一、短S形进气道流动特性数值模拟研究（论文文献综述）
张竞[1]（2020）在《亚音速无人机S弯进气道优化设计及流动控制研究》文中指出S弯进气道不仅具备良好的隐身性能,而且结构紧凑,轴向距离较短,在以涡喷发动机为动力的无人机设计中具有至关重要的作用。S弯进气道大曲率的几何特征会造成出口流场畸变较大,使流出S弯进气道的气流均匀性变差,容易使发动机发生喘振等事故。因此,开展S弯进气道气动特性的优化研究具有重要意义。本文首先通过对S弯进气道的几何形状进行优化设计来提高进气道的气动特性,但仅通过外形优化设计对进气道气动特性的改善有限,还需考虑流动控制技术。考虑到一些以涡喷发动机为动力的无人机为了冷却发动机会在进气道出口段布置溢流孔,本文创造性地提出基于溢流孔的流动控制技术,以实现进气道出口截面气动特性的有效提高,并将其应用于工程实际中。本文具体工作如下:（1）本文首先对某亚音速S弯进气道的几何形状进行了优化设计。搭建了基于NSGA-II优化算法的S弯进气道全自动多目标优化平台。利用搭建的优化平台,开展了S弯进气道的全自动优化设计,并最终得到优化结果。通过对优化前后进气道的气动性能进行对比分析发现,在设计马赫数时总压恢复系数PR略有提高,总压畸变改善明显,相比下降54%。本文进一步对比分析了优化前后的进气道在不同来流马赫数下的气动特性,研究发现,在非设计工况下,优化后进气道的性能也明显提高。（2）本文采用基于溢流孔的流动控制技术进一步改善了进气道的气动特性。主要研究了溢流孔布孔位置、布孔方式及排气量（溢流率）等因素对控制效果的影响。研究发现,设计溢流孔排布方案时,根据流场中低能流体分布区域有针对性地集中排布溢流孔,流动控制效果较佳。在出口等直段合理布置溢流孔,可以有效改善进气道出口的流场结构,降低总压畸变,但总压恢复改善有限;在分离区合理布置溢流孔,可有效改善S弯进气道流场品质,提高出口截面总压恢复,但畸变改善较小。溢流率对溢流孔的流动控制效果有显着影响,采取不同排布方案时进气道出口的总压畸变随溢流率变化趋势不同,对总压畸变改善效果来说,溢流率并非越大越好,但存在效果最佳的设计点。（3）本文针对一款工程实际中布置溢流孔的亚音速S弯进气道进行了基于溢流孔的流动控制研究。首先,采用传统溢流孔布置方案,对进气道气动特性的改善效果进行评估,发现传统方案对进气道出口气流品质的改善效果不佳。之后,设计了四种溢流孔布置方案,通过对比研究不同布置方案在不同溢流率下的控制效果,最终得到控制效果相对较好的布置方案,从而为该工程实际进气道的溢流孔排布提供了合理化建议。
李静,刘振侠,胡剑平[2]（2018）在《三维S形进气道沿程结冰参数分析方法》文中研究说明提出了一种三维进气道沿程结冰参数分析方法。采用欧拉-拉格朗日法计算气液两相流场,得到进气道结冰表面的水滴撞击特性以及水滴运动轨迹。利用用户自定义函数（UDF）对FLUENT进行二次开发,编写了三维进气道结冰参数数值模拟程序。通过对三维S形进气道的数值计算,得到了唇口及沿程管道的水收集率以及水滴分布情况,分析了水滴的质量浓度分布在进气道沿程中的变化情况,发现管道曲率的变化、横截面半径的变化、水滴的撞击是影响水滴浓度在管道中变化的主要因素。三维进气道沿程结冰参数分析方法可以改善目前把大气结冰参数直接用于发动机进口部件结冰数值计算的误差。
孙啸林[3]（2018）在《低可探测S弯喷管设计及性能评估方法研究》文中研究说明低可探测特征是现代及未来隐身飞机应具备的最主要特征之一。低可探测S弯喷管可大幅降低航空发动机排气系统的红外辐射强度和电磁散射信号,显着增强飞机的隐身能力,因此,低可探测S弯喷管已成为目前备受关注的隐身技术之一。本文围绕隐身飞机用排气系统,开展了低可探测S弯喷管型面设计方法、复杂流动机理、参数影响规律及其与发动机整机匹配性能评估技术研究。主要内容包括:1、根据低可探测S弯喷管的S弯构型、圆转方截面过渡以及二元喷口的典型结构特征,提出了基于多参数耦合的变截面S弯喷管设计方法,建立了完全遮挡高温涡轮部件的低可探测条件,实现了不同构型的低可探测S弯喷管设计。设计过程主要包括,喷管中心线变化规律设计、喷管沿程流通截面设计、完全遮挡涡轮的低可探测约束条件的建立以及喷管的型面生成。低可探测S弯喷管涉及到的可变几何参数包括,中心线的曲线个数、各段S弯曲线的轴向长度、各段S弯曲线的纵向偏距、各S弯曲线的变化规律,各段S弯通道的出口面积及其变化规律、各段S弯通道的出口宽度及其变化规律、各段S弯通道的出口高度及其变化规律以及各段S弯通道的出口截面形状参数及其变化规律。低可探测S弯喷管的完全遮挡高温涡轮的低可探测约束条件为喷管对称面的上、下纵线的公切线通过喷管出口的上顶点或者通过喷管进口的下顶点。2、通过数值模拟结合模型试验的方法,验证了进行低可探测S弯喷管流场特性计算的湍流模型的适应性。基于丰富的流场信息,详细分析了低可探测S弯喷管内的复杂流场特征及其产生机理。研究表明:SST k-ω湍流模型可以更准确地预测低可探测S弯喷管内的流动特性;低可探测S弯喷管内的气动参数分布不均匀;弯曲构型导致喷管的转弯处产生局部加速区,在转弯之后的靠近曲率中心的一侧产生沿流向的逆压梯度,相应位置处的边界层变厚;喷管内存在着因近壁面流体在横向/法向压力梯度下沿着壁面向主流的反方向运动而形成的旋涡结构的二次流;低可探测S弯喷管内存在着局部加速损失、碰撞损失、二次流损失、激波损失以及沿程的摩擦损失,这些损失是导致喷管气动性能下降的根本原因。3、数值研究了均匀来流条件下,气动、几何参数（包括喷管落压比,S弯曲线个数,中心线变化规律,第一段S弯出口面积、宽度、纵向偏距,两弯轴向长度比,喷管出口宽高比,长径比）对低可探测S弯喷管内部流动特性以及气动性能的影响,给出了各影响参数造成喷管气动性能变化的本质原因,研究表明:相比于低可探测单S弯、三S弯喷管,双S弯喷管可更好地满足空间布局与气动性能的要求;在进行低可探测双S弯喷管设计时,转弯处应选择变化较缓的中心线变化规律,喷管第一弯出口面积应取较大的值,可根据空间布局要求适当放大第一弯出口宽度,第一弯纵向偏距应取较小的值,喷管出口宽高比应取46,两弯轴向长度比应取2:31:1,喷管的长径比应取2.53.0。分析了内/外涵、尾锥、支板及进口旋流的引入以及发动机工作状态的改变等非均匀进气条件对低可探测S弯喷管内复杂流场特性的影响机制,研究表明:低可探测S弯喷管的气动性能损失主要是由其内部的流动损失所造成的,其他参数的影响较小;随着进口旋流角的增大,喷管气动性能稍变差;随着支板安装角的增大,喷管气动性能略有下降。4、开展了低可探测S弯喷管与航空发动机整机匹配特性研究。基于试验设计、响应面近似建模及部件级发动机性能模拟的整机匹配方法,建立了低可探测S弯喷管近似模型与航空发动机的整机匹配模型,完成了低可探测S弯喷管与发动机的整机匹配分析。研究表明:装配低可探测S弯喷管的航空发动机的高度特性、速度特性、节流特性与装配常规轴对称喷管的航空发动机特性相似;在压气机特性图上,装配低可探测S弯喷管的航空发动机与装配轴对称喷管的航空发动机在相同条件下的共同工作线完全重合,而在风扇特性图上,装配低可探测S弯喷管的航空发动机的共同工作线向喘振边界方向移动;在不同的飞行高速、速度以及发动机转速下,装配低可探测S弯喷管的航空发动机的推力比装配轴对称喷管的航空发动机小0.04%5.95%,耗油率比装配轴对称喷管的航空发动机高1.43%6.48%;低可探测S弯喷管几何参数对航空发动机的推力与耗油率的影响规律主要与其对流量系数、推力系数的影响规律有关,几何参数中的两弯轴向长度比、第一弯出口面积以及出口宽高比这三个参数对整机性能的影响较大;不同飞行条件下,低可探测S弯喷管几何参数对整机性能的影响规律是相同的。
刘庭申,冯立好,王晋军[4]（2018）在《S形进气道锤激波的动态特性》文中研究指明进气道的锤激波载荷是由发动机喘振引起的,是进气道结构设计的最大载荷。为了解进气道锤激波动态载荷特性,对M2129型S形进气道模型进行了三维非定常数值模拟。采用了直接在进气道出口给定压力变化波形的方法模拟喘振压升现象,分析了来流马赫数为0.65,初始进气道换算流量为60kg/s（即出口马赫数为0.44）时锤激波传播过程中进气道壁面压力和进气道内部流动的动态演化过程。发现上下壁面的动态峰值压力可以达到来流静压的2.3倍以上。在锤激波下游,可观察到回流产生,并出现复杂的三维流动结构。锤激波发生0.185s后进气道流动逐渐恢复正常。进一步的研究对比了不同换算流量、锤激波超压比和进气道中心线几何形状对应的锤激波压力变化。发现在较低流量和较大超压比时进气道所受峰值压力更大,锤激波沿进气道传播速度更快。进气道中心线形状的改变会影响锤激波压力的大小和分布,曲率大的地方易产生较大的锤激波峰值压力。
李建华,包晓翔,刘凯,李锋[5]（2017）在《扩压式双S隐身进气道设计和流场分析》文中提出采用扩压式双S隐身进气道能够提高飞行器的隐身特性和综合性能。针对保形短程、高隐身、大偏距的亚音速隐身无人机进气道,以保形入口、中间控制面和出口截面为约束并结合多项式对中心线和面积、截面形状进行控制,实现对保形进口截面形状和弯曲形式复杂的双S隐身进气道的快速设计;在此基础上,研究中心线曲率、面积分布和中间截面形状等参数对进气道性能的影响。结果表明:双S进气道流场特性复杂,第二S弯处顶部的分离和空间二次涡引发的流场畸变的综合控制是设计的重点,通过截面参数约束并结合多项式能够对双S进气道内的流场品质进行控制;在中心线曲率、扩张角和多项式参数等配制上应该朝利于第二S弯流场稳定的方向靠近。
田晓平,潘鹏飞,李密[6]（2017）在《S形进气道流动控制数值模拟研究》文中认为现代高性能作战飞机大多采用S形进气道,由于S形进气道内部曲率较大,边界层容易分离,因而降低了发动机的性能,尤其是其出口处的旋流畸变较大,导致发动机更容易发生喘振。针对某S形进气道中流动分离较大的问题,采用给其内表面加装涡流发生器的方法,以减小进气道出口旋流畸变。通过数值模拟和性能计算可以发现,加装涡流发生器后进气道流动分离和旋流畸变大幅度减弱。
张群峰,闫盼盼,黎军,王霄[7]（2017）在《S形进气道锤击波荷载特性分析》文中研究表明利用基于改进的延迟分离涡模拟（IDDES）方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显着增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.
何盼[8]（2017）在《引气风斗流动特性实验及数值模拟研究》文中研究表明引气风斗是高压涡轮主动间隙控制系统中的重要零件,其流动特性将对发动机性能产生影响,探讨引气风斗内流动特征和损失机理为风斗优化设计提供理论依据。本文采用实验与数值计算相结合的方法,研究了典型工况下引气管道内流场特性及进口马赫数的影响。首先,本文以引气风斗为实验对象,确立实验测量方案,开展引气风斗流动特性实验,获得引气风斗的总压恢复系数等流动特性规律。结果表明:在来流马赫数较低的工况下,引气风斗的总压恢复系数约0.99,流动损失较小。随着马赫数和引气节流锥开度的增大总压恢复系数下降。引气风斗在马赫数较小时出口总压沿径向分布较均匀;马赫数增加后不均匀度增大。接着,分析对比实验与数值计算结果。实验测量与数值计算结果在低马赫数工况下吻合较好。随着来流马赫数和节流锥开度增加,数值计算与实验的总压恢复系数偏差增大。最后,采用数值模拟方法分析了流场特性和损失机理。结果表明:气流在引气风斗第一转弯处上、下壁面附近出现流动分离,并诱发对涡的形成,导致出口截面流场的不均匀性;引气风斗壁面型线曲率及截面积的变化对引气管道内流场结构影响显着,下壁面第一转弯处的剧烈偏转是引起流动分离及损失的主要来源。
张乐[9]（2016）在《飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究》文中进行了进一步梳理进排气系统气动性能的好坏直接影响着发动机的工作,且其布局方式也将直接影响飞行器整体气动性能;同时,进排气系统作为一种电大尺寸凹腔结构是飞行器前向和后向的主要电磁散射源之一,其形成的雷达散射截面（Radar Cross Section,RCS）对飞行器整体RCS贡献较大,极大地影响飞行器生存能力。因此,如何设计合理的进排气系统布局方式以满足飞行器具有良好的气动和隐身性能是现代隐身飞行器研究重点之一。本文以大展弦比双发飞翼布局为背景,开展了飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究,研究工作主要包括以下几方面:（1）开展了基于三维可压缩N-S方程的气动数值模拟方法和几种用于电磁散射特性计算的数值方法研究。首先,基于有限体积法,开展了采用Roe格式空间离散格式、隐式LU-SGS时间推进方法、多种边界条件的气动数值模拟方法研究;其次,开展了基于多层快速多极子（MLFMM）、物理光学法（PO）以及射线弹跳法（SBR）的电磁散射特性数值计算方法研究,并研究了其计算机理、计算精度和适用范围。最后,分别通过实验与数值计算对比,验证了所建立的气动和电磁散射特性数值计算方法是可靠的。（2）为了解决气动与隐身性能俱佳的设计问题,开展了飞翼布局气动与隐身综合设计研究,并提出了一种气动和隐身性能俱佳的类“鹰嘴”形前缘设计（减小翼型前缘半径）,将其作为保形进排气系统设计的基础。研究主要针对大展弦比飞翼布局大鼓包式机身展开,分别基于隐身反设计和基于装载布置设计开展了飞翼布局设计研究,然后针对不同雷达频率下大展弦比飞翼布局呈现不同电尺寸特性,开展了相应的RCS预估方法研究,并通过某飞翼布局缩比模型的隐身测试进行了数值方法的验证。（3）为了解决耦合进排气系统下飞翼布局仍能获取良好气动和隐身性能的问题,提出了一种飞机/进排气系统一体化保形设计思想,并在保持双发飞翼布局整体流线型的气动布局下开展了保形进排气系统外形一体化设计。首先,基于常规进气道设计准则,结合超椭圆方程,开展了S弯进气道设计方法研究,并通过对规则形状（长方形进气口转圆形出口）S弯进气道设计进行了设计方法初步验证,共构建了5种不同中心线和截面积变化规律进气道。其次,基于所构建的S弯进气道设计方法,开展了双发飞翼布局保形进气道设计。最后,综合考虑气动、电磁隐身和红外隐身三者的相容性,开展了较大宽高比的飞翼布局保形非对称尾喷管设计。（4）为了获取更好的气动性能和更高的推进效率,针对双发飞翼布局耦合保形进排气系统开展了气动设计及优化研究。首先,基于推阻平衡原则和等熵流动假设,开展了飞翼布局进排气系统动力数值模拟方法研究,通过引入压力边界条件来模拟发动机进排气效应,并结合推阻平衡原则进行动力参数调节,然后分别通过保形进气道和膨胀尾喷管计算与实验结果对比,验证了模拟发动机进排气压力边界条件的有效性。其次,基于所建立的动力数值模拟方法,分别开展了双发飞翼布局保形进气道和保形尾喷管气动特性分析及设计研究。然后,基于保形圆矩形尾喷管开展了一种新型推力矢量控制方式研究,即尾喷管燃气舵的概念设计。为了进一步提升保形进排气系统的内流特性,还开展了保形非对称S弯进气道设计及优化研究,提出了一种新的中心线和截面积变化规律的进气道参数化方法,并采用无限插值变形技术（TFI）,且引入样本更新和多轮优化的思想构建优化体系。最后,为了进一步提升飞翼布局耦合进排气系统时全机气动性能,开展了基于自由变形（FFD）方法的多鼓包减阻设计及优化研究。（5）基于双发飞翼保形进排气系统开展了电磁散射特性计算分析及设计研究,并针对不同电尺寸腔体目标构建了一套有效的电磁散射特性数值计算方法。首先,开展了腔体隐身数值计算方法研究,并通过进口斜切45°进气道腔体隐身实验进行了验证。其次,构建了与无人机保形进气道尺寸相同（进、出口截面面积相同）的方转圆规则形状S弯进气道,基于MLFMM方法开展了中心线和截面积变化规律对进气道电磁散射特性影响研究,并分析了其散射机理。然后,结合全尺寸大展弦比飞翼布局耦合保形进排气系统,基于SBR方法开展了不同进口形状进气道和不同面积比非对称喷管电磁散射特性影响及设计研究,并通过飞翼布局耦合矩形进气道隐身实验对比,进一步验证仿真算法的有效性。（6）基于双发飞翼布局耦合保形进排气系统时前向区域散射明显增强,首次系统地开展了保形进口格栅气动与隐身综合设计研究,并针对复杂进口格栅构建了一套有效的气动和电磁散射特性数值计算方法。首先,基于相关的工程应用实例,提炼出进口格栅设计原理及准则,在此基础上构建并制作了斜切45°规则进口格栅耦合直腔体模型,并基于MLFMM算法开展了格栅电磁散射特性数值计算与实验的对比验证。其次,开展了格栅典型特征几何参数如格栅孔间距、格栅倾角及格栅厚度等对格栅电磁散射特性影响研究,还研究了不同频率和不同极化方式下格栅电磁散射特性。然后,基于优化后保形非对称S弯进气道,开展了飞翼布局保形进口格栅设计及电磁散射特性研究,且制作了飞翼布局耦合保形进口格栅缩比模型并进行了隐身实验,进一步验证了所建立的格栅电磁散射特性数值计算方法是可靠的。最后,开展了飞翼布局耦合保形进口格栅内外流一体化气动特性研究,考虑到保形进口格栅形状变化复杂,提出了基于混合网格的气动计算方法,并进行了不同孔间距格栅对机体内外流气动特性影响研究。
潘俊杰[10]（2014）在《S形进气道内流场特性及流动控制研究》文中研究指明现代高性能战斗机在战术需求上非常强调高隐身性，而目前喷气式飞机采用的涡轮发动机由于存在周期运动的组件很容易被侦查设备捕捉到。S形进气道由于内流道弯曲能对涡轮叶片有效遮蔽，提高了飞行器的隐身性能，得到了广泛的应用。然而，S进气道内流场中存在流动分离、二次旋流等复杂的流动问题，这些流动问题将对发动机性能造成不利的影响，甚至可能导致发动机无法正常工作。本文以S形进气道内的复杂流动问题为背景，针对设计制作的某S形进气道模型进行了内流道流场特性实验研究。使用PIV、七孔探针、壁面及空间测压等流体流动测量方法，掌握了进气道内的流动特征，并确定了分离区域及起始分离点等关键信息。进行了涡流发生器应用于S形进气道流动控制的研究，着重分析了安装位置以及高度对控制效果的影响。由于传统涡流发生器存在不容忽视的缺陷，又在此基础上提出带反馈机制的涡流发生器流动控制技术，大幅提升了控制效果和效率，能够根据进气道入口速度自主调节涡流发生器高度，令其始终处于最优控制参数。进行了S形进气道合成射流主动流动控制的实验研究，研制了应用于亚音速S形进气道流动控制的活塞式高速合成射流激励器，射流出口速度可达到100m/s以上。重点分析了三缝斜出口以及“八字”出口两种形式合成射流对S形进气道的控制特性。结果表明：合成射流可有效抑制S形进气道内分离流动，提高总压恢复系数，降低流场畸变指数。当进气道入口速度V=160m/s时，“八字”出口合成射流能使总压恢复系数提高1.4%，稳态畸变指数降低28.7%，动态畸变指数降低17.2%。
二、短S形进气道流动特性数值模拟研究（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、短S形进气道流动特性数值模拟研究（论文提纲范文）
（1）亚音速无人机S弯进气道优化设计及流动控制研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 S弯进气道几何形状优化研究现状 |
| 1.2.2 S弯进气道流动控制研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 2 数值模拟方法 |
| 2.1 计算流体力学方法简介 |
| 2.2 计算流体力学基本原理 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.2.3 边界条件 |
| 2.3 CFD计算流程 |
| 2.4 S弯进气道计算方法验证 |
| 3 亚音速S弯进气道几何形状优化设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 优化设计方法及流程 |
| 3.2.1 优化设计方法概述 |
| 3.2.2 优化设计平台 |
| 3.2.3 优化设计流程 |
| (1)几何形状参数化 |
| (2)优化目标 |
| (3)优化算法 |
| 3.3 CFD数值计算及验证 |
| 3.3.1 数值计算模型 |
| 3.3.2 网格无关性验证 |
| 3.4 进气道几何形状优化结果分析 |
| 3.4.1 几何形状及气动参数变化 |
| 3.4.2 内部流场结构变化 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 基于溢流孔的S弯进气道流动控制研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 数值计算模型及验证 |
| 4.2.1 数值计算模型 |
| 4.2.2 网格无关性验证 |
| 4.3 等直段溢流孔布置方案 |
| 4.3.1 溢流孔大小设计 |
| 4.3.2 溢流孔排布方案 |
| 4.4 溢流孔排布对进气道流场特性的影响 |
| 4.4.1 等直段溢流孔排布对流场特性的影响 |
| 4.4.2 分离区溢流孔排布对流场特性的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 溢流孔流动控制技术的工程应用 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 未布置溢流孔整机模型的数值计算 |
| 5.2.1 模型建立及网格划分 |
| 5.2.2 数值计算结果 |
| 5.3 传统溢流孔布置方案的控制效果研究 |
| 5.3.1 数值计算模型及验证 |
| 5.3.2 仿真结果分析 |
| 5.4 溢流孔排布改进方案 |
| 5.5 改进溢流孔排布方案对进气道性能的影响 |
| 5.5.1 改进溢流孔对进气道气动特性的影响 |
| 5.5.2 改进溢流孔对进气道流场结构的影响 |
| 5.6 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
（2）三维S形进气道沿程结冰参数分析方法（论文提纲范文）
| 1 气液两相流计算 |
| 2 水滴收集系数计算 |
| 3 计算方法 |
| 4 计算模型 |
| 5 计算结果与分析 |
| 5.1 水滴撞击计算结果 |
| 5.1.1 唇口 |
| 5.1.2 进气道沿程 |
| 5.2 水滴分布计算结果 |
| 6 结论 |
（3）低可探测S弯喷管设计及性能评估方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 低可探测S弯喷管的研究进展及现状 |
| 1.2.1 国外低可探测S弯喷管的研究进展及现状 |
| 1.2.2 国内低可探测S弯喷管的研究进展及现状 |
| 1.3 S弯管道设计方法及异型管道流动机理的研究现状 |
| 1.3.1 S弯管道设计方法的研究现状 |
| 1.3.2 异型管道流动机理的研究现状 |
| 1.4 研究内容 |
| 第二章 低可探测S弯喷管设计方法研究 |
| 2.1 低可探测S弯喷管设计方法概述 |
| 2.2 低可探测S弯喷管中心线设计 |
| 2.3 低可探测S弯喷管流通截面设计 |
| 2.3.1 低可探测S弯喷管流通截面的截面参数计算 |
| 2.3.2 低可探测S弯喷管流通截面的截面形状设计 |
| 2.3.3 低可探测S弯喷管流通截面的旋转变换 |
| 2.4 S弯喷管低可探测条件的建立 |
| 2.5 低可探测S弯喷管的型面生成 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 低可探测S弯喷管数值模拟及试验研究 |
| 3.1 数值计算方法 |
| 3.1.1 控制方程 |
| 3.1.2 湍流模型 |
| 3.1.3 计算网格 |
| 3.1.4 边界条件及初始化 |
| 3.1.5 计算收敛准则 |
| 3.2 低可探测S弯喷管冷态模型试验研究 |
| 3.2.1 试验装置 |
| 3.2.2 试验方案 |
| 3.2.3 误差分析 |
| 3.2.4 低可探测S弯喷管试验结果 |
| 3.3 低可探测S弯喷管数值模拟方法验证研究 |
| 3.3.1 低可探测S弯喷管湍流模型验证 |
| 3.3.2 低可探测S弯喷管网格无关性验证 |
| 3.4 低可探测S弯喷管流动机理分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 关键参数对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 4.1 低可探测S弯喷管的气动性能参数及定义 |
| 4.2 S弯曲线个数对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 4.3 低可探测双S弯喷管的关键几何参数 |
| 4.4 中心线变化规律对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 4.5 第一弯几何参数对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 4.5.1 第一弯出口面积对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 4.5.2 第一弯出口宽度对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 4.5.3 第一弯纵向偏距对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 4.6 出口宽高比对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 4.7 两弯轴向长度比对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 4.8 长径比对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 4.9 本章小结 |
| 第五章 非均匀进气条件下低可探测S弯喷管流动特性研究 |
| 5.1 非均匀进气条件下低可探测S弯喷管流动机理的数值模拟研究 |
| 5.1.1 计算模型及数值模拟方法 |
| 5.1.2 双涵道条件下低可探测S弯喷管的气动性能参数及定义 |
| 5.1.3 低可探测S弯喷管在非均匀进气条件下的流动机理 |
| 5.2 进口非均匀气动条件对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 5.2.1 进口不同的气动参数对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 5.2.2 进口旋流对低可探测S弯喷管流动特性的影响 |
| 5.3 整流支板安装角对低可探测S弯喷管流动特性的影响研究 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 低可探测S弯喷管与发动机整机匹配特性研究 |
| 6.1 低可探测S弯喷管近似建模 |
| 6.1.1 近似建模技术概述 |
| 6.1.2 低可探测S弯喷管的近似建模 |
| 6.2 低可探测S弯喷管与发动机整机建模 |
| 6.2.1 航空发动机的共同工作 |
| 6.2.2 发动机仿真模型及验证分析 |
| 6.2.3 低可探测S弯喷管与发动机整机建模 |
| 6.3 低可探测S弯喷管与发动机整机匹配特性 |
| 6.4 低可探测S弯喷管几何参数对整机性能的影响研究 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要研究结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表学术论文及其他成果 |
（4）S形进气道锤激波的动态特性（论文提纲范文）
| 1 模型和计算方法 |
| 2 锤激波波形设置 |
| 3 压力变化与流动结构 |
| 4 进气道换算流量的影响 |
| 5 超压比的影响 |
| 6 中心线几何形状的影响 |
| 7 结论 |
（5）扩压式双S隐身进气道设计和流场分析（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 数值计算方法及其验证 |
| 2 设计过程及结果分析 |
| 2.1 设计方法和方案描述 |
| 2.2 设计结果分析 |
| 3 结论 |
（6）S形进气道流动控制数值模拟研究（论文提纲范文）
| 1 进气道数学模型 |
| 2 计算结果分析 |
| 2.1 总性能 |
| 2.2 三维流动特性 |
| 3 旋流畸变研究 |
| 4 结论 |
（7）S形进气道锤击波荷载特性分析（论文提纲范文）
| 1 数值计算方法 |
| 1.1 控制方程 |
| 1.2 SST-IDDES方法 |
| 1.3 数值方法验证 |
| 2 计算模型 |
| 2.1 计算模型及网格划分 |
| 2.2 计算工况 |
| 3 计算结果及结论 |
| 3.1 不同马赫数S形进气道正常工作状态流场 |
| 3.2 锤击波流场 |
| 3.3 不同压力卸载方式对锤击波荷载影响 |
| 3.4 不同压力加载方式对锤击波荷载影响 |
| 3.5 超压比最大值对锤击波荷载影响 |
| 4 结论 |
（8）引气风斗流动特性实验及数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 主动叶尖间隙控制及气源引气研究 |
| 1.2.1 主动间隙控制 |
| 1.2.2 气源引气系统研究 |
| 1.3 国内外相关管流研究进展 |
| 1.3.1 S形管道数值计算研究进展 |
| 1.3.2 S形管道流场特性实验研究进展 |
| 1.4 本文主要工作 |
| 第二章 实验方案设计与实施 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 实验设备 |
| 2.3 实验模型 |
| 2.4 测量系统与实验方案 |
| 2.4.1 测量设备及校准 |
| 2.4.2 实验测量方案 |
| 2.4.3 实验测量工况 |
| 2.5 性能参数与数据处理 |
| 2.6 误差分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 实验结果及分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 总压恢复系数 |
| 3.3 出口截面总压和静压变化 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 数值模拟及实验对比 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 计算软件 |
| 4.3 数值计算方程及求解 |
| 4.3.1 控制方程 |
| 4.3.2 湍流模型 |
| 4.3.3 求解方法 |
| 4.4 网格与湍流模型选择 |
| 4.4.1 网络拓扑结构 |
| 4.4.2 网格无关性分析 |
| 4.4.3 湍流模型选择 |
| 4.5 数值计算与实验结果对比分析 |
| 4.5.1 总压恢复系数对比 |
| 4.5.2 出口截面总压和静压分布对比 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 引气风斗流场及损失分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 典型工况流动特征分析 |
| 5.3 典型工况流动机理分析 |
| 5.3.1 旋涡形成机理分析 |
| 5.3.2 风斗内沿程损失分析 |
| 5.4 进口马赫数对流动特性影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表或录用的论文 |
（9）飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 飞翼布局的发展及特点 |
| 1.1.2 耦合进排气系统的气动与隐身综合设计 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 进排气系统设计方法 |
| 1.2.2 进排气系统气动特性研究 |
| 1.2.3 进排气系统电磁散射特性计算方法研究 |
| 1.2.4 隐身进口格栅设计 |
| 1.3 研究内容 |
| 第2章 气动及电磁散射特性数值计算方法研究 |
| 2.1 气动数值计算方法 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 有限体积法 |
| 2.1.3 空间离散格式 |
| 2.1.4 时间推进方法 |
| 2.1.5 边界条件 |
| 2.1.6 湍流模型 |
| 2.2 CFD技术可信度验证 |
| 2.2.1 ONERA M6机翼验证 |
| 2.2.2 DLR-F6翼身组合体绕流验证 |
| 2.2.3 圆形S弯进气道验证 |
| 2.3 几种电磁散射数值计算方法对比研究 |
| 2.3.1 雷达散射截面 |
| 2.3.2 几种雷达散射截面预估方法对比研究 |
| 2.4 电磁散射数值方法可信度验证 |
| 2.4.1 对平板的计算验证 |
| 2.4.2 对二面角的计算验证 |
| 2.4.3 对圆柱体的计算验证 |
| 2.4.4 对直腔体的计算验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 飞翼布局气动与隐身综合设计研究 |
| 3.1 基于隐身反设计的飞翼布局气动与隐身综合设计研究 |
| 3.1.1 基于隐身反设计的飞翼布局优化构型设计 |
| 3.1.2 机身前缘钝形和类“鹰嘴”形设计气动特性对比 |
| 3.1.3 机身前缘钝形和类“鹰嘴”形设计隐身特性对比 |
| 3.2 基于装载布置设计的飞翼布局气动与隐身综合设计研究 |
| 3.2.1 基于装载布置设计的飞翼布局外形设计 |
| 3.2.2 机身低鼓包和双鼓包设计气动特性对比 |
| 3.2.3 机身低鼓包和双鼓包设计隐身特性对比 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 飞翼布局耦合保形进排气系统外形一体化设计 |
| 4.1 飞翼布局双发动机布置 |
| 4.2 飞翼布局保形进气道设计 |
| 4.2.1 进气道设计方法 |
| 4.2.2 飞翼布局保形S弯进气道设计 |
| 4.3 飞翼布局保形非对称尾喷管设计 |
| 4.3.1 飞翼布局两种保形非对称尾喷管设计 |
| 4.3.2 尾喷管主要性能参数 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 飞翼布局耦合保形进排气系统气动设计及优化研究 |
| 5.1 动力数值模拟方法及验证 |
| 5.1.1 推阻平衡原则 |
| 5.1.2 动力参数设定与调节 |
| 5.1.3 进排气系统数值模拟方法验证 |
| 5.2 飞翼布局保形进排气系统通流时气动特性对比研究 |
| 5.2.1 通流下计算方法及计算网格 |
| 5.2.2 通流下纵向基本气动特性对比分析 |
| 5.2.3 通流下典型迎角气动特性对比分析 |
| 5.3 飞翼布局保形进排气系统耦合动力时气动特性对比研究 |
| 5.3.1 不同保形进气道对飞翼布局气动特性影响研究 |
| 5.3.2 不同保形尾喷管对飞翼布局气动特性影响研究 |
| 5.3.3 尾喷管燃气舵概念设计研究 |
| 5.4 优化设计方法 |
| 5.4.1 试验设计方法 |
| 5.4.2 代理模型 |
| 5.4.3 优化算法 |
| 5.5 飞翼布局保形非对称S弯进气道设计及优化研究 |
| 5.5.1 进气道参数化方法 |
| 5.5.2 无限插值网格变形技术 |
| 5.5.3 优化设计流程 |
| 5.5.4 优化设计结果与流场对比分析 |
| 5.6 飞翼布局耦合进排气系统下多鼓包减阻设计及优化研究 |
| 5.6.1 FFD参数化方法 |
| 5.6.2 数值计算方法及 g-Reqt转捩模型验证 |
| 5.6.3 多鼓包参数化模型 |
| 5.6.4 多鼓包优化设计策略 |
| 5.6.5 优化设计结果对比分析 |
| 5.7 本章小结 |
| 第6章 飞翼保形进排气系统电磁散射特性计算分析及设计研究 |
| 6.1 腔体电磁散射特性数值计算方法研究 |
| 6.1.1 腔体电磁散射特性数值计算方法 |
| 6.1.2 进气道腔体电磁散射特性数值计算方法验证 |
| 6.2 方转圆规则形状S弯进气道电磁散射特性研究 |
| 6.2.1 进气道中心线变化规律对隐身特性影响研究 |
| 6.2.2 进气道截面积变化规律对隐身特性影响 |
| 6.3 飞翼布局耦合保形进排气系统电磁散射特性分析及设计研究 |
| 6.3.1 飞翼布局耦合不同保形进气口进气道电磁散射特性研究 |
| 6.3.2 飞翼布局耦合不同非对称尾喷管电磁散射特性研究 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 飞翼布局耦合保形进口格栅气动与隐身综合设计研究 |
| 7.1 格栅设计思想 |
| 7.1.1 格栅设计原理及准则 |
| 7.1.2 格栅研究内容 |
| 7.2 格栅电磁散射特性计算方法及几何参数影响研究 |
| 7.2.1 格栅电磁散射特性计算方法 |
| 7.2.2 格栅特征几何参数对电磁散射特性影响研究 |
| 7.2.3 格栅电磁散射特性计算方法验证与分析 |
| 7.3 飞翼布局耦合保形进口格栅电磁散射特性研究 |
| 7.3.1 飞翼布局耦合保形进口格栅设计 |
| 7.3.2 飞翼布局耦合保形进口格栅电磁散射特性及实验验证 |
| 7.4 飞翼布局耦合保形进口格栅气动特性研究 |
| 7.4.1 飞翼布局耦合保形进口格栅气动计算网格及验证 |
| 7.4.2 飞翼布局耦合进口格栅内外流一体化气动特性研究 |
| 7.5 本章小结 |
| 第8章 总结与展望 |
| 8.1 论文工作总结 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
| 致谢 |
（10）S形进气道内流场特性及流动控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 图、表清单 |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外相关研究回顾 |
| 1.2.1 S 形进气道流场特性研究 |
| 1.2.2 S 形进气道被动流动控制 |
| 1.2.3 S 形进气道主动流动控制 |
| 1.3 本文研究内容总述 |
| 第二章 模型、试验设备和试验技术 |
| 2.1 试验模型 |
| 2.2 试验设备 |
| 2.2.1 二元射流风洞 |
| 2.2.2 NHW 高超音速风洞 |
| 2.3 试验技术 |
| 2.3.1 七孔探针流场测试技术 |
| 2.3.2 瞬态流场测试技术——粒子图像测速仪(PIV) |
| 2.3.3 DTC Initium 网络智能式风洞电子压力扫描器 |
| 第三章 S 形进气道流场特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 流动显示 |
| 3.2.1 表面油流显示 |
| 3.2.2 PIV 测试 |
| 3.3 壁面静压分布 |
| 3.3.1 静态压力分布 |
| 3.3.2 动态压力分布 |
| 3.4 出口截面空间流场分析 |
| 3.4.1 七孔探针流场测试结果 |
| 3.4.2 总压探针耙测试结果 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 S 形进气道涡流发生器反馈式流动控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 涡流发生器旋涡特性研究 |
| 4.3 S 形进气道 VG 流动控制研究 |
| 4.3.1 VG 位置影响 |
| 4.3.2 VG 高度影响 |
| 4.4 VG 反馈式流动控制 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 S 形进气道合成射流流动控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 合成射流激励器及出口流场特性 |
| 5.2.1 合成射流激励器 |
| 5.2.2 合成射流出口流场特性研究 |
| 5.3 S 形进气道合成射流主动流动控制研究 |
| 5.3.1 三缝斜出口合成射流控制研究 |
| 5.3.2 八字出口合成射流控制 |
| 5.3.3 控制效果比较分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文主要工作和结论 |
| 6.2 后续研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间发表的学术论文 |
四、短S形进气道流动特性数值模拟研究（论文参考文献）
- [1]亚音速无人机S弯进气道优化设计及流动控制研究[D]. 张竞. 浙江大学, 2020(02)
- [2]三维S形进气道沿程结冰参数分析方法[J]. 李静,刘振侠,胡剑平. 科学技术与工程, 2018(21)
- [3]低可探测S弯喷管设计及性能评估方法研究[D]. 孙啸林. 西北工业大学, 2018(02)
- [4]S形进气道锤激波的动态特性[J]. 刘庭申,冯立好,王晋军. 航空学报, 2018(02)
- [5]扩压式双S隐身进气道设计和流场分析[J]. 李建华,包晓翔,刘凯,李锋. 航空工程进展, 2017(02)
- [6]S形进气道流动控制数值模拟研究[J]. 田晓平,潘鹏飞,李密. 航空科学技术, 2017(05)
- [7]S形进气道锤击波荷载特性分析[J]. 张群峰,闫盼盼,黎军,王霄. 航空动力学报, 2017(03)
- [8]引气风斗流动特性实验及数值模拟研究[D]. 何盼. 上海交通大学, 2017(10)
- [9]飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究[D]. 张乐. 西北工业大学, 2016(04)
- [10]S形进气道内流场特性及流动控制研究[D]. 潘俊杰. 南京航空航天大学, 2014(01)