一、激波风洞数值模拟及激波管内边界层效应作用研究（论文文献综述）
李一鸣[1]（2020）在《内转式进气道流动中的激波及相互作用研究》文中进行了进一步梳理进气道作为超燃冲压发动机捕获并压缩来流的重要气动部件,对吸气式高超声速飞行器气动布局和性能至关重要。三维内转式进气道以其压缩效率高、润湿面积小、以及易于实现从飞行器前体向圆形燃烧室过渡等优势,成为研究的热点之一。然而,内转式进气道复杂的几何结构,会产生多种形式的曲面激波（如压缩面激波、唇口激波、分离激波、再附激波等）,使其流动具有明显有别于传统二元进气道的特殊性和复杂性,尤其是弯曲激波和激波/边界层干扰更是增加了三维复杂特征。因此,以往在二维流场中有关平面激波及其与边界层相互作用的机理和规律认识,难以直接应用于内转式进气道中。目前关于内转式进气道的研究还很不充分,尤其是在基本特征认识中起关键支撑作用的内转式进气道流场实验观测更是匮乏。为此,发展了针对内转式进气道进行流场观测的实验方法,借助数值模拟,对于实验中观察到的内转式进气道中的典型流场结构展开分析。进一步,针对进气道中普遍存在的复杂的弯曲激波与弯曲壁面的干扰问题进行解耦,突出重点,分解难点,将入射激波简化为平面斜激波,以着重体现凹柱面的弯曲壁面在反射过程中的作用。首先,提出了一种分段显示的内转式进气道内流场观测方法,可分段获取截断剖面处的内流场结构,通过多段组合进而融合出内流道整体空间结构信息。发展了适用于激波风洞的平面激光散射（PLS）技术,利用水蒸气在喷管中凝结产生的纳米级颗粒作为示踪粒子。相关的性能测试和分析表明,PLS方法在高超声速流动研究中是一种有效的流动显示方法,实现了对于三维内转式进气道流场的实验观测。此外,通过压敏漆（PSP）技术,实现对模型表面压力分布开展面测量,取得壁面流场分布信息,再结合纹影、PLS等不同方法的组合运用,可以从多方位获得流场信息,以有助于相关认识从片面走向全面。其次,在对内转式进气道流场的实验观测基础上,借助数值模拟,获得了内转式进气道的弯曲壁面内流道复杂流场结构较为完整的刻画,内转式进气道唇口V形钝前缘处的复杂波系干扰,不仅造成当地的极高热力载荷,而且在内外两侧均形成反向流向涡对（CVP）,其影响将延伸至较远的下游区域;此外,内流道中前体压缩面侧的较大范围低速区的形成不仅与长距离的前体压缩面边界层发展有关,同时也包含了唇口内侧激波与弯曲侧壁相互作用所引起的侧壁边界层向底部聚集的作用。此外,采用无粘数值模拟,考察了斜激波在凹柱面上反射所产生的三维波系结构,结合局部二维化分析方法,对激波在凹柱面上的规则-马赫反射类型转变规律进行了一定程度的预测和分析。研究发现,在凹柱面侧壁主要呈现马赫反射的特征,而对称面附近区域则更易于出现规则反射,其间的过渡区域伴随有桥激波、剪切层等复杂结构。随着入射斜激波强度的增加,规则反射区逐步减小乃至消失,此时对称面处的反射类型将由规则反射转变成马赫反射,进而出现全马赫反射模式,对称面附近接近正激波压缩效果的马赫杆波后出现高压低速区,该区域不仅总压损失显着,而且流场不均匀性也很明显。因此,鉴于全马赫反射的诸多不利影响,建议在内流道设计和运行中应尽量避免。
孙学文[2]（2020）在《高超声速气动热预测及热防护材料/结构响应研究》文中研究表明高超声速飞行器具有极其重要的军事战略意义和广泛的民用前景,是航空航天事业发展的一个重要方向。高超声速飞行器在服役过程中所处气动环境恶劣、影响因素复杂,外部流场气动热环境与热防护材料/结构之间存在强烈的耦合作用,准确地预测高超声速气动热环境以及材料/结构的响应是热防护系统设计的前提与基础。飞行器在服役过程中,外部气体由于激波的作用,将会使气体大部分的动能变为热能,从而导致外部流场高温气体效应,对飞行器表面产生严重的气动加热。一方面气动热力环境将会使材料发生烧蚀,导致结构产生变形,另外热防护材料的烧蚀以及结构变形在很大程度上也会影响外部流场,进而影响气动热环境,这样对飞行器热防护系统的使用将产生严重的影响,对热防护材料/结构提出了极大的挑战,成为发展高超声速飞行器所面临的难题之一。本文从高超声速气动热环境预测、热防护材料/结构与热环境的耦合效应出发,主要开展了高超声速气动热影响因素、缝隙结构流场及其局部热环境、热防护材料/结构在气动热环境下的响应预测等问题的研究,具体包括以下几个方面的内容。（1）对飞行器典型结构在服役环境下的气动热进行研究。分析高温化学非平衡效应、壁面催化效应以及飞行高度对气动热环境的影响,并研究了壁面催化对气动热的敏感度,得到了圆柱钝头以及球锥模型的外部流场特征及气动热环境。高温化学非平衡效应极大得改变了流场及气动热环境,采用高温化学非平衡模型相对量热完全气体模型,计算得到的流场与试验值更加相符,高温化学非平衡效应使激波脱体距离明显减小,由15.1mm减小为11.8mm,激波内温度降低,由9647K降低到8287K,壁面热流密度减小24.2%,但对气动力的影响不大。壁面催化作用加速了近壁面区域化学组元之间的复合反应,采用完全催化壁面相对非催化壁面使得热流密度增加19.8%,并得到了不同马赫数、曲率半径、壁面温度下催化效应对气动热预测的敏感度。分析了 71km及81km两种飞行高度下球锥模型的气动热环境,在一定范围内,随着飞行高度的增加,化学反应速率减小,气动热变强,气动压力减小。（2）对高超声速环境下缝隙结构开展了流场及局部热环境的研究。得到缝隙内存在一定的涡旋运动,缝隙内绝大部分区域的气流速度较低,靠近缝隙底部的气体几乎静止。缝隙内壁面热流呈现U型分布,在缝隙出口处存在过热点,是热防护设计的重点。缝隙内热流会随着来流攻角及马赫数的增大而增加,但缝隙内的涡旋结构形态、局部热环境以及壁面热流分布规律基本不变。当缝隙宽度一定时,改变缝隙深度对于前后壁面热流的影响不大,当固定缝隙深度时,前后壁面热流随着缝隙宽度的增加而增大。缝隙内主涡个数受到缝隙宽深比的限制,来流条件决定了缝隙内最大主涡的个数。通过在缝隙出口处设计倒角,可有效改善缝隙的局部热环境。（3）研究了高超声速气动热环境与热防护材料之间的耦合关系。建立了流-热-烧蚀多物理场耦合模型,采用小型风洞对D6AC超高强钢进行烧蚀试验研究,并验证了多物理场耦合模型的有效性。采用流-热-烧蚀多物理场耦合方法对高超声速环境下碳/碳复合材料的传热及烧蚀过程进行研究,碳/碳复合材料前缘模型初始阶段驻点区热流值最大,随着烧蚀时间的推移,材料壁面温度逐渐升高,驻点区温度梯度变小,热流值也减小,壁面温度和热流随着时间的推移都发生了显着的变化。碳/碳复合材料前缘模型驻点区的温度较高,材料表面反应活跃,烧蚀最为严重,在烧蚀30s时刻,驻点烧蚀深度为17.5mm,而模型侧面只发生少量烧蚀,模型前缘半径增大。（4）研究了鼻锥复合结构在高超声速环境下的热力响应,并对鼻锥外形进行优化。以意大利航空航天研究中心的飞行器鼻锥复合结构为研究对象,建立鼻锥流-热-结构双向多物理场耦合模型,得到结构内部温度及最大主应力分布随飞行时间的变化规律。初始阶段鼻锥结构的最高温度以及最大主应力出现在鼻锥头部,随着飞行时间的推移,最高温度逐渐升高,最后趋于平稳,最大主应力达到一定值后逐渐减小,且产生最大主应力的位置逐渐向鼻锥内部移动,最终趋于平稳。随着马赫数的增大,壁面热流逐渐增大,鼻锥结构的温度和最大主应力都随之增加。最后采用遗传算法对鼻锥结构外形进行优化,基于质量、气动力、气动热三个目标进行优化设计,多目标优化后的结果为RN=0.04m,θc=14°,Rb=0.019m。本文通过对高超声速空气动力学、传热学、结构力学、材料学及化学等多学科的交叉与融合,在高超声速飞行器典型外形及缝隙局部气动热环境的预测,以及防热材料/结构在气动热环境下的响应等方面取得一定的成果,可为高超声速飞行器热防护系统的设计与优化提供一定的参考。
王帆[3]（2020）在《活塞驱动膨胀管风洞流场参数计算和初步调试》文中提出高超声速飞行器、超燃冲压发动机、飞行器再入大气层等项目是国内外科学研究的重点课题。可靠的高超声速地面实验设备对进行以上研究起推动作用。目前,我国的高超声速地面实验设备尚有不足。本文对清华大学QH-ETube膨胀管风洞开展初步调试并估算工况参数。主要内容包括简要介绍膨胀管风洞国内外研究进展,整理出膨胀管风洞参数理论估算公式,并与文献工况参数进行对比;设计并加工流场标定和总压测量支架;对单活塞驱动器进行简要分析;调试同步控制系统,搭建流场纹影测量系统,拍摄流场图像。理论估算与文献工况对比,计算结果较为符合,证明该理论计算方法正确。通过初步调试,膨胀管风洞已经可以正常运行并用于科学实验。膨胀管风洞处于初步调试阶段,本文的理论计算按照完全气体效应和理想激波管给出公式,未考虑边界层效应。本文尚未进行膜片与实验结果分析,建议下一步进行该项工作。本文进行的理论估算、实验设备子系统调试和传感器支架设计为膨胀管风洞进一步调试打下基础。
陈星,谌君谋,毕志献,马汉东[4]（2019）在《自由活塞高焓脉冲风洞发展历程及试验能力综述》文中研究说明自由活塞高焓脉冲风洞是研究高温气体效应主要的地面模拟设备之一,具备模拟超高速流动的能力,主要分为自由活塞驱动的高焓激波风洞和高焓膨胀管风洞。经过数十年的发展,自由活塞高焓脉冲风洞不仅能够用于研究飞行器在超高速自由来流条件下的复杂气动热力学和气动光学等问题,还能开展自由飞、超燃冲压发动机和电磁辐射等技术的研究。综述其发展历程,重点介绍理论基础研究阶段、早期探索阶段和实用化发展阶段等3个阶段的研究历程和主要结论,以期为大型自由活塞高焓脉冲风洞及其试验能力的发展和应用提供借鉴和参考。
黄蓉[5]（2019）在《高超声速内外流中若干典型脉动压力问题》文中研究说明吸气式高超声速飞行器内外流中激波和边界层之间的相互作用突出,由于空间的约束和上下游流动的耦合作用,形成多种复杂、严酷的脉动压力环境,与简单外流相比更具挑战性。为适应长时间巡航,合理的飞行器结构设计要求充分认识内外流中各类激波/边界层干扰以及激波串结构等带来的脉动压力特征,明晰其中的非定常流动机理,并发展脉动压力载荷的快速预测方法作为新型飞行器研制的重要支撑。为此,本文首先总结分析了典型激波/湍流边界层干扰中的脉动压力来源和脉动压力载荷特征,建立了有一定代表性的脉动载荷工程预测方法;然后,在激波风洞实验平台上,考察了进气道/隔离段中几种复杂干扰流场的脉动压力特性,讨论了干扰强度、几何构型以及上下游条件对流动特性的影响,分析了对脉动压力产生显着影响的振荡机制。工程预测方法以其快速、高效的优点成为脉动压力环境预测的重要手段。以典型二维和三维激波/湍流边界层干扰分离流为对象,总结分析了干扰流中由边界层湍流、分离流、激波振荡等引起的脉动压力环境。在此基础上,以时均流场为输入参数,进行流动区域划分,对各区域分别预测和组合集成,形成了干扰区内脉动压力分布的工程预测方法。这一方法较好地预测了压缩拐角、斜激波/湍流边界层、后掠斜楔、立楔等典型干扰流场中的脉动压力载荷分布,并被有效地运用到了进气道流动中,为复杂干扰流场中脉动载荷特征的分析和预测提供了参考。前体/进气道压缩拐角、唇口激波/肩部干扰等干扰区为具有代表性的脉动压力环境。利用简化构型,进行了激波风洞实验研究。不同压缩角度实验结果表明,干扰区内脉动载荷随干扰强度升高而增大。实验结果与工程方法预测的脉动载荷基本吻合,进一步验证了工程预测方法的可靠性。在唇口激波/肩部干扰处,肩部膨胀的引入使肩部构型和激波入射位置成为影响干扰区特性的重要因素。倒圆肩部和尖拐角肩部两种构型中的实验结果表明,倒圆拐角中,脉动载荷峰值位置随唇口激波入射位置改变而发生变化,而尖拐角制约了脉动载荷峰值位置的移动。频谱特征也表明尖拐点对于分离激波的低频振荡有着明显的抑制作用。伴随发动机工作时的燃烧室增压变化,自下游以剧烈的逆压梯度背压驱动方式引起进气道/隔离段的激波串振荡,是严酷的脉动压力来源。建立了激波串受迫振荡脉动压力工程预测方法,较好地预测了低频正弦背压下的振荡载荷。进一步对抽吸缝作用下的二元进气道/隔离段中激波串振荡特性进行了激波风洞实验研究。在隔离段出口的唇口一侧施加节流堵块模拟反压,不同堵塞度的实验结果表明:在中等堵塞度25.3%～32.3%和高堵塞度35.3%～38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡。在大幅度振荡模式中,唇口一侧大分离区周期性地形成和消失,肩部一侧激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280～480 Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,唇口一侧始终存在大分离区,肩部一侧激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900～1800 Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。
陈安涛[6]（2019）在《FDTD在等离子体与电磁波相互作用的研究》文中提出近年来,随着人们对高超声速飞行器在临近空间飞行时周围形成的等离子体鞘套对其雷达散射特性的影响以及飞船返回舱进入大气层时发生的“黑障”现象的关注,电磁波与等离子体之间的相互作用引起了人们极大的兴趣。本课题来源于国家重点基础研究发展计划（973计划）“临近空间高速飞行器等离子鞘套下信息传输理论基础”项目子课题“动态等离子鞘套与电磁波相互作用机理研究”。研究目的是建立电磁波与等离子体之间相互作用的仿真模型、探索电磁波与等离子体之间的相互作用规律,为克服高超声速目标识别以及“黑障”现象提供参考依据。本文针对电磁波与等离子体之间的相互作用展开研究,以时域有限差分（FDTD）方法为基础,推导了统一适用于求解不同介质类型电磁问题的高阶算法,对电磁波在等离子体中的传输特性、激波管中高温流场分布、高温绕流对本体目标雷达散射特性的影响以及目标对涡旋电磁波的散射特性等进行了系统的研究。主要工作及成果概括如下:1、适用于不同介质类型的统一介电系数形式高阶FDTD方法的研究。通过将电导率与描述等离子体介电系数的Drude模型相结合,形成了可以描述不同介质介电参数统一形式的Drude模型;对几种不同的色散介质FDTD方法对此模型的求解过程进行了推导,形成了相应的高阶算法;对各方法的计算结果进行了验证并对比了不同方法的计算精度及效率,为研究不同电磁问题时的算法选择提了供参考依据。2、激波管中流场分布特性的研究。建立了不同尺寸的激波管模型,对其进行流场网格划分并获得了高质量的计算网格;采用双温度和七组元化学反应模型对激波管中流场的分布特点进行了研究;通过改变激波管膜片两侧气体的压强和温度获得了激波传播过程中不同时刻的流场分布;采用在激波管低压段中放置高超声速目标缩比模型的方式,模拟了高超声速目标被等离子体鞘套包覆情形,得到了目标及其周围高温绕流流场的复合模型。3、斜入射太赫兹波与等离子体的相互作用研究。针对“黑障”现象,研究采用高频电磁波克服“黑障”现象的可行性。结合通信时发射天线发射的电磁波经等离子体鞘套到达接收天线传输过程中电磁波传播方向与等离子体鞘套之间的相对位置关系,建立了太赫兹波以一定入射角度在等离子体层中的传输模型;通过分界面波矢量的切向分量连续这一定律将二维情形下太赫兹波在等离子体中传输过程等效为准一维情形,采用移位算子时域有限差分（SO-FDTD）方法求解等效后的微分方程,大大降低了问题的复杂性,节省了计算资源;针对高超声速飞行器在不同飞行高度时其周围等离子体鞘套电子数密度的分布特点建立了相应分布形式的等离子体层,研究了太赫兹波在不同电子数密度分布形式等离子体层中的传输特性,对影响传输特性的各参量进行了分析。理论表明太赫兹波可以有效克服“黑障”现象,但是具体选用通信频率时应选择高传输系数频段并且根据通信条件的特点排除吸收系数峰值对应的频率。4、电磁波在激波管等离子体中传输实验系统仿真模型的建立。采用高阶Z变换时域有限差分（ZT-FDTD）方法建立了天线-激波管-天线系统仿真模型,将激波管仿真得到的激波后高温流场参数转化为等离子体参数后填充到仿真模型中的等离子体区域,研究了电磁波在其中的传输特性,并对激波运动到不同位置时电磁波在其后等离子体中的传输系数进行了计算并对所得计算结果进行了分析。5、模拟等离子体鞘套包覆目标电磁散射特性的研究。通过在激波管低压段中放置高超声速飞行器缩比模型,在激波通过后获得了目标及其周围高温绕流流场的复合模型,将该复合模型进行提取并引入到开域空间建立了相应的电磁散射模型,采用高阶辅助微分方程时域有限差分（ADE-FDTD）方法计算了该复合目标的雷达散射截面并与本体目标计算结果进行了对比,对目标周围高温绕流流场对其雷达散射特性的影响进行了分析。6、目标对涡旋电磁波散射特性的研究。基于涡旋电磁波各场分量在其坐标系下的展开形式,通过坐标转换将实验室坐标系计算空间中各点坐标转换到电磁波束所在坐标系下得到了相应位置上涡旋电磁波的场分量值,并将其直接作为散射场公式FDTD方法中的入射场代入,在计算空间中引入了涡旋电磁波,从而实现了采用FDTD方法来研究目标对涡旋电磁波的散射问题;为提高计算精度,推导了散射场公式的高阶算法,在节省计算资源的同时得到更高的精度,分析了不同电磁波参数对散射特性的影响。结果表明,涡旋波照射下目标具有与平面波照射截然不同的电磁散射特性。
靳鹏[7]（2018）在《高焓风洞中激波边界层相互作用流动的数值重建与机理分析》文中指出本文以中科院力学所的JF-10爆轰驱动高焓激波风洞为背景,在较宽的总焓（总温）总压范围下,通过风洞喷管流场和试验段压缩拐角模型、双楔与双锥模型流场的连贯计算,开展高焓风洞中激波/边界层流动的数值重建与机理分析。首先在总温4000～10000K、总压10～99MPa、总焓5.3～27MJ/kg范围选取多组驻室条件开展喷管热化学非平衡流场数值模拟,分析流动特性随驻室参数的变化规律。重点研究各个总温条件下,提高驻室压力对抑制气流在喷管膨胀过程中出现的热化学冻结现象和降低试验段自由流非平衡程度的效果。为后续开展试验段激波/边界层相互作用流动研究提供了很宽速度和密度范围的风洞自由流条件。在开展试验段模型流场计算之前,首先以压缩拐角为例,分析了流向网格分辨率对有效捕捉流场结构的影响,提出以流向网格尺寸与当地边界层厚度之比作为计算结果达到网格收敛的流向网格判据参数。然后分别开展了多组风洞运行条件下的压缩拐角流动、双楔流动的数值模拟与分析,并通过对比相同总焓或相同速度的平衡自由流条件下的流场,研究高焓风洞自由流非平衡对流动的影响,结果表明,流动没有分离或微弱分离的情况下,非平衡自由流与相同速度和马赫数的平衡自由流下的流场结构、壁面特性分布一致。但对于存在较强分离的压缩拐角和双楔流动,即使保持相同的速度,自由流的非平衡仍会明显促进分离。这说明,对于存在激波/边界层相互作用且流场波系结构复杂的流动,自由流热化学状态的影响要大于钝体简单外形情况,这类流动中,相同气流总焓条件下速度或马赫数差异带来的影响增大。拓展优化课题组非平衡流场计算程序,实现三维多块网格并行化计算。通过进行有限展长的三维压缩拐角、三维双楔流动的数值模拟,分析流动沿展向的变化及其与对应二维流动结果的差异,考察三维效应的影响。结果表明中心对称面附近和二维流场无明显差别,但离开中心对称面后,激波强度减小,激波脱体距离和分离区逐渐减小。在模型侧缘附近压力急剧降低,模型上方的高压气体向侧缘一侧膨胀,产生一系列膨胀波。本文关于高焓风洞喷管及风洞中激波/边界层相互作用流动的数值模拟与分析,将为详细了解高焓风洞流场特性,有效开展非平衡实验研究提供参考依据。
石晓峰[8]（2018）在《激波反射干扰及其热化学非平衡效应》文中研究指明在高超声速飞行中,气流在经历强激波压缩和边界层滞止后会出现高温,使气体的振动能被激发,气体分子发生离解甚至电离。此时气体热化学属性与常温下量热完全气体有很大差异。在高空低密度情况,高温气体效应引发的物理化学过程需要很长的弛豫时间才能达到平衡态,飞行器整体流动可能处于非平衡态,气流的组分、温度等参数在流场内不再均匀。热化学非平衡效应对激波的形状和位置、分离区的大小和壁面的气动力热性能都有着重要的影响。目前热化学非平衡效应对钝头体绕流等简单流动已经有了较充分的认识,但热化学非平衡效应在激波反射、激波-边界层干扰等复杂流动现象中具体作用和机制还有待进一步探究。本文围绕运动激波反射和激波-边界层干扰问题展开研究,对热化学非平衡流中马赫杆形状和激波-边界层干扰特性进行了重点讨论。本文首先描述了热化学非平衡流的控制方程,对控制方程中所需的热力学模型、化学反应模型、混合气体输运模型和湍流RANS模型等物理化学模型进行了介绍。接着对控制方程的离散方法,网格界面处无粘通量格式,壁面条件处理等数值方法进行了介绍。通过发展得到的热化学非平衡流程序,对球锥、圆柱和压缩拐角这几种构型的绕流运动进行了数值模拟。对于这些典型构型绕流中激波的位置,壁面热流和压力,分离区大小等关键参数进行了校核,数值与实验吻合地较好。同时还给出常用的两种化学模型在钝头体绕流表现出来的差异。此外对数值模拟边界层流动中壁面网格的要求展开了一些的讨论。通过无粘的数值模拟,对准定常激波反射中马赫杆的变形特性展开了分析。给出了两种典型的马赫杆变形流场,并讨论了其变形形成的机制。介绍了不同入射激波马赫数下马赫杆形状的演变过程和高温气体效应在其中所起的作用,发现高温气体效应对马赫杆变形起到促进作用。此外得到了非平衡弛豫效应对马赫杆变形改变的规律。基于准定常激波反射中流场的自相似假设,提出采用质量守恒（体积守恒）的思想对马赫杆波后扰动进行定量分析,给出了无粘流动中马赫杆变形的理论预估公式。理论预估的变形量与数值模拟结果吻合得较好。此外还将模型与前人的模型进行了对比,本模型适用于更广泛的斜劈倾角范围内。在理论模型的基础上发现高温气体效应促进马赫杆变形的内在机制在于其激波后的吸热效应。对马赫杆凹陷或者凸起的转变临界进行了分析,反射激波的曲率是马赫杆形状转变的关键。通过数值模拟和SF6实验考察了边界层在马赫杆变形中的作用。对不同斜劈倾角和入射激波马赫数下的SF6准定常激波反射进行了实验,并采用相应的数值模拟来对其中现象进行解释。在边界层作用下射流会提前发生卷曲,而斜劈倾角越大,这种效应越显着。由于实验在很难进行多尺度的研究,采用数值模拟的方法讨论了雷诺数或者说尺度效应对边界层效应的影响。发现不同尺度下壁面射流将出现不同形态,并或多或少都会使马赫杆变形变弱。通过惯性力和粘性力的相互关系,讨论了射流表现出不同形态的原因。在真实的物理环境下,入射激波往往难以保持平直的状态。利用爆炸波这种典型的曲面激波研究了非定常性对马赫杆变形的影响的。在爆炸波反射中,马赫杆从一开始就处于剧烈变形中,而热化学非平衡效应此时并不会促进马赫杆的变形,反而表现出抑制变形。基于波系演变的几何关系和马赫杆顶部偏转假设,对三波点轨迹线进行了理论预估。理论值较好的吻合了数值模拟结果。尝试采用准定常下马赫杆变形的理论模型对爆炸波中马赫杆变形的演变规律进行解释,流场历史遗留信息对马赫杆变形有着重要的影响。双楔和进气道是激波-边界层干扰中的典型内外流构型。对于双楔构型,分别讨论了两种工况下来流轻微偏转、前缘钝化和层湍流边界层对流场波系和壁面热流的影响,并得出压缩拐角处转捩可能是数值和实验一直难以满足一致性的关键性因素。对马赫9的高超声速进气道在起动和不起动状态下热化学非平衡效应进行了讨论。介绍了不起动时流场喘振过程中波系的演化和喘振发生的内在机制。总结了不同堵塞比下进气道的喘振频率和起动临界条件,发现高温气体效应会使喘振的临界堵塞比增加,同时喘振时振荡频率降低。
周岩[9]（2018）在《新型等离子体合成射流及其激波控制特性研究》文中研究表明流动控制技术对于人类的生产、生活具有十分重要的应用价值,在各类军事需求、经济需求的推动下,以科学理论为指导并借助微机电系统、材料科学和计算流体力学的发展,流动控制技术不断取得突破性进步。本世纪初随着X-43A等飞行器的试飞成功,高超声速飞行器的研究进入快速发展阶段,作为高超声速飞行器技术突破的关键环节,新型流动控制技术特别是高速主动流动控制技术的研究与探索具有重要意义。包括零质量、非零质量射流在内的射流式激励器和以直流辉光放电为代表的等离子体式激励器是出现较早且研究最为活跃的两类高速主动流动控制激励器,针对两种激励器的研究积累了丰富成果,等离子体合成射流激励器正是在这两类激励器基础上出现的交叉融合,由于兼具射流式激励器诱导射流速度高、穿透能力强以及等离子体式激励器响应速度快、无活动部件或流体供应装置、激励频带宽的优势,在高速流动控制领域展现出良好应用前景,极有可能成为高速流场主动流动控制技术从实验室走向实际工程应用的突破口。为了推进等离子体合成射流激励器流动控制实用化水平的提高,本文以实验手段为主,结合一定的理论分析和数值模拟,开展了等离子体合成射流激励器工作特性和超声速/高超声速流场激波控制特性的研究,针对其所面临的三大应用难题——能量效率问题（长时间周期激励问题）、阵列协同问题（大空间尺度激励问题）和高空稀薄气体环境适应性问题（宽领域范围激励问题）分别开展了相关研究,旨在突破等离子体合成射流技术在实际中的应用,增强其在高速流场主动流动控制领域的应用优势。为了实现激励器长时工作并降低电源系统体积重量,开展了等离子体合成射流激励器完整能量传递过程分析和能量效率计算,典型工况总能量效率约为11.3%,其中放电、加热及喷射各过程的转化效率分别为40%、64%和44.2%。由于放电过程处于能量传递路径的上游,因此附加电阻带来的损失较为显着,在等离子体合成射流的能量构成中,射流热能占据主体,占比超过90%。“大电极间距、小电容容量”的参数匹配对于提高放电效率和加热效率均有帮助。首次开展了新型自增压式头部逆向喷流等离子体合成射流激励器工作特性及其钝头体头部激波控制和减阻特性研究,与静止环境或横向射流激励器特性不同,逆向喷流激励器在一次放电后可以产生较明显的多级射流,有利于延长单次放电后激励作用的时间。由于作用范围的不同等离子体合成射流与头部弓形激波存在局部凸起和全局覆盖两种典型的干扰模式。实现了对钝头体的有效减阻,马赫3条件下钝头体峰值减阻率约70%,单次放电最大减阻收益5.35 J。开展了低频大能量、高频小能量横向喷流等离子体合成射流激励器激波控制特性研究。首次采用高频脉动压力测量手段获得了受控斜劈激波波后壁面压力变化,实现了低频大能量射流对激波的显着弱化,马赫3条件下斜劈壁面压力最大降低79%。实现了2500赫兹高频小能量射流对激波非定常性的调制,且受控激波摆动幅度扩大3.6倍。首次开展了等离子体合成射流高超声速流动控制实验研究,对于头部逆向喷流激励器,高超声速来流在头部的滞止作用使得激励器具有自增压特性,因此其构型可以沿用超声速流场相同激励器,结果表明头部逆向喷流激励器在马赫数增加后的高超声速流场中可以延续其优良控制特性,并且由于头部激波的脱体距离随着马赫数的增加而减小,逆向喷流对于激波脱体距离的增大效果更为显着,在最强干扰时刻头部激波脱体距离增大约4.6倍（超声速条件下最大为3.2倍）。为了克服高超声速流场低静压稀薄气体环境问题,基于高超声速流场能量综合利用的思想,设计了两种不同增压方式的新型等离子体合成射流激励器,即集气腔（间接）增压式、冲压进气道（直接）增压式激励器。集气腔增压式激励器低压仓原理性实验表明射流峰值速度由256 m/s提升至507 m/s,表明腔体增压对激励器控制力具有显着提升作用,高超声速风洞实验结果表明,在82 kPa增压压力条件下,等离子体合成射流最大使得25度斜劈激波角度减小约3°。冲压进气道增压式激励器实验结果表明,对于无台阶和6 mm高度台阶激励器,腔体增压比分别约为4.72和7.69倍,由于分离激波和背风斜面使得射流出口附近流速降低,因此射流的穿透能力和对主流的干扰作用显着增强。实现了两电极等离子体合成射流激励器串/并联协同阵列工作。串联式激励器阵列,电源结构简单、易实现轻小型化,放电效率基本与单个激励器相同。串联式阵列击穿放电机理源于直连-悬浮电极的预放电诱导作用,击穿电压取决于总电极间距,随着出口间距的减小,射流卷吸作用增强,速度提高。并联式激励器阵列各个激励器的开闭状态、工作频率、工作相位等都可单独控制,因此其控制特性更加灵活、控制效果更为可控,激励器相位差工作特性可以克服由腔体回填较慢带来的流激励器“饱和频率”限制,实现激励频率的倍增。
谌君谋,陈星,毕志献,马汉东[10]（2018）在《高焓激波风洞试验技术综述》文中进行了进一步梳理高焓激波风洞是研究高温真实气体效应主要的地面模拟设备,基于高焓激波风洞发展的试验技术主要包括驱动技术、流场检测技术和测试技术。决定试验段所能达到的总焓和总压水平的驱动技术,主要包括变截面驱动、多段驱动、轻质气体驱动和加热轻质气体驱动;高焓激波风洞驻室温度高,导致激波管末端和喉道等内流道产生烧蚀并对流场带来污染,并且在高温条件下气体分子发生离解甚至电离,导致试验分析困难;确定试验段自由来流参数和有效时间以及污染气体推迟的流场检测技术,是开展风洞试验的前提条件;高焓激波风洞总焓和总压高,有效试验时间毫秒量级,对测试技术提出了更高的要求。本文综述相关技术的研究进展,重点介绍了气动热/气动力以及流场物理化学参数的测试技术,指出进一步的技术发展方向,以期为大型高焓激波风洞的发展与应用提供参考。
二、激波风洞数值模拟及激波管内边界层效应作用研究（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、激波风洞数值模拟及激波管内边界层效应作用研究（论文提纲范文）
（1）内转式进气道流动中的激波及相互作用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 激波反射 |
| 1.2.2 高超声速进气道中的流动特征 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 实验及数值方法 |
| 2.1 实验设备与常规测量系统 |
| 2.1.1 激波风洞 |
| 2.1.2 纹影及压力测量系统 |
| 2.2 三维内转式进气道流动的显示 |
| 2.2.1 平面激光粒子散射(PLS)方法 |
| 2.2.2 三维内转式进气道设计及流场分段显示 |
| 2.2.3 局部激波干扰的表面压力分布与纹影组合显示方法 |
| 2.3 数值方法 |
| 2.3.1 FLUENT软件简介 |
| 2.3.2 验证算例 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 典型内转式进气道流动显示与相关机理分析 |
| 3.1 前体压缩面流动显示 |
| 3.1.1 压缩面激波 |
| 3.1.2 唇口激波 |
| 3.2 内转式进气道及隔离段内流场 |
| 3.2.1 唇口附近流动 |
| 3.2.2 内收缩段流动 |
| 3.2.3 隔离段内流动 |
| 3.3 进气道抽吸和反压的影响 |
| 3.3.1 抽吸对进气道的影响 |
| 3.3.2 反压对抽吸的影响 |
| 3.3.3 隔离段中的激波串 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 斜激波在凹柱面的反射 |
| 4.1 模型及研究方法 |
| 4.1.1 研究模型 |
| 4.1.2 激波在曲面反射的局部二维化分析理论 |
| 4.2 小角度斜激波在凹柱面的规则-马赫反射 |
| 4.2.1 入射激波强度的影响 |
| 4.2.2 典型斜激波在凹柱面上反射的二维化理论分析 |
| 4.2.3 斜激波在凹柱面反射后的流场结构 |
| 4.3 斜激波在凹柱面的全马赫反射 |
| 4.3.1 全马赫反射的波系结构 |
| 4.3.2 斜激波反射后流场结构 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 结论和展望 |
| 5.1 结论 |
| 5.2 创新点 |
| 5.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与其他科研成果 |
（2）高超声速气动热预测及热防护材料/结构响应研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 2 文献综述 |
| 2.1 高超声速飞行器技术 |
| 2.1.1 高超声速流动的特征 |
| 2.1.2 高超声速技术的发展 |
| 2.1.3 高超声速飞行器服役环境 |
| 2.2 高超声速气动热研究现状 |
| 2.2.1 高超声速气动热工程算法 |
| 2.2.2 高超声速气动热数值预测 |
| 2.2.3 高超声速气动热风洞试验 |
| 2.3 高超声速缝隙气动热研究现状 |
| 2.3.1 高超声速缝隙气动热试验研究现状 |
| 2.3.2 高超声速缝隙气动热数值研究现状 |
| 2.4 高超声速多物理场耦合研究现状 |
| 2.4.1 热防护结构流-热-结构耦合分析 |
| 2.4.2 热防护材料流-热-烧蚀耦合分析 |
| 2.5 研究现状评述 |
| 2.6 论文主要研究内容 |
| 3 高超声速气动热影响因素分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 数值计算控制方程 |
| 3.2.1 流场控制方程 |
| 3.2.2 热力学模型 |
| 3.2.3 化学动力学模型 |
| 3.2.4 混合气体输运特性 |
| 3.3 高温化学非平衡效应对气动热的影响 |
| 3.3.1 数值仿真模型建立 |
| 3.3.2 网格无关性分析 |
| 3.3.3 高温化学非平衡数值模型验证 |
| 3.3.4 高温化学非平衡效应对气动热环境的影响 |
| 3.4 热防护材料催化特性对气动热的影响 |
| 3.4.1 壁面催化对气动热的影响 |
| 3.4.2 催化效应对气动热影响的敏感度分析 |
| 3.5 飞行高度对气动热环境的影响 |
| 3.5.1 数值模型建立 |
| 3.5.2 网格划分与边界条件 |
| 3.5.3 仿真结果与分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 高超声速缝隙结构流场及气动热研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 物理模型及数值模型建立 |
| 4.2.1 物理模型 |
| 4.2.2 数值模型建立 |
| 4.3 缝隙流场及气动热研究 |
| 4.3.1 缝隙内涡旋的形成与发展 |
| 4.3.2 高超声速环境下缝隙流场特性 |
| 4.3.3 高超声速环境下缝隙热环境分析 |
| 4.4 来流及几何外形对缝隙气动热的影响 |
| 4.4.1 来流参数对缝隙结构气动热的影响 |
| 4.4.2 宽深比对缝隙结构气动热的影响 |
| 4.4.3 倒角对缝隙气动热的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 高超声速环境下热防护材料传热及烧蚀响应研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 流-热-烧蚀多物理场控制方程及耦合策略 |
| 5.2.1 外部流场控制方程 |
| 5.2.2 气-固界面及烧蚀速率模型 |
| 5.2.3 材料热响应模型及烧蚀边界追踪 |
| 5.2.4 流-热-烧蚀耦合分析策略 |
| 5.3 超强钢流-热-烧蚀模型及风洞试验验证 |
| 5.3.1 小型风洞流场分析 |
| 5.3.2 超强钢风洞烧蚀试验 |
| 5.3.3 超强钢流-热-烧蚀耦合模型 |
| 5.3.4 计算结果及分析 |
| 5.4 碳/碳复合材料流-热-烧蚀耦合分析 |
| 5.4.1 碳/碳复合材料前缘 |
| 5.4.2 流-热-烧蚀数值模型建立 |
| 5.4.3 碳/碳复合材料传热及烧蚀响应研究 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 鼻锥结构热力耦合响应及优化分析 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 流-热-结构多物理场控制方程 |
| 6.2.1 外部流场控制方程 |
| 6.2.2 结构传热控制方程 |
| 6.2.3 界面耦合关系 |
| 6.2.4 流-热-结构耦合控制策略 |
| 6.3 鼻锥结构热力耦合分析 |
| 6.3.1 鼻锥复合结构 |
| 6.3.2 鼻锥流-热-结构耦合数值模型 |
| 6.3.3 鼻锥结构热力耦合响应分析 |
| 6.4 鼻锥结构几何外形优化 |
| 6.4.1 优化参数及限制条件 |
| 6.4.2 单目标优化设计 |
| 6.4.3 多目标优化设计 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 总结及展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 主要创新 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 作者简历及在学研究成果 |
| 学位论文数据集 |
（3）活塞驱动膨胀管风洞流场参数计算和初步调试（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 Introduction |
| 1.1 问题描述(Problem Description) |
| 1.2 国内外研究现状(Research status in China and abroad) |
| 1.3 本文主要内容(Main content of this article) |
| 2 实验装置和测量系统(Experimental apparatusand measuring system) |
| 2.1 活塞驱动膨胀管风洞运行原理(Piston-driven expansion tube wind tunnel operation principle) |
| 2.2 设备介绍(Equipment introduction) |
| 2.3 实验系统(Experiment system) |
| 2.4 本章小结(Summary of this chapter) |
| 3 膨胀管风洞各区气动参数估算(Estimation of aerodynamic parameters in each region of the expansion tube wind tunnel) |
| 3.1 膨胀管风洞分区和x-t图像(Zoning and x-t image of Expansion tube wind tunnel) |
| 3.2 各区参数计算方法(Calculation method of parameters in each zoning) |
| 3.3 各区参数计算框图(Block diagram of parameter calculation in each zoning) |
| 3.4 实验时间(Experiment time) |
| 3.5 结果验算(Checking of calculation results) |
| 3.6 本章小结(Summary of this chapter) |
| 4 活塞驱动器分析(Piston driven analysis) |
| 4.1 未破膜单活塞运动分析(Analysis of single-piston motion of unbroken diaphragm) |
| 4.2 破膜后活塞运动分析和活塞质量计算(Piston movement analysis after rupture diaphragm and piston mass calculation) |
| 4.3 本章小结(Summary of this chapter) |
| 5 膨胀管风洞调试(Expansion tube Commissioning) |
| 5.1 气路控制系统调试(Commissioning of pneumatic control system) |
| 5.2 压力数据采集系统调试(Commissioning of pressure data acquisition system) |
| 5.3 光学流场观测系统调试(Commissioning of optical flow field observation system) |
| 5.4 时间同步控制系统调试(Commissioning of time synchronization control system) |
| 5.5 抽真空系统调试(Commissioning of vacuum system) |
| 5.6 本章小结(Summary of this chapter) |
| 6 结束语(Concluding Remarks) |
| 6.1 本文工作总结(Summary) |
| 6.2 本文主要结论(main conclusion) |
| 6.3 下一步研究建议(Suggestions for further research) |
| 参考文献 |
| 作者简历 |
| 学位论文数据集 |
（4）自由活塞高焓脉冲风洞发展历程及试验能力综述（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 理论基础研究阶段(1899～1962年) |
| 1.1 历史背景 |
| 1.2 相关理论的发展 |
| 1.2.1 提高入射激波强度的研究 |
| 1.2.2 膨胀管理论及技术的研究 |
| 1.2.3 入射激波衰减问题的解决 |
| 1.2.4 缝合接触面运行技术 |
| 1.2.5 边界层效应 |
| 2 早期探索阶段(1962～1977年) |
| 2.1 历史背景 |
| 2.2 自由活塞脉冲风洞的早期建设 |
| 2.2.1 自由活塞激波风洞的早期建设 |
| 2.2.2 自由活塞膨胀管/风洞的早期建设 |
| 3 实用化发展阶段(1977年至今) |
| 3.1 历史背景 |
| 3.2 自由活塞高焓脉冲风洞大规模建设和应用 |
| 3.2.1 自由活塞激波风洞 |
| 3.2.2 自由活塞膨胀管/风洞 |
| 3.3 自由活塞理论的发展和相关问题 |
| 3.3.1 自由活塞理论体系的发展 |
| 3.3.2 污染气体吸除 |
| 4 自由活塞高焓脉冲风洞的试验能力 |
| 4.1 自由流场参数标定技术 |
| 4.2 气动热和压力测量 |
| 4.3 气动力测量 |
| 4.4 超燃发动机试验技术研究 |
| 4.5 高超声速边界层转捩研究 |
| 4.6 自由飞试验研究 |
| 4.7 气动光学研究 |
| 4.8 电磁辐射技术研究 |
| 4.9 采用光谱测量技术的流场诊断 |
| 4.9.1 PLIF技术 |
| 4.9.2 TDLAS技术 |
| 4.9.3 CARS技术 |
| 5 结论 |
（5）高超声速内外流中若干典型脉动压力问题（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 内外流脉动压力环境 |
| 1.2.2 典型激波/湍流边界层干扰 |
| 1.2.3 唇口激波/肩部干扰 |
| 1.2.4 激波串振荡 |
| 1.2.5 脉动压力载荷预测方法 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 实验及数值方法 |
| 2.1 实验方法 |
| 2.1.1 KDJB330激波风洞 |
| 2.1.2 数据处理 |
| 2.1.3 图像处理 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.1 验证算例 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 激波/边界层干扰脉动压力工程预测 |
| 3.1 典型二维斜激波/边界层干扰脉动压力预测 |
| 3.1.1 分区预测策略 |
| 3.1.2 边界层、分离流湍流脉动压力预测 |
| 3.1.3 低频激波振荡脉动压力预测 |
| 3.1.4 预测流程 |
| 3.1.5 预测结果分析 |
| 3.2 典型三维激波/湍流边界层脉动压力预测 |
| 3.2.1 时均结构和脉动特性 |
| 3.2.2 三维干扰工程预测验证 |
| 3.3 内流激波/湍流边界层脉动压力预测 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 通流状态下进气道脉动压力环境 |
| 4.1 高超声速压缩拐角脉动特性 |
| 4.1.1 实验模型 |
| 4.1.2 时均和脉动压力特性 |
| 4.1.3 工程预测与实验对比 |
| 4.2 二元进气道唇口激波/肩部干扰脉动特性 |
| 4.2.1 实验模型 |
| 4.2.2 肩部倒圆影响 |
| 4.2.3 唇口入射位置影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 反压作用下进气道隔离段激波串振荡特性 |
| 5.1 激波串受迫振荡脉动压力工程预测 |
| 5.2 反压作用下带抽吸进气道隔离段激波串实验研究 |
| 5.2.1 实验模型 |
| 5.2.2 无反压流场和背景波系 |
| 5.2.3 低反压大幅度振荡 |
| 5.2.4 高反压小幅度振荡 |
| 5.2.5 不起动喘振 |
| 5.3 本章小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 工程预测程序界面 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与取得的研究成果 |
（6）FDTD在等离子体与电磁波相互作用的研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号对照表 |
| 缩略语对照表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 电磁波与等离子体之间相互作用研究现状 |
| 1.2.2 激波管中目标绕流流场仿真研究现状 |
| 1.2.3 涡旋电磁波散射的研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 时域有限差分方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常规介质时域有限差分方法 |
| 2.3 空间偏导数的高阶近似 |
| 2.4 色散介质时域有限差分方法 |
| 2.4.1 色散介质介电系数的频域模型 |
| 2.4.2 ZT-FDTD |
| 2.4.3 SO-FDTD |
| 2.4.4 ADE-FDTD |
| 2.4.5 PLRC-FDTD |
| 2.4.6 雷达散射截面 |
| 2.4.7 各方法验证及对比 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 激波管中流场特性 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 激波管内流场计算基础理论 |
| 3.2.1 热力学平衡与非平衡 |
| 3.2.2 热力学温度模型 |
| 3.2.3 化学平衡与化学非平衡 |
| 3.2.4 控制方程 |
| 3.2.5 化学反应模型 |
| 3.2.6 理想激波管流动的物理描述 |
| 3.2.7 基本理论在激波管中的应用 |
| 3.3 激波管模型及化学反应验证 |
| 3.3.1 激波管模型验证 |
| 3.3.2 化学反应模型验证 |
| 3.4 激波管不同初始条件下流场分布 |
| 3.5 激波管中目标周围流场分布 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 电磁波与等离子体的相互作用研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 太赫兹电磁波在等离子体中的传输特性 |
| 4.2.1 太赫兹波在等离子体中传输模型及计算公式 |
| 4.2.2 斜入射准一维波方程FDTD的稳定性条件 |
| 4.2.3 传输特性计算结果 |
| 4.3 流场模型与电磁模型的耦合 |
| 4.4 等离子体频率及碰撞频率的计算 |
| 4.5 电磁波在激波管等离子体中传输的三维模型 |
| 4.5.1 激波管等离子体仿真模型 |
| 4.5.2 激波管中均匀等离子体情形 |
| 4.5.3 激波管中非均匀流场情形 |
| 4.6 激波管中目标散射特性研究 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 目标对涡旋电磁波散射问题的研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 散射场公式 |
| 5.3 任意入射电磁场的数学描述 |
| 5.4 目标对拉盖尔-高斯涡旋电磁波散射问题的研究 |
| 5.4.1 拉盖尔-高斯涡旋电磁波束的展开形式 |
| 5.4.2 数值结果与分析 |
| 5.5 目标对贝塞尔涡旋电磁波散射问题的研究 |
| 5.5.1 贝塞尔涡旋电磁波束的展开形式 |
| 5.5.2 数值结果与分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文总结 |
| 6.2 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（7）高焓风洞中激波边界层相互作用流动的数值重建与机理分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状及本文研究的必要性 |
| 1.2.1 激波边界层相互作用的研究 |
| 1.2.2 高焓风洞中热化学非平衡流场的数值研究 |
| 1.2.3 国内高焓风洞的建设与使用 |
| 1.2.4 本文研究的必要性 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 第二章 物理模型与数值方法 |
| 2.1 |
| 2.1.1 热力学模型 |
| 2.1.2 化学反应动力学模型 |
| 2.1.2.1 化学反应方程式与反应速率系数 |
| 2.1.2.2 化学-振动耦合 |
| 2.1.2.3 化学组元质量生成率ω_i的计算 |
| 2.1.3 热力学性质、输运性质计算 |
| 2.1.3.1 状态方程 |
| 2.1.3.2 比热计算 |
| 2.1.3.3 输运系数计算 |
| 2.2 二维与轴对称非平衡流控制方程及定解条件 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 定解条件 |
| 2.3 三维非平衡流控制方程 |
| 2.4 数值求解 |
| 2.4.1 坐标变换与系数矩阵分裂 |
| 2.4.2 差分离散 |
| 2.4.3 通量格式 |
| 2.4.4 时间推进格式 |
| 2.4.4.1 Runge-Kutta法 |
| 2.4.4.2 LU-SGS方法 |
| 2.4.5 计算程序验证 |
| 第三章 高焓风洞喷管流场计算 |
| 3.1 喷管流场数值模拟的定解条件和计算网格 |
| 3.1.1 定解条件 |
| 3.1.1.1 入口条件给定方法 |
| 3.1.1.2 其他边界条件 |
| 3.1.1.3 初始条件 |
| 3.1.2 计算网格 |
| 3.2 算例条件设计 |
| 3.3 喷管热化学非平衡流场特性分析 |
| 3.3.1 T_0=7848K条件下喷管流场特性及分析 |
| 3.3.2 T_0=6000K条件下喷管流场特性及分析 |
| 3.4 喷管出口气流参数及特性分析 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 压缩拐角流动的数值研究与分析 |
| 4.1 非平衡压缩拐角流动数值模拟中的网格影响研究 |
| 4.1.1 研究背景与算例选取 |
| 4.1.2 流向网格分布原则 |
| 4.1.3 流向网格雷诺数 |
| 4.1.4 流向网格尺寸与当地边界层厚度之比 |
| 4.2 压缩拐角流场算例条件及流场特性总述 |
| 4.2.1 算例选取 |
| 4.2.2 计算网格 |
| 4.2.3 流动特性总述 |
| 4.3 自由流非平衡对压缩拐角流动影响的数值研究 |
| 4.3.1 无流动分离或微弱分离情况下自由流热化学状态的影响 |
| 4.3.2 自由流热化学状态对流动分离特性的影响分析 |
| 4.4 三维压缩拐角流动的数值研究 |
| 4.4.1 流场计算网格与并行计算方案 |
| 4.4.2 流场计算结果分析 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 双楔/双锥流动的数值研究与分析 |
| 5.1 计算网格与算例条件 |
| 5.1.1 模型外形、计算网格与边界条件 |
| 5.1.2 算例条件与分析内容 |
| 5.2 双楔流场数值模拟与分析 |
| 5.3 自由流非平衡对双楔/锥流动影响的数值研究 |
| 5.3.1 无流动分离或微弱分离情况下自由流热化学状态的影响 |
| 5.3.2 自由流热化学状态对流动分离特性的影响分析 |
| 5.4 双锥和双楔流场的比较 |
| 5.5 三维双楔的数值研究 |
| 5.6 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 空气化学反应模型 |
（8）激波反射干扰及其热化学非平衡效应（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 热化学非平衡流数值模拟 |
| 1.2.2 激波反射 |
| 1.2.3 激波-边界层干扰 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第二章 数值方法和实验设备 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.1.1 热化学非平衡流的Navier-stokes方程 |
| 2.1.2 控制方程无量纲化 |
| 2.2 物理化学模型 |
| 2.2.1 热力学模型 |
| 2.2.2 化学动力学模型 |
| 2.2.3 输运模型 |
| 2.2.4 湍流模型 |
| 2.3 数值算法 |
| 2.3.1 控制方程离散 |
| 2.3.2 重构 |
| 2.3.3 推进 |
| 2.3.4 边界条件 |
| 2.4 程序验证 |
| 2.4.1 钝头体绕流 |
| 2.4.2 压缩拐角绕流 |
| 2.5 实验设备和测量工具 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 准定常激波反射中马赫杆凸起变形及其热化学非平衡效应研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 初始设置和网格收敛性 |
| 3.3 数值模拟结果 |
| 3.3.1 典型流场分析 |
| 3.3.2 高温气体效应对变形量的影响 |
| 3.4 理论预估模型 |
| 3.5 高温气体效应的作用机制 |
| 3.6 马赫杆变形转变准则 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 运动激波反射中含粘性和非定常性的马赫杆变形研究 |
| 4.1 含层流边界层的马赫杆变形研究 |
| 4.1.1 实验研究 |
| 4.1.2 数值研究 |
| 4.2 爆炸波反射中的马赫杆变形 |
| 4.2.1 流场演变 |
| 4.2.2 分析和讨论 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 高焓来流下典型构型中的激波-边界层干扰研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 双楔流场数值模拟和实验一致性研究 |
| 5.2.1 几何参数和来流条件 |
| 5.2.2 基础流场分析 |
| 5.2.3 来流偏转 |
| 5.2.4 前缘钝化 |
| 5.2.5 层湍流边界层 |
| 5.3 高马赫数下进气道高温气体效应研究 |
| 5.3.1 基础设置和进气道无堵塞下的流动状态 |
| 5.3.2 进气道堵塞下的流动状态 |
| 5.3.3 高温气体效应对喘振的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 本文的工作总结 |
| 6.2 本文的创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与取得的研究成果 |
（9）新型等离子体合成射流及其激波控制特性研究（论文提纲范文）
| 符号表 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 高速流动控制技术研究进展 |
| 1.2.1 被动式高速流动控制技术 |
| 1.2.2 主动式高速流动控制技术 |
| 1.3 等离子体合成射流激励器研究进展 |
| 1.3.1 激励器结构优化 |
| 1.3.2 实验观测方法 |
| 1.3.3 数值仿真方法 |
| 1.4 进展小结与问题的提出 |
| 1.5 本文主要内容与章节安排 |
| 第二章 等离子体合成射流激励器能量效率特性 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 实验及数值计算方法 |
| 2.2.1 实验方法 |
| 2.2.2 等离子体合成射流零维简化模型 |
| 2.3 能量效率计算方法 |
| 2.3.1 放电效率 |
| 2.3.2 加热效率 |
| 2.3.3 喷射效率 |
| 2.4 能量效率参数影响规律 |
| 2.4.1 放电效率 |
| 2.4.2 加热效率 |
| 2.4.3 喷射效率 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 新型等离子体合成射流超声速流场激波控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 实验条件 |
| 3.2.1 超声速风洞 |
| 3.2.2 等离子体合成射流激励器电源系统 |
| 3.2.3 实验加工及测试方法 |
| 3.3 新型逆向等离子体合成射流激波控制及减阻 |
| 3.3.1 实验模型 |
| 3.3.2 流场特性分析 |
| 3.3.3 放电和减阻能量分析 |
| 3.3.4 出口直径的影响 |
| 3.3.5 钝头体直径的影响 |
| 3.3.6 放电电容的影响 |
| 3.4 低频高能横向等离子体合成射流激波弱化及消除控制 |
| 3.4.1 实验模型 |
| 3.4.2 激波弱化和消除特性 |
| 3.4.3 放电电容的影响 |
| 3.4.4 出口直径的影响 |
| 3.4.5 出口位置的影响 |
| 3.4.6 激波发生器构型的影响 |
| 3.5 高频低能耗横向等离子体合成射流激波摆动控制 |
| 3.5.1 典型控制工况 |
| 3.5.2 参数影响规律 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 新型等离子体合成射流高超声速流场控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 实验条件 |
| 4.2.1 高超声速风洞 |
| 4.2.2 低压环境模拟仓 |
| 4.2.3 NPLS及压力测量 |
| 4.3 新型逆向等离子体合成射流高超声速流场控制 |
| 4.3.1 实验装置 |
| 4.3.2 流场特性分析 |
| 4.4 集气腔增压式等离子体合成射流激励器 |
| 4.4.1 集气腔增压式激励器原理性验证 |
| 4.4.2 集气腔增压式激励器高超声速流场工作特性 |
| 4.5 冲压式等离子体合成射流激励器 |
| 4.5.1 冲压式激励器工作特性数值仿真 |
| 4.5.2 冲压式激励器工作特性实验研究 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 等离子体合成射流激励器阵列工作特性 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 串联式等离子体合成射流激励器阵列工作特性 |
| 5.2.1 串联放电电源系统 |
| 5.2.2 放电特性 |
| 5.2.3 流场特性 |
| 5.3 并联式等离子体合成射流激励器阵列工作特性 |
| 5.3.1 并联放电电源系统 |
| 5.3.2 放电特性 |
| 5.3.3 流场特性 |
| 5.3.4 非同步工作特性 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 结论和创新点 |
| 6.1.1 结论 |
| 6.1.2 创新点 |
| 6.2 对下一步研究工作的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（10）高焓激波风洞试验技术综述（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 驱动技术 |
| 2 流场检测技术 |
| 2.1 自由来流参数的确定 |
| 2.2 有效时间的确定 |
| 2.3 污染气体推迟技术 |
| 3 测试技术 |
| 3.1 气动热与压力测量 |
| 3.2 气动力测量 |
| 3.3 高速纹影 |
| 3.4 流场诊断技术 |
| 4 特种试验技术 |
| 4.1 超燃冲压发动机试验技术 |
| 4.2 级间分离试验技术 |
| 4.3 电磁散射测量技术 |
| 5 结论 |
四、激波风洞数值模拟及激波管内边界层效应作用研究（论文参考文献）
- [1]内转式进气道流动中的激波及相互作用研究[D]. 李一鸣. 中国科学技术大学, 2020(01)
- [2]高超声速气动热预测及热防护材料/结构响应研究[D]. 孙学文. 北京科技大学, 2020
- [3]活塞驱动膨胀管风洞流场参数计算和初步调试[D]. 王帆. 华北科技学院, 2020(02)
- [4]自由活塞高焓脉冲风洞发展历程及试验能力综述[J]. 陈星,谌君谋,毕志献,马汉东. 实验流体力学, 2019(04)
- [5]高超声速内外流中若干典型脉动压力问题[D]. 黄蓉. 中国科学技术大学, 2019(08)
- [6]FDTD在等离子体与电磁波相互作用的研究[D]. 陈安涛. 西安电子科技大学, 2019(05)
- [7]高焓风洞中激波边界层相互作用流动的数值重建与机理分析[D]. 靳鹏. 国防科技大学, 2018(01)
- [8]激波反射干扰及其热化学非平衡效应[D]. 石晓峰. 中国科学技术大学, 2018(01)
- [9]新型等离子体合成射流及其激波控制特性研究[D]. 周岩. 国防科技大学, 2018(01)
- [10]高焓激波风洞试验技术综述[J]. 谌君谋,陈星,毕志献,马汉东. 空气动力学学报, 2018(04)