一、论超声速流动中的有益干扰（论文文献综述）
吴瀚,王建宏,黄伟,杜兆波,颜力[1]（2021）在《激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展》文中提出激波/边界层干扰是一种发生在超声速/高超声速流动中的普遍现象。该现象将引起分离、流场结构振荡、局部高热通量和压力载荷。主要总结了近十年来激波/边界层干扰特性与微型涡流发生器及其组合体在流动控制中的最新进展。微型涡流发生器是目前研究最多、应用最广泛的控制方法,其流动机理和控制特性被大量挖掘。为了适应来流条件的变化、满足实际工况的需要,应开发定量评估和参数化设计方法。同时,应探索微型涡流发生器与其他控制方法的组合,实现更大程度、更广范围流场的控制。
李一鸣[2]（2020）在《内转式进气道流动中的激波及相互作用研究》文中研究说明进气道作为超燃冲压发动机捕获并压缩来流的重要气动部件,对吸气式高超声速飞行器气动布局和性能至关重要。三维内转式进气道以其压缩效率高、润湿面积小、以及易于实现从飞行器前体向圆形燃烧室过渡等优势,成为研究的热点之一。然而,内转式进气道复杂的几何结构,会产生多种形式的曲面激波（如压缩面激波、唇口激波、分离激波、再附激波等）,使其流动具有明显有别于传统二元进气道的特殊性和复杂性,尤其是弯曲激波和激波/边界层干扰更是增加了三维复杂特征。因此,以往在二维流场中有关平面激波及其与边界层相互作用的机理和规律认识,难以直接应用于内转式进气道中。目前关于内转式进气道的研究还很不充分,尤其是在基本特征认识中起关键支撑作用的内转式进气道流场实验观测更是匮乏。为此,发展了针对内转式进气道进行流场观测的实验方法,借助数值模拟,对于实验中观察到的内转式进气道中的典型流场结构展开分析。进一步,针对进气道中普遍存在的复杂的弯曲激波与弯曲壁面的干扰问题进行解耦,突出重点,分解难点,将入射激波简化为平面斜激波,以着重体现凹柱面的弯曲壁面在反射过程中的作用。首先,提出了一种分段显示的内转式进气道内流场观测方法,可分段获取截断剖面处的内流场结构,通过多段组合进而融合出内流道整体空间结构信息。发展了适用于激波风洞的平面激光散射（PLS）技术,利用水蒸气在喷管中凝结产生的纳米级颗粒作为示踪粒子。相关的性能测试和分析表明,PLS方法在高超声速流动研究中是一种有效的流动显示方法,实现了对于三维内转式进气道流场的实验观测。此外,通过压敏漆（PSP）技术,实现对模型表面压力分布开展面测量,取得壁面流场分布信息,再结合纹影、PLS等不同方法的组合运用,可以从多方位获得流场信息,以有助于相关认识从片面走向全面。其次,在对内转式进气道流场的实验观测基础上,借助数值模拟,获得了内转式进气道的弯曲壁面内流道复杂流场结构较为完整的刻画,内转式进气道唇口V形钝前缘处的复杂波系干扰,不仅造成当地的极高热力载荷,而且在内外两侧均形成反向流向涡对（CVP）,其影响将延伸至较远的下游区域;此外,内流道中前体压缩面侧的较大范围低速区的形成不仅与长距离的前体压缩面边界层发展有关,同时也包含了唇口内侧激波与弯曲侧壁相互作用所引起的侧壁边界层向底部聚集的作用。此外,采用无粘数值模拟,考察了斜激波在凹柱面上反射所产生的三维波系结构,结合局部二维化分析方法,对激波在凹柱面上的规则-马赫反射类型转变规律进行了一定程度的预测和分析。研究发现,在凹柱面侧壁主要呈现马赫反射的特征,而对称面附近区域则更易于出现规则反射,其间的过渡区域伴随有桥激波、剪切层等复杂结构。随着入射斜激波强度的增加,规则反射区逐步减小乃至消失,此时对称面处的反射类型将由规则反射转变成马赫反射,进而出现全马赫反射模式,对称面附近接近正激波压缩效果的马赫杆波后出现高压低速区,该区域不仅总压损失显着,而且流场不均匀性也很明显。因此,鉴于全马赫反射的诸多不利影响,建议在内流道设计和运行中应尽量避免。
王旭[3]（2020）在《压力梯度作用下超声速湍流边界层的直接数值模拟》文中研究表明本文主要以直接数值模拟为研究手段,针对压力梯度作用下超声速湍流边界层的相干结构演化规律,三维流场组织结构以及湍流统计特性开展了深入而系统的研究。特别是采用“分而治之”的研究思路,将壁面曲率效应与压力梯度解耦开来,既分别研究了单纯平板超声速湍流边界层在逆压梯度（APG）和顺压梯度（FPG）作用下湍流结构及统计特性的响应规律,同时还将相同压力分布条件下曲率壁面耦合的压力梯度效应与单纯压力梯度效应进行了比较分析。与零压力梯度（ZPG）边界层相比,由于逆压力梯度的存在,近壁条带结构更容易形成具有较大展向尺度的团状结构。增强的大尺度结构（LSMs）是体积压缩作用下外边界层的典型流动结构。结果表明,Q4事件在近壁区占主导地位,Q2事件在边界层的其余部分占主导地位。由于压缩波的存在,斜压性在近壁速度条带及边界层外层大尺度结构的形成中起着重要的作用,同时也是平板逆压力梯度边界层中内外层流体交互运动的主要驱动力。凹曲率壁面中,类G（?）rtler涡的生成是其流场的主要特点。该结构扭曲了局部密度梯度并与凹曲率壁面压缩效应相互作用产生斜压扭矩,导致边界层外层产生大量的小尺度涡,代表凹壁面上局部湍流的放大。凹曲率壁面边界层的内部区域似乎受G（?）rtler不稳定性的影响很小,并主要通过体积压缩所致斜压效应获得相对平缓的湍流放大。即使没有壁面曲率的存在,湍流结构对顺压力梯度效应和伴随的体积膨胀的响应也表现出典型的分层化（内层和外层）特性。近壁条带结构在展向上间距增大,流向上尺度拉长。外层高速流体比近壁低速流体远离壁面的速度要高得多,因此来自近壁区的低速流体和近壁不稳定性无法进一步传播到最外层边界层。相应地,在边界层内,特别是在外层,抑制了相邻条带结构的纠缠,进一步减小了小尺度运动。与顺压力梯度平板边界层相比,凸曲壁流动的展向条带间距更大。沿壁面法线方向的湍动能分布和能量平衡也呈现出了明显的双层结构。在外层,湍流脉动沿着曲壁被持续抑制。与外层相比,内层湍流更快地得到恢复,生成项与耗散项也最终形成新的近似局部平衡。分析发现,双层结构是由于体积膨胀和离心效应限制了内层与外层以及外层与主流之间的质量和动量交换,而内层湍流水平恢复则可能源于壁面粘性不稳定性的持续作用。
丁浩林[4]（2020）在《（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究》文中指出红外成像制导导弹在大气层中以高速（马赫数大于3）飞行时,光学成像窗口附近严重的气动加热不仅会使目标红外信号被淹没,甚至会导致成像窗口损坏。作为一种常用隔热手段,超声速冷却气膜可以有效隔离外部高温主流对窗口的加热作用。只是,冷却气膜和光学窗口外部主流之间相互作用,形成包含激波、边界层、混合层、冷却剂层及其相互干扰的流场结构,进而对探测器成像质量产生影响,引起目标图像出现偏移、抖动、模糊以及能量消减,这种现象统称为气动光学效应。气动光学效应的存在严重影响了成像制导的精度,已经成为高速红外成像光学头罩研制亟待解决的关键技术之一。超声速湍流边界层作为高速光学头罩绕流中的典型结构之一,已经成为气动光学效应研究的重要内容。基于纳米示踪粒子的平面激光散射（Nano-tracer-based Planar Laser Scattering,NPLS）技术具有高时空分辨率的特点,可以实现高速流动精细结构和时间演化过程的有效捕捉。这种技术特点给气动光学效应研究提供很大的便利。基于NPLS技术获取的超声速（马赫3）湍流边界层流动显示结果,对超声速湍流边界层不同区域气动光学效应贡献特点,不同特征尺度湍流结构以及光线入射角度对超声速湍流边界层气动光学效应的影响及内在机理进行了研究。结论充分反映了超声速湍流边界层中大尺度结构在气动光学效应中的主导作用。并且从通用气动光学联系方程出发,结合空间两点互相关分析方法验证了湍流结构各向异性对于不同光线入射角度下气动光学效应的影响。基于NPLS技术获取的高超声速（马赫6）湍流边界层流动显示结果,结合尺度不变特征变换匹配（Scale Invariant Feature Transformation,SIFT）方法对高超声速湍流边界层速度分布数据进行了提取,并且验证了利用该方法提取速度平均分布和脉动分布的可行性。结合空间两点互相关分析方法,研究了不同雷诺数下高超声速湍流边界层内湍流相干结构的空间分布规律。针对不同雷诺数下光线穿过高超声速湍流边界层后的远场分布特性研究结果表明,随着雷诺数的增加,光束的抖动分量增加并不显着,光束的扩散分量增加比较明显。考虑到折射率场厚度变化的影响,通过引入近场修正和构建双远心光路,提高了基于背景纹影（Background Oriented Schlieren,BOS）波前测试精度。利用标准平凸透镜定量评价了改进效果,验证了近场修正的可行性。研究了基于BOS波前测试技术空间分辨率、灵敏度以及动态测试范围的确定方法。明确了互相关质询窗口尺寸以及相互间隔尺寸对于波前重构精度的影响。不同状态和流向位置下超声速气膜气动光学效应研究结果表明:不同位置处,光程差均方根值(OPDrms)与ρ2/ρSL保持了相对较好的线性关系。在相同实验状态下,气动光学效应沿流向先增大后减小。相关结果验证了大孔径近似（Large Aperture Approximation,LAA）原理在相当大的范围内可以利用OPDrms对斯特列尔比（Strehl Ratio,SR）值进行有效的预测。基于KD-01高超声速炮风洞,我们构建了一个可以获取高超声速（马赫6）光学头罩从短曝光到长曝光下波前结果的气动光学效应测试平台。随着曝光时间的增加,低阶泽尼克（Zernike）多项式重构高阶畸变波前的精度逐渐提高,从62.2%提升至88.6%。这意味着曝光时间的增加有助于降低波前空间分布结构的复杂性,原理上可以降低波前自适应校正的难度。随着曝光时间的增加,高阶畸变波前(OPDhigh-order)对应的OPDrms逐渐增大,增加的幅度逐渐减小。与此同时,不同时刻OPDrms的差异逐渐减小,当曝光时间达到499μs时,这种差异接近于零。在不同曝光时间下,LAA原理都可以对SR值实现比较理想的预测。随着曝光时间的增加,成像积分分辨率呈现较明显的下降,最终稳定在1.43R0左右,相比曝光时间6ns时积分分辨率提升了大约30%。在曝光时间为20μs时,在喷流压比（Pressure Ratio of Jet,PRJ）等于零处,瞄视误差（Bore Sight Error,BSE）比较小。随着PRJ的增加,BSE逐渐增加,并且在PRJ=1处BSE存在局部小值。当PRJ>1时,BSE随着PRJ的增加逐渐增加。微型涡流发生器（Micro Vortex Generators,MVGs）的引入实现了对不同PRJ状态下OPDhigh-order的抑制,并且显着改善了波前的稳定性。
刘荣健,白鹏[5]（2020）在《基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述》文中进行了进一步梳理超声速有益干扰气动设计概念于20世纪30年代提出,其基本思想是利用飞行器部件间的波系干扰获得诸如增升或减阻等性能收益。此概念在20世纪50～60年代得到了大量探索并部分实现了工程应用,在20世纪70年代至世纪末陷入沉寂。近年来,随着超声速运输机和高超声速飞行器技术的复兴,超声速有益干扰概念重新得到重视并有望得到工程应用。本文梳理了超声速有益干扰气动设计概念的发展历史,总结了应用超声速有益干扰原理的典型构型,如超声速双翼机、Flat-top构型、环翼和半环翼构型、伞翼构型、高压捕获翼构型等,并对典型构型的基本原理和气动特点进行了分析。对超声速有益干扰设计概念的未来进行了展望,概述了亟待研究的相关问题。
朱亮[6]（2020）在《基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究》文中指出高超声速飞行器技术具备高效的突防和快速响应能力,其在军事领域的巨大战略价值已经得到世界军事强国的广泛关注。当飞行器以高超声速在临近空间巡航时将面临巨大的气动阻力和严峻的气动加热环境。当热防护设计不合理时,严峻的气动加热造成的烧蚀将会改变高超声速飞行器的气动外形,这甚至威胁到飞行的成败;另一方面,巨大的气动阻力对飞行动力将提出更高的要求,也限制了高超声速飞行器巡航速度的进一步提升。因此,在高超声速飞行器工程化道路上,热防护和减阻一直是关键技术之一。本文以高超声速飞行器减阻降热技术为研究背景,采用计算流体力学研究手段,基于有限体积法采用高精度数值格式开发了一套高超声速复杂流场流热耦合仿真程序,对高超声速来流下减阻杆射流减阻降热机理及其影响因素进行了系统深入研究,并提出了新型的减阻降热方案,可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考。本文主要研究工作如下:（1）针对高超声速来流下复杂流场,基于雷诺时均Navier-Stokes方程组描述流动特性,并采用耦合传热策略求解固体热传导控制方程,开发了适用于模拟高超声速复杂流场与固体结构耦合传热行为的仿真程序。（2）针对本文所发展的高超声速复杂流场耦合传热仿真程序进行了深入的数值验证。首先,考虑到高超声速流场中常见的一些重要的流动结构,如激波,流动分离,再附激波,膨胀波,回流区,激波边界层以及激波与激波相互作用等,选取了具有不同流动特征的经典实验验证本文所开发计算程序对高超声速流场计算的准确性和可靠性。其次,选取了两个具有解析解的热传导算例验证了本文所开发仿真程序在模拟固体结构热传导方面的计算精度和可靠性。最后,利用广泛采用的经典耦合传热算例验证了本文计算程序在模拟高超声速来流下耦合传热行为的计算精度和可靠性。（3）建立了合理、可靠的减阻杆和侧向射流组合方案耦合传热模型,研究了高超声速来流下减阻杆和侧向射流引起的湍流流场结构及减阻降热机理。计算结果清晰刻画了流场结构并给出了固体结构在气动热下的热传导特性。在此基础上,研究了减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素对流场及减阻降热特性的影响,获得了流场结构及减阻降热特性随减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素的变化规律。（4）为了探索进一步提升减阻降热系统的减阻降热性能,提出了一种新型的双射流组合方案。相较于常规的减阻杆方案,这种方案在减阻杆头部引入了逆向射流,因此避免了减阻杆头部遭受严峻气动加热而受烧蚀的缺点。另一方面,由于采用低质量流率逆向射流,这能够有效降低逆向射流带来的阻力。研究结果表明:这种方案能实现优良的热防护,使得飞行器钝体头部和减阻杆壁面热流都得到大幅下降,减阻效果也十分显着。随后,研究了减阻杆长度及射流参数对流场结构及减阻降热特性影响,计算结果得到了清晰的流场结构及减阻降热性能参数。（5）针对减阻杆侧向射流减阻降热方案和新型无烧蚀双射流减阻降热方案中射流建立过程展开了数值研究。计算结果首次获得了射流开启后射流发展过程及整个流场非定常变化特性,对射流开启后造成的非定常流场特性进行了深入分析,得到了在射流开启后钝体壁面和减阻杆壁面压力和温度随时间的变化情况,并计算了在射流开启后钝体所受气动力随时间变化情况。在此基础上,分别对侧向射流位置、侧向射流总压比、顺向射流总压比、减阻杆长度等因素对射流开启后流场非定常变化特性的影响进行了深入研究。综上,本文以计算流体力学为研究手段,研究了减阻杆与射流方案引起的流场结构及减阻降热机理,并详细研究了不同因素对流场及减阻降热性能的影响规律。本文的研究工作可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考,所开发的仿真程序适用于高超声速复杂流场耦合传热计算,能够清晰刻画流动细节,对揭示高超声速来流下流动机理和耦合传热特性具有一定借鉴意义。
陈立立[7]（2019）在《参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析》文中研究说明高超声速巡航飞行器具有飞行速度快、高度适中、可重复使用、航程远等特点,其技术的突破与应用将会引发航空航天技术的跨越式变革,对国家综合实力产生深远影响。以吸气式冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器利用大气中的氧气为氧化剂,可实现远距离巡航飞行,可用于远程投送、两级入轨第一级、高超声速客机等用途,在未来具有重大的应用潜力。高超声速巡航飞行器的设计与飞行器的气动、结构、防热、材料、飞行方案等因素密切相关,是一个多学科紧密耦合的系统工程。气动布局设计是高超声速飞行器设计的基础,但是不同于常规飞行器,高超声速飞行器的布局设计还没有成熟的方法可供参考。为了兼顾气动性能和多参数协调的设计要求,采用单纯的乘波体和简单的翼身组合都很难满足综合性能最优的设计目标。本文以高超声速巡航飞行器为研究对象,分别从创新总体布局和先进气动性能设计出发,针对未来高超声速巡航飞行器的气动布局设计与性能优化分析进行了系统研究。针对高超声速飞行器先进气动布局设计难点,提出了一种多段接序、分片组合的高超声速参数化气动布局设计方法,将飞行器分为前体、机翼和中心体等部件进行参数化设计,提出了高超声速巡航飞行器模块化设计理念。前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局方案,最终实现具有“乘波特性”的参数可调的高超声速巡航飞行器。论文以组合布局为基础,分别开展了快速性能评估、创新乘波体构型、参数化总体设计、气动布局优化等研究工作。针对高超声速飞行器设计状态的性能设计和快速评估需求,基于高超声速小扰动理论发展了一套快速预测锥导乘波体和组合布局高超声速巡航飞行器气动性能的计算方法,该方法可以根据不同设计参数快速评估高超声速飞行器的气动性能,同时可根据任务目标给出飞行器总体布局设计的初步参数,为进一步精细化设计提供较好的初始条件。针对传统乘波体容积与升阻比的矛盾,提出了一种新型容积可调吻切乘波体设计方法,在上表面出口型线（FCC）和下表面激波出口型线（ICC）基础上引入了一条新的出口激波圆心曲线（COC）,释放了出口激波曲线的部分几何约束,通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体容积特性的目的,拓宽了现有吻切乘波体设计空间。CFD数值模拟结果表明:在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,乘波体升阻比差异较小,本文设计的乘波体具备更大的容积率,具有升阻比和容积的综合优势。针对部件难以衔接问题,提出了一种可变激波角乘波体设计方法,通过改变不同扩张角处的激波角设计不同构型的乘波体。按照激波角从对称面到端点的分布规律,分别设计了定激波角、激波角减小和激波角增加等乘波体,采用数值模拟技术研究了激波角分布规律对乘波体气动性能的影响。研究结果表明:变激波角乘波体具有独特的气动特性、容积特性和压心特性,能够为高超声速飞行器的气动布局设计提供有益参考。针对传统单级乘波前体压缩能力不足的问题,提出了一种纵向分段的多级压缩乘波体设计方法。发展了一种非均匀来流乘波体设计方法,基于该方法分别设计了锥导二级/三级压缩乘波体,吻切锥二级/三级压缩乘波体。数值计算结果表明多级压缩能够有效提升进气道入口处的流量系数、静压比和总压恢复系数等性能参数,可以有效提升吸气式高超声速巡航飞行器的总体性能。针对高超声速飞行器数值计算和优化难等问题,发展了一套快速估算任意外形的高超声速气动性能软件,通过面元法实现快速评估不同研究对象的气动性能和容积特性。发展了一套自由变形技术方法结合面元法的高超声速飞行器气动布局优化程序,实现了高超声速飞行器多参数建模、快速气动评估和快速布局优化,有效地提升了高超声速飞行器设计和优化效率。论文最后以未来高超声速巡航客机为对象,设计了一款包含多级压缩前体、进气道和垂尾的高超声速客机。采用面元法、FFD和多目标优化算法实现了高超声速客机的布局优化,采用数值模拟技术研究了高超声速客机的升阻特性和横航向稳定性,验证了本文组合布局设计、气动性能估算和外形优化等设计和分析方法。论文从高超声速飞行器创新气动布局设计出发,以乘波体为基础,提出了多种新型乘波体设计方法和分段接续的组合布局总体设计方案,达到了同时改善高超声速飞行器容积特性和气动性能的目的,采用基于HSDT和面元法快速估算方法以及CFD数值模拟技术开展了性能研究。本文研究的具有“乘波特性”的组合布局飞行器可为未来高超声速巡航飞行器提供设计参考。论文建立的设计方法是高超声速飞行器复杂布局设计方法中的基础,通过未来多学科优化设计的进一步研究可以提升我国在高超声速巡航飞行器的工程应用能力。
高天运[8]（2019）在《基于ODT模型的可压缩湍流建模与数值模拟方法研究》文中指出本文以高速可压缩湍流的数值模拟方法为研究背景,以随机多尺度模型中成熟度与创新性兼具的一维湍流模型（One-dimensional Turbulence,ODT）为研究对象,系统开展了将ODT模型及其相关数值模拟方法向可压缩湍流领域拓展的研究工作。论文从可压缩湍流的物理特性出发,以数理建模、模型测试和典型算例验证为主要研究手段,完成了对基于ODT模型的可压缩湍流数值模拟方法从认识理解到验证实现,最终进行创新开发的整个研究历程。论文首先侧重于夯实理论体系。在介绍了经典可压缩大涡模拟（Large Eddy Simulation,LES）方法后,通过对该方法局限性的剖析引出了 ODT模型的开发缘由。从湍流的物理图景出发,系统阐述了 ODT模型建模思想的理论基础。总结归纳了 ODT模型的方法构成:求解层流基准流场的一维控制方程,表征湍流涡效应的一维涡构造方法,以及用于确定涡大小和位置的随机涡采样过程。之后,论文的重心从理论转向实践。系统阐述了 ODT模型的数值实现手法。基于最经典简单的欧拉框架不可压ODT模型,完成了不可压流动中ODT模型的实例验证。开展了针对不同湍流度条件下不可压槽道流的数值模拟,体现了 ODT模型对近壁湍流的求解优势。复现了Zoltan Jozefik首次将ODT模型可压缩化的研究,归纳了该方法存在的诸多问题。分析认为拉格朗日框架可压缩ODT模型的主要缺陷为:未采用守恒形式的控制方程,以及整体求解框架保留有较多的不可压流动求解器特征。最终进入创新开发环节。提出了 ODT模型在可压缩流动中的建模原则,并据此建立了成体系的欧拉框架守恒可压缩ODT模型和求解方法:基于守恒形式的三维N-S方程和ODT模型的一维约束条件,推导了适用于可压缩ODT模型的守恒形式控制方程;通过鲁棒的数值格式求解确定性模块,首次将激波捕捉方法引入ODT模型,用于求解控制方程的对流项;修改了一维涡的构造方法,使其与守恒形式的控制方程相匹配;在高度可压缩条件下,修正了模型方法求解过程中不同子模块时间推进步长的匹配关系。对新模型方法开展了系统全面的算例验证。讨论了可压缩流动中ODT模型经验参数的取值准则,并对独立型ODT模型的计算量进行了评估。通过对RM不稳定问题的模拟,测试了守恒可压缩ODT模型方法对于对流效应主导的激波湍流相互作用问题的求解能力。结果表明,将激波捕捉方法引入ODT模型后,可以显着提高该模型对于激波流动的求解精度。对比新模型与拉格朗日框架可压缩ODT旧模型,发现湍动能的时间演化结果得到了质的提高。通过对超声速等温壁槽道流问题的模拟,测试了守恒可压缩ODT模型方法对于扩散效应主导的壁湍流问题的求解能力。结果表明,新模型对近壁湍流的求解精度很高,而在主流区域的求解精度有所下降,这与不可压流中的结论一致。通过求解槽道流中的湍流特征统计量,严谨地测试了新模型对于湍流脉动效应的求解精度。此外,还从物理层面解释了可压缩槽道流中近壁温度脉动随马赫数升高而显着上升的原因。系统介绍了两种典型的不可压“耦合一维湍流亚格子模型的大涡模拟方法（LES-ODT）”建模思想,为可压缩LES-ODT建模方法的探索提供了理论依据。在此基础上,将自主建立的守恒可压缩ODT模型与经典可压缩LES方法相结合,初步提出了可压缩LES-ODT的建模方案。
吴晓帅[9]（2019）在《超声速湍流边界层壁面曲率效应的直接数值模拟研究》文中提出在高速飞行器的固壁表面上,湍流边界层广泛承受着流向壁面曲率效应,阐明其流动机理不仅有利于超声速/高超声速飞行器的新型设计,还有助于工程应用中实施有效的流动控制策略。本文的主要目的就是系统地研究流向凹壁面与凸壁面对超声速湍流边界层的影响作用。我们对经典的超声速平板湍流边界层开展直接数值模拟,并以此作为基本流动进而分析壁面曲率的影响。数据分析表明了本DNS得到了零压力梯度的充分发展的湍流边界层,来自上游的人工效应以及后转捩效应已经消退。利用该DNS数据,我们研究了经典超声速壁湍流中的涡结构模型。结果表明,基于上抛事件的条件统计分析揭示了发卡涡的存在,它在流向有前倾并且随着远离壁面其前倾角增大,我们进一步揭示了发卡涡对组织雷诺应力和湍动能的生成具有重要作用。我们对超声速凹壁面湍流边界层（M∞=2.87）开展直接数值模拟。对于这类畸变的湍流边界层,采用了两个新颖的方法对边界层外边缘进行合理地定义:一个依靠总压,另一个使用间歇函数。结果表明这两种方法在物理上是等效的。我们对湍流边界层的标度规律进行了考察,结果表明很多规律在经典壁面湍流中成立,但在弯曲壁面流动中被打破,诸如普适的对数速度分布、近壁条带的平均展向间距以及外边界层的特征湍流尺度。雷诺应力与湍动能的分析揭示了凹壁面对湍流边界层施加了失稳效应,这种湍流放大效应可以追溯到外层大尺度结构的增强,同时可以从湍动能生成项的增强加以理解。同时,我们发现湍流边界层的流动响应从近壁区域开始并向外层扩展,这是由于湍流边界层内外层具有不同的特征时空尺度。特别地,凹壁面造成了内外湍流相互作用的增强,一方面这是因为凹壁面加剧了湍流边界层的尺度分离,另一方面这是因为凹壁面在能量和尺度上改变了近壁速度条带和超级结构。其潜在的物理机制为:外边界层的大尺度湍流结构通过施加脚印效应,增强了对近壁区域的线性能量叠加和非线性湍流调制作用。相应地,工程暗示为在相应工况中流动控制策略应该针对于大尺度湍流结构。我们对超声速凸壁面湍流边界层（M∞=2.87）开展直接数值模拟,从而使得壁面曲率效应研究完整并可以与凹壁面情形比较。我们发现在湍流统计和结构的很多特性上,凸壁面的影响都与凹壁面相反。总体上,凸壁面对湍流边界层施加了镇定效应,这削弱了边界层内的湍流运动。为了探究凸壁面对边界层增长的影响,我们对间歇现象进行了深入的研究。我们首先揭示了超声速流动中,湍流/非湍流界面的统计特性与不可压缩情形具有相似性,这是对Morkovin弱可压缩性假设的拓展。然后,我们发现凸壁面在很多方面影响着湍流/非湍流界面性质,这表现在几何特性、界面动力学特性以及湍流卷吸过程。进一步地,我们发现凸壁面会造成边界层有旋流体流失的反常现象,而其内在物理机制为:凸壁面削弱了湍流/非湍流层内的速度梯度和小尺度涡结构,这直接削弱了湍流卷吸过程的小尺度阶段。这些研究结果总体反映了壁面曲率效应是具有全局性的,它的影响可以波及到湍流边界层的最外部。
江中正[10]（2019）在《稀薄气体流动非线性耦合本构关系模型理论与数值研究》文中研究表明本文主要以临近空间高超声速飞行背后的流动机理及现象为研究背景,同时兼顾与稀薄流动相类似的微纳尺度流动的研究,针对这些特殊流动所涉及的连续流、滑移流和部分过渡流以及存在的局部非平衡特性,拟采用一套广义流体动力学新理论开展相关问题的系统性研究,以期获得计算稳定性上优于Burnett方程和Grad方程、精度上优于NSF方程的计算结果,从而为气体动理学的建模和计算提供一条全新的思路。围绕着稀薄气体动力学的关键问题,本文开展的主要研究内容包括以下四个方面:1、广义流体动力学方程与非线性耦合本构关系模型的数学性质研究。这一部分的研究主要包括:1)初步探讨矩方程存在的奇异“子激波”问题,在广义流体动力学方程基础上分析方程的封闭理论和绝热假设理论两者共同对宏观方程属性的作用影响,并初步给出克服奇异激波问题的方向指引;2)对广义流体动力学方程以及由其简化得到的非线性精合本构关系模型进行线性化处理并作稳定性分析,同时发现线性化之后的广义流体动力学方程和非线性耦合本构关系模型能够回归到传统流体动力学方程即NSF方程的类似形式,表现出线性稳定性特点,体现了方程的渐近保持属性;3)验证Myong对广义流体动力学方程中应力的散度项▽.[（p+△）Ⅰ+Ⅱ].（Ⅱ+△Ⅰ）/ρ以及热流与速度梯度项Q.▽u作简化处理的合理性,定量分析了这两项简化在一维激波结构中对非守恒量输运方程及本构关系带来的影响程度。2、非线性耦合本构关系模型的三维精合无分裂求解算法研究。为了将NCCR模型推广到三维单/双原子气体流动问题的模拟上,并研究其对复杂超音速稀薄非平衡流动的预测能力范围,首先对该模型的求解算法进行详细地分析研究。在充分了解Myong分裂算法对三维流动模拟局限性的前提下,本文根据单/双原子气体本构方程的不同特点,结合耦合算法的思路,采用最速下降法求解单原子本构方程,并提出一种结合不动点迭代和牛顿迭代的混合算法求解双原子本构方程,然后对这些算法的稳定性、收敛性、准确性及差异性开展深入的定性定量分析。3、基于非线性耦合本构关系模型的非平衡流动数值验证研究。这一部分的研究主要包括:1)基于有限体积方法与MPI信息传递模型,采用LU-SGS隐式时间推进格式、MUSCL重构和AUSMPW+通量计算等现代数值技术,构建一套量热完全气体的三维NCCR方程并行数值计算体系;2)通过与典型一维激波结构、二维圆柱、三维钝锥、空心扩张圆管、Apollo返回舱及类HTV-2飞行器高超声速流动的NSF、DSMC、UGKS的数值结果以及实验数据进行对比,验证NCCR方程和本文建立的数值计算方法在连续流、滑移流及部分过渡流条件下的计算稳定性和准确性;3)重点针对流场激波内部、底部膨胀分离区、尖锐前缘区及壁面克努森层等典型NSF失效区域,比较NCCR方程与NSF方程计算结果的差异,并对物理机理进行分析。4、基于非线性精合本构关系模型的边界条件研究。主要研究内容包括:1)充分比较了 Maxwell散射与Langmuir吸附两种气固表面分子作用模型及其衍生的宏观滑移边界条件之间的区别,根据克努森层物理量非线性分布的特点,提出一套在物面处与模型精度一致的非线性修正滑移边界条件;2)针对微通道流动中边值驱动的Couette流开展数值仿真,结合非线性本构关系模型验证新型边界条件在预测壁面附近努森层内流动的准确性;3)对两种典型高超声速飞行（圆柱绕流和平板绕流）进行深入地模拟研究,并对由稀薄非平衡效应影响下的飞行器表面气动力/热准确预估的关键问题开展定量分析,通过与DSMC结果相比较验证基于NCCR模型的非线性修正边界的可行性。
二、论超声速流动中的有益干扰（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、论超声速流动中的有益干扰（论文提纲范文）
（1）激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展（论文提纲范文）
| 1 激波/边界层干扰 |
| 1.1 时均干扰流场特性分析 |
| 1.2 动态干扰流场特性分析 |
| 2 微型涡流发生器控制研究进展 |
| 2.1 MVG在内部流场中的控制研究进展 |
| 2.2 MVG在外部流场中的控制研究进展 |
| 3 MVG组合体控制研究进展 |
| 4 总结与展望 |
（2）内转式进气道流动中的激波及相互作用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 激波反射 |
| 1.2.2 高超声速进气道中的流动特征 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 实验及数值方法 |
| 2.1 实验设备与常规测量系统 |
| 2.1.1 激波风洞 |
| 2.1.2 纹影及压力测量系统 |
| 2.2 三维内转式进气道流动的显示 |
| 2.2.1 平面激光粒子散射(PLS)方法 |
| 2.2.2 三维内转式进气道设计及流场分段显示 |
| 2.2.3 局部激波干扰的表面压力分布与纹影组合显示方法 |
| 2.3 数值方法 |
| 2.3.1 FLUENT软件简介 |
| 2.3.2 验证算例 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 典型内转式进气道流动显示与相关机理分析 |
| 3.1 前体压缩面流动显示 |
| 3.1.1 压缩面激波 |
| 3.1.2 唇口激波 |
| 3.2 内转式进气道及隔离段内流场 |
| 3.2.1 唇口附近流动 |
| 3.2.2 内收缩段流动 |
| 3.2.3 隔离段内流动 |
| 3.3 进气道抽吸和反压的影响 |
| 3.3.1 抽吸对进气道的影响 |
| 3.3.2 反压对抽吸的影响 |
| 3.3.3 隔离段中的激波串 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 斜激波在凹柱面的反射 |
| 4.1 模型及研究方法 |
| 4.1.1 研究模型 |
| 4.1.2 激波在曲面反射的局部二维化分析理论 |
| 4.2 小角度斜激波在凹柱面的规则-马赫反射 |
| 4.2.1 入射激波强度的影响 |
| 4.2.2 典型斜激波在凹柱面上反射的二维化理论分析 |
| 4.2.3 斜激波在凹柱面反射后的流场结构 |
| 4.3 斜激波在凹柱面的全马赫反射 |
| 4.3.1 全马赫反射的波系结构 |
| 4.3.2 斜激波反射后流场结构 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 结论和展望 |
| 5.1 结论 |
| 5.2 创新点 |
| 5.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与其他科研成果 |
（3）压力梯度作用下超声速湍流边界层的直接数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 压力梯度作用下超声速湍流边界层的物理机理概述 |
| 1.2.1 压力梯度对超声速湍流边界层平均及统计特性的影响 |
| 1.2.2 超声速湍流边界层中湍流结构对压力梯度的响应规律 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 数值方法与验证算例 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 数值离散格式 |
| 2.2.1 高阶熵分裂格式 |
| 2.2.2 基于TVD修正的激波捕捉格式 |
| 2.2.3 Ducros非线性滤波算子 |
| 2.2.4 时间离散 |
| 2.3 入口湍流的生成 |
| 2.3.1 可压缩湍流边界层半解析时均速度剖面 |
| 2.3.2 数字滤波器湍流脉动生成方法 |
| 2.4 基准算例 |
| 2.4.1 计算域的构造 |
| 2.4.2 算例验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 逆压力梯度下的平板超声速湍流边界层 |
| 3.1 算例设置 |
| 3.1.1 计算域的构造 |
| 3.1.2 算例验证 |
| 3.2 平均流动及统计特性 |
| 3.2.1 速度剖面 |
| 3.2.2 摩擦系数 |
| 3.2.3 应变率 |
| 3.2.4 热效应 |
| 3.3 瞬态流场与湍流结构 |
| 3.3.1 近壁条带结构 |
| 3.3.2 大尺度结构(LSMs) |
| 3.4 湍流输运与湍动能平衡 |
| 3.4.1 湍动能分布 |
| 3.4.2 象限分解分析 |
| 3.4.3 湍动能平衡 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 凹曲率壁面效应影响下的逆压力梯度超声速湍流边界层 |
| 4.1 算例设置 |
| 4.1.1 计算域的构造 |
| 4.1.2 算例验证 |
| 4.2 流场平均特性 |
| 4.2.1 壁面摩擦阻力 |
| 4.2.2 速度剖面 |
| 4.2.3 压力与密度脉动 |
| 4.2.4 强雷诺相似(SRA) |
| 4.3 瞬态湍流场与湍流结构 |
| 4.3.1 瞬态流场形貌 |
| 4.3.2 近壁条带结构 |
| 4.3.3 大尺度结构(LSMs) |
| 4.3.4 两点空间相关 |
| 4.4 湍流强度与湍动能平衡 |
| 4.4.1 湍动能分布 |
| 4.4.2 湍动能平衡 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 顺压力梯度下的平板超声速湍流边界层 |
| 5.1 算例设置 |
| 5.1.1 计算域的构造 |
| 5.1.2 算例验证 |
| 5.2 平均流动特性 |
| 5.2.1 表面摩擦系数 |
| 5.2.2 速度剖面 |
| 5.2.3 密度与速度的联系 |
| 5.3 瞬态流场与湍流结构 |
| 5.3.1 近壁湍流结构 |
| 5.3.2 湍流场形貌 |
| 5.3.3 空间两点相关 |
| 5.3.4 湍流输运与湍动能平衡 |
| 5.3.5 湍动能分布 |
| 5.3.6 象限分解分析 |
| 5.3.7 湍动能平衡 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 凸曲率壁面效应影响下的顺压力梯度超声速湍流边界层 |
| 6.1 算例设置 |
| 6.1.1 计算域的构造 |
| 6.1.2 算例验证 |
| 6.2 流场平均特性 |
| 6.2.1 壁面摩擦阻力 |
| 6.2.2 速度剖面 |
| 6.2.3 密度脉动 |
| 6.2.4 强雷诺相似(SRA) |
| 6.3 瞬态湍流场与湍流结构 |
| 6.3.1 瞬态流场形貌 |
| 6.3.2 近壁条带结构 |
| 6.3.3 大尺度结构(LSMs) |
| 6.3.4 两点空间相关 |
| 6.4 湍流强度与湍动能平衡 |
| 6.4.1 湍动能分布 |
| 6.4.2 湍动能平衡 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（4）（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 气动光学基础理论 |
| 1.1.2 气动光学效应研究进展 |
| 1.1.3 高速光学头罩研究模型构建 |
| 1.2 高速光学头罩气动光学效应相似准则研究 |
| 1.2.1 基于Π定理的光学头罩气动光学效应相似准则研究 |
| 1.2.2 飞行状态参数对于光学头罩气动光学效应的影响 |
| 1.2.3 光学参数对于光学头罩气动光学效应的影响 |
| 1.3 典型流动结构气动光学效应研究 |
| 1.3.1 混合层 |
| 1.3.2 湍流边界层 |
| 1.3.3 激波 |
| 1.4 气动光学光学效应抑制方法研究 |
| 1.5 小结 |
| 第二章 试验设备及相关测试技术 |
| 2.1 测试技术及方法 |
| 2.1.1 NPLS技术 |
| 2.1.2 BOS技术 |
| 2.2 风洞设备 |
| 2.2.1 100mm×120mm超声速直连风洞 |
| 2.2.2 260mm×260mm高超声速直连风洞 |
| 2.2.3 高超声速炮风洞 |
| 2.3 小结 |
| 第三章 超声速湍流边界层气动光学效应研究 |
| 3.1 超声速湍流边界层实验模型 |
| 3.2 测试结果可靠性验证 |
| 3.3 气动光学联系方程在超声速湍流边界层中的应用 |
| 3.4 超声速湍流边界层气动光学效应分布规律研究 |
| 3.4.1 边界层内不同区域对气动光学效应的贡献 |
| 3.4.2 不同特征尺度湍流结构对气动光学效应的影响 |
| 3.4.3 不同光线入射角度对于气动光学效应的影响 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 高超声速湍流边界层气动光学效应研究 |
| 4.1 高超声速湍流边界层实验模型 |
| 4.2 基于SIFT算法的高超声速湍流边界层速度场测试技术 |
| 4.2.1 基于SIFT算法的速度获取方法 |
| 4.2.2 SIFT算法特征点匹配精度测试 |
| 4.2.3 高超声速湍流边界层速度测试结果分析与校验 |
| 4.3 雷诺数对高超声速湍流边界层相干结构的影响 |
| 4.4 高超声速湍流边界层气动光学效应分布规律研究 |
| 4.4.1 高超声速湍流边界层密度分布特征 |
| 4.4.2 雷诺数对高超声速湍流边界层气动光学效应的影响 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 超声速气膜气动光学效应研究 |
| 5.1 超声速气膜气动光学效应实验装置 |
| 5.1.1 超声速气膜实验模型 |
| 5.1.2 超声速气膜气动光学效应测试平台 |
| 5.2 基于近场背景纹影的波前测试技术 |
| 5.2.1 基本原理 |
| 5.2.2 空间分辨率、灵敏度与动态测试范围分析 |
| 5.2.3 近场校正结果验证与分析 |
| 5.3 互相关质询窗口设置对于波前重构精度的影响 |
| 5.4 不同位置和状态下超声速气膜气动光学效应研究 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 高超声速光学头罩气动光学效应研究 |
| 6.1 高超声速光学头罩实验装置 |
| 6.1.1 高超声速光学头罩实验模型 |
| 6.1.2 高速光学头罩气动光学效应测试平台 |
| 6.2 曝光时间对于气动光学效应的影响 |
| 6.2.1 高超声速光学头罩瞬态波前分布及初步分析 |
| 6.2.2 OPD结果分析及Zernike多项式分解 |
| 6.2.3 曝光时间对高超声速光学头罩成像质量的影响 |
| 6.3 高超声速光学头罩气动光学效应抑制初步研究 |
| 6.3.1 有/无流动控制下瞄视误差(BSE)与喷流压比(PRJ)之间的关系 |
| 6.3.2 有/无流动控制下气动光学波前高阶畸变与PRJ之间的关系 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 符号表 |
| 附录B 缩略词表 |
（5）基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述（论文提纲范文）
| 1 超声速有益干扰气动设计概念 |
| 2 超声速有益干扰构型原理与发展概况 |
| 2.1 减阻构型 |
| 2.2 增升构型 |
| 2.3 增升减阻构型 |
| 3 总结和展望 |
（6）基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 高超声速流动减阻降热技术发展概况 |
| 1.2.1 减阻杆 |
| 1.2.2 前置迎风凹腔 |
| 1.2.3 逆向射流 |
| 1.2.4 组合式方案 |
| 1.3 计算流体力学发展概况 |
| 1.4 耦合传热计算发展概况 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 2 高超声速复杂流动耦合传热数值模拟方法 |
| 2.1 流动控制方程及数值算法 |
| 2.1.1 轴对称控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 有限体积法 |
| 2.1.4 控制体界面变量重构方法 |
| 2.1.5 控制体界面通量计算方法 |
| 2.1.6 时间推进方法 |
| 2.1.7 边界条件 |
| 2.2 固体热传导控制方程及其数值方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 数值算法 |
| 2.2.3 时间离散方法 |
| 2.2.4 边界条件 |
| 2.3 耦合传热计算策略 |
| 2.4 仿真软件计算流程 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 高超声速复杂流场耦合传热仿真程序算例验证 |
| 3.1 流动数值模拟算例验证 |
| 3.1.1 一维SOD激波管问题 |
| 3.1.2 超声速凹槽分离流动 |
| 3.1.3 超声速Settles压缩拐角 |
| 3.1.4 超声速来流横向射流相互作用 |
| 3.1.5 超声速来流与逆向射流相互作用 |
| 3.1.6 高超声速来流下减阻杆绕流流场 |
| 3.1.7 轴对称中空带裙部的压缩拐角高超声速流动 |
| 3.1.8 超声速来流膨胀压缩拐角流动 |
| 3.1.9 第Ⅳ类激波-激波干扰非定常振荡问题 |
| 3.1.10 高超声速来流入射激波与平板边界层干扰 |
| 3.2 固体热传导模拟算例验证 |
| 3.2.1 半无限大平板瞬态热传导 |
| 3.2.2 二维热传导验证 |
| 3.3 耦合传热模拟算例验证 |
| 3.3.1 高超声速来流下激波对圆管前缘加热 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 高超声速流动减阻降热系统工作特性与机理 |
| 4.1 数学方法与物理模型 |
| 4.1.1 数学方法 |
| 4.1.2 物理模型 |
| 4.2 计算网格收敛性分析 |
| 4.3 减阻杆侧向射流减阻降热工作特性及机理研究 |
| 4.4 减阻杆侧向射流减阻降热特性影响因素及其规律 |
| 4.4.1 减阻杆长度影响 |
| 4.4.2 侧向射流总压比的影响 |
| 4.4.3 侧向射流位置影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 减阻杆构型、射流方向及新型方案对减阻降热性能的影响 |
| 5.1 减阻杆头部构型对减阻降热的影响 |
| 5.1.1 计算模型及工况 |
| 5.1.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.2 射流方向对减阻降热性能的影响 |
| 5.2.1 计算模型及工况 |
| 5.2.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.3 新型双射流热防护系统减阻降热特性研究 |
| 5.3.1 计算模型及工况 |
| 5.3.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.4 新型双射流热方案减阻降热特性影响因素及其规律 |
| 5.4.1 减阻杆长度影响 |
| 5.4.2 逆向射流总压比影响 |
| 5.4.3 顺向射流总压比影响 |
| 5.4.4 等质量流率下顺向射流总压比影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 减阻杆射流流场建立过程研究 |
| 6.1 减阻杆侧向射流方案射流流场建立过程研究 |
| 6.1.1 数学方法 |
| 6.1.2 物理模型与边界条件 |
| 6.1.3 时间步长无关性验证 |
| 6.1.4 计算结果与讨论 |
| 6.2 减阻杆侧向射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.2.1 减阻杆长度影响 |
| 6.2.2 侧向射流总压比影响 |
| 6.2.3 侧向射流位置影响 |
| 6.3 新型双射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.3.1 物理模型与边界条件 |
| 6.3.2 计算结果与讨论 |
| 6.4 新型双射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.4.1 减阻杆长度对双射流开启后流场特性影响研究 |
| 6.4.2 顺向射流总压比对双射流开启后流场特性影响研究 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 本文研究工作总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 今后研究工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间科研成果 |
（7）参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 临近空间高超声速飞行器 |
| 1.1.2 高超声速飞行器的布局形式 |
| 1.1.3 高超声速飞行器的气动特性 |
| 1.1.4 高超声速飞行器的稳定性 |
| 1.2 国内外高超声速项目研究现状 |
| 1.2.1 Hyper-X项目 |
| 1.2.2 HyTech项目 |
| 1.2.3 HyFly项目 |
| 1.2.4 Falcon计划 |
| 1.2.5 HSSW项目 |
| 1.2.6 HIFi RE项目 |
| 1.2.7 HEXAFLY-INT计划 |
| 1.2.8 SR-72 |
| 1.2.9 Saenger空天飞机计划 |
| 1.2.10 波音高超声速飞行器 |
| 1.2.11 国外其他高超声速计划 |
| 1.2.12 国内研究进展 |
| 1.3 乘波体设计方法概况 |
| 1.4 高超声速飞行器设计方法概况 |
| 1.4.1 气动布局设计与分析 |
| 1.4.2 高超声速飞行器气动优化研究进展 |
| 1.4.3 高超声速飞行器参数化研究概况 |
| 1.4.4 代理模型在高超声速飞行器的应用现状 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第二章 计算方法与验证 |
| 2.1 高超声速估算方法 |
| 2.1.1 激波膨胀波关系式 |
| 2.1.2 牛顿流模型 |
| 2.1.3 修正的牛顿公式 |
| 2.1.4 切劈切锥法 |
| 2.1.5 统一范戴克法 |
| 2.2 面元法 |
| 2.3 HSDT计算方法(摄动理论) |
| 2.4 RANS方法 |
| 2.4.1 流动控制方程 |
| 2.4.2 湍流模型 |
| 2.5 FFD自由变形技术 |
| 2.6 高超声速算例验证 |
| 2.6.1 小扰动理论验证 |
| 2.6.2 乘波体验证 |
| 2.6.3 基于FFD的翼型优化 |
| 2.6.4 空天飞机数值验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 锥型流场与乘波构型设计 |
| 3.1 锥型流场 |
| 3.2 传统乘波体设计方法 |
| 3.2.1 流线追踪方法 |
| 3.2.2 锥导乘波体设计 |
| 3.2.3 吻切锥乘波体设计 |
| 3.2.4 圆锥流场的近似解与数值解 |
| 3.3 设计参数对乘波体构型的影响 |
| 3.3.1 马赫数的影响 |
| 3.3.2 圆锥半顶角的影响 |
| 3.3.3 端点切角Ω的影响 |
| 3.3.4 R_0的影响 |
| 3.3.5 扩张角Φ的影响 |
| 3.3.6 设计长度的影响 |
| 3.3.7 不同参数对升阻比的影响 |
| 3.4 几何近似乘波体设计 |
| 3.5 基于前体的非均匀流乘波体设计方法 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 可变参数新型乘波体设计方法 |
| 4.1 VOCW乘波体设计 |
| 4.1.1 VOCW乘波体设计原理与方法 |
| 4.1.2 VOCW乘波体构型设计 |
| 4.1.3 VOCW乘波体数值分析 |
| 4.2 变激波角乘波体设计 |
| 4.2.1 变激波角乘波体设计方法 |
| 4.2.2 变激波角乘波体构型设计 |
| 4.2.3 变激波角乘波体数值分析 |
| 4.3 多级压缩乘波体设计 |
| 4.3.1 锥导乘波体二级压缩 |
| 4.3.2 锥导乘波体三级压缩 |
| 4.3.3 吻切锥乘波体二级/三级压缩 |
| 4.4 摩擦阻力影响机理研究 |
| 4.4.1 攻角对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.2 马赫数对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.3 壁温对摩擦阻力的影响 |
| 4.4.4 雷诺数对摩擦阻力的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 高超声速飞行器组合布局设计 |
| 5.1 组合布局设计的必要性 |
| 5.2 前后接续组合的设计思路 |
| 5.3 组合布局高超声速飞行器参数敏感性分析 |
| 5.3.1 组合乘波体与传统乘波体对比 |
| 5.3.2 前体宽度对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.3 后掠角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.4 激波压缩角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.5 中心体构型对组合布局飞行器的影响 |
| 5.4 组合布局飞行器横航向稳定性分析 |
| 5.4.1 稳定性判定准则 |
| 5.4.2 马赫数对HCV飞行器气动性能的影响 |
| 5.4.3 偏航角对HCV飞行器气动性能和稳定性的影响 |
| 5.4.4 攻角对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.4.5 马赫数对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.5 基于HSDT的组合布局设计 |
| 5.5.1 前体布局和气动参数分析 |
| 5.5.2 机翼布局和气动参数分析 |
| 5.5.3 中心体设计与气动参数 |
| 5.5.4 组合布局方法验证 |
| 5.6 基于流线追踪的组合布局设计 |
| 5.6.1 前体设计 |
| 5.6.2 中心体设计 |
| 5.6.3 机翼设计 |
| 5.6.4 组合布局设计方法验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 高超声速飞行器优化设计 |
| 6.1 摩阻系数关系式 |
| 6.2 基于HSDT的乘波体优化分析 |
| 6.3 基于FFD的乘波体优化分析 |
| 6.3.1 下表面无粘优化分析 |
| 6.3.2 下表面粘性优化分析 |
| 6.3.3 上下表面无粘优化分析 |
| 6.3.4 上下表面粘性优化分析 |
| 6.4 基于HSDT的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5 基于FFD的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5.1 基本模型气动力分析 |
| 6.5.2 典型优化结果的全工况分析 |
| 6.5.3 典型优化结果的横航向稳定性分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 论文的主要研究工作 |
| 7.2 论文的主要创新点 |
| 7.3 未来研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）基于ODT模型的可压缩湍流建模与数值模拟方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 常规湍流模型及其应用于可压缩流的评估 |
| 1.2.1 基于雷诺平均模拟的湍流模型 |
| 1.2.2 基于大涡模拟的亚格子模型 |
| 1.2.3 湍流模型应用于可压缩流的评估 |
| 1.3 常规湍流燃烧模型及其应用于可压缩流的评估 |
| 1.3.1 基于低维流形假设的湍流燃烧模型 |
| 1.3.2 基于样本系综统计的湍流燃烧模型 |
| 1.3.3 典型湍流燃烧模型应用于可压缩流的评估 |
| 1.4 基于随机多尺度模型的湍流数值模拟方法介绍 |
| 1.4.1 第一代模型:线性涡模型(LEM) |
| 1.4.2 第二代模型:一维湍流模型(ODT) |
| 1.4.3 第三代模型:分级分块交换模型(Hi PS) |
| 1.4.4 三代随机多尺度模型的优缺点评估 |
| 1.5 论文主要研究内容 |
| 第二章 可压缩流动的大涡模拟方法及其应用 |
| 2.1 控制方程与主要物理假设 |
| 2.1.1 可压缩流动的控制方程 |
| 2.1.2 空间滤波与大涡模拟的控制方程 |
| 2.1.3 基于S-A模型的混合LES/RANS近壁区控制方程 |
| 2.2 数值求解方法 |
| 2.2.1 可压缩流动控制方程的时空推进思想 |
| 2.2.2 时间离散方法 |
| 2.2.3 空间离散方法 |
| 2.2.4 边界条件处理 |
| 2.3 数值模拟的软硬件平台 |
| 2.3.1 程序代码的整体架构 |
| 2.3.2 计算依托的硬件平台 |
| 2.4 大涡模拟类方法在复杂壁湍流中的应用与讨论 |
| 2.4.1 可压缩流动中的复杂壁湍流:超声速分离流 |
| 2.4.2 混合LES/RANS模拟方法在超声速分离流中的应用 |
| 2.4.3 传统大涡模拟方法的局限性 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 随机多尺度模型“一维湍流”的方法构成与数值实现 |
| 3.1 一维湍流(ODT)模型的理论基础 |
| 3.1.1 微尺度结构自发展式模型(AME) |
| 3.1.2 湍流的随机性与拟序性 |
| 3.1.3 湍流效应的表征 |
| 3.1.4 降维求解与随机涡采样的结合:一维湍流(ODT)模型 |
| 3.2 一维湍流(ODT)模型的方法构成 |
| 3.2.1 一维湍流模型的整体构成 |
| 3.2.2 一维控制方程 |
| 3.2.3 一维涡的构造 |
| 3.2.4 基于涡函数的随机涡采样 |
| 3.3 一维湍流(ODT)模型的数值实现 |
| 3.3.1 确定性模块 |
| 3.3.2 随机性模块 |
| 3.3.3 一维湍流模型的时间推进方法 |
| 3.3.4 独立型一维湍流模型的适用范围和求解精度 |
| 3.4 典型实例:欧拉框架不可压一维湍流模型 |
| 3.4.1 控制方程与求解 |
| 3.4.2 一维涡的构造与采样 |
| 3.4.3 验证算例:不可压槽道流 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 一维湍流模型在可压缩流动中的建模方法 |
| 4.1 基于拉格朗日框架的可压缩一维湍流模型 |
| 4.1.1 控制方程与求解 |
| 4.1.2 一维涡的构造与采样 |
| 4.1.3 自适应网格处理 |
| 4.1.4 验证算例:一维激波诱燃问题 |
| 4.1.5 拉格朗日框架可压缩一维湍流模型的局限性 |
| 4.2 基于欧拉框架的守恒可压缩一维湍流模型 |
| 4.2.1 一维湍流模型在可压缩流动中的建模原则 |
| 4.2.2 显含对流项的守恒型控制方程 |
| 4.2.3 激波捕捉方法的引入 |
| 4.2.4 与守恒型控制方程相容的一维涡构造和采样 |
| 4.2.5 高度可压缩条件下一维湍流模型的时空推进修正 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 欧拉框架守恒可压缩一维湍流模型的验证与讨论 |
| 5.1 对流效应主导的激波湍流相互作用问题:RM不稳定 |
| 5.1.1 物理问题描述与计算域设置 |
| 5.1.2 控制方程与涡函数的具体形式 |
| 5.1.3 结果与讨论 |
| 5.2 扩散效应主导的壁湍流问题:超声速槽道流 |
| 5.2.1 物理问题描述与计算域设置 |
| 5.2.2 控制方程与涡函数的具体形式 |
| 5.2.3 基于统计定常槽道流的简化求解 |
| 5.2.4 结果与讨论 |
| 5.2.5 计算量评估 |
| 5.3 可压缩流动中粘性截断常数Z的取值讨论 |
| 5.3.1 壁面效应可忽略情形下Z的取值规律 |
| 5.3.2 壁湍流情形下Z的取值规律 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 耦合可压缩一维湍流亚格子模型的大涡模拟方法 |
| 6.1 耦合ODT亚格子模型的大涡模拟(LES-ODT)方法介绍 |
| 6.1.1 发展缘由 |
| 6.1.2 基本构架 |
| 6.2 典型不可压LES-ODT建模方法评估 |
| 6.2.1 求解全尺度信息的不可压LES-ODT方法 |
| 6.2.2 求解亚格子信息的不可压LES-ODT方法 |
| 6.3 基于守恒可压缩ODT模型的LES-ODT建模方法 |
| 6.3.1 可压缩LES-ODT建模方案讨论 |
| 6.3.2 基于一维随机涡的亚格子量封闭方法 |
| 6.3.3 数据结构与耦合一致性处理 |
| 6.4 可压缩LES-ODT方法在超声速槽道流中的初步应用 |
| 6.4.1 算例设置 |
| 6.4.2 结果与讨论 |
| 6.4.3 误差分析 |
| 6.5 小结 |
| 总结与展望 |
| 论文研究的主要成果与结论 |
| 论文主要创新点 |
| 未来研究工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A 基于激波参考系的兰金-雨贡纽间断条件推导 |
| 附录 B 独立型可压缩一维湍流模型中统计量表达式的推导 |
| B.1 雷诺应力 |
| B.2 湍动能收支平衡项 |
（9）超声速湍流边界层壁面曲率效应的直接数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 求解超声速湍流的数值格式的研究进展 |
| 1.1.1 加权无振荡格式的发展 |
| 1.1.2 WENO混合格式的发展 |
| 1.2 超声速经典壁面湍流的研究进展 |
| 1.2.1 湍流边界层DNS的入口条件 |
| 1.2.2 平板湍流边界层的研究现状 |
| 1.2.3 湍流边界层的马赫数效应 |
| 1.3 流向曲壁效应的研究现状 |
| 1.3.1 曲壁湍流边界层中未阐明的流动机理 |
| 1.4 本章小结 |
| 第二章 超声速湍流的直接数值模拟方法 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.2 经典的WENO格式 |
| 2.2.1 改进的WENO格式 |
| 2.3 WENO格式评估及选取 |
| 2.4 DNS数值算例 |
| 2.4.1 流动条件选取 |
| 2.4.2 DNS数值设置 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 超声速平板湍流边界层的统计与结构特性 |
| 3.1 充分发展湍流的验证与分析 |
| 3.1.1 湍流发展状态的评估 |
| 3.1.2 湍流统计分析 |
| 3.1.3 湍流结构分析 |
| 3.2 湍流边界层的条件结构 |
| 3.2.1 动力学分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 凹曲壁对超声速湍流边界层的影响研究 |
| 4.1 凹曲壁对边界层的失稳效应 |
| 4.1.1 平均边界层的变化 |
| 4.1.2 速度统计量和能谱分析 |
| 4.2 湍流特征尺度的增长 |
| 4.2.1 近壁条带 |
| 4.2.2 超级结构 |
| 4.3 内外边界层相互作用的增强 |
| 4.3.1 线性能量叠加分析 |
| 4.3.2 非线性湍流调制分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 凸曲壁对超声速湍流边界层的影响研究 |
| 5.1 凸曲壁的镇定效应 |
| 5.1.1 速度统计量 |
| 5.1.2 平均动能和湍动能的平衡 |
| 5.2 湍流特征尺度的减小 |
| 5.3 凸曲壁对间歇特性的影响 |
| 5.3.1 TNTI的识别 |
| 5.3.2 界面的特征长度 |
| 5.3.3 TNTI界面动力学特性 |
| 5.4 凸曲壁对卷吸过程的影响 |
| 5.4.1 平均卷吸质量通量 |
| 5.4.2 瞬时卷吸质量能谱 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 本文已开展的工作 |
| 6.2 论文主要创新点 |
| 6.3 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（10）稀薄气体流动非线性耦合本构关系模型理论与数值研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 连续介质假设与NSF失效 |
| 1.2 稀薄气体动力学研究进展 |
| 1.2.1 Boltzmann方程研究进展 |
| 1.2.2 广义流体动力学方程研究进展 |
| 1.2.3 气固边界问题研究进展 |
| 1.3 本文研究目的与章节安排 |
| 2 广义流体动力学基本方程 |
| 2.1 Boltzmann-Curtiss方程 |
| 2.2 Eu修正矩方法 |
| 2.2.1 广义速度矩概念 |
| 2.2.2 守恒量和非守恒量的演化方程 |
| 2.2.3 Eu非平衡态分布函数 |
| 2.2.4 碰撞项的展开处理 |
| 2.2.5 广义流体动力学方程 |
| 2.3 方程无量纲化与气体粘性 |
| 2.4 矩方程属性探讨 |
| 2.4.1 Grad矩方程和Eu修正矩方程 |
| 2.4.2 封闭理论和绝热假设 |
| 2.4.3 一维耦合求解 |
| 2.4.4 奇异“子激波”问题 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 非线性耦合本构关系模型分析及求解研究 |
| 3.1 单原子本构关系模型 |
| 3.2 双原子本构关系模型 |
| 3.3 平衡态线性稳定性分析 |
| 3.4 分裂算法 |
| 3.5 耦合算法 |
| 3.5.1 单原子本构关系模型的最速下降法 |
| 3.5.2 双原子本构关系模型的不动点迭代 |
| 3.5.3 双原子本构关系模型的牛顿迭代 |
| 3.5.4 双原子本构关系模型的混合迭代 |
| 3.6 算法差异性分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 4 基于非线性耦合本构方程的非平衡流动计算与分析 |
| 4.1 曲线坐标系下的量热完全气体控制方程 |
| 4.2 空间离散格式 |
| 4.2.1 方程的有限体积离散 |
| 4.2.2 MUSCL重构 |
| 4.2.3 通量计算 |
| 4.3 时间推进格式 |
| 4.3.1 Runge-Kutta显式格式 |
| 4.3.2 LU-SGS隐式格式 |
| 4.3.3 时间步长计算 |
| 4.4 初边值条件及并行计算 |
| 4.4.1 流场初始化 |
| 4.4.2 边界条件 |
| 4.4.3 并行计算 |
| 4.5 计算结果与分析 |
| 4.5.1 一维激波结构 |
| 4.5.2 二维高超声速圆柱绕流 |
| 4.5.3 三维高超声速钝锥飞行 |
| 4.5.4 三维空心扩张圆管流动 |
| 4.5.5 三维Apollo返回舱再入 |
| 4.5.6 三维高超声速类HTV-2飞行 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 基于非线性耦合本构关系模型的滑移边界条件研究 |
| 5.1 Langmuir吸附理论及滑移边界 |
| 5.2 Maxwell散射模型及滑移边界 |
| 5.2.1 Maxwell散射边界条件 |
| 5.2.2 Maxwell-Smoluchowski滑移边界条件 |
| 5.3 修正的Maxwell边界条件 |
| 5.3.1 Gokcen滑移边界条件 |
| 5.3.2 Lockerby滑移边界条件 |
| 5.3.3 非线性修正的滑移边界条件 |
| 5.4 边值驱动的微尺度Couette流动 |
| 5.4.1 控制方程 |
| 5.4.2 数值策略 |
| 5.4.3 收敛性和网格独立性 |
| 5.4.4 计算结果与分析 |
| 5.5 不同稀薄流域下的圆柱高速绕流 |
| 5.6 高超声速平板绕流 |
| 5.7 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 论文主要结论与创新点 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介及在学期间所取得的科研成果 |
四、论超声速流动中的有益干扰（论文参考文献）
- [1]激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展[J]. 吴瀚,王建宏,黄伟,杜兆波,颜力. 航空学报, 2021(06)
- [2]内转式进气道流动中的激波及相互作用研究[D]. 李一鸣. 中国科学技术大学, 2020(01)
- [3]压力梯度作用下超声速湍流边界层的直接数值模拟[D]. 王旭. 国防科技大学, 2020(01)
- [4]（高）超声速光学头罩气动光学效应实验研究[D]. 丁浩林. 国防科技大学, 2020(01)
- [5]基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述[J]. 刘荣健,白鹏. 航空学报, 2020(09)
- [6]基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究[D]. 朱亮. 南京理工大学, 2020(01)
- [7]参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析[D]. 陈立立. 国防科技大学, 2019(01)
- [8]基于ODT模型的可压缩湍流建模与数值模拟方法研究[D]. 高天运. 国防科技大学, 2019(01)
- [9]超声速湍流边界层壁面曲率效应的直接数值模拟研究[D]. 吴晓帅. 国防科技大学, 2019(01)
- [10]稀薄气体流动非线性耦合本构关系模型理论与数值研究[D]. 江中正. 浙江大学, 2019(03)