导读:本文包含了后体尾喷管论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:吸气式高超声速飞行器,叁维后体尾喷管,CATIA二次开发,Kriging模型
后体尾喷管论文文献综述
苗萌,曾鹏,阎超[1]（2013）在《基于替代模型的叁维后体尾喷管优化设计》一文中研究指出叁维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,在设计过程中需引入优化方法,最大限度地提升其气动性能。但直接采用CFD程序求解3维N-S方程进行优化设计会导致计算量过大而不适于实际应用,文中采用利用试验设计方法构建替代模型的思想,发展了一种基于替代模型的叁维后体尾喷管优化设计方法。通过采用叁维外形参数化、CATIA二次开发技术自动生成外形、叁维喷管计算网格自动生成、试验设计方法抽取样本点进行CFD计算并构建Kriging替代模型以及NSGAⅡ多目标遗传算法等技术手段,对吸气式高超声速飞行器叁维后体尾喷管进行了多目标优化设计。优化后的叁维后体尾喷管与原始喷管相比,综合性能得到了较大的提升。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2013年05期）
周凯,贺旭照,秦思,吴颖川[2]（2012）在《高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟研究》一文中研究指出针对吸气式高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用问题开展数值模拟研究,建立了后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟方法和软件。对一种开放式单壁膨胀尾喷管后体尾喷管内外流相互作用问题进行了模拟研究,研究结果表明:由于内外流相互作用的存在,导致尾喷管及后体底部区域流动结构非常复杂,产生了复杂的激波和膨胀波系以及剪切层结构,对于所研究的开放式单壁膨胀尾喷管,冷/热态喷流影响差异较大,尤其是对翼舵的控制力矩和法向力影响不可忽视,这将直接影响到飞行器的控制和稳定特性。(本文来源于《第十五届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）》期刊2012-07-13）
高太元,崔凯,王秀平,胡守超,杨国伟[3]（2012）在《叁维后体/尾喷管一体化构型优化设计及性能分析》一文中研究指出针对高超声速飞行器后体/尾喷管一体化构型,以飞行马赫数6.5,飞行高度25km为设计条件,综合使用二维型线优化和叁维关键参数优化,对构型的升/推力性能进行了优化设计.首先基于二维型线,采用叁次B样条曲线对上膨胀面型线进行参数化,计算流体动力学(CFD)进行性能评估,序列二次规划(SQP)方法作为优化方法,建立了优化设计流程,在优化迭代中利用局部网格重构技术提高计算效率.在二维优化的基础上设计了叁维后体/尾喷管一体化构型,获得了下膨胀面/后体长度比l/L、下膨胀面倾角ω、出口高度/后体长度比H/L及等关键参数对一体化构型升力、推力等性能参数的影响规律.研究发现在此条件下,当l/L=1/6,H/L=0.35,ω=10°时,后体/尾喷管一体化构型的综合性能最优.此外,加装侧板可以有效防止侧向的高压泄露,有助于提升飞行器的升力和推力性能.(本文来源于《科学通报》期刊2012年04期）
周进[4]（2011）在《吸气式高超声速飞行器后体尾喷管化学非平衡流场数值分析》一文中研究指出吸气式高超声速飞行器后体尾喷管是产生推力，升力，力矩的重要部件，后体尾喷管流动现象复杂，本文着重研究后体尾喷管内化学非平衡流场和非均匀进口流场对推力、升力、俯仰力矩等气动力性能参数的影响。首先对考虑化学非平衡影响的流场进行了数值模拟，在该部分采用氢氧七组元十叁方程模型，分析了喷管冻结流动、喷管“补燃”现象以及温度和氧原子浓度对燃烧位置的影响，对比Stalker R. J的实验结果，得到了与之一致的计算结果，验证了所采用计算方法的可信度；在化学非平衡流场的分析基础上考虑喷管进口非均匀性的影响对后体尾喷管流场进行了进一步的数值模拟，非均匀进口流场设置原则遵守总动量守恒和各组元质量守恒，给出了各种非均匀入口下，流场参数分布和气动力系数变化规律，结果表明非均匀工况和均匀工况相比，造成了推力损失，计算结果表明推力损失的位置主要集中在喷管前一小段位置，喷管中后段压力分布基本一致；非均匀工况之间对比表明推力系数、升力系数随着燃料入口马赫数的变化呈现一定规律性，这对于控制推力损失有一定指导意义。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2011-12-01）
甘文彪,阎超[5]（2011）在《高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计》一文中研究指出结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2011年11期）
贺旭照,倪鸿礼,周正,乐嘉陵[6]（2010）在《吸气式高超声速飞行器叁维后体尾喷管优化设计》一文中研究指出叁维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升叁维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种叁维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、叁维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-Ⅱ多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管叁维构型进行了多目标优化设计。优化后的叁维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。(本文来源于《第十四届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）》期刊2010-07-14）
贺旭照,倪鸿礼,周正,乐嘉陵,宋文艳[7]（2009）在《吸气式高超声速飞行器叁维后体尾喷管优化设计》一文中研究指出叁维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升叁维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种叁维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、叁维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管叁维构型进行了多目标优化设计。优化后的叁维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。(本文来源于《推进技术》期刊2009年06期）
周正[8]（2008）在《吸气式高超声速飞行器后体尾喷管优化设计》一文中研究指出本文针对吸气式高超声速飞行器后体单壁膨胀式尾喷管开展了优化设计研究。首先在学习掌握遗传算法的基础上,实现了基于非支配排序的多目标优化遗传算法NSGA-II,完成程序的自适应改进;通过对经典多目标优化问题的计算比较,证实了程序的多目标优化能力。然后,利用二维网格自动生成程序和PNS流场解算器,建立了针对二维单壁式膨胀尾喷管优化问题的设计优化流程,开展了单目标和多目标的优化设计;优化设计结果表明,本文建立的优化算法具有与商业软件相当的优化能力。最后,通过对二维单壁膨胀式尾喷管多种曲线参数化描述的设计方法研究,开展了四组共十二种设计方案的优化,获得的优化方案在推力单目标、升力-推力双目标、升力-推力-力矩叁目标性能上都表现良好,其中,针对推力优化的方案较之文献的优化结果有约6%的推力提高。本文发展建立的优化算法和程序,为深入开展吸气式高超声速飞行器后体尾喷管的多目标优化设计研究提供了有力工具。(本文来源于《中国空气动力研究与发展中心》期刊2008-03-01）
车竞,唐硕[9]（2006）在《高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计》一文中研究指出采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。(本文来源于《飞行力学》期刊2006年03期）
后体尾喷管论文开题报告
（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：
针对吸气式高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用问题开展数值模拟研究,建立了后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟方法和软件。对一种开放式单壁膨胀尾喷管后体尾喷管内外流相互作用问题进行了模拟研究,研究结果表明:由于内外流相互作用的存在,导致尾喷管及后体底部区域流动结构非常复杂,产生了复杂的激波和膨胀波系以及剪切层结构,对于所研究的开放式单壁膨胀尾喷管,冷/热态喷流影响差异较大,尤其是对翼舵的控制力矩和法向力影响不可忽视,这将直接影响到飞行器的控制和稳定特性。
（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。
后体尾喷管论文参考文献
[1].苗萌,曾鹏,阎超.基于替代模型的叁维后体尾喷管优化设计[J].空气动力学学报.2013
[2].周凯,贺旭照,秦思,吴颖川.高超声速飞行器后体/尾喷管内外流相互作用数值模拟研究[C].第十五届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）.2012
[3].高太元,崔凯,王秀平,胡守超,杨国伟.叁维后体/尾喷管一体化构型优化设计及性能分析[J].科学通报.2012
[4].周进.吸气式高超声速飞行器后体尾喷管化学非平衡流场数值分析[D].南京航空航天大学.2011
[5].甘文彪,阎超.高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计[J].北京航空航天大学学报.2011
[6].贺旭照,倪鸿礼,周正,乐嘉陵.吸气式高超声速飞行器叁维后体尾喷管优化设计[C].第十四届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）.2010
[7].贺旭照,倪鸿礼,周正,乐嘉陵,宋文艳.吸气式高超声速飞行器叁维后体尾喷管优化设计[J].推进技术.2009
[8].周正.吸气式高超声速飞行器后体尾喷管优化设计[D].中国空气动力研究与发展中心.2008
[9].车竞,唐硕.高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计[J].飞行力学.2006
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