导读:本文包含了超音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:气道,超音速,数值,激波,发动机,马赫,轴对称。
超音速进气道论文文献综述
崔庆[1]（2016）在《超音速进气道流场特性及其涡流发生器控制机理研究》一文中研究指出作为战斗机、弹用发动机,特别是冲压发动机的核心部件之一,超音速进气道性能直接影响发动机整体性能。超音速进气道为获得较高压缩效率,多采用曲面或多段直面来完成气流的初步压缩,由于气流粘性作用,在曲面或者直面上会逐渐积累出较厚附面层。在喉道部位,出现激波与附面层干扰,引起附面层分离。增厚的附面层及附面层分离,改变波系结构,降低进气道有效流通面积,致使发动机推力下降;甚至造成进气道堵塞,导致进气道不起动。本文对某典型二元混压超音速进气道,在研究其内流场结构、激波附面层干扰等复杂流动问题的基础上,采用涡流发生器进行流动控制研究,探索涡流发生器的进气道流场控制效果。对超声速进气道流场特性的研究结果表明,进气道上游,气流经斜激波系压缩,实现能量转化,引起各气动参数的变化;气流流经壁面产生附面层,受激波干扰形成分离泡,由于其抗逆压梯度能力差,分离区前移,破坏进气道设计波系结构;进气道下游气流畸变严重。因此,减小附面层厚度、提升附面层低能流团能量、降低激波强度,可达到抑制附面层分离,改善流场结构,最终提升进气道性能的目的。采用RANS SA、DES、LES叁种常用方法进行详细二维、叁维数值模拟和对比分析的研究表明,叁种方法均能模拟出进气道基本流场结构,能描述各气动参数的基本变化规律。SA对网格要求不高,易收敛,可获得基本流场结构,工程应用性价比最高。LES对网格特别是近壁面处网格质量要求极高,收敛难度大,计算成本指数倍增加,但其对进气道内涡结构、湍流气流等细节捕捉优势明显,适用于安装有涡流发生器的进气道。DES为SA与LES的混合模拟方法,操作难度和细节模拟能力介于二者之间,其对进气道性能参数及临界状态(起动与否)的预测具有优势,但,由于其近壁面采用SA进行模拟,不合适用来对含有涡流发生器的进气道进行模拟。安装微型涡流发生器后,其产生的流向涡对将主流的高能气流引入附面层内低能流团区域,提升附面层抗逆压梯度能力并改善下游流场结构,提升了进气道性能。(本文来源于《北京理工大学》期刊2016-06-01）
张群峰[2]（2015）在《超音速进气道动态锤激波的数值模拟》一文中研究指出对某型飞机的简化前机身和Bump,S形进气道内外流场进行了数值模拟,分析了进气道在不同来流马赫数和不同出口背压条件下进气道内外流场的波系变化和对进气道流量系数和总压恢复系数的影响,着重研究了锤激波振幅、波形和周期对锤激波在进气道内传播过程和进气道壁面载荷的影响。研究表明,锤激波使得进气道形成波系的振荡,进气道壁面的最大载荷可以达到进气道出口静压的2.5倍。(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
姚程[3]（2015）在《超音速进气道流固耦合振动研究》一文中研究指出随着超音速飞行器的发展,人们对进气道设计提出了更高的要求。为了提高发动机推重比,提升飞行器性能,逐渐采用薄壁弹性结构设计进气道。这使得进气道薄壁弹性壁板流固耦合问题日益突出。但传统的进气道刚性设计方法不适合描述这类现象。因而需要采用流固耦合方法分析弹性进气道流固耦合问题。目前,关于超音速进气道流固耦合作用的研究报道较少。已有的研究多涉及耦合作用进入静止状态的情形,而关于激波大幅振荡引起的流固耦合作用研究则鲜有报道。基于上述背景,本文采用流固耦合方法,研究了超音速进气道内激波-边界层作用引起的非定常流动与弹性壁板非线性振动之间的耦合作用。鉴于多物理场分析的复杂性,论文根据由浅入深的原则,首先将进气道流固耦合问题分解为叁个独立问题:非定常流动问题,非线性振动问题和流固耦合算法问题,并针对简化研究对象,对这叁个问题分别研究。在此基础上,以某冲压发动机进气道为对象,研究激波-边界层作用引起的非定常流动和弹性壁板非线性振动之间的耦合问题。最后,通过试验方法研究某冲压发动机进气道内非定常流动现象,验证本文仿真建模方法。本文相关研究工作如下:一、建立了描述进气道内激波-边界层作用的跨音速流动模型,提出了通过修正入口湍流参数来提高激波-边界层作用求解精度的方法和通过背压扰动触发来提高激波-边界层作用自激振荡求解速度的方法,研究了湍流模型、入口湍流参数和出口背压扰动对简化进气道内稳态流动和非定常流动的影响。研究表明,修正入口湍流参数后的标准k-ω湍流模型能准确地描述稳态激波-边界层作用稳态流动和非定常流动。而背压扰动则通过非线性“频率捕捉”现象影响进气道内流动。并且,激波振荡现象对进气道壁面形成复杂激励,包括振荡区域内的行波激励和其下游区域的简谐激励。二、基于冯·卡门几何非线性理论,建立了描述进气道弹性壁板非线性振动的有限元模型,分析了弹性壁板在简谐激励、行波激励和实际激波振荡激励作用下的非线性振动响应。研究表明,冯·卡门几何非线性会引起进气道弹性壁板振动响应出现非线性“跳跃”现象,导致振动响应存在双重解区域,使得振动状态取决于激励加载历史。另外,非线性“跳跃”还可能导致激励频率轻微变化时壁板振动响应大幅增加,不利于进气道弹性壁板振动控制。但通过降低激励幅值的方式可以有效削弱非线性“跳跃”,而增加壁板阻尼则可以抑制非线性“跳跃”。叁、建立了描述进气道非定常流动与弹性壁板非线性振动之间耦合作用的分区流固耦合模型,提出了具有自适应变时间步长特征的流固耦合算法,并对比了叁种自适应准则对耦合结果的影响。结果表明,采用流固耦合界面振动速度自适应准则时,自适应变时间步长耦合算法能够在保证分析精度的前提下,提高分区流固耦合求解速度。四、基于前述叁类数值模型和分析方法,研究了某亚燃冲压发动机二元矩形进气道内非定常流动现象,及其与弹性壁板振动之间的耦合作用。研究表明,激波-边界层作用自激振荡和背压扰动引起的流固耦合状态并不相同。当进气道出口背压恒定时,流固耦合状态受是否发生激波-边界层作用自激振荡现象影响:在不发生自激振荡现象时,进气道流固耦合作用进入静平衡状态;而发生自激振荡现象时,流固耦合作用还受壁板阻尼影响。其中,无壁板阻尼或阻尼较小时,流固耦合作用为颤振状态;而较大阻尼时为静平衡状态。当进气道出口存在背压扰动时,弹性壁板流固耦合振动只存在受扰动状态。通过增加弹性壁板阻尼和降低背压扰动幅值的方式可以有效削弱此时的壁板振动幅值和激波振荡幅值。五、针对某亚燃冲压发动机二元矩形进气道模型,进行了进气道压力脉动试验研究,分析了来流马赫数、攻角和出口背压对进气道内流动的影响,部分验证了本文流动建模方法和分析过程。其中,进气道临界压比仿真结果与试验结果吻合;而超临界工况下进气道压力脉动频率仿真结果与试验结果基本吻合,压力脉动幅值结果存在一定误差。综上所述,本文基于数值仿真和试验方法,研究了冲压发动机进气道内非定常流动与弹性壁板非线性振动之间的耦合作用;建立了进气道流动模型、非线性振动模型和流固耦合模型;分析了各类因素对进气道非定常流动及其流固耦合作用的影响规律。本研究可对先进超音速飞行器进气道弹性设计提供技术参考。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2015-07-01）
崔立堃,李卓[4]（2013）在《二元超音速进气道设计与研究》一文中研究指出根据某型超音速弹用冲压发动机进气道的设计要求,综合考虑了诸多因素,设计得到了合理的二元混压式进气道;并基于Fluent平台对其进行了详细的数值模拟。研究了不同攻角对弹体、进气道入口、进气道出口流场的影响。模拟结果表明:随着攻角的增大,由前缘点产生的激波与进气道轴线的夹角变大,进气道入口激波不再交于唇口,进气道内的正激波逐渐靠近唇口,总压恢复系数和流量随攻角的增大均有所下降。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2013年27期）
王松,严红[5]（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）
马高建,贺永杰[6]（2013）在《一种径向布局双模块高超音速进气道起动特性研究》一文中研究指出对一种定几何径向布局轴对称亚燃/超燃高超音速进气道的起动过程、亚燃室反压引起的不起动、飞行速度引起的不起动和再起动过程的非定常流态进行了数值仿真。仿真结果表明:亚燃进气道起动过程中,由于亚燃进气道采用附面层抽吸措施,起动和再起动能力较好;而超燃进气道起动过程中,容易受到亚燃进气道压缩波系的影响。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2013年21期）
高波,李韶光[7]（2013）在《超音速进气道内波系结构研究》一文中研究指出在非设计状态下,超音速进气道内会出现复杂的激波/膨胀波干扰现象,对进气道性能存在很大影响。本文主要通过理论方法研究了超音速进气道内定常激波反射的波系结构,以及唇口膨胀波对外压缩激波的干扰结构,正规反射与马赫反射之间的转捩特征时间等,并进行了数值验证。(本文来源于《北京力学会第19届学术年会论文集》期刊2013-01-12）
赵湘恒,夏智勋,方传波,胡建新,王德全[8]（2011）在《攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响》一文中研究指出以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响。结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较大时,非稳态与稳态工况下相同攻角对应的超音速进气道性能差别较大。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2011年03期）
王筱蓉,姜根柱,周长省[9]（2010）在《超音速进气道叁维流场数值仿真与性能分析》一文中研究指出减小冲压增程炮弹特别是进气道的阻力,可以提高炮弹的射程。建立了冲压增程炮弹超音速进气道的物理模型,采用N-S方程,并运用有限体积法对进气道进行了叁维流场的数值仿真,得到了超音速进气道的流场结构图及性能参数,有利进行分析。重点研究了攻角对超音速进气道性能的影响。理论计算了进气道的总压恢复系数,并对进气道总压恢复系数的理论计算值与数值模拟值进行比较分析,基本一致。得到的结论为冲压增程炮弹提供了设计有效参考。(本文来源于《计算机仿真》期刊2010年03期）
董家峰,李进贤,崔金平,曹军伟,王虎干[10]（2008）在《二元混压超音速进气道数值模拟与试验研究》一文中研究指出通过多方案二元混压超音速进气道的设计分析,优选出5种方案进行了数值仿真,确定了用于试验研究的进气道方案。在此基础上,进行了1∶3缩比模型风洞吹风试验,获得了多种工况下进气道的工作特性,分析了马赫数、攻角和侧滑角等参数对进气道性能的影响。结果表明,设计分析方法可行,可用于弹用超音速进气道的设计和验证。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2008年02期）
超音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：
对某型飞机的简化前机身和Bump,S形进气道内外流场进行了数值模拟,分析了进气道在不同来流马赫数和不同出口背压条件下进气道内外流场的波系变化和对进气道流量系数和总压恢复系数的影响,着重研究了锤激波振幅、波形和周期对锤激波在进气道内传播过程和进气道壁面载荷的影响。研究表明,锤激波使得进气道形成波系的振荡,进气道壁面的最大载荷可以达到进气道出口静压的2.5倍。
（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。
超音速进气道论文参考文献
[1].崔庆.超音速进气道流场特性及其涡流发生器控制机理研究[D].北京理工大学.2016
[2].张群峰.超音速进气道动态锤激波的数值模拟[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[3].姚程.超音速进气道流固耦合振动研究[D].哈尔滨工业大学.2015
[4].崔立堃,李卓.二元超音速进气道设计与研究[J].科学技术与工程.2013
[5].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
[6].马高建,贺永杰.一种径向布局双模块高超音速进气道起动特性研究[J].科学技术与工程.2013
[7].高波,李韶光.超音速进气道内波系结构研究[C].北京力学会第19届学术年会论文集.2013
[8].赵湘恒,夏智勋,方传波,胡建新,王德全.攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响[J].固体火箭技术.2011
[9].王筱蓉,姜根柱,周长省.超音速进气道叁维流场数值仿真与性能分析[J].计算机仿真.2010
[10].董家峰,李进贤,崔金平,曹军伟,王虎干.二元混压超音速进气道数值模拟与试验研究[J].固体火箭技术.2008
论文知识图
