一、压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究（论文文献综述）
丛成华,邓小刚,毛枚良[1]（2021）在《绕椭球的低速流动研究》文中研究说明理解和预测绕椭球的流动对指导飞行器和潜艇等交通工具的设计具有很强的工程意义.近年来,针对椭球绕流开展了大量的实验和数值模拟研究.对有攻角下椭球绕流分离的定性描述和定量研究,促进了对三维分离的辨识和拓扑研究.文章对流场特性进行了分析,介绍了分离对气动力、噪声、尾迹的影响,以及实验条件对流动的影响.上述定常流动与非定常机动过程之间存在明显差异,非定常机动过程不能作为定常或准定常问题处理,在机动过程中,分离出现明显延迟,气动力出现明显变化.随后介绍了数值模拟在求解绕椭球流动中的进展,当前求解雷诺平均的N-S方程湍流模式仍然是解决绕椭球大范围分离流动的主要工程方法,大涡模拟和分离涡模拟等也逐渐得到了广泛应用.受限于计算能力,直接数据模拟只能用于较低雷诺数,在高雷诺数流动中还不适用.非定常机动过程的数值模拟较定常状态,与实验结果的差距要大一些.最后,介绍了对椭球绕流场转捩的研究进展,对T-S转捩与横流转捩的机理和辨识已经较为准确,数值模拟结果与实验结果基本相符,但对再附转捩的认识还不够清晰,尤其是迎风面,因此椭球绕流转捩的研究还需要依靠实验.
陈琦,陈坚强,袁先旭,郭启龙,万钊,邱波,李辰,张毅锋[2]（2021）在《国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展》文中研究说明随着CFD技术的快速发展,CFD数值模拟软件在飞行器研制中得到广泛应用,并已渗透航空航天等诸多领域的各个阶段,发挥着越来越重要的作用。国家数值风洞（NNW）工程坚持边建边用的原则,通过集成结构力学、飞行力学、工程热力学、声学、光学、电磁学、多相流体力学等学科软件,在航空航天、交通运输、能源动力、环保减灾等领域发挥了积极作用。总结了NNW软件在高超声速飞行器边界层转捩、湍流、高精度方法等领域的应用成果以及在解决复杂流动干扰、动态稳定性和多学科耦合问题上的最新进展。通过案例展示,使相关从业人员了解NNW软件的功能、特点,促进系列软件在全国的推广和应用。
吴正阳[3]（2021）在《基于翠鸟入水策略的跨介质飞行器构型仿生设计及入水性能研究》文中提出跨介质飞行器是一种可在水和空气两种介质间自由穿行的新概念两栖无人运动平台,具有重要的军事和民事应用前景。跨介质飞行器的研制需要解决空中巡航、入水、水下潜行以及出水四种运动模式下所涉及的关键技术,其中,跨介质飞行器入水过程经受的较大冲击载荷极易造成机体结构损坏、内部元器件失灵以及弹道失稳等一系列问题,研究跨介质飞行器应以何种流体动力构型及采取何种入水方式减小飞行器入水冲击载荷,对提高跨介质飞行器入水稳定性和安全性具有极其重要的现实意义。尽管跨介质飞行器概念提出近百年,但由于其设计制造难度大,目前尚未形成系统的设计理论,模仿具有跨介质功能的水鸟或昆虫,突破其关键技术是国际上普遍采用的技术途径。本文以翠鸟为仿生模本,采用CFD数值模拟和试验分析方法,研究翠鸟典型姿态下入水策略对其入水特性的影响规律,揭示翠鸟头颈入水缓冲机理,在此基础之上对跨介质飞行器流体动力构型进行组合仿生设计,并研究仿生跨介质飞行器入水性能。具体包含以下研究内容:（1）分析翠鸟入水捕食过程,确定了翠鸟入水典型姿态——翅翼后掠,头部、身体及尾巴保持在一条直线,并采用逆向工程技术获取了翠鸟典型入水姿态精确3D模型。为了分析翠鸟不同初始入水速度、入水角度对其入水冲击加速度、俯仰力矩、流场分布规律的影响,建立了基于VOF模型和动网格技术的CFD数值仿真方法,采用Reynold时均Navier-Stokes（RANS）方程对整个流场域求解,通过分析网格数量对轴向冲击力的影响确定了满足计算要求的网格密度。数值计算结果表明,压差阻力对翠鸟冲击加速度的产生起到决定性作用,轴向冲击加速度和俯仰力矩随初始入水速度和入水角度的增加而增加,翠鸟俯冲入水的峰值冲击加速度和峰值俯仰力矩与初始入水速度成二次方关系,与入水角度呈线性关系,减小翠鸟入水角度会降低其下潜深度。对峰值冲击加速度时刻的压力场和速度矢量场分析可知,增加初始入水速度会显着增加翠鸟周围流场扰动,增强翠鸟入水附加质量效应,导致较大冲击加速度的产生。在入水角度90°、初始入水速度8m/s时,翠鸟经受的轴向冲击加速度和峰值力矩最大,其值分别为18.4g和0.867N·m。（2）根据翠鸟俯冲自由入水测试需求,设计搭建了可实现翠鸟模型初始入水速度和初始入水角度精确可调的无束缚入水试验测试平台。其中,高速入水推进机构可实现模型入水速度调节,角度调节机构可实现入水角度调节,模型释放系统用来完成入水前精确释放,嵌入式惯性测量系统采集翠鸟运动学数据,高速动态影像捕捉系统获取视频影像资料。通过入水试验,研究了翠鸟模型入水冲击加速度、俯仰角以及水体响应随初始入水速度和入水角度的变化规律。测试结果表明,翠鸟模型轴向冲击加速度峰值与初始入水速度呈二次方关系,与初始入水角度呈线性关系,这与仿真结果相对应。径向冲击加速度极小值随入水角度的增加显着减小,甚至接近于0。在入水过程中,翠鸟模型均先抬头上扬后低头下潜,且低头下潜趋势在尾部空泡深闭合后加剧。将试验结果的轴向峰值冲击力与仿真结果对比,验证了CFD数值仿真方法的适用性,其与试验值最大相差11.5%。（3）基于翠鸟头部流线构型,采用构型仿生方法,设计制作了翠鸟头形细长体、卵形头旋成体以及构型仿生旋成体。通过垂直入水试验,定量研究了不同下落高度对轴向冲击加速度的影响规律及空泡的演化特性。试验研究表明,相比于卵形头旋成体,翠鸟头形细长体和构型仿生旋成体均可消除入水初期峰值冲击加速度,同时减小下潜过程阻力,但由于翠鸟头部非对称轮廓,翠鸟头形细长体在入水后会发生偏转。空泡闭合后的波纹效应是导致轴向冲击加速度振荡的原因,不同入水速度下的震动频率基本维持在200Hz上下。（4）受翠鸟入水过程颈部收缩行为启发,采用功能仿生方法,在旋成体头部和主体之间引入线性弹簧,设计制作了功能仿生旋成体,根据旋成体头部是否可压缩,区分出头部固定旋成体和头部可压缩旋成体两种形态。通过对比功能仿生旋成体两种形态的垂直入水试验,定量研究了初始入水速度对冲击加速度及空泡动态的影响,推导了入水初期峰值冲击加速度与弹簧线刚度和最大压缩量的关系式。试验结果表明,在旋成体头部和主体之间引入弹簧可以显着抑制旋成体主体入水初期峰值冲击加速度,在不考虑弹簧刚度的情况下,旋成体峰值冲击加速度仅与头部最大压缩量有关。此外,弹簧的引入提高了空泡形成及侧面深闭合现象发生所需的初始入水速度,但对空泡在旋成体侧面和尾部闭合的无量纲时间影响不大。头部可压缩旋成体在入水速度为3.96m/s时,可降低71%的峰值冲击加速度。（5）采用组合仿生设计思想,基于翠鸟原型入水机理研究,设计了翠鸟头部和龙虱身体结合的跨介质飞行器机身外形;结合机翼设计一般流程,确定了跨介质飞行器机翼面积为0.49m2,起飞重量为28.031kg,安装角及上反角为0,并通过边条翼连接机翼和机身,设计了后掠角30°、40°、50°以及60°四种仿生跨介质飞行器气动/水动构型。通过CFD数值模拟,研究了四种后掠角飞行器气动特性,综合分析飞行器升力系数、阻力系数、升阻比以及俯仰力矩系数,确定了后掠40°仿生跨介质飞行器为最终设计方案。（6）基于流动相似理论,设计制作了后掠40°仿生跨介质飞行器1/4缩比模型,并开展了俯冲入水性能试验研究。分析入水速度、入水角度及质心位置对其入水性能的影响规律,以飞行器下潜一个体长为节点,以快速、平稳和安全为指标,评价其入水性能。试验结果表明,初始速度越高,飞行器入水越快速,但容易失稳且越不安全;初始入水角度越大,飞行器入水越快速,在径向上越安全,但容易失稳;质心位置越靠前,飞行器入水越快速,且入水越不平稳,但对其入水安全性影响不显着。因此,飞行器应根据实际工况选择合适的初始入水速度、入水角度及质心位置控制其入水过程。
吴思雨[4]（2019）在《机舰耦合下动态舰面流场特性研究》文中认为在未来海战任务的要求下,能够完成大型运输、武装攻击等任务的两栖攻击舰的地位越来越重要,而中国关于两栖攻击舰的相关研究尚不多见,研究两栖攻击舰将有助于我国的海防建设。两栖攻击舰上直升机起降问题一直是其存在以来的一个突出问题。时刻变化的海面会使得舰船做横摇、纵摇等运动,导致动态的舰面流场的非定常效应,进而造成直升机起降时流场的不稳定。相对于静态,舰船动态运动时的舰面流场才更符合真实的海上工况,对于直升机实际起降有着重要的参考意义,同时也为我国两栖攻击舰的建设提供参考。本文设计了风洞实验模型、水洞实验模型、直升机旋翼模型以及能够在风洞或水洞中横摇或纵摇运动的动态机构。利用流动显示技术、PIV流场测量技术研究了静态的舰面流场结构,找到了不同风向角下流场中影响大、变化剧烈的区域;研究了舰船做不同周期的纵摇运动条件下,舰面流场的变化特性以及直升机起降机位处的下洗气流特性;研究了机舰耦合条件下舰面流场的变化以及直升机旋翼的受力特性;最后还进行了流动控制的初探研究。结果表明:舰船在纵摇运动的条件下,舰面流场的变化规律与静态变化不同,甚至存在截然相反的情况。
李卓奇[5]（2019）在《飞行器前体非对称涡双合成射流控制特性研究》文中指出在尖头细长体头尖用双合成射流进行前体涡的主动控制,射流对头尖流场的干扰作用必须大于背景扰动。因此,要提高交替吹气的双出口合成射流在实际应用中控制前体涡的可行性,需要提高射流的工作效率。为了研究双出口合成射流偏转的影响因素,在有无来流的情况下对比了出口下游流动的偏转情况。结果表明双出口合成射流偏转受到双出口之间的相互干扰以及单出口本身方向的共同影响。双出口相背时,无来流条件下双出口之间的相互干扰较强,导致了射流由出口速度大的一侧偏向出口速度小的一侧。有来流时双出口的干扰减弱,流动偏向于射流出口速度大的一侧,双出口之间干扰造成的射流偏转和单出口自身射流速度造成的流动偏转方向相反。两侧出口方向相对时,无论有无来流,流动的偏转方向始终从速度大的一侧偏向速度小的一侧,偏转效果增强。利用交替吹气的合成射流进行了前体涡主动控制研究。无偏航/滚转下,选取控制频率90Hz验证了在利用人工设置的被动扰动放大加工误差使得前体涡处于不同非对称状态的情况下均通过改变方波信号占空比实现了截面侧向力系数的连续控制。改变控制频率,50Hz实现了截面侧向力系数的线性控制,260Hz实现了前体涡准定常连续控制。线性控制时,截面侧向力系数随时间有一定波动,前体涡剧烈振荡,运动呈现一定的周期性与非周期性。高频控制时,前体涡空间位置基本稳定不变。实验结果表明大攻角下小偏航角/滚转角对模型截面侧向力系数的影响较小。在小偏航角/滚转角的条件下,实验验证了双合成射流的前体涡连续控制能力。并在风洞进行了抗尾旋实验,并用航模飞行器试飞进行尾旋抑制的验证。
沈霖[6]（2018）在《大迎角非定常气动力（?）模型及其应用研究》文中研究说明本文针对新一代战斗机大迎角可控飞行的需要,针对角速度矢量引起的非定常气动力开展了大迎角非定常风洞实验、非定常气动特性和气动力建模、相应的大迎角侧向偏离预测分析、增稳控制律设计、飞行仿真以及大迎角尾旋特性等相关问题的研究。第一部分,首先开展了大迎角偏航-滚转耦合运动风洞实验研究。通过调整实验中偏航、滚转运动的振幅实现不同偏航-滚转耦合程度的运动,从而系统性地研究了偏航-滚转耦合效应对非定常气动特性的影响。比较了实验范围内频率和耦合比对偏航、滚转力矩阻尼特性的影响。对比了动导数模型计算值与实验值的区别。结果表明,常规动导数无法准确反映不同耦合运动中横航向气动力矩阻尼特性的变化。第二部分,在上述风洞实验数据的基础上,将角速度矢量产生的非定常气动力分解为角速度矢量的模和姿态变化引起的侧滑角变化率产生的非定常量两部分,建立了一种非定常气动力（?）模型。该模型可以较好地实现对运动频率的拓展。分别使用（?）模型和动导数模型对偏航-滚转耦合运动、旋转流场下叠加单自由度偏航/滚转运动、俯仰-滚转耦合运动以及俯仰-偏航耦合运动等不同运动中的横航向气动力进行计算并与风洞实验结果进行了比较。结果表明（?）模型比动导数模型更能准确的反映这些运动中的横航向气动力矩阻尼特性。第三部分,在飞机运动方程线性化基础上进行了飞机横侧运动稳定性的近似分析,获得了基于（?）模型的大迎角侧向偏离预测准则。相比传统的横航向偏离预测判据,（?）模型不仅准确预测出了偏离迎角,还将偏离区域精确到了具体的耦合比范围内。此后,针对某飞机由于侧向不稳定引起侧滑角振荡的试飞结果进行了横航向偏离的飞行仿真,结果显示,由于（?）模型充分考虑了耦合比对非定常气动特性的影响,因此能准确反映不同运动中的侧向偏离现象,而混合模型则无法准确预测偏离迎角,同时也无法仿真出类似现象。第四部分,在前文侧向偏离动态判据的基础上,使用极点配置方法分别通过常规动导数和（?）模型设计了两套横航向增稳系统。常规动导数给出的增稳反馈增益在每个迎角下只有唯一一组。而（?）模型在每个迎角下,不同耦合比区域分别呈现的稳定和不稳定特性,计算得到了两组不同的增稳反馈系数,获得了一套“两段式”增稳系统。对超过偏离临界迎角后的定直平飞仿真显示,在实现类似飞行品质的前提下,通过常规动导数获得的增稳系统需要的控制力远大于“两段式”增稳系统。大迎角盘旋飞行仿真结果对比显示,基于常规动导数的增稳系统在较剧烈操纵时无法防止飞机偏离进入尾旋,而“两段式”增稳系统在副翼满舵或方向舵偏转较大的状态下依然能保持稳定盘旋,并且盘旋时间和盘旋半径都能准确地跟随舵偏量变化。此外,使用“两段式”增稳系统能在十分简单的操纵下实现“眼镜蛇”机动和“Herbst”机动等复杂机动动作。对“Herbst”机动仿真的结果对比表明,“两段式”增稳方法比传统方法在过失速机动中表现出了更好的“纠偏”效果。第五部分,分别使用（?）模型和混合模型进行了尾旋仿真研究,从气动阻尼特性的角度分析了尾旋过程中进入阶段、稳定阶段和改出阶段运动形成的原因,并将两种模型的仿真结果与立式风洞尾旋实验结果进行了比较。结果表明,（?）模型的仿真结果与风洞实验结果完全一致,而混合模型由于无法准确反映不同耦合比下的非定常气动特性,因此无法复现“反蹬舵”不能改出平尾旋的现象。此外,通过尾旋自动改出效果的对比可以发现,“两段式”增稳系统在改出尾旋的效果上明显优于传统增稳系统。总体而言,本文基于偏航-滚转耦合运动实验方法能比较完整地反映角速度矢量变化引起的横航向非定常气动力现象,因此基于该实验数据建立的非定常气动力（?）模型无论从气动力计算、侧向偏离预测、飞行仿真还是控制律设计方面都明显优于经典的气动导数模型,并且能通过局部线性化的方法很好地与目前工程实践中广泛应用的小迎角气动力研究方法相衔接,对我国新一代战斗机实现大迎角可控飞行具有一定的理论意义和工程参考价值。
赵忠良,杨海泳,马上,蒋明华,刘维亮,李玉平,王晓冰,李乾[7]（2018）在《某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性》文中指出先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。
王圣业[8]（2018）在《高精度WCNS格式在亚/跨声速分离流动中的应用研究》文中认为任何流动模拟的预测结果都依赖于所代表物理模型的准度以及求解相关方程的数值方法的精度。本文牢牢抓住高精度数值方法和先进湍流模型两方面,针对亚/跨声速条件下的分离流动问题开展了CFD应用研究。整体建立起了基于高精度WCNS系列格式、涵盖一阶矩和二阶矩湍流模式的混合RANS/LES方法体系。本文一方面致力于高精度数值方法的研究。总结和发展了精度测试方法和计算花费评价方式,并通过标准算例证明了WCNS系列格式在模拟涡流动方面的效率优势。同时对湍流模型,尤其七方程雷诺应力模型,开展了高精度离散研究。实现了湍流方程与RANS方程保持一致高阶的稳定求解,并通过算例证实了其意义。另一方面,针对先进湍流模型开展了应用研究。尤其对混合RANS/LES方法依赖的基础动力学方程进行了推导和研究,指出了工程中使用的混合方法能够取得成功的原因及其与LES方法的差距。同时,建立了涵盖一阶矩和二阶矩形式的混合RANS/LES方法框架。然后基于该框架,并通过标准算例,对诸如DES、SAS等不同类型的尺度求解方法进行了对比研究。开展了结合γ-Reθ转捩模型的高精度DES方法应用研究,在单圆柱和圆柱-翼型算例中进行了详细的对比分析。结果表明,在中等雷诺数下高精度转捩DES方法能够接近传统大涡模拟的效果,同时也比单纯无转捩DES方法更吻合实验值。发展了基于SSG/LRR-ω雷诺应力模型的高精度DES方法,并在NACA翼型和三角翼算例中进行了应用和对比。指出了SSG/LRR-DES能够保持传统DES类方法在大尺度分离问题中的良好表现,又能在翼型失速点附近、三角翼涡破裂临界点附近等复杂分离问题中有所提升。
赵忠良,李其畅,杨海泳,马上,李玉平,刘维亮,王晓冰[9]（2018）在《高速风洞动态气动力试验重复性精度研究》文中研究指明为了满足新一代高机动飞机气动性能评估、控制系统精确设计与高机动作战指标可靠实现的需求,高速风洞大迎角俯仰动态气动力试验数据重复性精度的确定势在必行且具有重要的工程意义。分别选取具有代表性的70°三角翼模型、SDM模型、边条翼布局飞机模型、飞翼模型和窄条翼导弹模型,在气动中心高速所FL-24风洞的大振幅俯仰动态试验技术平台上对动态气动力试验数据重复性精度进行了试验研究,获取了70°三角翼模型、SDM模型、边条翼布局飞机模型、飞翼模型和窄条翼导弹模型的重复性试验结果。研究结果表明:试验条件下,所研究的试验模型大迎角动态气动力数据精度较高,基本达到了高速风洞大迎角常规测力试验数据精度水平,能够满足我国高机动飞行器研制的试验需求。
王奇特[10]（2018）在《合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究》文中研究说明尖拱形头部特征的飞行器大攻角飞行与机动动作时,在头部将产生非常复杂的非对称旋涡流动,进而诱导产生较大的侧向力与偏航力矩,而此时舵面失效,飞机的横航向稳定性变差极有可能失控或进入尾旋造成飞行事故。因此关于飞行器大攻角飞行与机动动作时头部非对称涡气动特性如何;以及如何连续有效控制头部非对称涡（前体涡）,包括前体涡处于双稳态状态以及动态运动状态时的控制;以及能否通过控制前体涡来改出尾旋、提高飞行器机动性等是本文的研究的重点。合成射流技术具备响应快、零质量流率、结构与操作简单,重量轻等优势,在主动流动控制中被广泛的应用。本文设计了双出口合成射流激励器,进行了不同电压、频率及占空比参数时激励器射流特性的研究,以及细长旋成体静态与动态运动时该激励器对前体涡的控制研究;控制前还进行了细长旋成体静态、动态俯仰振荡与自由圆锥运动时气动特性的研究。本文的主要结论如下:1.基于传统合成射流控制技术,本文提出了交替产生非对称合成射流的控制方案。研究表明双出口合成射流激励器交替产生射流并伴随着涡量与动量的交替产生;激励器具有频率选择特性,共振频率时射流时均速度最大;不同占空比激励时能够形成不同非对称程度的流场分布。2.在较宽的攻角范围内,包括双稳态区,双出口合成射流激励器对前体涡具有较好的控制效果,能够实现细长旋成体侧向力的连续比例控制。控制改变了前体涡双稳态属性,不同频率控制时形成了不同的分布状态:低频控制时形成了前体涡在双稳态之间非定常切换的状态,此时摆动的前体涡完全跟随激励器交替产生的射流;中频控制时由于背涡切换时间小于双稳态转换的时间,形成了前体涡小幅摆动状态;高频控制时,形成了前体涡的准定常对称分布状态。与传统的控制方法不同,双出口合成射流激励器控制连续改变了前体涡的摆动平衡位置,而非调节前体涡在两个稳态上停留的时间比。3.尖拱头部细长旋成体大幅俯仰振荡时会形成侧向力与法向力的迟滞现象,并且迟滞受俯仰角范围与减缩的频率影响较大。根据PIV测得的流场信息可知,细长旋成体动态运动时,背涡的强度、空间位置、涡破裂位置以及非对称流场区域的迟滞等特征导致了细长旋成体气动力的迟滞现象。相对于静态状态,细长旋成体动态下俯时前体涡非对程度增强,前体涡破裂位置以及非对称流场区向前推移形成较大的侧向力,动态上仰时变化规律相反。细长旋成体动态运动时,双出口合成射流激励器对前体涡仍具有控制能力,并能够实现细长体侧向力的大幅削弱与迟滞环几乎消除。4.风洞实验与模型飞机实飞验证分别发现,前体非对称涡会诱使细旋成体绕来流速度矢量旋转形成圆锥运动或进入尾旋。圆锥运动的动壁效应降低了头尖处扰动对前体涡的控制能力,但头尖处的扰动仍然可以实现圆锥运动时侧向力的连续控制、尾旋的改出以及飞行器大攻角飞行时的横航向稳定性与机动性的提高。
二、压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究（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、压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究（论文提纲范文）
（1）绕椭球的低速流动研究（论文提纲范文）
| 1引言 |
| 2参数与坐标系定义 |
| 3实验和理论研究 |
| 3.1椭球绕流场分离的定性描述 |
| 3.2椭球绕流场分离的定量研究 |
| 3.3椭球绕流场分离的辨识 |
| 3.4椭球绕流场分离的拓扑研究 |
| 3.5分离对气动力的影响 |
| 3.6分离产生的噪声 |
| 3.7转捩带的影响 |
| 3.8分离后旋涡的演化过程 |
| 3.9非定常机动实验 |
| 3.10尾部支撑对流动的影响 |
| 3.11突起物对流动的影响 |
| 4数值模拟研究 |
| 4.1欧拉方程及渐近理论 |
| 4.2三维边界层方程 |
| 4.3简化的N-S方程及层流 |
| 4.4 RANS |
| 4.5 RSM |
| 4.6 LES |
| 4.7 LES/RANS混合方法 |
| 4.8 DNS |
| 4.9非定常机动过程的模拟 |
| 5椭球绕流场转捩的研究 |
| 6结论和展望 |
（2）国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展（论文提纲范文）
| 1 复杂流动特征高保真模拟 |
| 1.1 激波-边界层干扰精细模拟 |
| 1.2 湍流高精度模拟 |
| 1.3 热流高效高精度模拟 |
| 1.4 转捩过程高精度模拟 |
| 2 复杂干扰机制高清晰认知 |
| 2.1 钝舵缝隙局部流场数值模拟 |
| 2.2 进气道激波振荡的物理机制 |
| 2.3 喷流干扰诱导回流激波机制 |
| 2.3.1 底部横向喷流干扰流场分析 |
| 2.3.2 喷流对舵面效率的影响 |
| 3 多学科耦合应用 |
| 3.1 方形截面导弹舵面操纵动态响应特性 |
| 3.2 大长细导弹快速拉起过程的气动伺服弹性特性 |
| 3.3 考虑化学非平衡效应的动态稳定性计算 |
| 4 结论 |
（3）基于翠鸟入水策略的跨介质飞行器构型仿生设计及入水性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 跨介质飞行器研究现状 |
| 1.3 入水问题研究现状 |
| 1.3.1 入水问题研究内容及方法 |
| 1.3.2 入水缓冲技术研究现状 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 第2章 翠鸟典型姿态入水仿真分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 翠鸟入水过程 |
| 2.3 翠鸟典型入水姿态物理模型建立 |
| 2.4 翠鸟俯冲入水数值计算方法 |
| 2.4.1 动网格技术 |
| 2.4.2 计算域及网格划分 |
| 2.4.3 网格生成 |
| 2.4.4 VOF模型 |
| 2.4.5 用户自定义函数(UDF) |
| 2.4.6 求解方法 |
| 2.4.7 网格独立性验证 |
| 2.5 仿真结果与分析 |
| 2.5.1 翠鸟入水过程中两相和压力分布 |
| 2.5.2 初始入水速度对各参数的影响 |
| 2.5.3 入水角度对各参数的影响 |
| 2.6 本章小节 |
| 第3章 翠鸟模型入水试验及分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 入水试验平台设计及搭建 |
| 3.2.1 试验平台总体设计方案 |
| 3.2.2 试验平台组成及功能 |
| 3.3 翠鸟入水模型 |
| 3.4 试验方法和步骤 |
| 3.4.1 试验准备工作 |
| 3.4.2 试验步骤 |
| 3.4.3 试验参数选择 |
| 3.5 试验结果分析 |
| 3.5.1 水体响应及轨迹变化 |
| 3.5.2 冲击加速度和俯仰角度随时间的变化 |
| 3.5.3 初始入水速度对峰值冲击加速度及入水俯仰角的影响 |
| 3.5.4 初始入水角度对峰值冲击加速度及入水俯仰角的影响 |
| 3.5.5 试验结果与数值计算结果对比 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 翠鸟头颈缓冲减阻特性研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 翠鸟头形细长体建模 |
| 4.3 试验方法和步骤 |
| 4.4 翠鸟头形细长体垂直入水特性 |
| 4.4.1 入水轨迹及空泡动态 |
| 4.4.2 冲击加速度 |
| 4.5 头部构型仿生旋成体设计 |
| 4.6 头部构型仿生旋成体垂直入水特性 |
| 4.6.1 空泡动态和轴向冲击加速度 |
| 4.6.2 初始速度对旋成体轴向冲击加速度的影响 |
| 4.6.3 空泡波纹效应 |
| 4.7 颈部功能仿生旋成体设计 |
| 4.8 颈部功能仿生旋成体垂直入水特性 |
| 4.8.1 空泡动态和轴向冲击加速度 |
| 4.8.2 初始速度对旋成体轴向冲击加速度的影响 |
| 4.8.3 空泡闭合 |
| 4.8.4 头部可压缩旋成体压缩 |
| 4.8.5 头部可压缩旋成体入水缓冲机理分析 |
| 4.9 本章小结 |
| 第5章 跨介质飞行器仿生设计及气动分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 跨介质飞行器机身组合仿生设计 |
| 5.2.1 翠鸟头部和龙虱身体特征曲线提取 |
| 5.2.2 特征曲线光顺求解 |
| 5.2.3 三维建模 |
| 5.2.4 机身组合 |
| 5.3 跨介质飞行器机翼设计 |
| 5.3.1 翼型选择 |
| 5.3.2 机翼平面形状设计 |
| 5.3.3 机翼安装及后掠角选择 |
| 5.4 跨介质飞行器气动特性仿真分析 |
| 5.4.1 数值计算模型选择 |
| 5.4.2 计算域及求解方法 |
| 5.4.3 网格划分及无关性检验 |
| 5.4.4 不同后掠角跨介质飞行器气动性能分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 仿生跨介质飞行器入水特性研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 流动相似理论 |
| 6.3 仿生跨介质飞行器入水模型设计和试验参数选择 |
| 6.4 试验结果与分析 |
| 6.4.1 空泡动态和跨介质飞行器入水轨迹 |
| 6.4.2 仿生跨介质飞行器入水冲击加速度 |
| 6.4.3 初始入水速度对飞行器入水轨迹和冲击加速度的影响 |
| 6.4.4 初始入水角度对飞行器入水轨迹和冲击加速度的影响 |
| 6.4.5 质心位置对飞行器入水轨迹和冲击加速度的影响 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 结论与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介及在学期间取得的科研成果 |
| 致谢 |
（4）机舰耦合下动态舰面流场特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 本文主要工作内容 |
| 第二章 实验模型、设备和实验技术 |
| 2.1 实验模型 |
| 2.1.1 两栖攻击舰模型选取 |
| 2.1.2 舰船实验模型 |
| 2.1.3 模型坐标系 |
| 2.2 试验设备 |
| 2.2.1 一米低速回流风洞 |
| 2.2.2 舰船动态运动机构 |
| 2.3 测试技术 |
| 2.3.1 油流显示技术 |
| 2.3.2 六分量盒式天平测力技术 |
| 2.3.3 PIV测试技术 |
| 第三章 舰面甲板气流场基本结构 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 舰面流场基本结构显示与测量平台 |
| 3.2.1 舰面流场水洞染色显示试验平台 |
| 3.2.2 舰面流场风洞PIV测量平台 |
| 3.3 舰面流场基本结构 |
| 3.3.1 来流风向角为0°(WOD=0°)时,舰面流场基本结构 |
| 3.3.2 来流风向角为-15°(WOD=-15°)时,舰面流场基本结构 |
| 3.3.3 来流风向角为-30°(WOD=-30°)时,舰面流场基本结构 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 舰船运动对舰面流场的影响 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 舰船纵摇运动对舰面流场的影响 |
| 4.2.1 风向角为0°时,舰船纵摇运动对舰面流场的影响 |
| 4.2.2 风向角为-15°时,舰船纵摇运动对舰面流场的影响 |
| 4.2.3 风向角为-30°时,舰船纵摇运动对舰面流场的影响 |
| 4.3 舰船纵摇运动对直升机起降的影响 |
| 4.3.1 风向角为0°时,舰船纵摇运动对直升机起降的影响 |
| 4.3.2 风向角为-15°时,舰船纵摇运动对直升机起降的影响 |
| 4.3.3 风向角为-30°时,舰船纵摇运动对直升机起降的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 机舰耦合对舰面流场的影响及流动控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 机舰耦合方案 |
| 5.2.1 PIV测量方案 |
| 5.2.2 天平测力方案 |
| 5.3 机舰耦合下舰面流场测量 |
| 5.3.1 风向角为0°(WOD=0°)时,机舰耦合下舰面流场 |
| 5.3.2 风向角为-30°(WOD=-30°)时,机舰耦合下舰面流场 |
| 5.4 对风向角为-30°(WOD=-30°)时的舰面流场的流动控制的尝试 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结 |
| 6.1 本文主要工作和总结 |
| 6.2 下一步工作计划 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间发表的学术论文 |
（5）飞行器前体非对称涡双合成射流控制特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外相关研究 |
| 1.2.1 前体涡特性相关研究 |
| 1.2.2 前体涡控制相关研究 |
| 1.3 本文研究内容总述 |
| 第二章 模型、试验设备和技术 |
| 2.1 实验模型 |
| 2.1.1 细长弹体模型 |
| 2.1.2 双膜双腔合成射流激励器 |
| 2.1.3 细长前体飞行器模型 |
| 2.2 实验设备 |
| 2.2.1 一米低湍流低噪声低速回流式风洞 |
| 2.3 实验技术 |
| 2.3.1 烟线流动显示技术 |
| 2.3.2 粒子图像测速(PIV)技术 |
| 2.3.3 多通道压力测量技术 |
| 2.3.4 热线测试技术 |
| 第三章 双合成射流非定常性及非对称性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 方波信号驱动下合成射流频率特性及非定常特性研究 |
| 3.3 无来流条件下双出口合成射流对周围流动的影响 |
| 3.4 来流对双合成射流出口附近流动非对称性的影响 |
| 3.5 双出口夹角对双合成射流出口附近流场非对称性的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 双稳区前体涡双合成射流控制特性研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 双合成射流主动控制能力的实验研究 |
| 4.2.1 人工被动扰动对前体涡的控制作用 |
| 4.2.2 无人工被动扰动条件下双合成射流对前体涡的连续控制实验研究 |
| 4.2.3 人工被动扰动使前体涡处于不同非对称状态下双合成射流连续控制实验研究 |
| 4.3 基于双合成射流的前体涡线性控制 |
| 4.4 基于双合成射流的前体涡高频连续控制 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 双合成射流应用验证-非零偏航/滚转的主动控制研究及模型飞行试验 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 非零偏航角下前体涡双合成射流连续控制实验研究 |
| 5.2.1 偏航角变化对截面侧向力系数及周向压力分布的影响 |
| 5.2.2 双合成射流在小角度偏航角下的前体涡连续控制实验研究 |
| 5.3 非零滚转角下前体涡双合成射流连续控制实验研究 |
| 5.4 尾旋控制飞行试验 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 主要工作和结论 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（6）大迎角非定常气动力（?）模型及其应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 大迎角气动特性研究现状 |
| 1.2.1 大迎角风洞实验 |
| 1.2.2 大迎角非定常气动力建模 |
| 1.2.3 大迎角偏离预测及増稳控制 |
| 1.2.4 大迎角飞行仿真 |
| 1.3 本文的主要工作及内容安排 |
| 第二章 偏航-滚转耦合运动风洞实验 |
| 2.1 实验设备、模型和方法 |
| 2.1.1 风洞 |
| 2.1.2 实验模型 |
| 2.1.3 两自由度动态实验台 |
| 2.1.4 数据采集与处理 |
| 2.1.5 偏航-滚转耦合运动实验设计 |
| 2.2 实验结果及讨论 |
| 2.2.1 运动频率对迟滞特性的影响 |
| 2.2.2 耦合比对迟滞特性的影响 |
| 2.2.3 迟滞特性的特征时间常数表示方法 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 基于偏航-滚转耦合运动实验的非定常气动力模型 |
| 3.1 非定常气动力(?)模型建模方法 |
| 3.1.1 旋转矢量的分解 |
| 3.1.2 运动频率的拓展 |
| 3.2 非定常气动力(?)模型的验证 |
| 3.2.1 偏航-滚转耦合运动 |
| 3.2.2“不协调”偏航-滚转耦合运动 |
| 3.2.3 旋转流场下的滚转运动 |
| 3.2.4 旋转流场下的偏航运动 |
| 3.2.5 俯仰-滚转耦合运动 |
| 3.2.6 俯仰-偏航耦合运动 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 大迎角侧向偏离预测 |
| 4.1 基于气动导数的偏离预测 |
| 4.1.1 偏航发散参数预测结果 |
| 4.1.2 动态航向稳定参数预测结果 |
| 4.1.3 横向控制偏离参数预测结果 |
| 4.1.4 Weissman组合判据预测结果 |
| 4.1.5 β+δ 轴稳定性判据预测结果 |
| 4.1.6 动态判据 |
| 4.2 基于(?)模型的动态偏离预测 |
| 4.3 横航向偏离的飞行仿真 |
| 4.3.1 飞行仿真基本方程 |
| 4.3.2 纵向运动中的侧向偏离 |
| 4.3.3 定直平飞中的侧向偏离 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 大迎角侧向偏离抑制 |
| 5.1 大迎角増稳反馈系统设计 |
| 5.1.1 极点配置法 |
| 5.1.2 基于(?)模型的反馈增益设计 |
| 5.2 带反馈增益的飞行仿真 |
| 5.2.1 开环状态下的平飞仿真结果 |
| 5.2.2 基于常规动导数的控制律増稳效果 |
| 5.2.3 基于(?)模型的控制律増稳效果 |
| 5.2.4 带反馈增益的盘旋仿真 |
| 5.2.5 过失速机动仿真 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 尾旋仿真研究 |
| 6.1 不同气动力模型的尾旋仿真比较 |
| 6.1.1 同时偏转副翼和方向舵改出尾旋 |
| 6.1.2 单独偏转方向舵无法改出尾旋 |
| 6.2 不同増稳系统自动改出尾旋的效能 |
| 6.2.1 开环状态下的尾旋特性 |
| 6.2.2 传统増稳系统在尾旋改出中的作用 |
| 6.2.3“两段式”増稳系统在尾旋改出中的作用 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 有待进一步研究的工作 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（7）某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性（论文提纲范文）
| 1 研究模型与试验设备 |
| 1.1 研究模型 |
| 1.2 试验风洞 |
| 1.3 试验装置 |
| 1.4 俯仰/滚转同步控制技术 |
| 1.5 数据测量与处理方法 |
| 2 研究结果 |
| 2.1 单自由度动态试验结果 |
| 2.1.1 自由滚转试验 |
| 2.1.2 动态气动力特性 |
| 2.2 双自由度动态试验结果 |
| 2.2.1 俯仰振动/自由滚转试验 |
| 2.2.2 俯仰振动/强迫滚转试验 |
| 3 结论 |
（8）高精度WCNS格式在亚/跨声速分离流动中的应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 引言 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 湍流模型研究现状 |
| 1.2.1 RANS模型研究现状 |
| 1.2.2 混合RANS/LES方法研究现状 |
| 1.3 高精度有限差分格式研究现状 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 控制方程及高精度数值方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.1.1 笛卡尔坐标系下的NS方程 |
| 2.1.2 笛卡尔坐标系下NS方程的无量纲化 |
| 2.2 坐标变换 |
| 2.2.1 坐标变换 |
| 2.2.2 SCMM方法介绍 |
| 2.3 空间离散格式 |
| 2.3.1 WCNS-E6E5 格式 |
| 2.3.2 WCNS-E8T7 格式 |
| 2.3.3 粘性通量离散 |
| 2.4 时间推进方法 |
| 2.4.1 LU-SGS隐式时间推进 |
| 2.4.2 非定常双时间步法 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.5.1 物面边界条件 |
| 2.5.2 远场边界条件 |
| 2.5.3 对称面边界条件 |
| 2.6 色散耗散分析 |
| 2.6.1 线性格式傅立叶分析 |
| 2.6.2 非线性格式的近似色散关系对比 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 高精度WCNS格式的验证与确认 |
| 3.1 高精度方法验证与确认进展 |
| 3.1.1 欧盟的ADIGMA项目 |
| 3.1.2 高精度CFD方法国际研讨会 |
| 3.2 验证方法 |
| 3.2.1 有精确解算例的验证方法 |
| 3.2.2 无精确解算例的网格收敛性分析方法 |
| 3.2.3 计算花费统计方法 |
| 3.3 标准算例验证结果 |
| 3.3.1 二维光滑凸起流动 |
| 3.3.2 二维涡输运 |
| 3.3.3 二维平板层流边界层 |
| 3.3.4 三维层流三角翼 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 高精度离散SST模型对比研究 |
| 4.1 可压缩RANS方程 |
| 4.2 SST模型高精度离散研究 |
| 4.2.1 SST模型 |
| 4.2.2 曲线坐标系下无量纲SST方程 |
| 4.2.3 SST模型数值求解 |
| 4.2.4 SST模型壁面边界处理 |
| 4.2.5 SST模型方程高精度离散验证 |
| 4.3 高精度SST-DES方法对比研究 |
| 4.3.1 DES类方法 |
| 4.3.2 NACA0021 翼型60 度大迎角分离模拟 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 混合RANS/LES方法对比研究 |
| 5.1 混合RANS/LES方法框架 |
| 5.1.1 RANS方法到LES方法的过渡 |
| 5.1.2 混合RANS/LES方法控制方程 |
| 5.1.3 系综平均和滤波运算 |
| 5.1.4 雷诺平均脉动量和亚格子脉动量 |
| 5.2 混合RANS/LES框架的模化与求解 |
| 5.2.1 一阶矩混合RANS/LES模型 |
| 5.2.2 二阶矩混合RANS/LES模型 |
| 5.2.3 过渡函数 |
| 5.2.4 混合RANS/LES方程的简化 |
| 5.3 不同尺度求解方法之间的联系与差异 |
| 5.3.1 DES方法对比湍流量混合方法 |
| 5.3.2 SAS方法对比DES方法 |
| 5.4 不同尺度求解方法在高精度格式下的模拟能力对比 |
| 5.4.1 不同尺度求解方法对NACA0021 翼型的模拟 |
| 5.4.2 不同尺度求解方法对塔形凸起物的模拟 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 基于转捩模型的高精度分离流动模拟 |
| 6.1 γ-Re_θ转捩模型 |
| 6.1.1 γ-Re_θ输运方程 |
| 6.1.2 γ-Re_θ转捩模型和SST模型的耦合 |
| 6.1.3 壁面边界条件 |
| 6.2 γ-Re_θ转捩模型的标定 |
| 6.2.1 经验关联函数的标定 |
| 6.2.2 T3 系列平板算例网格收敛性分析 |
| 6.3 高精度转捩模型在低速定常问题中的应用 |
| 6.3.1 S809 翼型 |
| 6.3.2 30 P-30N三段翼型 |
| 6.3.3 低速钝前缘三角翼 |
| 6.4 高精度转捩DES方法在非定常转捩/分离中的应用 |
| 6.4.1 基于γ-Reθ模型的高精度Tran-DDES方法 |
| 6.4.2 单圆柱转捩分离 |
| 6.4.3 圆柱-翼型干扰流动 |
| 6.5 横流效应对转捩的影响 |
| 6.5.1 基于γ-Re_θ转捩模型的静止横流转捩修正 |
| 6.5.2 NLF(2)-0415 后掠机翼 |
| 6.5.3 6 :1 标准椭球体 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 基于雷诺应力模型的高精度分离流动模拟 |
| 7.1 SSG/LRR-ω模型 |
| 7.1.1 雷诺应力输运方程 |
| 7.1.2 比耗散方程 |
| 7.1.3 对雷诺应力方程的离散方法 |
| 7.1.4 高精度离散下雷诺应力模型验证 |
| 7.2 高精度SSG/LRR-ω模型在定常分离流动中的应用 |
| 7.2.1 NASA CW-22 跨声速涡轮叶片 |
| 7.2.2 NASA CRM翼身组合构型 |
| 7.2.3 NACA0012 半展长机翼翼梢涡 |
| 7.3 高精度SSG/LRR-DES类方法在非定常分离流动中的应用 |
| 7.3.1 SSG/LRR-DES类方法 |
| 7.3.2 NACA0012 翼型大迎角气动特性模拟 |
| 7.3.3 钝前缘三角翼涡破裂模拟 |
| 7.4 基于SSG/LRR-ω模型的不同尺度求解方法对比 |
| 7.4.1 基于RSM的不同尺度求解方法对塔形凸起物的模拟 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 本文主要工作及创新点 |
| 8.2 存在的问题及工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A 自由衰减均匀各向同性湍流 |
| A.1 算例简介 |
| A.2 傅立叶变换及初场的生成 |
| A.2.1 傅立叶逆变换 |
| A.2.2 初场的生成 |
| A.2.3 傅立叶变换及快速傅立叶变换 |
| A.3 数值格式的选择 |
| A.4 湍流模型耗散参数的标定 |
| A.4.1 SST-DES模型耗散参数标定 |
| A.4.2 SSG/LRR-DES模型耗散参数标定 |
（10）合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究概述 |
| 1.2.1 细长体背涡结构与特性的研究 |
| 1.2.2 细长体前体涡控制 |
| 1.2.3 大攻角非定常运动研究 |
| 1.2.4 尾旋特性与抗尾旋研究 |
| 1.3 本文主要研究工作 |
| 第二章 模型、实验设备与实验技术 |
| 2.1 模型 |
| 2.1.1 尖拱头部细长体模型 |
| 2.1.2 双出口合成射流激励器 |
| 2.1.3 尖拱前体尾旋飞行验证机 |
| 2.1.4 函数发生装置 |
| 2.2 实验设备 |
| 2.2.1 低速回流开口风洞 |
| 2.2.2 动态俯仰振荡机构 |
| 2.2.3 绕速度轴自由旋转系统 |
| 2.3 实验技术 |
| 2.3.1 气动力测试技术 |
| 2.3.2 压力测试技术 |
| 2.3.3 PIV测试技术 |
| 2.3.4 七孔探针测试技术 |
| 第三章 双出口合成射流激励器设计及其特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 实验测试平台 |
| 3.2.1 双出口合成射流速度标定平台 |
| 3.2.2 双出口合成射流非定常流场测试系统 |
| 3.3 双出口合成射流激励器工作原理及流动特性 |
| 3.3.1 双出口激励器工作原理 |
| 3.3.2 双出口激励器流动特性 |
| 3.4 双出口合成射流激励器特性研究 |
| 3.4.1 激励器速度向下游发展特性 |
| 3.4.2 激励器频率特性 |
| 3.4.3 激励器幅值特性 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 细长体静态前体涡控制研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 细长旋成体侧向力特性及其攻角分区 |
| 4.3 细长旋成体不同攻角区内表面压力特性 |
| 4.4 组合扰动形式的确定 |
| 4.5 双出口合成射流前体涡的控制效果与分析 |
| 4.5.1 控制频率的影响与机制分析 |
| 4.5.2 控制占空比的影响与机制分析 |
| 4.6 结论 |
| 第五章 细长体大振幅俯仰振荡前体涡特性与控制研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 细长体大幅俯仰振荡实验装置 |
| 5.3 细长旋成体大幅俯仰振荡气动特性 |
| 5.3.1 大幅振荡细长体侧向力迟滞环非对称涡系结构变化 |
| 5.3.2 大幅振荡细长体不同截面侧向力迟滞特性 |
| 5.3.3 大幅振荡细长体不同减缩频率侧向力迟滞特性 |
| 5.4 大振幅振荡双出口合成射流对前体涡的控制 |
| 5.4.1 大幅振荡不同占空比控制截面侧向力特性 |
| 5.4.2 大幅振荡无控制与占空比50%控制流场特性 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 细长体自由旋转“圆锥运动”及抗尾旋试验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 细长体自由旋转-圆锥运动 |
| 6.3 细长体大攻角绕速度轴自由旋转控制 |
| 6.3.1 微小边条控制 |
| 6.3.2 双出口合成射流激励器控制 |
| 6.4 细长体头部验证机抗尾旋特性研究 |
| 6.5 前体涡控制的其他应用 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文主要工作总结 |
| 7.2 本文主要结论 |
| 7.3 本文创新点 |
| 7.4 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的所获奖项发表的学术论 |
四、压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究（论文参考文献）
- [1]绕椭球的低速流动研究[J]. 丛成华,邓小刚,毛枚良. 力学进展, 2021(03)
- [2]国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展[J]. 陈琦,陈坚强,袁先旭,郭启龙,万钊,邱波,李辰,张毅锋. 航空学报, 2021(09)
- [3]基于翠鸟入水策略的跨介质飞行器构型仿生设计及入水性能研究[D]. 吴正阳. 吉林大学, 2021
- [4]机舰耦合下动态舰面流场特性研究[D]. 吴思雨. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [5]飞行器前体非对称涡双合成射流控制特性研究[D]. 李卓奇. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [6]大迎角非定常气动力（?）模型及其应用研究[D]. 沈霖. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [7]某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性[J]. 赵忠良,杨海泳,马上,蒋明华,刘维亮,李玉平,王晓冰,李乾. 航空学报, 2018(12)
- [8]高精度WCNS格式在亚/跨声速分离流动中的应用研究[D]. 王圣业. 国防科技大学, 2018(02)
- [9]高速风洞动态气动力试验重复性精度研究[A]. 赵忠良,李其畅,杨海泳,马上,李玉平,刘维亮,王晓冰. 第四届全国非定常空气动力学学术会议论文集, 2018
- [10]合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究[D]. 王奇特. 南京航空航天大学, 2018(01)