导读:本文包含了气动热力耦合论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:航天器再入解体,跨流域空气动力学,统一算法,结构变形
气动热力耦合论文文献综述
李志辉,彭傲平,马强,唐小伟,李中华[1]（2016）在《跨流域高超声速气动环境——结构动态热力耦合一体化算法与航天器再入解体模拟》一文中研究指出如何准确可靠求解大型航天器寿命末期从外层空间无控陨落再入过程强气动力热环境致金属桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器任务完成后末期再入坠毁飞行航迹预报研制关键。本文介绍如何从Boltzmann方程碰撞积分物理分析与模型化研究出发,建立非平衡输运气体动理论统一算法及其与结构热力响应有限元算法耦合模拟技术,在无控陨落航天器再入解体可计算建模研究进展。在求解Boltzmann模型方程统一算法(GKUA)基础上,通过对转动能松弛Rykov模型研究,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,引入能量模式配分函数和非弹性碰撞松弛数,确立描述复杂飞行器跨流域高超声速流动非平衡输运现象统一Boltzmann模型方程。发展适于跨流域高温气体动力学问题模拟的离散速度坐标法,构造直接捕捉Boltzmann模型速度分布函数演化更新数值格式,建立求解Boltzmann模型方程高性能并行算法与适于航天器陨落解体跨流域多体绕流问题计算平台。通过对不同Knudsen数类天宫飞行器器两舱体跨流域高超声速绕流问题大规模并行计算与稀薄流DSMC、过渡区N-S/DSMC耦合算法、近连续流区滑移N-S解算器及风洞实验验证,证实GKUA求解大型航天器陨落各流域及多体气动力/热问题准确可靠性。针对无控航天器陨落问题,提出瞬态热传导方程与材料热弹性动力学方程耦合数学模型,建立适于航天器再入强气动力热环境致结构变形/失效动态热力响应隐式有限元算法。结合发展复杂结构航天器高超声速再入非平衡流DSMC-NS方程耦合模拟、气动热环境与复合材料热解烧蚀计算手段,建立适于大型航天器寿命末期陨落再入各流域气动力热一体化计算与再入烧蚀/结构变形失效/解体预报分析模拟系统。(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）
王靖宇[2]（2011）在《涡轮内非结构网格气动热力耦合数值计算方法研究》一文中研究指出对于叶轮机械内部流场，由于叶片不规则的几何型面以及存在间隙、气膜冷却孔的结构，要生成高质量的结构网格是非常困难的，而非结构网格对于复杂型面良好的适应性使得其在工程领域得到了广泛的应用。本文深入研究了基于非结构网格的数值计算方法，并在Fortran环境下开发了基于非结构网格的全叁维定常隐式求解器。求解器采用有限体积法进行空间离散，迎风的Roe通量差分裂方法及最小二乘法插值计算对流通量，并通过牛顿线化和近似Jacobians矩阵实现隐式时间推进，湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了验证程序的可靠性，分别对层流平板、湍流平板、Mark-Ⅱ高压涡轮导叶和CW-22涡轮叶片等算例进行数值模拟，并详细分析了流动细节，模拟结果与理论以及实验值吻合良好，准确预测了流场内激波、二次流等重要的流动现象。另一部分的工作是对压气机可调静子叶片凸台位置对端区流动的影响进行研究。随着新型发动机设计中可调静子旋转角度越来越大，因避免叶片与机匣/轮毂相互干涉而存在的间隙对压气机整体性能造成的影响不能忽视。本文首先建立了简化的可调静子模型，设计并进行平面叶栅实验，通过实验测量与数值模拟对比分析发现：可调静子端区流动损失主要由叶片气动负荷引起的泄漏以及气流绕过凸台造成的掺混两个部分组成；通过合理优化设计，将凸台置于气动负荷高的叶片前缘并覆盖尽可能多的前缘间隙，能够有效降低损失，改善气动性能。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2011-12-01）
赵滋阳[3]（2009）在《非结构网格下气动热力耦合数值方法研究》一文中研究指出流动和热传导的耦合计算在工程中有着很好的应用前景。特别适用于带有内冷通道的涡轮叶片的换热问题。论文开发了一套基于Gambit商业软件的接口软件GMT(Gambit Mesh Transfer),通过读取Gambit软件生成的msh文件的数据来建立一种一一映射关系的非结构网格数据结构。基于上述GMT软件建立的非结构网格数据结构,论文开发了一套非结构网格算法的气动热力耦合计算程序,气动部分是通过计算雷诺平均下的N-S方程来完成,湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。热传导部分是通过计算导热方程来完成的。每次迭代过程中,气动热力耦合过程是通过在流固交界面保持一致的温度和连续的当地热通量来实现的。而耦合过程的关键在于计算出满足交界面两端等热通量的交界面温度。在流固交界面上,为了避免插值而建立了一个点对点的交界面网格关系以保证流固计算域之间的信息传递。为了验证程序的可靠性,论文计算了湍流平板、跨音流凸包、层流耦合平板和Mark-Ⅱ涡轮导叶四个算例。所有计算的结果都与理论和试验结果吻合良好。证明了程序气动耦合计算具有一定的可靠性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2009-12-01）
气动热力耦合论文开题报告
（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：
对于叶轮机械内部流场，由于叶片不规则的几何型面以及存在间隙、气膜冷却孔的结构，要生成高质量的结构网格是非常困难的，而非结构网格对于复杂型面良好的适应性使得其在工程领域得到了广泛的应用。本文深入研究了基于非结构网格的数值计算方法，并在Fortran环境下开发了基于非结构网格的全叁维定常隐式求解器。求解器采用有限体积法进行空间离散，迎风的Roe通量差分裂方法及最小二乘法插值计算对流通量，并通过牛顿线化和近似Jacobians矩阵实现隐式时间推进，湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了验证程序的可靠性，分别对层流平板、湍流平板、Mark-Ⅱ高压涡轮导叶和CW-22涡轮叶片等算例进行数值模拟，并详细分析了流动细节，模拟结果与理论以及实验值吻合良好，准确预测了流场内激波、二次流等重要的流动现象。另一部分的工作是对压气机可调静子叶片凸台位置对端区流动的影响进行研究。随着新型发动机设计中可调静子旋转角度越来越大，因避免叶片与机匣/轮毂相互干涉而存在的间隙对压气机整体性能造成的影响不能忽视。本文首先建立了简化的可调静子模型，设计并进行平面叶栅实验，通过实验测量与数值模拟对比分析发现：可调静子端区流动损失主要由叶片气动负荷引起的泄漏以及气流绕过凸台造成的掺混两个部分组成；通过合理优化设计，将凸台置于气动负荷高的叶片前缘并覆盖尽可能多的前缘间隙，能够有效降低损失，改善气动性能。
（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。
气动热力耦合论文参考文献
[1].李志辉,彭傲平,马强,唐小伟,李中华.跨流域高超声速气动环境——结构动态热力耦合一体化算法与航天器再入解体模拟[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016
[2].王靖宇.涡轮内非结构网格气动热力耦合数值计算方法研究[D].南京航空航天大学.2011
[3].赵滋阳.非结构网格下气动热力耦合数值方法研究[D].南京航空航天大学.2009