导读:本文包含了边界层修正论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:收缩段,边界层位移厚度,修正,动压场
边界层修正论文文献综述
刘卫红,姚磊,余永生,吕金磊,屈晓力[1]（2015）在《航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究》一文中研究指出根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显着降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。(本文来源于《实验流体力学》期刊2015年03期）
刘卫红,黄为民[2]（2014）在《低速风洞收缩段的边界层修正》一文中研究指出通过求解不可压雷诺平均NS方程对低速风洞收缩段边界层位移厚度进行了研究,分析了位移厚度的发展规律,给出了不同收缩段口径、不同收缩比、不同收缩段长度下的位移厚度图表,数值证明了通过对收缩段进行边界层修正,可大大提高风洞试验段流场品质。研究结果表明,收缩段的边界层分布呈现先厚再薄再厚规律;进行边界层修正时,可只对收缩段后半部分的型面进行修正,不影响修正效果;同一个收缩比下,不同收缩曲线可采用同一个边界层位移厚度分布进行修正,仍可得到满意结果;而且轴对称截面收缩段得到的结果也可应用于矩形截面收缩段。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2014年01期）
冯晓娟,林鸿,张金涛,段远源[3]（2014）在《圆柱声学共鸣腔边界层扰动的二阶修正模型》一文中研究指出圆柱声学共鸣法是测量Boltzmann常数和研究声学温度计的重要方法.热边界层和黏性边界层是影响圆柱声学共振频率的最主要因素。目前已有的声学一阶微扰理论已不能满足圆柱声学共鸣法精确测量Boltzmann常数的需求(不确定度小于1×10~(-6)).本文建立了基于声学二阶微扰理论的边界层扰动修正模型,计算结果表明,与一阶修正相比,二阶修正不影响圆柱声学腔的共振频率,但对频率半宽产生不可忽略的影响,且随着圆柱腔内的声学共振模式而变化,压力越低影响越大.对于长度80 mm、半径40 mm的圆柱腔,在273.16 K、50 kPa,二阶修正对Ar的(2,0,0)频率半宽的影响接近7×10~(-6).采用二阶修正模型,更符合真实物理规律,满足精确测量的需求.(本文来源于《工程热物理学报》期刊2014年01期）
张瑞民,于金玲[4]（2013）在《基于修正边界层转捩的翼型气动特性研究》一文中研究指出边界层转捩是决定翼型流场特性的重要因素,因此在航空工程中开展边界层转捩研究具有重要意义。从转捩流动的物理特征出发,引入间歇函数对k-ωSST两方程湍流模型的Wilcox转捩模式进行了修正,进而对传统的NACA0012翼型的流场特性和气动性能进行了研究,并与原始边界层转捩的计算结果以及试验结果进行了比较。研究表明,改进后的模型对转捩位置具有较好的预测能力;在采用修正边界层转捩模型的情况下,翼型的阻力预测精度有了一定程度的提高。(本文来源于《飞行力学》期刊2013年01期）
吴宁宁[5]（2012）在《小折角平板高超声速边界层中扰动的演化及eN方法的修正》一文中研究指出本文采用扰动方程数值模拟结合线性稳定性分析的方法对带小折角平板的高超声速边界层中扰动的演化进行了研究，并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的eN方法进行验证分析，指出采用eN方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。通过计算分析扩张角和压缩角为1、2、3度，马赫数Ma4.5，雷诺数Re1105,5104的绝热壁面工况，所得结论如下：1、第二模态中性曲线过扩张角后向下偏折，偏折程度随扩张角的增大而增大。当扩张角为1度时，中性曲线偏折较小，扩张角前存在个别频率的不稳定波需要对N值进行修正。在本文所计算的工况下，频率为1.92的扰动波修正系数大小为0.2。当扩张角为2、3度时，中性曲线向下偏折严重，扩张角前的不稳定波过扩张角后全部衰减，不需要对N值进行修正。2、第二模态的中性曲线过压缩角后向上偏折，程度随压缩角的增大而增大。当压缩角为1度时，中性曲线向上偏折较小，压缩角前的不稳定波过压缩角后存在有效的增长区间，需要对N值进行修正。在本文所计算的工况下，N值的修正范围为-0.5~0.4。当压缩角为2、3度时，中性曲线向上偏折更加严重，甚至出现中性曲线上下两支闭合的现象，压缩角前的不稳定波过压缩角后变成稳定状态，不需要对N值进行修正。3、第一模态中性曲线上支过扩张角后向下偏折，程度随扩张角的增大而增大，中性曲线下支受扩张角影响较小。当扩张角为3度时，中性曲线上下两支过扩张角后闭合，在下游产生中性曲线间断的现象。由于不稳定扰动波过扩张角后全部衰减，采用eN方法计算时不需要对N值进行修正。4、压缩角对第一模态中性曲线的下支影响很小，但是使上支向上偏折，程度随压缩角的增大而增大，即过压缩角后不稳定波的频率范围增大。当考虑计算第一模态的N值时，需要对其进行适当修正。5、计算发现扰动波通过折角演化时出现幅值调制现象，这是由于扰动波通过折角时，激发出不同波数的扰动波相互迭加所导致的。但是调制所引起的幅值变化很小，不影响扰动总的增长或衰减趋势。(本文来源于《天津大学》期刊2012-12-01）
于娟,周宽,汤昀,辛锐,冯天恒[6]（2012）在《O_2/CO_2气氛下有边界层空间反应时传质系数的修正》一文中研究指出考虑炭粒表面氧化和还原反应、边界层CO气相反应、Stefan流和多组分扩散,建立了O2和CO2气体传质系数的修正表达式.炭球燃烧实验表明,对传质系数进行修正是必要的.考虑边界层CO气相反应后,O2传质系数降低,CO2传质系数升高.CO火焰锋面离炭粒表面越近,O2传质的修正系数越小,CO2传质的修正系数越大.当炭粒表面仅有氧化反应时,O2的修正系数最小值为0.5,比不考虑边界层反应的结果又增加了32.5%的修正量.如果同时考虑表面氧化和表面还原,反应的增多都会降低O2和CO2的传质系数,而且对CO2扩散的影响比对O2的影响大.传质系数的这些变化可归因于气相反应、表面反应和Stefan流的综合作用.(本文来源于《燃烧科学与技术》期刊2012年05期）
陈颂英,庞雷,曲延鹏,李文峰,宋秀琴[7]（2009）在《考虑边界层堵塞的离心泵滑移系数修正》一文中研究指出通过分析滑移系数两种定义形式的不同,可以得到流动滑移量是滑移系数计算的关键.考虑由粘性效应引起的边界层堵塞的影响,由边界层理论对离心泵叶片表面的边界层进行求解,计算出边界层位移厚度,从而对叶轮流动滑移量进行了修正,使滑移系数的计算更为精确.通过对一组离心泵的滑移系数和扬程的实际计算,结果表明:由于叶轮表面边界层堵塞的影响,使滑移系数计算值减小,使计算出的理论扬程和实际扬程也相应减小,与实验值更为接近.(本文来源于《山东大学学报(工学版)》期刊2009年02期）
马刚,邱崇践,王强[8]（2001）在《用变分法修正边界层资料的数值试验》一文中研究指出文中用变分方法修正边界层资料及模误差 ,目标函数相对于控制变量的梯度用扰动法计算 ,对利用小扰动求取梯度的方法进行了理论推导和试验分析。利用模式资料所作的数值试验表明 ,该方法能有效地修正模式自身误差 ,使模式能精确描述边界层物理过程 ,从而使调整后的初始场最好地拟合“观测资料”(本文来源于《气象学报》期刊2001年01期）
杜国梁,王应时[9]（1983）在《超音速风洞喷管设计中的边界层修正的新方法》一文中研究指出引言 目前还不能直接求解粘性流体的Navier-Stokes方程,对于管内的粘性流动问题还没有成熟的求解方法。所以在设计喷管时,都是首先进行无粘流场的计算,得到位流型面,然后再考虑边界层效应的修正。 文献[3]、[4]、[5]中所见的修正方法,都把边界层对位流的影响看作是对壁面的位置和形状的改变,其改变量就是位移厚度。得到位流型面之后,通过求解动量积分方程,得到位移厚度,然后迭加到位流型面上,求得最终的物理型面。(本文来源于《空气动力学学报》期刊1983年01期）
边界层修正论文开题报告
（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：
通过求解不可压雷诺平均NS方程对低速风洞收缩段边界层位移厚度进行了研究,分析了位移厚度的发展规律,给出了不同收缩段口径、不同收缩比、不同收缩段长度下的位移厚度图表,数值证明了通过对收缩段进行边界层修正,可大大提高风洞试验段流场品质。研究结果表明,收缩段的边界层分布呈现先厚再薄再厚规律;进行边界层修正时,可只对收缩段后半部分的型面进行修正,不影响修正效果;同一个收缩比下,不同收缩曲线可采用同一个边界层位移厚度分布进行修正,仍可得到满意结果;而且轴对称截面收缩段得到的结果也可应用于矩形截面收缩段。
（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。
边界层修正论文参考文献
[1].刘卫红,姚磊,余永生,吕金磊,屈晓力.航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究[J].实验流体力学.2015
[2].刘卫红,黄为民.低速风洞收缩段的边界层修正[J].空气动力学学报.2014
[3].冯晓娟,林鸿,张金涛,段远源.圆柱声学共鸣腔边界层扰动的二阶修正模型[J].工程热物理学报.2014
[4].张瑞民,于金玲.基于修正边界层转捩的翼型气动特性研究[J].飞行力学.2013
[5].吴宁宁.小折角平板高超声速边界层中扰动的演化及eN方法的修正[D].天津大学.2012
[6].于娟,周宽,汤昀,辛锐,冯天恒.O_2/CO_2气氛下有边界层空间反应时传质系数的修正[J].燃烧科学与技术.2012
[7].陈颂英,庞雷,曲延鹏,李文峰,宋秀琴.考虑边界层堵塞的离心泵滑移系数修正[J].山东大学学报(工学版).2009
[8].马刚,邱崇践,王强.用变分法修正边界层资料的数值试验[J].气象学报.2001
[9].杜国梁,王应时.超音速风洞喷管设计中的边界层修正的新方法[J].空气动力学学报.1983