始γ-Re~(θt)模式只能预测流向边界层转捩,因此在原始转捩模式中添加横流间歇因子项,进而对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测.计算结果显示,利用改进后γ-Re_(θt)转捩模式预测得到的后掠翼型的转捩位置与实验数据吻合较好,证明了修正的转换模式的合理性和实用性.(本文来源于《气体物理》期刊2017年05期）
杨志洋,罗纪生[3]（2016）在《超音速后掠椭圆柱的横流不稳定性分析》一文中研究指出对于超音速飞行器的翼型设计来说,提高层流边界层的流动稳定性,预测和推迟转捩具有重大意义。在工程中,超音速飞行器一般采用后掠翼,而后掠翼转捩则由横流不稳定性则主导。由于转捩是一个非常复杂的过程,目前还没有非常可靠的方法来预测转捩位置,在工程上比较成功的方法是结合线性稳定性理论的方法。后掠翼的前缘可以近似为椭圆柱,本文采用基于线性稳定性理论的方法分析了迎风轴长度、雷诺数和马赫数的变化对超音速无限展长后掠椭圆柱横流定常涡模态不稳定性的影响,希望能在工程中为后掠翼的前缘设计提供理论参考。本文发现,迎风轴越长雷诺数越大的工况,其横流定常涡模态的不稳定性越强,更可能转捩,且横流定常涡模态不稳定性的强度与雷诺数的大小近似线性的关系。而马赫数越大的工况,其横流定常涡模态的不稳定性越弱,转捩的可能性越小。(本文来源于《第九届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2016-10-20）
戚琼,韩庆[4]（2016）在《基于Spalart-Allmaras-γ-Re_(θt)转捩模型的横流不稳定性转捩预测方法》一文中研究指出传统的应用稳定性理论对横流不稳定性转捩现象的预测很难与现代CFD并行化计算结合,为了解决这个问题,文章基于SA-γ-—Re_(θt)转捩模型,使用不可压叁维边界层相似性解实现横流位移损失厚度Reynolds数在流场中的当地化求解,结合亚音速试验数据-C1准则构建横流不稳定性转捩判据,从而实现了横流不稳定性转捩预测方法的当地化并行求解.首先采用SA-γ-—Re_(θt)转捩模型对NLF(1)-0416翼型进行了流向转捩预测,证实了该模型的正确性.然后应用所建立的横流转捩模型对45°前缘后掠角的NLF(2)-0415无限展长机翼和DLR-F5机翼,以及标准6∶1椭球标模进行了横流不稳定转捩数值模拟,计算结果显示转捩位置均与试验数据吻合较好,证明了文章所建立的方法在不可压边界层转捩预测具有较高的预测精度.(本文来源于《气体物理》期刊2016年03期）
徐家宽,白俊强,乔磊,黄江涛,史亚云[5]（2015）在《横流不稳定性转捩预测模型》一文中研究指出由于Langtry和Menter提出的γ-Reθt边界层转捩模型只能预测流向的边界层转捩现象,因此继续改进该转捩模型使其具有横流不稳定性转捩的预测能力显得非常必要。通过对经典Falkner-Skan-Cooke(FSC)叁维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合Thwaites压力梯度因子与当地后掠角构建的函数关系来求解复杂构型的当地Hartree压力梯度因子βH以及形状因子H12,采用由试验数据标定的C1准则关系式获得横流转捩位移厚度雷诺数,从而建立能够对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测的转捩判据。应用所建模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和变前缘后掠角的DLR-F5机翼以及标准6∶1椭球标模进行了横流不稳定转捩数值模拟,计算结果显示转捩位置均与试验数据吻合较好,证明了该模型的合理性和实用性。(本文来源于《航空学报》期刊2015年06期）
黄章峰,逯学志,于高通[6]（2012）在《后掠机翼的横流不稳定性特性》一文中研究指出对展向无限长,零攻角,来流马赫Mach数0.8,单位雷诺数(Reynolds数)6.79×10~6/m的后掠机翼进行了流动稳性分析,通过求解经典O-S方程,扩展的O-S方程和线性抛物化稳定性方程,分析了其横流不稳定性特性。研究发现无限长后掠机翼在(x,ω)平面上的中性曲线没有下支,在(x,β)平面上的中性曲线呈反拇指的形状,横流不稳定性在机翼前缘占主导作用。当外界扰动进入边界层后,幅值将被直接放大,对于频率相同的扰动,首先是波数β大的增长起来,演化到一定位置开始衰减,然后是波数β小的逐渐增长起来,并且增长的指数N逐步超过波数大的。(本文来源于《第七届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2012-11-12）
左岁寒,杨永,李栋,李悦立[7]（2010）在《后掠翼边界层横流不稳定性的实验研究(英文)》一文中研究指出在西北工业大学的低湍流度风洞中,采用升华法研究有无粗糙带情况下,45°后掠翼叁维边界层内的横流驻波不稳定性及其转捩模式。在未引入人工粗糙带,雷诺数为5.50×105~1.65×106范围内,模型的转捩分界始终为位于最小压力点之后的一条直线,转捩由T-S波触发。当Re≥1.38×106时,对应最不稳定横流驻波的3.5~4.0mm条纹出现在转捩的上游区域,条纹间距与线化稳定性理论的结果吻合。当Re=1.65×106时,实验证实了横流驻波扰动对前缘粗糙度的极度敏感。考虑到抑制最不稳定横流驻波就很有可能抑制后掠翼飞行器上由其主导的转捩,在机翼前缘布置不同间距的粗糙带,研究其对边界层内横流驻波的影响。当Re=1.38×106时,2.5mm间距的粗糙带有效的抑制了3.5~4.0mm最不稳定驻波,该现象为后掠翼上的转捩控制技术提供了一条新思路。此外,当6.0mm、7.0mm和8.0mm的粗糙带被引入时,条纹间隔表现为3.0mm、3.5mm和4.0mm的谐波波长。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2010年05期）
吴永健[8]（2001）在《横流不稳定性实验研究》一文中研究指出本文对承受横流不稳定性的叁维附面层进行了实验研究。重点研究了基频不稳定性扰动的初始增长过程，以及自然条件下与人工高频激励下的高频二次不稳定性扰动发生与发展的一些特性。 在扰动增长的初始阶段，信号的信噪比非常地低，根据相关谱分析方法，应用相干函数，将扰动信号有效地提取出来，测量了初始扰动的增长。得到了不同的来流速度与不同的人工扰动频率与波数下基频初始扰动的增长曲线。 在人工施加非定常基频与定常扰动的自然条件下，对横流控制的高频二次不稳定性进行实验研究。结果表明，高频二次不稳定性在时域上表现为骑在基频波的特定的相位区域。它出现在流向速度型的拐点处，有着非常大的增长率，并造成附面层的转捩。 在人工激励激发基频与定常扰动条件下，施加高频人工激励，研究附面层流流动在高频二次不稳定性扰动的发生与增长过程。实验中发现有两个高频二次不稳定模态出现。其中一个具有很大放大率的模态，位于流向速度型的拐点处，属于惯性不稳定性。该模态的增长率比基频及其谐波要大的多。另一个模态位于附面层的近壁处，属于粘性不稳定。它与基频不稳定性模态的扰动增长率相当。但二者均具有饱和状态的出现。属于拐点不稳定性的高频二次不稳定模态对最后转捩的影响主要体现在与其它扰动的相互作用，并导致出现紊流状态宽带频谱。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2001-07-01）
吴永健,明晓[9]（2001）在《横流不稳定性实验研究中相关谱分析的应用》一文中研究指出在近似等顺压力梯度分布的 4 5°后掠平板上 ,进行了叁维附面层的横流不稳定性实验研究。应用人工激励非定常扰动 ,研究不稳定性模态的增长规律。在扰动增长的初始阶段 ,由于热线测得的信号信噪比相当低 ,本文应用相干函数 ,将扰动信号有效地提取出来 ,测量了初始扰动的增长。对于不同的来流速度与不同的人工扰动频率与波数 ,一系列的实验研究提供了一组初始扰动的增长曲线。(本文来源于《数据采集与处理》期刊2001年01期）
吴永健,明晓[10]（2000）在《横流不稳定性实验中转捩阶段的进一步观察(英文)》一文中研究指出对后掠平板用可控的人工激励激发基频与二次不稳定性 ,研究层流后掠机翼流动导致最后转捩的过程。实验中发现有两个高频二次不稳定模态出现。其中一个为最大放大率的模态 ,位于垂直于壁面的速度型的拐点处 ,属于拐点不稳定性。另一个模态位于附面层的叁分之一处。高频二次不稳定模态的增长比基频及其谐波要大的多 ,但与后者类似具有饱和阶段的出现。高频二次不稳定模态对最后转捩的影响主要体现在与其他扰动的相互作用 ,并导致出现紊流状态宽带频谱。(本文来源于《Transactions of Nanjing University of Aeronautics & Astronau》期刊2000年01期）
横流不稳定性论文开题报告
（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：
后掠机翼边界层的流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而横流失稳是引起后掠机翼边界层转捩的关键因素之一.以NLF(2)-0415翼型为研究对象,采用叁维可压缩Navier-Stokes方程并结合γ-Re_(θt)转捩模式计算了展向无限长后掠机翼的基本流场.由于原始γ-Re~(θt)模式只能预测流向边界层转捩,因此在原始转捩模式中添加横流间歇因子项,进而对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测.计算结果显示,利用改进后γ-Re_(θt)转捩模式预测得到的后掠翼型的转捩位置与实验数据吻合较好,证明了修正的转换模式的合理性和实用性.
（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。
横流不稳定性论文参考文献
[1].何继阳.广义共振机理下分布式表面粗糙度对横流不稳定性的影响[D].天津大学.2017
[2].刘坤坤,阎超,郝子辉.后掠机翼的横流不稳定性分析及转捩预测[J].气体物理.2017
[3].杨志洋,罗纪生.超音速后掠椭圆柱的横流不稳定性分析[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016
[4].戚琼,韩庆.基于Spalart-Allmaras-γ-Re_(θt)转捩模型的横流不稳定性转捩预测方法[J].气体物理.2016
[5].徐家宽,白俊强,乔磊,黄江涛,史亚云.横流不稳定性转捩预测模型[J].航空学报.2015
[6].黄章峰,逯学志,于高通.后掠机翼的横流不稳定性特性[C].第七届全国流体力学学术会议论文摘要集.2012
[7].左岁寒,杨永,李栋,李悦立.后掠翼边界层横流不稳定性的实验研究(英文)[J].空气动力学学报.2010
[8].吴永健.横流不稳定性实验研究[D].南京航空航天大学.2001
[9].吴永健,明晓.横流不稳定性实验研究中相关谱分析的应用[J].数据采集与处理.2001
[10].吴永健,明晓.横流不稳定性实验中转捩阶段的进一步观察(英文)[J].TransactionsofNanjingUniversityofAeronautics&Astronau.2000
论文知识图
