导读:本文包含了分离再附流动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:声速,湍流,方头,风速计,正交,不稳定性,热流。
分离再附流动论文文献综述
龙彦光,潘翀,王晋军[1]（2018）在《方头平板前缘分离-再附流动非定常特性的实验研究》一文中研究指出利用氢气泡流动显示与粒子图像测速技术对零攻角平板方头前缘分离-再附流动的非定常特性进行了研究,实验装置如图1所示。基于平板厚度的雷诺数为370,分离区最大回流速度约为自由来流的16%。首先,流动在前缘形成分离泡,展向涡或逐个脱落(图2(a)),或成团脱落,表现为一个大尺度涡后跟随一个小尺度涡(图2(b))。其次,流场POD前四阶模态(图2(c))对应这两种脱落模式,且模态时间系数的频谱表明,逐个脱落涡对应流场的主频f_0,成团脱落涡与高频峰值(1.5f_0与2f_0)有关。最后,使用傅立叶模态分解获得不同频率扰动在边界层中的沿程变化,发现分离泡前半段以f_0对应扰动的指数增长为主,1.5f_0与2f_0对应扰动伴随剪切层的卷起才开始增长;上述扰动均在再附位置达到最大。另外,未观察到与分离泡低频拍动现象对应的峰值,但使用低频(0.2f_0)重构的流场表明该现象仍存在。(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）
方芳,王智慧,鲍麟[2]（2016）在《高超声速压缩拐角分离-再附流动中峰值热流的理论预测》一文中研究指出高超声速飞行器气动加热精确预测一直是航空航天研究领域的难点和热点。由于新一代飞行器采用高升阻比外形设计,诸如机身-翼-舵连接处、进气道压缩面上将会形成复杂的分离-再附流动。再附点附近气动加热比较严重,因而峰值热流的大小和位置成为热防护系统设计的关键参数。前人的研究以实验和数值模拟为主,但由于对流动机理认识还不够清楚,工程中仍常遇到风洞实验热流测量重复性误差大和数值计算与实验数据偏差大的问题,亟需从流动和传热的基本物理过程出发,建立描述相关流动现象并能预测气动加热特征的工程理论。目前,工程上采用较多的是压强-热流比拟关联式,我们前期基于广义物理模型也对其作了新的理论阐释,但是仍然无法直接从理论上准确得到峰值压强和峰值热流的位置。在前期研究基础上,本文针对中小角度压缩拐角分离-再附流动模型,采用激波-激波干扰理论和激波-边界层干扰理论,推导了峰值压强和热流峰值位置的预测算式。首先,我们利用粘性干扰理论得到分离区上游流动参数,利用自由干扰理论得到分离激波角,从而确定再附点上游的流动参数。其次,在再附点干扰区,认为压强的变化介于等熵压缩波系和激波强间断之间,可以用两道激波来等效处理,从而推导出峰值压强大小。再次,在Bushnell几何模型解法基础上,通过引入剪切层质量通量守恒假设,并加入可压缩修正,预测到了峰值热流位置。最后,我们同时也采用数值计算方法验证了本文理论分析结果的有效性,从而得到了一种再附热流峰值的理论求解方案。本文的模型理论研究既有助于我们认识压缩拐角分离-再附流动和气动加热的物理机制,也具有潜在的工程应用价值,可对改进现有风洞试验和数值计算技术提供参考。(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）
方芳,鲍麟[3]（2015）在《高超声速分离-再附流动中峰值热流大小及其位置的理论预测》一文中研究指出采用半解析半数值的方法,求解分离点附近壁流动(内层)的控制方程,可以得到再附点后峰值热流的大小和位置,可作为一种新的再附热流峰值的理论求解方案。该方法用于中等直至大角度的压缩拐角流动中,理论得到的热流峰值与相应的数值计算结果相符,验证我们给出的理论是行之有效的。最后,该理论与工程广泛采用的压强一热流比拟关(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
张青山[4]（2015）在《有限长平板分离再附流动非定常特性的PIV实验研究》一文中研究指出有限长平板分离再附流动常见于动力机械、航空、化工和建筑等工程应用领域,涉及流动分离和再附、分离泡振荡、旋涡与结构干涉等复杂流动现象,与流致振动及结构稳定性、流动噪声、传热传质等物理现象紧密耦合。因此,对其开展系统的基础实验研究具有重要的理论指导意义和工程应用价值。本文选择有限长平板分离再附流动非定常特性作为主要研究内容,综合采用激光粒子图像速度场测试技术和壁面脉动压力场测试技术,对平板分离再附流动进行了系统的实验测量。针对实验测量获取的海量数据,采用先进的模态分解分析方法(本征正交分解、动力学模态分解)进行数据分析和处理,以揭示平板分离再附流动中复杂旋涡结构的发生发展过程以及平板弦厚比(L/D=3,6和9)对分离再附流动非定常特性的复杂影响。为从海量实验数据中精确获取旋涡结构的时空演变特征,本文首先发展了适用于湍流相干结构分析的动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)方法,建立了一套完整的模态分析方法,并编制了分析程序。论文对动力学模态分解方法DMD和本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)方法进行了系统的对比考核。相关考核主要采用数字合成图像和单/双圆柱分离再附流动实验两种方式,从模态特征、模态系数、高阶谐振识别、多尺度旋涡结构的识别以及收敛性等方面对比说明了两种算法的各自的特性及其适用性。为揭示平板分离再附流动中的大尺度旋涡结构输运特征及其对全场非定常特性的影响,在低雷诺数平板分离再附流动(ReD=1,000)的低速水槽实验中,采用高时间分辨激光粒子图像速度场(TR-PIV)测试技术对叁种弦厚比(L/D=3,6和9)下的平板分离再附流动速度场进行了长时间测量。将动力学模态分解(DMD)运用到平板分离再附流动速度场的分析中,获得了平板上方大尺度旋涡结构和平板尾缘内的卡门涡街等特征模态。实验结果分析表明:(1)L/D=3时,从平板前缘分离的剪切层与平板尾迹流动耦合在一起,此刻平板上方的流动主要受到尾迹内大尺度旋涡结构干涉作用的影响;(2)L/D=9时,从平板前缘分离的剪切层总是再附到平板上方,由于来自尾迹内旋涡结构的影响减弱,这时平板上方的流动主要受到“冲击剪切层的不稳定性”所主导;(3)L/D=6时,平板上方分离流动同时受到这两种机制的共同作用。采用DMD模态系数的时变周期性特征作为条件信息,对流场进行了相位平均分析后所得到的旋涡强度云图清晰地展示了大尺度旋涡结构在向下游输运中增长或衰减的过程,及其与下游流动相互干涉的过程。为揭示平板分离再附流动中大尺度旋涡结构的时空演变过程与平板脉动压力场之间的耦合关系,在低速风洞模型实验(ReD=15,800)中建立了瞬态速度场和脉动压力场的联合测试系统,获得了叁种弦厚比(L/D=3,6和9)下的平板分离再附流动每个脉动速度场时刻所对应的平板壁面脉动压力场信息。将本征正交分解方法(POD)应用到平板上方速度场以及壁面脉动压力场分析中,通过低阶特征模态的重构过滤掉流场中各种小尺度旋涡结构及背景噪音,以获取主导流场非定常特性的大尺度旋涡结构(平板上方)和卡门涡街(平板尾迹区);对同步获取的PIV速度场和壁面脉动压力场信息所进行的联合POD分解分析,获取了叁种弦厚比下平板分离再附流动中大尺度旋涡结构和卡门涡街与壁面脉动压力场之间的紧密关系。为探索自由来流中的旋涡结构(卡门涡街)对平板分离再附流动流动特性的影响,在低速水槽实验中对卡门涡街(上游布置圆柱产生)干扰下的有限长平板分离再附流动进行了PIV速度场测量。实验结果发现,平板前缘的分离剪切层被抑制在近平板前缘很小的范围内;涡街中的大尺度旋涡结构被平板前缘“劈开”,并形成两个旋转方向相同的旋涡结构;叁种弦厚比下的平板分离再附流动都被前缘“劈开”形成的旋涡结构主导,且总体特征相似。(本文来源于《上海交通大学》期刊2015-08-01）
田浩[5]（2015）在《高马赫数低雷诺数真实气体效应对流动分离与再附的影响》一文中研究指出随着时代和技术的进步,高超声速飞行器正由既定路线飞行(如：飞船返回舱、航天飞机、弹道导弹等)向高机动的方向发展,这使得飞行器的外形越来越复杂。在气动控制舵面、进气道拐角等关键部位出现激波边界层干扰、激波与激波相互作用、分离／再附等复杂流动现象,这将改变局部压力、摩阻与热流分布,其中对热流的影响尤其重要。再附点附近将会出现严重的气动加热现象,其热流峰值的大小和位置都是热防护系统设计中的关键设计参数。设计高机动性复杂外形高超声速飞行器面临的一个重要问题是如何合理的设计气动舵面,这对飞行器的有效控制及稳定性十分关键。飞行器在做高超声速飞行时,由于马赫数很高,强烈的激波压缩或粘性阻滞减速使得气体具有很高的温度,气体分子的内自由度将被激发,将发生离解、电离等化学反应,出现显着的高温真实气体效应。真实气体效应不仅会对飞行器的整体气动特性、热环境产生重要影响,同时也会显着的影响复杂外形导致的流动分离／再附等局部复杂流动现象。因此在设计高超声速飞行器气动舵面等重要部件时应当充分考虑真实气体效应的影响。论文共分为六章。第一章是引言,介绍了研究背景和意义,概述了国内外真实气体效应数值模拟研究以及真实气体效应对局部复杂流动影响研究的概况,简述了本文的研究内容。第二章和第叁章介绍了本文求解平衡流及化学非平衡流的数值方法。第四章通过典型算例对建立的数值模拟程序进行了验证。第五章对带舵偏的升力体外形开展了不同气体模型、不同条件下的数值模拟研究,分析了真实气体效应对舵面附近局部流动分离及整体气动性能的影响情况和机理。第六章总结了本文的工作和得到的结论,并对下一步工作进行了展望。(本文来源于《中国空气动力研究与发展中心》期刊2015-05-01）
刘应征,朴英守,成亨镇[6]（2005）在《后台阶分离再附湍流流动的实验研究》一文中研究指出采用激光粒子图像速度仪(PIV)对低速水槽中二维后台阶分离再附湍流流动进行了系统的实验研究.通过大量重复高空间分辨率瞬态速度场测量,获得了时均再附点位置和时均速度场.对实验结果进行统计分析得到了流向、法向速度分量的脉动场、雷诺应力场和展向涡量场,并给出了小涡结构配对、合并和大尺度相干旋涡结构形成过程中所出现的流动特征.(本文来源于《上海交通大学学报》期刊2005年05期）
董宇飞,魏中磊[7]（1999）在《分离再附流动的实验研究》一文中研究指出综述了二维前后向台阶，T型结构以及轴对称纯体等典型几何结构的分离再附流动的实验研究．介绍了不同模型分离再附流场特性以及它们之间的异同．详细论述了流动各参数对流场的影响，并简要分析了分离再附流动中存在的问题和发展方向．(本文来源于《力学进展》期刊1999年01期）
尹军飞,王瑞琪,余少志,彭成一[8]（1990）在《激光测速测量湍流分离-再附流动》一文中研究指出湍流边界层分离研究是当前流体力学中难度极大的课题。有关的试验比较罕见,其重要原因是接触式测速技术对流场有干扰且无方向敏感性,因而难以获得可信数据。激光多普勒测速(LDV)作为非接触测速技术,可以有效地测量间歇反流特征,因此越来越多的研究者倾向于应用LDV研究湍流分离流。迄今为止,应用LDV对分离流的研究一般侧重于分离过程。对整个湍流分离-再附过程进行完整的测量尚不多见。本试验采用二维LDV系统详细地测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离-再附流动。(本文来源于《航空学报》期刊1990年05期）
分离再附流动论文开题报告
（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：
高超声速飞行器气动加热精确预测一直是航空航天研究领域的难点和热点。由于新一代飞行器采用高升阻比外形设计,诸如机身-翼-舵连接处、进气道压缩面上将会形成复杂的分离-再附流动。再附点附近气动加热比较严重,因而峰值热流的大小和位置成为热防护系统设计的关键参数。前人的研究以实验和数值模拟为主,但由于对流动机理认识还不够清楚,工程中仍常遇到风洞实验热流测量重复性误差大和数值计算与实验数据偏差大的问题,亟需从流动和传热的基本物理过程出发,建立描述相关流动现象并能预测气动加热特征的工程理论。目前,工程上采用较多的是压强-热流比拟关联式,我们前期基于广义物理模型也对其作了新的理论阐释,但是仍然无法直接从理论上准确得到峰值压强和峰值热流的位置。在前期研究基础上,本文针对中小角度压缩拐角分离-再附流动模型,采用激波-激波干扰理论和激波-边界层干扰理论,推导了峰值压强和热流峰值位置的预测算式。首先,我们利用粘性干扰理论得到分离区上游流动参数,利用自由干扰理论得到分离激波角,从而确定再附点上游的流动参数。其次,在再附点干扰区,认为压强的变化介于等熵压缩波系和激波强间断之间,可以用两道激波来等效处理,从而推导出峰值压强大小。再次,在Bushnell几何模型解法基础上,通过引入剪切层质量通量守恒假设,并加入可压缩修正,预测到了峰值热流位置。最后,我们同时也采用数值计算方法验证了本文理论分析结果的有效性,从而得到了一种再附热流峰值的理论求解方案。本文的模型理论研究既有助于我们认识压缩拐角分离-再附流动和气动加热的物理机制,也具有潜在的工程应用价值,可对改进现有风洞试验和数值计算技术提供参考。
（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。
分离再附流动论文参考文献
[1].龙彦光,潘翀,王晋军.方头平板前缘分离-再附流动非定常特性的实验研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018
[2].方芳,王智慧,鲍麟.高超声速压缩拐角分离-再附流动中峰值热流的理论预测[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016
[3].方芳,鲍麟.高超声速分离-再附流动中峰值热流大小及其位置的理论预测[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[4].张青山.有限长平板分离再附流动非定常特性的PIV实验研究[D].上海交通大学.2015
[5].田浩.高马赫数低雷诺数真实气体效应对流动分离与再附的影响[D].中国空气动力研究与发展中心.2015
[6].刘应征,朴英守,成亨镇.后台阶分离再附湍流流动的实验研究[J].上海交通大学学报.2005
[7].董宇飞,魏中磊.分离再附流动的实验研究[J].力学进展.1999
[8].尹军飞,王瑞琪,余少志,彭成一.激光测速测量湍流分离-再附流动[J].航空学报.1990
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