导读:本文包含了激波风洞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:风洞,激波,喷管,声速,气体,效应,脉冲。
激波风洞论文文献综述
卢洪波,陈星,谌君谋,易翔宇,李辰[1]（2019）在《新建高焓激波风洞Ma=8飞行模拟条件的实现与超燃实验》一文中研究指出针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题,基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞,进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试,获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件,实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.在此基础上,研发了匹配的氢燃料供应及喷注时序控制系统,设计了超燃冲压发动机模型,开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验,获得了氢气燃料与空气、氮气超声速气流耦合流动作用下的实验模型壁面压力数据.在当量比近似一致条件下,空气来流对应的燃烧室壁面压力明显高于氮气来流情况,表明氢气在1 ms有效实验时间内完成了与超声速空气来流的混合、点火与燃烧,获得燃烧释热特性,确认了在FD-21高能脉冲风洞开展高Mach数超燃实验是切实可行的,为后续研究奠定了良好的基础.(本文来源于《气体物理》期刊2019年05期）
姚轩宇,王春,喻江,苑朝凯,姜宗林[2]（2019）在《JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究》一文中研究指出针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用叁维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.(本文来源于《气体物理》期刊2019年05期）
王晓朋,张陈安,翟建,王发民,叶正寅[3]（2019）在《乘波布局高焓激波风洞测热试验研究》一文中研究指出以钝化锥导乘波体为研究对象,开展了高焓激波风洞测热试验以及高温化学非平衡气动加热数值验证,对乘波布局滑翔飞行器前缘线和下壁面热流分布特征进行了研究。结果表明:乘波布局飞行器表面热流主要集中于头部驻点及其附近的前缘小范围区域内;在0°～6°的迎角范围内,迎角的改变基本不会对前缘线热流产生太大影响,但会导致下壁面热流明显增加;而侧滑角即使在0°～4°的范围内变化,也将导致前缘线迎风一侧热流明显增加。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年04期）
唐蓓,汪运鹏,姜宗林[4]（2019）在《大尺度高焓激波风洞喷管设计研究》一文中研究指出激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过迭加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.(本文来源于《中国科学:物理学 力学 天文学》期刊2019年07期）
李强,江涛,陈苏宇,常雨,赵磊[5]（2019）在《激波风洞边界层转捩测量技术及应用》一文中研究指出高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心2m激波风洞(FD-14A)马赫数10、单位雷诺数1.2×107/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。(本文来源于《航空学报》期刊2019年08期）
吴宁宁,康宏琳,罗金玲[6]（2019）在《高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究》一文中研究指出高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2019年01期）
刘美宽,韩桂来,姜宗林[7]（2019）在《JF12复现激波风洞平板边界层转捩实验研究》一文中研究指出高超声速边界层转捩是制约高超声速科技发展的基础科学问题之一。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多,研究人员对于转捩过程的认识并不透彻,阻碍了先进高超声速飞行器的设计。1.1数值模拟文章采用高精度格式求解二维Navier-Stokes方程,研究平板边界层的基本规律,分别应用五阶WENO格式离散对流项、六阶中心差分格式离散粘性项,时间推进采用叁(本文来源于《北京力学会第二十五届学术年会会议论文集》期刊2019-01-06）
谌君谋,陈星,毕志献,马汉东[8]（2018）在《高焓激波风洞试验技术综述》一文中研究指出高焓激波风洞是研究高温真实气体效应主要的地面模拟设备,基于高焓激波风洞发展的试验技术主要包括驱动技术、流场检测技术和测试技术。决定试验段所能达到的总焓和总压水平的驱动技术,主要包括变截面驱动、多段驱动、轻质气体驱动和加热轻质气体驱动;高焓激波风洞驻室温度高,导致激波管末端和喉道等内流道产生烧蚀并对流场带来污染,并且在高温条件下气体分子发生离解甚至电离,导致试验分析困难;确定试验段自由来流参数和有效时间以及污染气体推迟的流场检测技术,是开展风洞试验的前提条件;高焓激波风洞总焓和总压高,有效试验时间毫秒量级,对测试技术提出了更高的要求。本文综述相关技术的研究进展,重点介绍了气动热/气动力以及流场物理化学参数的测试技术,指出进一步的技术发展方向,以期为大型高焓激波风洞的发展与应用提供参考。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2018年04期）
李祝飞,杨基明[9]（2018）在《激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响》一文中研究指出由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。(本文来源于《推进技术》期刊2018年03期）
陈星,毕志献,谌君谋,李辰,宋可清[10]（2017）在《一座新型大尺寸高焓激波风洞调试进展》一文中研究指出中国航天空气动力技术研究院建成的高焓激波风洞是一座自由活塞驱动的2m量级大型激波风洞(FD-21风洞),能够产生高焓、高马赫数的试验气流和模拟飞行环境中的真实气体效应,缩小我国在高焓地面模拟设备方面与国外的差距。FD-21风洞有叁种设计运行模式,分别是常规激波风洞运行、高焓激波风洞运行和长时间运行模式。目前,常规激波风洞运行模式已经完成调试,高焓激波风洞运行模式已经完成重活塞对氦氩混合气体的压缩。高焓激波风洞的重活塞在压缩管中运行时,速度高于300m/s,产生巨大的动能,对风洞设备的安全提出严峻的挑战。风洞调试依照调制运行的方法,既能提高自由活塞驱动性能,同时保障风洞设备的安全。在建设和调试过程中,克服了重活塞发射、大口径压缩管加工和密封、活塞止停、全浮动风洞支撑等工程技术难点,保证了风洞调试的顺利完成。(本文来源于《中国力学大会-2017暨庆祝中国力学学会成立60周年大会论文集（C）》期刊2017-08-13）
激波风洞论文开题报告
（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：
针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用叁维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.
（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。
激波风洞论文参考文献
[1].卢洪波,陈星,谌君谋,易翔宇,李辰.新建高焓激波风洞Ma=8飞行模拟条件的实现与超燃实验[J].气体物理.2019
[2].姚轩宇,王春,喻江,苑朝凯,姜宗林.JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究[J].气体物理.2019
[3].王晓朋,张陈安,翟建,王发民,叶正寅.乘波布局高焓激波风洞测热试验研究[J].实验流体力学.2019
[4].唐蓓,汪运鹏,姜宗林.大尺度高焓激波风洞喷管设计研究[J].中国科学:物理学力学天文学.2019
[5].李强,江涛,陈苏宇,常雨,赵磊.激波风洞边界层转捩测量技术及应用[J].航空学报.2019
[6].吴宁宁,康宏琳,罗金玲.高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究[J].空气动力学学报.2019
[7].刘美宽,韩桂来,姜宗林.JF12复现激波风洞平板边界层转捩实验研究[C].北京力学会第二十五届学术年会会议论文集.2019
[8].谌君谋,陈星,毕志献,马汉东.高焓激波风洞试验技术综述[J].空气动力学学报.2018
[9].李祝飞,杨基明.激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响[J].推进技术.2018
[10].陈星,毕志献,谌君谋,李辰,宋可清.一座新型大尺寸高焓激波风洞调试进展[C].中国力学大会-2017暨庆祝中国力学学会成立60周年大会论文集（C）.2017
论文知识图
