导读:本文包含了跨声速风洞论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:液氮存储装置,降温系统,风洞,雷诺数
跨声速风洞论文文献综述
李峰,高超,郗忠祥,张国彪[1]（2019）在《连续式跨声速风洞降温系统液氮存储装置的设计与调试》一文中研究指出低温运行是提高风洞实验雷诺数的有效途径。采用喷洒液氮的方式,NF-6风洞建成了国内第一套适用于连续式跨声速风洞的降温系统。介绍了NF-6风洞降温系统的总体方案和主要技术指标,重点介绍其液氮存储装置的结构和技术原理,给出了静态和通气运行调试结果。测试结果表明:提出的液氮需求量计算方法正确,为储罐容积估算提供了理论依据;液氮存储装置设计合理,液氮加注通畅平稳,自增压系统工作正常,绝热性满足低温液氮存储要求;储罐的液氮日蒸发率为0.044%,远低于设计指标;液氮存储装置与降温系统整体匹配良好、工作稳定,总温、总压、马赫数以及运行时间等关键指标达到设计要求。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年05期）
战培国[2]（2019）在《国外大中型跨声速风洞模型支撑技术研究》一文中研究指出在简要分析跨声速风洞特征和尺度分类基础上,概述了国外大中型跨声速风洞的建设情况。归纳并总结了国外大中型跨声速风洞模型支撑方式。介绍了美国波音跨声速风洞最新研制的双转轴模型支撑系统。(本文来源于《飞航导弹》期刊2019年10期）
杜玺,闫海津,吴宇昂,李政德,杨志刚[3]（2019）在《跨声速自然层流短舱气动设计和风洞试验研究》一文中研究指出层流控制技术是一个降低摩擦阻力的有效手段,为了设计出更经济、更环保的民用客机,需要开展层流技术的应用探索。随着飞机发动机技术的不断进步,涡扇发动机涵道比在不断增大,因此,短舱尺寸也在跟着加大,如果短舱上能够实现大面积的层流,就可以为全机带来较明显的经济性收益。本文总结了针对宽体客机开展的自然层流(NLF)短舱气动设计、数值计算和风洞试验验证工作。首先针对层流短舱外形进行气动设计,保证巡航点有一定的顺压梯度,随后采用带有γ-Reθ转捩模型的计算流体力学(CFD)工具对设计方案层流区域进行评估,最后开展风洞试验对设计方案和转捩预测工具进行校核验证。该试验在德国ETW跨声速风洞进行,对层流短舱高速气动性能进行校核,采用TSP进行转捩位置测量,结果表明层流区域长度占短舱外表面弦长的30%～55%。(本文来源于《航空科学技术》期刊2019年09期）
战培国[4]（2019）在《大型跨声速风洞配套试验技术研究》一文中研究指出世界上大型跨声速风洞仅存叁座,即美国的TDT、16T和UPWT-11ft风洞。概述了世界大型跨声速风洞建设情况,归纳并分析了现存叁座大型跨声速风洞性能特点及其各自配备的试验技术,如特种试验技术、模型支撑技术、流动显示技术等。(本文来源于《飞航导弹》期刊2019年11期）
刘新朝,都鹏杰,付明龙[5]（2019）在《某连续式跨声速风洞半柔壁喷管段仿真分析》一文中研究指出喷管作为风洞的核心部段之一,在试验过程中承受着严重的气动载荷。有必要采用合理的手段分析喷管整体结构在不同试验工况下的受力及变形,以保证喷管承力结构设计稳定可靠。另外,还应对壁板及执行机构等部件进行受力分析,以评估气动载荷对内型面及执行机构精度的影响,为结构优化提供参考。本文采用有限元仿真分析方法,将喷管段框架和壁板整体进行仿真分析,采用壳体单元建模,通过计算得到了不同工况下喷管段的刚度、强度结果。同时通过计算分析得到了喷管段的支反力情况和结构动态特性。整体建模方式虽然增加了建模难度和网格数量,但大大提高了结果的精确性,分析结果为喷管段的支撑基础设计、结构优化及动态响应分析提供了关键参数。仿真分析结果表明,喷管段结构满足设计指标,对执行机构精度影响较小,结构动态特性良好。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
王琦峰,梁煜,赖国俊,薛帮猛,闫海津[6]（2019）在《翼身融合布局跨声速风洞试验支撑干扰研究》一文中研究指出针对翼身融合布局大型宽体客机跨声速测力测压风洞试验中遇到的支撑干扰问题,使用基于多块结构化网格的RANS求解器开展了数值模拟与分析。对带腹支撑的翼身融合体构型开展计算分析,研究了腹支撑引起的全机升阻特性变化结果和机理。针对风洞试验中升力体腹部的溢流现象,使用考虑腹支撑、升力体腹部槽道和升力体内空腔的计算模型开展了数值模拟。计算结果与试验对比表明,数值模拟可以较好地模拟出溢流现象,考虑支撑干扰的数值计算结果,其全机升阻特性和表面压力分布也更加接近试验。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
余立,杨兴华,寇西平,曾开春,吕彬彬[7]（2019）在《跨声速风洞模型主动减振系统试验研究》一文中研究指出为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2019年04期）
刘为杰,何帆,凌忠伟[8]（2019）在《2.4m跨声速风洞流场预测自抗扰控制》一文中研究指出针对2.4m跨声速风洞总压和马赫数控制具有强耦合、时滞、系统参数摄动和外界干扰不确定性等特点,设计了预测自抗扰控制。采用自抗扰控制(ADRC),将总压和马赫数两个通道之间的耦合、流场建模误差、系统的参数摄动和外界干扰等视为总干扰,通过扩张状态观测器(ESO)将总干扰估算出来并进行前馈补偿,一方面可以实现总压和马赫数的解耦控制,另一方面提高了流场的抗干扰能力。同时使用Smith预估器得到系统无时延输出并将其反馈至扩张状态观测器,加快其收敛速度,从而提高控制系统的性能。仿真结果表明,该控制器能够很好地实现总压和马赫数的解耦,并且具有良好的动态特性、抗干扰能力和鲁棒性。(本文来源于《航空学报》期刊2019年11期）
侯良学,张戈,刘南,王冬,钱卫[9]（2019）在《基于风洞试验模型的跨声速颤振研究》一文中研究指出飞行器跨声速工况下颤振边界快速下降,是结构设计和强度校核重点关注的状态之一。目前工程中采用基于偶极子格网法的线性分析手段无法准确预测跨声速颤振边界,风洞试验仍然是研究飞行器跨声速颤振特性的重要手段;以两套颤振试验标准模型为研究对象,在FL-3风洞中开展了风洞跨声速试验研究,采用PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测了模型的跨声速颤振边界,并利用ZAERO和CFD/CSD耦合两种数值计算方法预测了试验模型的颤振边界。结果表明:PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测颤振边界具有较好的趋势性,颤振边界合理可靠;ZAERO线性方法对跨声速颤振边界的预测精度较低,而基于CFD/CSD耦合的非线性方法得到的跨声速颤振边界与试验吻合较好,相互验证了风洞试验和数值计算的可靠性。(本文来源于《振动与冲击》期刊2019年13期）
毛代勇,师建元,张林,赵忠良,熊瑞平[10]（2019）在《2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验支撑装置研制》一文中研究指出风洞虚拟飞行试验是开展气动/飞行力学一体化研究的有效手段,也是连接地面模拟与飞行试验的桥梁和纽带,为了实现风洞虚拟飞行试验真实模拟飞行器机动运动的要求,需要研制一种模型支撑机构研究风洞虚拟飞行试验技术。文中以2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验为背景,设计了风洞虚拟飞行试验支撑装置,并对其进行了力学建模,根据得到的数学模型对结构静力学特性和动力学特性进行了仿真分析,同时也利用CFD技术对其进行了支撑干扰分析。仿真分析结果和试验结果均表明风洞虚拟飞行试验支撑装置设计合理,具有较好的强度特性、刚度特性和较小的支撑干扰,满足风洞虚拟飞行试验研究要求,为该类试验的风洞支撑问题提供了一个可行的技术方案。(本文来源于《机械设计》期刊2019年06期）
跨声速风洞论文开题报告
（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：
在简要分析跨声速风洞特征和尺度分类基础上,概述了国外大中型跨声速风洞的建设情况。归纳并总结了国外大中型跨声速风洞模型支撑方式。介绍了美国波音跨声速风洞最新研制的双转轴模型支撑系统。
（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。
跨声速风洞论文参考文献
[1].李峰,高超,郗忠祥,张国彪.连续式跨声速风洞降温系统液氮存储装置的设计与调试[J].实验流体力学.2019
[2].战培国.国外大中型跨声速风洞模型支撑技术研究[J].飞航导弹.2019
[3].杜玺,闫海津,吴宇昂,李政德,杨志刚.跨声速自然层流短舱气动设计和风洞试验研究[J].航空科学技术.2019
[4].战培国.大型跨声速风洞配套试验技术研究[J].飞航导弹.2019
[5].刘新朝,都鹏杰,付明龙.某连续式跨声速风洞半柔壁喷管段仿真分析[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[6].王琦峰,梁煜,赖国俊,薛帮猛,闫海津.翼身融合布局跨声速风洞试验支撑干扰研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[7].余立,杨兴华,寇西平,曾开春,吕彬彬.跨声速风洞模型主动减振系统试验研究[J].南京航空航天大学学报.2019
[8].刘为杰,何帆,凌忠伟.2.4m跨声速风洞流场预测自抗扰控制[J].航空学报.2019
[9].侯良学,张戈,刘南,王冬,钱卫.基于风洞试验模型的跨声速颤振研究[J].振动与冲击.2019
[10].毛代勇,师建元,张林,赵忠良,熊瑞平.2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验支撑装置研制[J].机械设计.2019