导读:本文包含了基准进气道论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:基准流场,优化设计,软件开发
基准进气道论文文献综述
李涛[1]（2018）在《叁维内转式进气道基准流场优化设计及软件开发》一文中研究指出叁维内转式进气道性能的优劣基本取决于其基准流场,而想要提高基准流场的性能,可以从以下两个方面入手:一是对基准流场进行优化设计,在设计空间内找到最优解,二是开发性能更优的新型基准流场。基于以上指导思想,本文首先在第一章中论述了现有基准流场和其优化设计的基本概况,然后在第二章中通过理论分析明确了基准流场的设计指标选取原则,接着在第叁章中根据相应的设计指标对给定壁面压力分布的基准流场进行了优化设计,并在第四章中介绍了给定壁面流动角分布的新型基准流场,也同样对其进行了详细的分析和优化,最后基于前面几章的研究工作在第五章中介绍了开发集成的一套较全面的高超声速进气道设计软件,并在第六章中对本文的研究工作进行了总结和展望。在全部六章内容中,核心内容为第二到第五章,下面依次对其进行详细介绍。首先在第二章中对基准流场构建了一维定常可压缩管流快速分析模型,基于常用的空气动力学基本原理,通过公式推导揭示了基准流场性能参数之间的函数关系,并用函数图的形式给出了直观的表达,以便于基准流场设计指标的合理选取;然后结合激波分配理论推导出了流场长度L及基准流场内压段入口马赫数Mi与内收缩比CRI之间的相互关系,指出了最优的激波分配方案应为等激波强度分配;最后再引入自起动公式找出了既符合给定条件又能自起动的基准流场内收缩比CRI和内压段入口马赫数Mi的计算方法。接着在第叁章中对给定壁面压力分布的基准流场进行了研究,通过对压力分布函数进行参数化分析得到了其对性能参数的影响规律,再依次分析了前缘压缩角、中心体半径、来流马赫数等影响因素对该类基准流场性能参数的影响规律,并针对不同来流马赫数条件下的基准流场,都采用第二章推导出的设计指标运用多目标遗传算法进行了优化设计,得到了不同内收缩比约束条件下的Pareto最优前沿,并拟合出相应的公式和得到对应的关系图,对叁维内转式进气道的设计提供一定的参考。其次在第四章中提出了一种给定壁面流动角分布的新型基准流场,采用与第叁章相同的研究手段,先研究了壁面流动角的不同分布规律对基准流场的影响,接着同样依次分析了前缘压缩角、中心体半径、来流马赫数对基准流场性能参数的影响规律,并对其进行了灵敏度分析和优化设计。最后在第五章中运用计算机编程技术结合第叁和第四章通过特征线法(MOC)编写的各类基准流场的解算程序,开发集成了一个高超声速进气道软件设计平台,为工程单位进一步开展进气道设计工作提供手段,对高超声速进气道的设计具有一定意义。(本文来源于《厦门大学》期刊2018-04-01）
曲俐鹏[2]（2016）在《基于内收缩基准流场的乘波进气道设计方法研究》一文中研究指出乘波进气道是一类具有乘波前体/进气道一体化设计特点且综合性能优越的高超声速进气道,由于基于内收缩流场的乘波进气道其激波与外压缩面间的流场是收缩的,因此压缩性能较基于外锥流场的乘波进气道高,该类乘波进气道拥有较好的应用前景。乘波进气道的性能与内收缩基准流场以及密切轴对称过程中的控制型线密切相关。本文开展了乘波进气道的设计方法研究并通过数值模拟分析了不同壁面马赫数分布规律的内收缩基准流场和密切轴对称过程中的控制型线对乘波进气道性能的影响。本文的内收缩基准流场采用给定壁面马赫数分布的特征线方法设计,通过保证内收缩基准流场的前缘激波位置一致,变化基准流场后部的马赫数变化梯度来分析基准流场对乘波进气道性能的影响;前缘捕获型线(Flow Capture Tube,FCT)是密切轴对称过程中的关键控制型线,它直接控制乘波进气道的前缘捕获形状,FCT型线采用指数率函数控制,在相同基准流场和压缩面截断长度的情况下,增加FCT型线的侧向下倾来分析FCT型线变化对乘波进气道性能的影响。研究结果表明降低基准流场后部的马赫数变化梯度可以降低乘波进气道的总收缩比和内收缩比,乘波进气道的压升比和阻力会随之下降,起动能力有所提高,总压恢复基本不变;增加FCT型线的侧向下倾使得乘波进气道的侧向溢流增大,会降低乘波进气道的流量捕获系数,从而导致压升比下降,喉道马赫数增加,乘波进气道的起动能力获得提升。(本文来源于《中国空气动力研究与发展中心》期刊2016-06-01）
汤飘平,苏纬仪,张堃元,王磊[3]（2015）在《马赫数呈余弦分布的内转进气道基准流场反设计——参数化研究及灵敏度分析》一文中研究指出为了设计总体性能优良的基准流场,有必要对其进行参数化研究。针对余弦马赫数分布的基准流场,分别对前缘压缩角、中心体半径以及余弦分布系数进行了参数化研究和灵敏度分析。研究表明,最佳前缘压缩角应取4度左右,中心体半径与进口半径之比最好保持在0.1~0.2之间,系数a应在0.9~1.1区间取值较好,系数b应在0.09~0.11区间取值。对总压恢复系数和基准流场长度影响最大的是?,对其他性能参数影响最大的是系数b。总体而言,为了提高总压恢复系数和增压比,可以适当增大系数b,同时减小系数a和?。(本文来源于《第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集》期刊2015-12-28）
曲俐鹏,余安远,卫锋,杨大伟,丁国昊[4]（2015）在《基于马赫数反正切分布基准流场的曲面乘波进气道设计》一文中研究指出本文尝试运用马赫数反正切减速规律基准流场和密切轴对称方法设计一种高超声速曲面乘波进气道,并通过数值计算分析所设计进气道的性能。内收缩基准流场的设计马赫数为6.0、气流初始折转角为4°、总收缩比Cr为8.8、内收缩比Cr_i为2.5、总压恢复s为0.71、压升比R_p为32.49、壁面气流总折转角15.24°,所设计的曲面乘波进气道总收缩比Cr为6.68,按唇口后掠根部计算的内收缩比为1.2,设计状态下进气道起动,前缘激波封口,基本继承了基准流场的流动特征,但肩部出现激波-边界层干扰,导致边界层分离,初步分析原因为进气道外压缩较弱导致唇口反射激波前的马赫数较高使得唇口反射激波较强,进一步将优化进气道的内外压缩分配比例,降低曲面乘波进气道的收缩比以提高该进气道的性能。(本文来源于《第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集》期刊2015-12-28）
卫锋,贺旭照,贺元元,吴颖川[5]（2015）在《叁维内转式进气道双激波基准流场的设计方法》一文中研究指出探索了一种叁维内转式进气道基准流场的设计新思路,基准流场由特征线方法设计的曲面压缩系统组成,包含一道入射激波和一道末端激波,消除了激波在内通道的连续反射。通过数值模拟对该设计思路进行了验证,结果表明:该双激波轴对称基准流场,前缘激波和末端激波入射位置与设计吻合,末端激波入射在肩点且完全实现消波;特征线计算获取的外壁面马赫数分布和CFD结果吻合较好;经过设计,在喉部截面上流动参数比较均匀,总压恢复系数达到0.91;无粘条件下流线追踪进气道完全继承了基准流场的流动特征,流量捕获系数0.999,喉道总压恢复0.88,与同设计条件流线追踪Busemann进气道相当。(本文来源于《推进技术》期刊2015年03期）
李永洲,张堃元[6]（2015）在《基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计》一文中研究指出提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。(本文来源于《航空学报》期刊2015年01期）
李永洲,张堃元,罗蕾,王磊[7]（2013）在《高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进》一文中研究指出针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在"四波四区"结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规"两波叁区"基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.(本文来源于《航空动力学报》期刊2013年11期）
南向军,张堃元,金志光[8]（2014）在《采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究》一文中研究指出由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明:进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。(本文来源于《航空学报》期刊2014年01期）
李永洲,张堃元,王磊,南向军,张林[9]（2012）在《基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计》一文中研究指出以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元叁楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显着缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.(本文来源于《航空动力学报》期刊2012年09期）
南向军,张堃元[10]（2012）在《采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析》一文中研究指出通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显着降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。(本文来源于《宇航学报》期刊2012年02期）
基准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：
乘波进气道是一类具有乘波前体/进气道一体化设计特点且综合性能优越的高超声速进气道,由于基于内收缩流场的乘波进气道其激波与外压缩面间的流场是收缩的,因此压缩性能较基于外锥流场的乘波进气道高,该类乘波进气道拥有较好的应用前景。乘波进气道的性能与内收缩基准流场以及密切轴对称过程中的控制型线密切相关。本文开展了乘波进气道的设计方法研究并通过数值模拟分析了不同壁面马赫数分布规律的内收缩基准流场和密切轴对称过程中的控制型线对乘波进气道性能的影响。本文的内收缩基准流场采用给定壁面马赫数分布的特征线方法设计,通过保证内收缩基准流场的前缘激波位置一致,变化基准流场后部的马赫数变化梯度来分析基准流场对乘波进气道性能的影响;前缘捕获型线(Flow Capture Tube,FCT)是密切轴对称过程中的关键控制型线,它直接控制乘波进气道的前缘捕获形状,FCT型线采用指数率函数控制,在相同基准流场和压缩面截断长度的情况下,增加FCT型线的侧向下倾来分析FCT型线变化对乘波进气道性能的影响。研究结果表明降低基准流场后部的马赫数变化梯度可以降低乘波进气道的总收缩比和内收缩比,乘波进气道的压升比和阻力会随之下降,起动能力有所提高,总压恢复基本不变;增加FCT型线的侧向下倾使得乘波进气道的侧向溢流增大,会降低乘波进气道的流量捕获系数,从而导致压升比下降,喉道马赫数增加,乘波进气道的起动能力获得提升。
（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。
基准进气道论文参考文献
[1].李涛.叁维内转式进气道基准流场优化设计及软件开发[D].厦门大学.2018
[2].曲俐鹏.基于内收缩基准流场的乘波进气道设计方法研究[D].中国空气动力研究与发展中心.2016
[3].汤飘平,苏纬仪,张堃元,王磊.马赫数呈余弦分布的内转进气道基准流场反设计——参数化研究及灵敏度分析[C].第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集.2015
[4].曲俐鹏,余安远,卫锋,杨大伟,丁国昊.基于马赫数反正切分布基准流场的曲面乘波进气道设计[C].第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集.2015
[5].卫锋,贺旭照,贺元元,吴颖川.叁维内转式进气道双激波基准流场的设计方法[J].推进技术.2015
[6].李永洲,张堃元.基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计[J].航空学报.2015
[7].李永洲,张堃元,罗蕾,王磊.高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进[J].航空动力学报.2013
[8].南向军,张堃元,金志光.采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究[J].航空学报.2014
[9].李永洲,张堃元,王磊,南向军,张林.基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计[J].航空动力学报.2012
[10].南向军,张堃元.采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析[J].宇航学报.2012