导读:本文包含了超音速边界层论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:
超音速边界层论文文献综述
秦孚沨,吴雪松[1]（2015）在《高超音速边界层对来流中声波、涡波和熵波扰动的响应和感受性（英文）》一文中研究指出This paper analyses the response and receptivity of the hypersonic boundary layer over a wedge to free-stream disturbances including acoustic,vortical and entropy fluctuations.(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
秦孚沨[2]（2014）在《高超音速绕楔边界层对自由流中声波、涡波和熵波的响应和感受性》一文中研究指出边界层感受性指的是外界扰动通过某种机制在边界层内激发不稳定波的过程。本文研究了自由来流中的扰动,包括声扰动、涡扰动以及熵扰动,在高超音速绕楔边界层中引起的响应及感受性过程。由于附体斜激波的存在,边界层中的不稳定波的特征函数在边界层的外缘呈现振荡性质,且可以用叁层结构理论描述。具有叁层结构尺度波长和频率的叁种类型扰动的任何一种与激波作用,激波后将生成在激波和楔壁面之间来回反射的慢声波。通过激波后生成的慢声波,自由流中的涡波和熵波在边界层内将激发大幅值的速度和温度扰动,这在没有激波的情况下是不可能的。最重要的是,在中性曲线下支附近,生成的慢声波与相同频率的近似中性的T-S波产生共振,从而叁种类型自由流扰动的任意一种均能直接激发T-S波,不需要壁面粗糙元的相互作用。不稳定波的幅值通过分析扰动在共振区的演化得到。由于强激波的扰动放大作用和共振机理,和特征模态相关的扰动比自由流中的扰动要强的多。更重要的是,在中性曲线附近激发T-S波意味着T-S特征模态将迅速增长而不经历任何衰减或散失部分不稳定区。这些都表明本文提出的新的感受性机制特别有效。最后,本文在典型参数值的情形下对边界层的响应和耦合系数作了数值计算。(本文来源于《天津大学》期刊2014-12-01）
曹伟,贾文利[3]（2013）在《考虑变比热对高超音速钝锥边界层稳定性及转捩预测影响研究》一文中研究指出考虑变比热,对来流马赫数分别为6,8和10的高超音速零攻角钝锥边界层进行稳定性分析和转捩位置预测。提出了适合的直接数值模拟计算方法,对不同来流马赫数,不同壁面条件的钝锥边界层进行了稳定性分析;在预测转捩位置时采用改进的e-N方法,并将所得的结果与比热为(本文来源于《中国力学大会——2013论文摘要集》期刊2013-08-19）
王松,严红[4]（2013）在《热激励在超音速进气道内对激波和边界层分离的控制机理》一文中研究指出针对超音速进气道流动中所存在的两个复杂而又相互作用的物理现象——由压缩坡道产生的斜激波和斜激波在壁面反射而引起的壁面边界层分离,通过数值模拟的方式对超音速进气道内热激励控制激波和边界层分离的应用做了机理性探究,数值模拟结果显示热激励在控制激波和边界层分离上有着显着的效果。研究了马赫数为5的超音速进气道内热激励器对激波的控制效应以及(本文来源于《中国力学大会——2013论文摘要集》期刊2013-08-19）
贾文利[5]（2013）在《考虑真实气体效应高超音速钝锥边界层稳定性及转捩预测研究》一文中研究指出本文考虑高温真实气体效应，对来流马赫数分别为6、8、10和20的高超音速零攻角钝锥边界层进行稳定性分析和转捩位置预测。根据飞行器表面温度处于不同的范围，分别考虑空气分子发生振动激发（变比热）、空气分子离解等真实气体效应，提出了合适的直接数值模拟方法计算基本流场，并根据线性稳定性理论对不同来流马赫数、不同壁面条件的零攻角钝锥边界层进行了系统的稳定性分析；采用改进的e-N方法对转捩位置进行预测，并将所得结果与比热为常值的结果进行了比较。发现对高超音速边界层进行稳定性分析和转捩预测时，高温真实气体效应的影响不容忽视。计算中，气体参数值取相应不同高度的大气参数。主要研究内容和成果有：1.提出两种方法求解考虑变比热真实气体效应的流场。一种方法是引入等效比热比，即，将比热为常值方程中原有的定值比热比用等效比热比来代替，控制方程、通量分裂形式等均与比热为常值的相同。另一种方法是对N-S方程中的对流项直接进行通量分裂，其形式与比热为常值的不同之处主要在能量方程项。经数值计算验证，两种方法得到的结果一致。其中第一种方法简单易行，不需对原求解比热为常值的程序做大的改动，而且此方法可以应用于考虑空气分子发生离解的流场的计算。2.通过变比热和比热为常值的对比计算发现，对相同的高超音速来流、壁面取绝热条件，考虑变比热真实气体效应对基本流和稳定性方面的影响有：高超音速钝锥绕流的脱体激波更加靠近锥面，锥面的温度更低，第一模态和第二模态不稳定波最大增长率均增大；第一模态和第二模态不稳定性分别向高频和低频移动。转捩位置的计算发现无论绝热还是等温壁面条件，考虑变比热的转捩位置均比比热为常值的提前。3.对于等温壁面，考虑变比热高超音速钝锥边界层随壁面温度的降低，第二模态波更加不稳定即最大增长率增大，临界雷诺数增大，中性曲线向高频方向移动；第一模态波则更加稳定即最大增长率减小，中性曲线向低频方向移动，临界雷诺数增大。而且，壁面温度对第一模态波稳定性的影响要比第二模态波的大。还发现转捩由第二模态波决定，壁面温度越低转捩位置越靠后。4.考虑马赫数对转捩的影响，对来流马赫数分别为6、8和10考虑变比热高超音速钝锥边界层转捩位置的计算发现，对于绝热壁面条件转捩位置随马赫数增大而推迟；在等温条件下，对于相同的壁面温度，转捩位置随着马赫数的增大而提前。5.对考虑离解真实气体效应的高超音速钝锥边界层进行稳定性分析和转捩预测发现，在高马赫数下，会出现与第二模态波增长率相当的更高频模态不稳定波；第一模态没有二维不稳定波；第二模态波二维扰动的增长率小于叁维扰动的增长率。一般情况下考虑离解真实气体效应得到的增长率大于比热为常值情况，使不稳定波的频带变宽，不稳定性向高频方向移动。与比热为常值相比，考虑离解情况下增长率曲线向下游移动，峰值增大，N值包络线偏大，在转捩判据的选取需要考虑该现象。(本文来源于《天津大学》期刊2013-05-01）
张贵洲,王维克[6]（2013）在《具超音速边界可压Navier-Stokes方程解的指数衰减》一文中研究指出考虑了二维空间上具超音速物理边界的可压Navier-Stokes方程的初边值问题.给定常数平衡态(ρ~*,0),得到了所考虑问题解的整体存在性.在平衡态附近的小扰动下,利用加权能量估计方法得到解的指数衰减性.(本文来源于《数学年刊A辑(中文版)》期刊2013年01期）
李翠萍[7]（2012）在《用抛物化稳定性方程研究超音速边界层对慢声波的感受性》一文中研究指出本文采用抛物化稳定性方程(PSE)研究了超音速边界层对慢声波的感受性。首先，根据有粘和无粘流场中慢声波的传播特性和色散关系，得到符合慢声波特点的计算网格和上边界条件。采用非线性抛物化稳定性方程(LPSE)计算单个慢声波在非均匀流场中的演化，分别使用改进网格和均匀网格，两者计算结果一致。对计算结果投影分析发现单个慢声波无法激发T-S波。另外依据感受性理论，用非线性抛物化稳定性方程(NPSE)研究边界层中T-S波的演化，结果表明：1.相对于T-S波，计算慢声波的网格及上边界条件需要修正。法向网格在边界层内由密到稀，到边界层外趋于均匀。上边界条件需要考虑慢声波的入射和反射特点。2.采用线性抛物化稳定性方程分别计算相同频率的慢声波和T-S波向下游的演化。当两者相速度最接近时，将慢声波向T-S波投影，发现慢声波中所含T-S波成分极少，表明单个慢声波很难激发T-S波。3.基于感受性理论给出初始扰动，采用非线性抛物化稳定性方程计算扰动向下游的演化。在演化过程中，发现扰动幅值增长与频率和展向波长有关。频率大、展向波长小的波更容易激发高频不稳定波，通过分解这些由非线性作用所产生的高频不稳定波，发现它们不完全是第二模态不稳定波。(本文来源于《天津大学》期刊2012-12-01）
毛旭[8]（2012）在《对流换热边界下高超音速平板边界层相似性解研究》一文中研究指出高超音速飞行会产生严重的气动加热问题，气动加热及其热防护是高超音速飞行器设计的关键技术难题之一。直接数值模拟是气动加热的重要研究手段，而可压缩边界层相似性解是直接数值模拟的基础。对于绝热壁和等温壁下可压缩相似性解已经有很成熟的结果，但对于对流换热边界下的可压缩相似性解还没有相关的研究。本文针对高超音速平板层流边界层，根据采用对流换热边界条件存在相似性解的特点，探索研究了如何提出适合的对流换热边界条件的数学表达式，为进一步采用直接数值模拟计算气动加热，获得准确的壁面热流提供基础，为气动热防护设计提供依据。通过本文的研究所得主要结论如下：1、高超音速平板层流的对流换热系数计算公式与不可压缩的不同，需要考虑可压缩效应的影响，即需要对不可压缩的对流换热系数计算公式进行修正。2、根据归一化、相似等研究方法，提出了确定高超音速平板层流对流换热系数中修正系数的方法，即通过固定某一马赫数，改变壁面的温度计算不同等温壁面下的修正系数，得到修正系数随壁面温度变化的曲线，该曲线二阶导数为零的点所对应的修正系数就是所要找的结果。3、由于马赫数是表征气体可压缩效应的影响参数，通过类比实验数据的分析方法建立了高超音速平板层流对流换热系数的修正系数与来流马赫数的准则关系式。同时建立了归一化的对流换热修正系数与壁面温度之间的关系式，方便于以后的工程应用。4、采用修正后的对流换热系数计算公式，针对来流马赫数为5、6、9叁种情况，壁面分别取对流换热和绝热边界条件，两种边界条件下相似性解比较的结果表明，壁面取对流换热边界条件时，对边界层内的速度剖面和温度剖面都有很大影响，尤其是边界层内温度与绝热条件相比有明显降低。(本文来源于《天津大学》期刊2012-12-01）
李建华[9]（2012）在《考虑高温真实气体效应超音速平板边界层基本流计算》一文中研究指出飞行器做高超声速飞行时，由于激波压缩和粘性阻滞，在飞行器表面附近流场将出现高温。随着温度的提高，气体分子内部振动自由能先是被激发，然后会发生离解、电离等化学反应，这些均为高温真实气体效应。分析高温真实气体效应对流场的影响，准确计算出气动力和气动热是飞行器设计的关键问题，这些又关系到能否准确预测转捩位置。为此需要开展针对考虑高温真实气体效应的超音速边界层基本流的计算。本文以超音速平板边界层流动为研究对象，考虑高温真实气体效应，探索研究处于热化学平衡态的边界层基本流。采用向下游推进求解、相似性解、直接数值模拟叁种不同方法对基本流进行了计算研究，得到了如下的结论：1、高温真实气体偏离量热完全气体模型，它对高超声速边界层基本流的速度、温度剖面均有显着的影响。2、相比量热完全气体的结果，考虑离解、电离等高温气体效应后，边界层厚度明显变薄，边界层内的温度显着降低。3、平板边界层化学反应平衡流存在相似性解；若初始剖面给得足够好，向下游推进求解可以获得满意的结果。(本文来源于《天津大学》期刊2012-12-01）
韩健,姜楠,解少飞[10]（2010）在《高超音速边界层扰动不稳定性的多尺度壁面脉动热流互相关分析》一文中研究指出在自由来流马赫数6的高超声速风洞中对半锥角5°的尖锥高超音速边界层稳定性和转捩进行了实验研究,在尖锥表面沿母线安装了28个铂膜热电耦温度传感器,测量高超音速风洞中尖锥壁面瞬时脉动热流通量及其时间平均值沿尖锥一条母线轴向的分布。对于高超音速流动,第二模态的增长率逐渐超过低频模态。采用子波互相关谱分析技术得到第二模态频率范围内扰动信号的多尺度互相关谱特征。综合采用子波互相关谱分析技术,对尖锥高超声速边界层的瞬时壁面脉动热流信号的第一、第二模态的频率特征进行分析,研究尖锥高超音速剪切流动边界层从层流到转捩的初始过程中第一和第二模态扰动的非线性相互作用成为主要的不稳定性。(本文来源于《第八届全国实验流体力学学术会议论文集》期刊2010-12-26）
超音速边界层论文开题报告
（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：
边界层感受性指的是外界扰动通过某种机制在边界层内激发不稳定波的过程。本文研究了自由来流中的扰动,包括声扰动、涡扰动以及熵扰动,在高超音速绕楔边界层中引起的响应及感受性过程。由于附体斜激波的存在,边界层中的不稳定波的特征函数在边界层的外缘呈现振荡性质,且可以用叁层结构理论描述。具有叁层结构尺度波长和频率的叁种类型扰动的任何一种与激波作用,激波后将生成在激波和楔壁面之间来回反射的慢声波。通过激波后生成的慢声波,自由流中的涡波和熵波在边界层内将激发大幅值的速度和温度扰动,这在没有激波的情况下是不可能的。最重要的是,在中性曲线下支附近,生成的慢声波与相同频率的近似中性的T-S波产生共振,从而叁种类型自由流扰动的任意一种均能直接激发T-S波,不需要壁面粗糙元的相互作用。不稳定波的幅值通过分析扰动在共振区的演化得到。由于强激波的扰动放大作用和共振机理,和特征模态相关的扰动比自由流中的扰动要强的多。更重要的是,在中性曲线附近激发T-S波意味着T-S特征模态将迅速增长而不经历任何衰减或散失部分不稳定区。这些都表明本文提出的新的感受性机制特别有效。最后,本文在典型参数值的情形下对边界层的响应和耦合系数作了数值计算。
（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。
超音速边界层论文参考文献
[1].秦孚沨,吴雪松.高超音速边界层对来流中声波、涡波和熵波扰动的响应和感受性（英文）[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[2].秦孚沨.高超音速绕楔边界层对自由流中声波、涡波和熵波的响应和感受性[D].天津大学.2014
[3].曹伟,贾文利.考虑变比热对高超音速钝锥边界层稳定性及转捩预测影响研究[C].中国力学大会——2013论文摘要集.2013
[4].王松,严红.热激励在超音速进气道内对激波和边界层分离的控制机理[C].中国力学大会——2013论文摘要集.2013
[5].贾文利.考虑真实气体效应高超音速钝锥边界层稳定性及转捩预测研究[D].天津大学.2013
[6].张贵洲,王维克.具超音速边界可压Navier-Stokes方程解的指数衰减[J].数学年刊A辑(中文版).2013
[7].李翠萍.用抛物化稳定性方程研究超音速边界层对慢声波的感受性[D].天津大学.2012
[8].毛旭.对流换热边界下高超音速平板边界层相似性解研究[D].天津大学.2012
[9].李建华.考虑高温真实气体效应超音速平板边界层基本流计算[D].天津大学.2012
[10].韩健,姜楠,解少飞.高超音速边界层扰动不稳定性的多尺度壁面脉动热流互相关分析[C].第八届全国实验流体力学学术会议论文集.2010