一、含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析（论文文献综述）
徐锦,何承军,郑泽[1]（2016）在《火箭助推器尾喷流对底阻干扰特性的数值模拟》文中进行了进一步梳理采用数值模拟方法,研究了高度H=035 km,Ma=04范围的助推器尾喷流对底部阻力的影响作用,获得了有、无尾喷流情况下底部阻力数据的变化规律。研究结果表明,在不同的高度、来流马赫数下,尾喷流对底阻的影响程度不同。与无喷状态的底阻相比,在低空、亚声速状态,尾喷流的抽吸引射效应较强,导致底部压力降低,底阻系数增大;在高空、超声速状态,外界大气压降低,尾喷流的膨胀角增大,导致底部压力增大,底阻系数降低;随着飞行高度进一步增大,外界大气压进一步降低,尾喷流充分膨胀,助推器尾喷流和外表面绕流干涉形成斜激波,助推器底部压力进一步增大,甚至形成附加推力。
金亮[2]（2008）在《高超声速飞行器机体/发动机一体化构型设计与性能研究》文中提出论文结合风洞实验与数值模拟方法,对基于升力体构型的高超声速飞行器机体/发动机一体化设计与性能分析方法进行了研究。在借鉴国内超燃冲压发动机研究成果的基础上,完成了高超声速一体化飞行器基准构型的设计,在发动机关闭和发动机通流状态下开展了缩比模型风洞实验,并结合数值模拟方法,对基准构型在发动机关闭状态和通流状态下的流场特征以及纵向气动性能进行了研究。计算结果与实验结果基本吻合,验证了数值计算技术的可靠性。采用数值模拟方法研究了不同模型尺度以及来流条件对飞行器气动性能的影响,分析了风洞实验条件与飞行条件下数值模拟数据产生差别的原因,指出了发动机通流状态下摩阻系数的不同是导致二者产生差别的主要原因。发展了一套模拟超燃冲压发动机燃烧流场的计算程序ChemTur3D,考虑了湍流与与化学反应非平衡效应以精确模拟氢/空气混合与燃烧。该程序数值求解三维RANS方程,采用有限体积法离散计算域。反应模型采用七组份八方程,湍流模型采用Menter提出的SST湍流模型,对流项采用AUSM+以及二阶MUSCL格式求解,粘性项采用中心差分格式求解,应用LU-SGS以及点隐式方法进行时间迭代。在MPICH环境下实现了并行计算,通过相关算例验证了程序的可靠性。数值模拟了直连式超燃冲压发动机以及飞行器基准构型的燃烧室/尾喷管一体化燃烧流场,对燃烧室内的流场特征进行了分析。根据飞行器一体化算力体系划分方法,结合气动数据与推进数据,对飞行器基准构型在发动机点火状态下的性能进行了研究。结果表明,飞行器基准构型在攻角小于3度时可以产生净正推力,但存在配平攻角较大等缺点。在冷流状态下,进行了不同部件构型设计对飞行器整体性能影响的研究,发现机身上表面构型采用卡门曲线设计,可增加低头力矩,有利于配平前体下表面产生的较大抬头力矩。在点火状态下,针对不同燃料混合增强装置、不同燃料喷注位置及当量比对飞行器整体性能的影响进行了研究。将以上研究成果应用于飞行器优化构型的设计,优化构型的容积比基准构型增加16%,通过采用数值模拟方法对优化构型在三种工作状态下的性能进行研究,表明优化构型的配平攻角较小,综合性能较优。论文为研究高超声速飞行器在真实飞行中不同工作状态转变下的性能变化以及一体化构型设计奠定了一定基础。
高旭东[3]（2002）在《复杂旋转侧喷流场数值模拟》文中认为本文首次完成了高速旋转弹丸侧喷三维干扰湍流流场的数值模拟，分析了弹丸侧喷流场复杂的波系结构，研究了高速旋转、攻角、底喷等因素对弹丸侧喷流场的影响规律，深入分析了旋转侧喷弹丸的空气动力学特性。 在旋转坐标系下，发展了一种含旋转源项的雷诺平均Navier-Stokes方程的三维有限体积TVD格式，时间离散采用隐式Euler方法。在非定常计算中，采用Jameson提出的双时间推进方法改进时间精度。湍流模型采用高雷诺数k-ε两方程模型。在改进传统网格生成方法的基础上，结合投影映射、分区拼接技术生成了弹丸侧喷流场单一区域三维计算网格，在侧喷流喷口边界实现了网格贴体化。 系统研究了低阻远程弹丸在小攻角状态，低跨声速、高跨声速和超声速时的非对称绕流流场，为该弹形气动力研究提供理论指导并为弹丸侧喷流研究奠定基础，结果显示低阻远程弹丸外形具有优化绕流场、减小空气阻力的特点。对分区计算技术在弹丸绕流场数值模拟中的应用也进行了尝试，计算表明分区后计算稳定性有所下降。 在无旋转、无攻角条件下完成了弹丸侧喷三维干扰湍流流场数值模拟，并完成了弹丸底喷流-侧喷流共同干扰流场的一体化计算。弹丸侧喷流与绕流的相互干扰形成了包含喷口前激波、再附激波以及沿喷流边界发展的膨胀波等复杂的波系结构，并延伸影响到弹底部流动。研究表明，侧喷流与来流马赫数之比是影响绕流场的重要因素，该值越大则侧喷干扰越强烈，矩形和椭圆形两种侧喷口形状对侧喷流场干扰波系的影响并不明显。侧喷口前绕侧喷流的激波和侧喷流对弹底部流动的引射导致了弹丸波阻和底阻系数的增大。底喷流动具有添质加能和引射两种相反作用，并能消弱侧喷流对弹丸底部流动的影响。 为研究高速旋转对侧喷流绕流场的影响，进行了高速旋转弹丸侧喷三维干扰湍流流场的数值模拟。与无旋转情况对比表明，旋转对弹丸侧喷流以及底部流动均有影响，高速旋转导致侧喷射流向旋转来流方向倾斜，并减弱其对弹底流动的引射。在高速旋转弹丸底喷流-侧喷流共同干扰流场的计算中，发现高速旋转对底喷流动的影响没有对侧喷流动的明显。 采用双时间推进法成功进行了有攻角高速旋转光弹体绕流和弹丸侧喷流两种非定常流场的数值模拟。计算表明，两种非定常流场在经过约一个旋转周期之后形成非定常周期流场。光弹体弹丸表面压力表现为周期性波动，从计算中得到的马格努斯力系数与实验值十分吻合。弹丸侧喷流场干扰波系的空间结构、弹体表面压力和各种空气动力参数均表现为稳定的周期性波动。 系统分析了旋转侧喷弹丸复杂的空气动力学特性，分析了马格努斯力系数、法向力系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数和压力中心等参数的产生机理和变化规律。与光弹体相比，旋转侧喷弹丸的空气动力特性不仅在形成机理上发生了本质变化，而且在数值上表现出复杂的波动形式，这些特点将对旋转侧喷弹丸空气动力研究带来直接和深远的影响。
谭俊杰[4]（1995）在《绕弹丸超音速紊流底压计算》文中认为本文介绍一种考虑圆柱体上附面层状态对绕弹丸超音速紊流底压影响的计算方法，计算结果和有关文献提供的数据吻合得较好。
赵鹤书,王强[5]（1993）在《火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序》文中认为本文叙述了作者开发的基于Chapman-Korst理论的超音速底部压强计算方法及其计算程序CRMBP。该方法及程序计及了喷流、喷管和火箭后体多种参数的影响,以及羽流诱导分离情况。计算结果与实验结果符合得较好,特别是冷喷流情况。本文的方法及其程序可供设计部门作设计计算及参数分析使用。
赵鹤书,王强[6]（1992）在《含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析》文中研究指明本文简要地叙述了作者发展的基于Chapman-Korst理论的超声速底部压强计算方法及计算程序CRMBP,并用它分析了在风洞中做有关喷流的一种实验方法。这种方法用一空心通气杆穿过模型喷管支撑模型和给喷管提供高压气体,并测量底压及力。本文给出了关联有/无此通气尾支杆底压的曲线,以说明这种实验方法的适用范围。这些曲线还可用来分析和修正这种实验方法的实验数据。
二、含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析（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、含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析（论文提纲范文）
（1）火箭助推器尾喷流对底阻干扰特性的数值模拟（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 计算模型与网格划分 |
| 2.1 计算模型 |
| 2.2 网格划分 |
| 3 计算条件与计算状态 |
| 4 计算结果及分析 |
| 4.1 马赫数、高度与喷流对底阻的影响 |
| 4.2 喷流对底阻的影响分析 |
| 5 结论 |
（2）高超声速飞行器机体/发动机一体化构型设计与性能研究（论文提纲范文）
| 目录 |
| 表目录 |
| 图目录 |
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究发展综述 |
| 1.2.1 吸气式高超声速推进技术研究进展 |
| 1.2.2 机身构型设计研究进展 |
| 1.2.3 超燃冲压发动机研究进展 |
| 1.2.4 机体/发动机一体化设计研究进展 |
| 1.3 研究存在的问题和不足 |
| 1.4 论文主要研究内容 |
| 第二章 飞行器基准构型设计与分析方法研究 |
| 2.1 一体化飞行器参数化建模 |
| 2.2 一体化飞行器基准构型设计 |
| 2.2.1 进气道 |
| 2.2.2 隔离段 |
| 2.2.3 燃烧室 |
| 2.2.4 尾喷管 |
| 2.2.5 机身上表面 |
| 2.2.6 机翼 |
| 2.2.7 飞行器基准构型部件组成 |
| 2.3 一体化飞行器性能分析方法 |
| 2.3.1 坐标系定义 |
| 2.3.2 一体化飞行器算力体系划分 |
| 2.3.3 冷流状态分析方法 |
| 2.3.4 点火状态分析方法 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 飞行器基准构型冷流状态性能研究 |
| 3.1 飞行器基准构型冷流实验系统 |
| 3.2 飞行器基准构型实验模型设计 |
| 3.3 发动机关闭状态气动性能研究 |
| 3.3.1 数值模拟方法与计算网格 |
| 3.3.2 全机流场特征研究 |
| 3.3.3 全机气动性能研究 |
| 3.3.4 各部件受力研究 |
| 3.3.5 模型缩比尺度的影响 |
| 3.3.6 不同来流条件的影响 |
| 3.4 发动机通流状态气动性能研究 |
| 3.4.1 数值模拟方法与计算网格 |
| 3.4.2 全机流场特征研究 |
| 3.4.3 全机气动性能研究 |
| 3.4.4 各部件受力研究 |
| 3.4.5 模型缩比尺度的影响 |
| 3.4.6 不同来流条件的影响 |
| 3.5 通流前后飞行器气动性能变化研究 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 湍流化学反应流动的数值模拟方法 |
| 4.1 流动控制方程 |
| 4.2 热力学关系 |
| 4.3 化学反应动力学模型 |
| 4.4 SST两方程湍流模型 |
| 4.5 有限体积离散方法 |
| 4.6 隐式LU-SGS迭代方法 |
| 4.7 AUSM+差分格式 |
| 4.8 基于MPI的并行计算 |
| 4.9 小结 |
| 第五章 超燃冲压发动机燃烧流场的数值模拟 |
| 5.1 直连式超燃冲压发动机流场数值模拟 |
| 5.1.1 计算模型 |
| 5.1.2 计算网格 |
| 5.1.3 边界条件 |
| 5.1.4 计算结果分析 |
| 5.2 飞行器基准构型发动机流场数值模拟 |
| 5.2.1 计算模型 |
| 5.2.2 计算网格 |
| 5.2.3 边界条件 |
| 5.2.4 计算结果分析 |
| 5.2.5 发动机点火状态性能研究 |
| 5.3 均匀来流条件下发动机流场数值模拟 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 计算网格 |
| 5.3.3 边界条件 |
| 5.3.4 计算结果分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 部件构型改进设计研究 |
| 6.1 冷流状态下部件改进设计研究 |
| 6.1.1 不同部件构型研究 |
| 6.1.2 不同部件长度研究 |
| 6.2 点火状态下不同构型发动机性能研究 |
| 6.2.1 不同燃料混合增强装置的影响 |
| 6.2.2 不同燃料喷注位置及喷注当量比研究 |
| 6.3 小结 |
| 第七章 飞行器优化构型性能研究 |
| 7.1 发动机关闭状态飞行性能研究 |
| 7.1.1 全机流场特征研究 |
| 7.1.2 全机气动性能研究 |
| 7.2 发动机通流状态飞行性能研究 |
| 7.2.1 全机流场特征研究 |
| 7.2.2 全机气动性能研究 |
| 7.3 发动机点火状态飞行性能研究 |
| 7.4 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 组份常数与化学反应动力学模型 |
| 附录B 湍流化学反应程序的数值验证 |
| B.1 二维超声速横向喷流流动 |
| B.2 二维超声速后向台阶流动 |
| B.3 交叉激波湍流边界层干扰 |
| B.4 三维等直管道内喷氢流动 |
（3）复杂旋转侧喷流场数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 目录 |
| 主要符号说明 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 现代弹药增程技术发展 |
| 1.1.2 底排-火箭复合增程技术与旋转侧喷流的概念 |
| 1.1.3 旋转侧喷流动研究的意义和内容 |
| 1.1.4 弹箭流场数值模拟技术进展 |
| 1.2 侧喷流动研究现状 |
| 1.2.1 平板二维横喷干扰流场研究 |
| 1.2.2 平板三维横喷干扰流场研究 |
| 1.2.3 导弹及航天器三维横喷干扰流场研究 |
| 1.2.4 弹丸侧喷干扰流场研究 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 2 三维隐式有限体积TVD数值格式 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基本方程 |
| 2.2.1 相对坐标系下雷诺平均N-S方程 |
| 2.2.2 k-ε两方程湍流模型 |
| 2.2.3 壁面函数 |
| 2.3 隐式有限体积TVD格式 |
| 2.3.1 控制方程的积分和微分形式 |
| 2.3.2 通量分裂 |
| 2.3.3 对流通量空间离散 |
| 2.3.4 时间离散 |
| 2.3.5 粘性项和源项离散 |
| 2.3.6 差分格式与求解方法 |
| 2.3.7 湍流模型的离散求解 |
| 2.3.8 收敛准则 |
| 2.4 应用双时间推进法对数值格式的改进 |
| 2.5 边界条件与初始条件 |
| 2.6 算例 |
| 2.6.1 三维双压缩斜面超声速湍流流动 |
| 2.6.2 SOCBT弹丸超声速绕流 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 弹丸侧喷流场计算网格生成 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 对两种网格生成方法的讨论 |
| 3.2.1 Thompson生成方法 |
| 3.2.2 弧长参数生成法 |
| 3.2.3 网格加密措施及改进方法 |
| 3.3 弹丸侧喷流场计算网格的生成 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 低阻远程弹丸绕流场数值模拟与分区算法应用 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 低阻远程弹丸绕流场数值模拟及分析 |
| 4.3 应用分区算法数值模拟Emery问题与弹丸绕流场 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 弹丸侧喷干扰流场数值模拟 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 矩形喷口弹丸侧喷干扰流场数值模拟 |
| 5.2.1 计算方案一 |
| 5.2.2 计算方案二 |
| 5.3 椭圆形喷口弹丸侧喷干扰流场数值模拟 |
| 5.4 弹丸底喷-侧喷干扰流场数值模拟 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 高速旋转弹丸侧喷干扰流场数值模拟 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 高速旋转弹丸侧喷干扰流场数值模拟 |
| 6.3 高速旋转弹丸底喷-侧喷干扰流场数值模拟 |
| 6.4 本章小结 |
| 7 有攻角高速旋转弹丸侧喷干扰非定常流场数值模拟 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 有攻角高速旋转弹丸非定常流场数值模拟 |
| 7.2.1 有攻角高速旋转锥形弹丸非定常流场数值模拟 |
| 7.2.2 有攻角高速旋转SOCBT弹丸非定常流场数值模拟 |
| 7.3 有攻角高速旋转弹丸侧喷干扰非定常流场数值模拟 |
| 7.4 旋转侧喷弹丸复杂空气动力特性分析 |
| 7.4.1 弹丸空气动力特性的有关概念 |
| 7.4.2 旋转侧喷弹丸空气动力特性的计算结果分析 |
| 7.4.3 旋转侧喷弹丸空气动力特性的分析 |
| 7.5 本章小结 |
| 8 工作总结、创新点与展望 |
| 8.1 本文工作总结 |
| 8.2 本文创新点 |
| 8.2 未来展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附图 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
（5）火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序（论文提纲范文）
| 1 底部流动模型及计算方法 |
| 1.1 无粘流场计算 |
| 1.2 湍流剪切层 |
| 1.3 再压缩准则 |
| 1.4 定解 |
| 1.5羽流诱导分离情况的计算 |
| 1.6 计及起始边界层影响的计算 |
| 2. 计算结果与实验结果的比较 |
| 2.1 等能情况的比较 |
| 2.2 非等能情况的比较 |
| 2.3 羽流诱导分离情况的比较 |
| 3 结束语 |
四、含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析（论文参考文献）
- [1]火箭助推器尾喷流对底阻干扰特性的数值模拟[J]. 徐锦,何承军,郑泽. 战术导弹技术, 2016(06)
- [2]高超声速飞行器机体/发动机一体化构型设计与性能研究[D]. 金亮. 国防科学技术大学, 2008(04)
- [3]复杂旋转侧喷流场数值模拟[D]. 高旭东. 南京理工大学, 2002(01)
- [4]绕弹丸超音速紊流底压计算[J]. 谭俊杰. 力学与实践, 1995(06)
- [5]火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序[J]. 赵鹤书,王强. 北京航空航天大学学报, 1993(01)
- [6]含喷流的尾支风洞实验模型底压计算及分析[J]. 赵鹤书,王强. 空气动力学学报, 1992(04)
标签：数值模拟;