导读:本文包含了高超声速流论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:局部稀薄效应,DSMC,连续失效判据
高超声速流论文文献综述
陈杰,赵磊[1]（2018）在《高超声速流存在局部稀薄效应的一个判据及相应的流动特性》一文中研究指出对于近空间高超声速飞行器的研制,计算流体力学(CFD)起着非常重要的作用。但若流场中存在必须考虑气体稀薄效应的地方,传统的CFD就要做相应的改变,这时首先遇到的问题将是判断是否需要考虑气体的稀薄效应的判据应该是什么?[1]其次就是气体稀薄效应的影响表现在什么地方?如何在CFD中考虑这一效应?本文选取具有代表性的高超声速剪切流为研究对象,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,对剪切强度和稀薄程度不断增强的流动,研究了分子运动速度分布函数以及剪切力的相应变化规律;找到了一个可以判别气体稀薄效应程度的无量纲参数Zh,以及传统连续介质模型下的剪切力和由DSMC所得剪切力随参数Zh的增大而出现的有规律性的差别。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2018年01期）
倪阳[2]（2015）在《高超声速流中碳材料烧蚀的分子动力学模拟》一文中研究指出高超声速环境下材料的烧蚀破坏问题是发展高超声速飞行器技术的关键问题。本文主要应用分子动力学方法对石墨受到高超声速氧分子流烧蚀过程进行了模拟研究。本文的主要工作有以下几个方面:(1)运用基于Reax FF力场势的分子动力学方法模拟了双层以及叁层石墨与高超声速氧分子流的相互作用过程。石墨在高超声速氧分子流的持续冲击作用下,氧原子与表层石墨原子结合;可以观察到部分结合了氧原子的碳原子以CO2的形式从表层石墨解离,石墨出现缺陷,逐渐破坏。另外发现叁层石墨的情况下表层石墨温度上升速度较慢。(2)运用基于REBO势的分子动力学方法对多层石墨受高超声速氧分子流的烧蚀过程进行了模拟。对LAMMPS中只包含碳、氢原子的REBO势函数进行修改,加入氧原子。分析了石墨氧化对其等效面内刚度的影响。研究发现,多层石墨在受到高超声速氧分子流冲击烧蚀过程中出现逐层破坏的现象,且模拟随着层数的增多,石墨破坏的时间相对延后。研究了缺陷对双层石墨受高超声速氧分子流冲击烧蚀过程的影响,发现双空位缺陷加速了表层石墨升温破坏的过程,单空位缺陷的影响次之,而Stone-Wales型缺陷对烧蚀过程的影响可以忽略。氧原子以吸附的方式与石墨结合对其等效面内刚度基本没有影响,而在缺陷处与碳原子结合则降低了石墨的等效面内刚度。(3)对研究石墨烧蚀问题时,分子动力学方法的可计算规模进行了探讨。运用基于REBO势的分子动力学方法采用单核计算对包含33516个碳原子,12000个氧原子的系统进行300ps的模拟,时间步长为1fs。总的计算机时约为10个小时,这相对于采用Reax FF力场势所能计算的规模有了很大的提高。另外详细描述了表层石墨在受高超声速氧分子流冲击作用过程中从缺陷产生、缺陷扩展到破坏解体的阶段性现象,分析了模拟过程中表层石墨的温度和系统势能的变化。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-03-01）
赵海[3]（2009）在《超声速/高超声速流中二元机翼的颤振与极限环》一文中研究指出颤振是指当飞行器在气流中以一定速度运动时,在弹性力、惯性力和空气动力的作用下,刚好使它能够维持等幅振荡的一种自激振动。高超声速飞行器模型中与极限环振荡密切相关的就是结构刚度的非线性和气动力的非线性,两种因素都有可能使极限环振荡趋于稳定,同时也可能使极限环振荡发散。本文研究了超声速/高超声速流中含有立方非线性刚度的双楔形二元机翼具有结构和气动耦合非线性作用下的颤振,并对模型中各系统参数对颤振极限环的影响作了详细的讨论。本文的主要内容分为以下几个部分:1.采用叁阶活塞理论推导出超音速流中作用于二元机翼上的非线性气动力和气动力矩,应用Lagrange方法建立了高超声速流中具有结构非线性和气动非线性耦合作用下双楔形二元机翼的运动微分方程,并对方程进行无量纲化。2.应用Routh-Hurwitz判据及Hopf分岔定理推导出了系统的临界颤振速度,详细讨论了各系统参数对临界颤振速度的影响。3.以无量纲流速为分岔参数,详细讨论了非线性刚度系数对系统的颤振极限环幅值的影响。数值模拟结果表明:增大非线性刚度,可以减小同一无量纲流速下沉浮和俯仰自由度极限环振荡的幅值,并且能有效增大极限环的存在区间,提高颤振失稳的马赫数。4.针对国内外部分文献在处理非线性气动力及气动力矩时未保留非线性气动阻尼项,以无量纲流速为分岔参数,对两种模型的数值模拟结果进行了比较。结果表明:在临界颤振点附近非线性气动阻尼项对颤振后系统两个自由度极限环幅值影响很小;但随着无量刚流速的增大,非线性阻尼项不但会影响极限环的幅值,系统还会出现倍周期等复杂动力学现象。5.铰链老化、松动是实际飞行器中经常存在且不可避免的问题,在俯仰自由度上加入间隙非线性刚度对系统进行了动力学分析。数值模拟结果表明:由于间隙的存在,系统的临界颤振速度有所减小;随着无量纲流速的增大,系统将发生分岔进入混沌,随后系统还将发生分岔,由混沌进入周期运动,最终颤振失稳。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2009-06-01）
郭虎伦,陈予恕[4]（2009）在《超声速及高超声速流中立方非线性机翼的分岔研究》一文中研究指出研究超声速及高超声速流中立方非线性机翼的极限环振荡(LCO)、分岔及颤振。首先,由活塞理论建立了二元双楔机翼的运动微分方程。然后,通过对线化系统零平衡点的特征值分析表明,系统通过Hopf分岔产生了LCO。并研究了各机翼参数对系统Hopf分岔点的影响。最后研究了俯仰非线性刚度和翼型厚度对系统分岔点和颤振失稳Mach数的影响,结果表明增大俯仰非线性刚度会分岔出高倍周期LCO,且能降低LCO的幅值,增大非零定常解的运行区间,提高颤振失稳的Mach数,而增大翼型厚度将降低发生LCO和颤振失稳的Mach数,且大大增加了LCO的幅值。(本文来源于《第十二届全国非线性振动暨第九届全国非线性动力学和运动稳定性学术会议论文集》期刊2009-05-15）
马汉东,周伟江[5]（2003）在《高超声速流中钝锥侧向喷流干扰流场的数值模拟》一文中研究指出本文用数值方法研究了高超声速来流中的钝体侧向喷流干扰流场随攻角下的变化特性,并与实验结果进行了的比较。研究结果表明,在本文计算条件下,中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处存在另一个调和主分离和喷流的第叁个马蹄涡,大攻角时这叁个马蹄涡消失,干扰规律有所不同。表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离也为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动。中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布曲线上产生两个峰值,而主分离马蹄涡和喷口前拐角前马蹄涡则产生两个波谷,随攻有增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失。实验压力分布从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性,但还需做进一步的确认研究。(本文来源于《第四届《海峡两岸计算流体力学学术研讨会》论文集》期刊2003-08-01）
林贞彬,竺乃宜,葛学真,余西龙,郭大华[6]（2002）在《若干特种测试技术在高超声速流中的应用》一文中研究指出本文结合力学所高温气体动力学开放实验室的工作和国外动态讨论若干特种测试技术在高超声速流中的应用。报告强调这类技术对高焓流动实验研究的重要性,描述其基本工作原理和实验方案,并通过实例展望其发展趋势。(本文来源于《高超声速前沿问题研讨班》期刊2002-08-01）
周伟江,姜贵庆[7]（1999）在《高超声速流中局部构件上质量引射的热防护特性研究》一文中研究指出通过数值求解Ｎ－Ｓ方程，研究了局部构件上质量引射对表面热行为的影响及其机理，参数包括引射速度、引射区域大小、引射方向和引射位置。研究表明，质量引射可有效地降低表面热流峰值和热流分布，其原因：一是改变了局部分离流动特性；二是改变了当地的附面层结构，而附面层特性的改变是主要的影响。引射效果与引射速度关系密切，引射方向对结果影响不大，引射效率最高区域为无引射再附点后的高温高压区，在该处引射质量可有效地减缓高速外流对构件的冲击。(本文来源于《航空学报》期刊1999年03期）
Ａ．Ａ．迈斯罗夫,Ｓ．Ｇ．米洛诺夫[8]（1998）在《高超声速流的电子束诊断法(英文)》一文中研究指出本文描述用电子束辉光法测量高超声速流中平均密度、速度以及密度变化特征的物理原理和过程。对此法用于平板上激波层稳定性问题的适用范围和限制条件作了分析。内容通过风洞实验结果加以说明。(本文来源于《流体力学实验与测量》期刊1998年04期）
夏南,袁生学[9]（1996）在《在超声速高超声速流中横向喷流的分析计算》一文中研究指出根据动量守衡导出的一种快速工程计算方法，计算了超声速高超声速流中横向喷流轨迹．并对实验研究中菱形后楔面喷流进行了分析计算．给出了各种流动和几何参数的影响．(本文来源于《中国科学技术大学学报》期刊1996年03期）
何中伟[10]（1994）在《圆管内高超声速流的发展和激波形态的实验研究》一文中研究指出本文的研究目的是了解沿圆管内发展的高超声速流的结构。实验是在加拿大多伦多大学的高超声速炮风洞内完成的，风洞的自由射流马赫数Ｍ＿∞＝８．３０，总温Ｔ＿（ｔ∞）＝１０００Ｋ，总压Ｐ＿（ｔ∞）＝２６．５ＭＰａ单位雷诺数Ｒ＿ｅ＝３．２×ｌ０￣７。壁面静压以及内流中的若干截面内的皮托压力和静压测量结果揭示，管内产生的激波主要是斜激波形态，而且存在着较强的激波与边界层的相互干扰。实验发现，近管中心线的高超声速流动有不稳定现象；壁面的边界层，基本上是湍流边界层，特别是干扰区的下游；圆管出口的周向内壁面的顶壁面静压对管的攻角异常敏感。本文提供的结果，可以指导高超声速流的计算流体力学的方法和进展。(本文来源于《空气动力学学报》期刊1994年04期）
高超声速流论文开题报告
（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：
高超声速环境下材料的烧蚀破坏问题是发展高超声速飞行器技术的关键问题。本文主要应用分子动力学方法对石墨受到高超声速氧分子流烧蚀过程进行了模拟研究。本文的主要工作有以下几个方面:(1)运用基于Reax FF力场势的分子动力学方法模拟了双层以及叁层石墨与高超声速氧分子流的相互作用过程。石墨在高超声速氧分子流的持续冲击作用下,氧原子与表层石墨原子结合;可以观察到部分结合了氧原子的碳原子以CO2的形式从表层石墨解离,石墨出现缺陷,逐渐破坏。另外发现叁层石墨的情况下表层石墨温度上升速度较慢。(2)运用基于REBO势的分子动力学方法对多层石墨受高超声速氧分子流的烧蚀过程进行了模拟。对LAMMPS中只包含碳、氢原子的REBO势函数进行修改,加入氧原子。分析了石墨氧化对其等效面内刚度的影响。研究发现,多层石墨在受到高超声速氧分子流冲击烧蚀过程中出现逐层破坏的现象,且模拟随着层数的增多,石墨破坏的时间相对延后。研究了缺陷对双层石墨受高超声速氧分子流冲击烧蚀过程的影响,发现双空位缺陷加速了表层石墨升温破坏的过程,单空位缺陷的影响次之,而Stone-Wales型缺陷对烧蚀过程的影响可以忽略。氧原子以吸附的方式与石墨结合对其等效面内刚度基本没有影响,而在缺陷处与碳原子结合则降低了石墨的等效面内刚度。(3)对研究石墨烧蚀问题时,分子动力学方法的可计算规模进行了探讨。运用基于REBO势的分子动力学方法采用单核计算对包含33516个碳原子,12000个氧原子的系统进行300ps的模拟,时间步长为1fs。总的计算机时约为10个小时,这相对于采用Reax FF力场势所能计算的规模有了很大的提高。另外详细描述了表层石墨在受高超声速氧分子流冲击作用过程中从缺陷产生、缺陷扩展到破坏解体的阶段性现象,分析了模拟过程中表层石墨的温度和系统势能的变化。
（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。
高超声速流论文参考文献
[1].陈杰,赵磊.高超声速流存在局部稀薄效应的一个判据及相应的流动特性[J].空气动力学学报.2018
[2].倪阳.高超声速流中碳材料烧蚀的分子动力学模拟[D].南京航空航天大学.2015
[3].赵海.超声速/高超声速流中二元机翼的颤振与极限环[D].哈尔滨工业大学.2009
[4].郭虎伦,陈予恕.超声速及高超声速流中立方非线性机翼的分岔研究[C].第十二届全国非线性振动暨第九届全国非线性动力学和运动稳定性学术会议论文集.2009
[5].马汉东,周伟江.高超声速流中钝锥侧向喷流干扰流场的数值模拟[C].第四届《海峡两岸计算流体力学学术研讨会》论文集.2003
[6].林贞彬,竺乃宜,葛学真,余西龙,郭大华.若干特种测试技术在高超声速流中的应用[C].高超声速前沿问题研讨班.2002
[7].周伟江,姜贵庆.高超声速流中局部构件上质量引射的热防护特性研究[J].航空学报.1999
[8].Ａ．Ａ．迈斯罗夫,Ｓ．Ｇ．米洛诺夫.高超声速流的电子束诊断法(英文)[J].流体力学实验与测量.1998
[9].夏南,袁生学.在超声速高超声速流中横向喷流的分析计算[J].中国科学技术大学学报.1996
[10].何中伟.圆管内高超声速流的发展和激波形态的实验研究[J].空气动力学学报.1994