导读:本文包含了高超声速风洞论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:高超声速风洞,热线风速仪,皮托管,来流扰动测量
高超声速风洞论文文献综述
余涛,王俊鹏,刘向宏,赵家权,吴杰[1]（2019）在《高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究》一文中研究指出来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究,如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验,有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识,需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法,使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析,并结合直接数值模拟结果,获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示:该风洞为典型噪声风洞,其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%,涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路,为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年05期）
黄辉,黄昊宇,凌忠伟,张伟,张鑫[2]（2019）在《Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究》一文中研究指出Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验具有数据量大和试验效率高的优点,但受传感器响应不一致、模型自重及加减速过程的影响,无法对试验数据直接进行处理,需要对试验数据进行修正,主要开展了以下工作:首先通过测试确定了模型攻角控制系统运行参数、数采系统参数和软件采集策略;然后使用无延时数字滤波器对试验数据进行降噪处理,并应用互相关函数计算天平各分量相对攻角信号的延时,基于常规测力试验数据处理流程,系统提出了天平支杆弹性角、模型自重、模型离心力及惯性力的修正方法;最后开展了对比验证试验及天平温度效应试验,结果表明连续变攻角试验结果与常规阶梯试验结果吻合较好,连续变攻角试验技术可有效降低高马赫数条件下的温度效应。(本文来源于《计算机测量与控制》期刊2019年08期）
李帅,罗长童,姜宗林[3]（2019）在《基于物理过程的高超声速风洞实验干扰信号消除方法》一文中研究指出风洞实验是高超声速飞行器设计的关键环节。在高超声速测热实验中,热流信号中,热流信号中往往包含具有非对称特征的干扰信号,处理不当,会带来一定的测量误差,影响热流测量的精确性。通用的信号分析方法,如低通滤波、数据光滑,鲁棒回归等,都没有结合物理过程,直接采用数学算法进行处理,仅能去除白噪声,无法消除非对称信号的影响。本文结合热流实验过程,提出一种智能分析方法,将热流信号自动划分为准备段、冲击段、平稳段和结束段,对平稳段采用数理结合的方法,根据热流信号的物理意义,建立信号的数学模型,剔除干扰信号,从而提高热流测量的精确度。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
张凤,何康,冯世杰,张佳明,王文瑞[4]（2019）在《高超声速风洞M_a=5中劈尖试件的红外测温》一文中研究指出目前,红外测温技术在高温非稳态下的应用研究还不成熟,而红外测温技术的关键在于发射率的准确测量。为了测量高超声速气流下试件的温度,同时采用MCS640高温红外热像仪和GH3030高温合金热电偶对风洞马赫数5(M_a=5)中的超高强度合金结构钢D6AC劈尖试件进行温度测量。首先,通过热电偶和红外热像仪组合的匹配法校正试件的发射率,再设置热像仪的发射率,测得试件驻点的温度变化曲线和试件在不同时刻的热图。实验测得试件驻点的最高温度为2 019.3℃,对分析材料的烧蚀性能和防热结构的可靠性提供了参考。实验证明,该测温方法可以用来测量高超声速风洞中试件的温度。(本文来源于《中国测试》期刊2019年07期）
姜宗林[5]（2019）在《高超声速高焓风洞试验技术研究进展》一文中研究指出高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了叁种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2019年03期）
孙启志,巢根明,杨波,凌岗[6]（2019）在《高超声速风洞组合整流装置应力分析》一文中研究指出利用有限元软件ANSYS对高超声速风洞组合整流装置进行了应力计算,采用了压力容器应力分析方法对应力集中区域进行分析。结果表明,线性化强度满足应力标准,为高超声速风洞整流装置的设计提供了依据。(本文来源于《机械工程师》期刊2019年06期）
李泽龙[7]（2019）在《高超声速风洞扩压器流动特性及性能优化研究》一文中研究指出近年来,为抢占未来航空航天领域制高点,各世界强国正在加快实施高超声速技术战略和工程化应用。作为高超声速发动机/飞行器地面验证和试验的关键设施,高超声速高温风洞的技术进展、研制和建设备受关注。为了模拟高超声速飞行器飞行时所需要的来流总焓、气体组分等参数,需要解决两项关键技术,一是产生模拟总焓需要的高温气体,如对应飞行马赫数4~8,需将试验气体加热到900~2300K,主要涉及加热器子系统;二是将试验后的高温废气安全高效排出,并在试验段内模拟高空飞行环境,主要涉及扩压器及抽气子系统。其中,扩压器连接试验段和抽气子系统,对风洞高空模拟范围、起动性能、流场均匀区、能耗、等关键风洞性能参数有重要影响,其内存在两相蒸发、激波、附面层、漩涡分离等复杂流动现象,开展扩压器流动特性及性能优化研究具有重要意义。本文采用数值计算、理论分析和试验研究相结合,针对扩压器流场结构、几何参数影响、喷淋参数影响以及起动过程特性等开展研究,完成的主要工作和结论如下:(1)利用试验结果对扩压器数值计算方法进行验证,然后对扩压器流场结构以及几何参数对抗反压性能影响开展数值计算研究。流场结构计算结果清晰地揭示了扩压器内存在复杂激波与边界层作用,存在激波串引起气流减速增压以及背压升高导致的亚扩段流动分离等现象;采用正交设计对等直段内径、等直段长径比、入口收缩角和出口扩张角等几何参数对抗反压性能影响开展计算研究,结果表明,针对马赫数6主状态的抗反压性能,等直段内径影响最大,等直段长径比影响次之,入口收缩角和扩压器出口扩张角影响较小。在研究范围内,扩压器几何参数选取4o收缩角、1.34倍等直段直径比(等直段直径/喷管出口直径)、12倍等直段长径比以及10o出口扩张角时,扩压器抗反压性能最好。此部分内容体现在第二章和第叁章。(2)对扩压器喷淋水两相流动特性和喷水参数影响开展了数值计算研究。结果表明,喷水使流动分离点后移,相比无喷水工况,0.4倍和0.6倍水气比状态下,流动分离点位置分别下移0.9m和1.44m,喷水后气流温度下降和分离点的后移有效提高扩压器抗反压性能;在扩压器等直段、扩张段中喷水均有明显降温效果,液滴蒸发过程主要发生在扩张段之后;在研究范围内,喷水参数中液滴粒径影响最大,水气比次之,喷射方向和喷水速度影响较小,对马赫数6主状态,水气比0.6、液滴粒径100μm、速度100m/s、逆流喷淋时,降温效果最佳。此部分内容体现在第四章。(3)为了考察扩压器对风洞起动性能影响,还开展了风洞带试验模型时的非定常流动特性研究。计算流域包括喷管、试验段、锥形试验模型和扩压器,结果表明,风洞带锥形试验模型起动相比于空风洞情况,锥形模型壁面产生的头部激波导致主流纵向膨胀溢流增加,模型堵塞作用导致扩压器收缩段流动截面积减小,使得起动时间延长。此部分内容体现在第五章。通过以上研究,建立了清晰的高超声速高温风洞扩压器流场结构图像,其中涉及激波-附面层相互作用、喷淋蒸发流动特征及非定常起动过程等,获得了扩压器几何参数对风洞抗反压性能的系统认识,在研究范围内给出了优化的扩压器几何和喷水参数方案,可为高超声速高温风洞扩压器设计、评估和工程应用提供重要参考。(本文来源于《军事科学院》期刊2019-06-10）
孙启志,巢根明,凌岗,李杰[8]（2019）在《高超声速风洞试验段优化设计》一文中研究指出为提升高超声速气动试验模拟能力,建设了大型高超声速风洞。高超声速风洞的试验段为喷管、模型姿态控制机构、光学测量仪器提供结构平台,针对其隔震性能差、安全性差、安装繁琐的缺点进行优化设计。新试验段采用充气密封装置、安全门、液压顶盖,提高了风洞生产率和工作人员的安全保障,降低了劳动强度。(本文来源于《机械工程与自动化》期刊2019年01期）
黄攀宇,田富竟,刘永红,蔡蕾,母波[9]（2019）在《某型号高超声速风洞喷管加工工艺研究》一文中研究指出根据某型号高超声速风洞喷管工件的结构和尺寸分析了加工要点。喷管内型面具有加工难度大、加工工艺复杂以及质量要求高等特点。通过工装设计,结合现有设备,优化了加工工艺,在降低生产成本的同时提高了生产效率。实践证明:此种优化工艺的方法使喷管型面的加工质量和加工效率得到有效提高,对此类工件的机械加工具有一定的借鉴意义。(本文来源于《制造技术与机床》期刊2019年02期）
陈建中,赵忠良,王晓冰,李玉平,贾巍[10]（2018）在《内外流一体化飞行器高超声速风洞动导数试验技术研究》一文中研究指出采用推进与机体一体化结构是高超声速飞行器常用的气动布局形式。飞行器的前体压缩面在高超声速来流条件下,进气道入口的打开、关闭产生的激波具有较大的差异。前体激波对超燃发动机进气道和空气舵面影响较大,从而对飞行器的动稳定性带来较大的影响。本文基于强迫振动动导数试验原理,研究了动导模型尾部支撑与内流道修型一体化设计方法,通过纹影观察、静态测力分析、进气道唇口脉动压力测量等技术,验证了不同进气道喉道高度的通流工况,获得了通流模型内外流一体化模拟试验方法。类X-51模型试验研究结果表明:适当增加通气流道高度可以更好达到超声速流动模拟要求;在通流条件下,模型动态气动特性试验结果的差异较小。(本文来源于《第八届中国航空学会青年科技论坛论文集》期刊2018-11-05）
高超声速风洞论文开题报告
（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：
Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验具有数据量大和试验效率高的优点,但受传感器响应不一致、模型自重及加减速过程的影响,无法对试验数据直接进行处理,需要对试验数据进行修正,主要开展了以下工作:首先通过测试确定了模型攻角控制系统运行参数、数采系统参数和软件采集策略;然后使用无延时数字滤波器对试验数据进行降噪处理,并应用互相关函数计算天平各分量相对攻角信号的延时,基于常规测力试验数据处理流程,系统提出了天平支杆弹性角、模型自重、模型离心力及惯性力的修正方法;最后开展了对比验证试验及天平温度效应试验,结果表明连续变攻角试验结果与常规阶梯试验结果吻合较好,连续变攻角试验技术可有效降低高马赫数条件下的温度效应。
（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。
高超声速风洞论文参考文献
[1].余涛,王俊鹏,刘向宏,赵家权,吴杰.高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究[J].实验流体力学.2019
[2].黄辉,黄昊宇,凌忠伟,张伟,张鑫.Φ0.5米高超声速风洞连续变攻角测力试验数据处理方法研究[J].计算机测量与控制.2019
[3].李帅,罗长童,姜宗林.基于物理过程的高超声速风洞实验干扰信号消除方法[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[4].张凤,何康,冯世杰,张佳明,王文瑞.高超声速风洞M_a=5中劈尖试件的红外测温[J].中国测试.2019
[5].姜宗林.高超声速高焓风洞试验技术研究进展[J].空气动力学学报.2019
[6].孙启志,巢根明,杨波,凌岗.高超声速风洞组合整流装置应力分析[J].机械工程师.2019
[7].李泽龙.高超声速风洞扩压器流动特性及性能优化研究[D].军事科学院.2019
[8].孙启志,巢根明,凌岗,李杰.高超声速风洞试验段优化设计[J].机械工程与自动化.2019
[9].黄攀宇,田富竟,刘永红,蔡蕾,母波.某型号高超声速风洞喷管加工工艺研究[J].制造技术与机床.2019
[10].陈建中,赵忠良,王晓冰,李玉平,贾巍.内外流一体化飞行器高超声速风洞动导数试验技术研究[C].第八届中国航空学会青年科技论坛论文集.2018