一、细长翼身组合体前体非对称涡特性研究（论文文献综述）
李卓奇[1]（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。
龙玥霄[2]（2019）在《等离子体激励下分离流变化特性及机理研究》文中进行了进一步梳理随着自动控制、电子信息、人工智能、复合材料等技术领域的快速发展,主动流动控制技术近年来发展成为拓展和完善飞行器在非设计状态下气动参数的重要手段。表面介质阻挡放电（Surface Dielectric Barrier Discharge,-SDBD）等离子体激励作为主动流动控制技术中发展较快的分支,因其结构简易,响应快,能耗低和鲁棒性好等特点,迅速被研究者们广泛的应用在各种流动现象的研究中。大迎角下,飞行器的气动性能和其表面分离流动状态密不可分,已有的研究证明主动流动控制技术在分离流动的抑制和利用方面具有明显的效果,因此成为提升其大迎角下气动性能的重要手段。本文以探究SDBD等离子体激励下的分离流变化特性和流动控制机理为研究目标,以圆锥前体和飞翼布局飞行器为研究对象,以风洞实验技术为具体研究手段,利用连续交流（Alternating Current,AC-）和纳秒脉冲（Nanosecond pulse,NS-）等离子体激励对目标流动分离进行主动流动控制,实现对分离流的有效控制和利用,并对控制机理进行阐述,为下一步等离子体流动控制技术的实际应用提供了可靠的技术基础和机理参考。第一,在无来流条件下的静止大气下,比较研究了AC-和NS-SDBD两种等离子体激励的诱导特性,分析两种激励诱导物理场的形成原因和变化规律。研究结果表明:AC-SDBD等离子体激励依靠其掩埋电极一侧诱导形成的贴壁面射流影响流动,体积力作用明显;通过应用厚介质阻挡放电层,实现了对其诱导风速和推力的显着提升,推力随激励电压的变化在对数空间内满足一定规律;非定常激励模式可通过调节占空比,实现对诱导旋涡尺寸和涡量的调节。NS-SDBD等离子体激励依靠其瞬时高压脉冲产生的热效应影响流动,该热效应在微秒,毫秒和秒时间尺度下分别表现为组合压缩波,热扰动和启动涡过程。第二,采用激励器与模型壳体相融合的构型方式,将厚介质层AC-SDBD等离子体激励应用于细长体非对称分离涡的控制中,将对其有效控制风速提升至40 m/s,左、右舷等离子体定常激励通过改变两侧旋涡流动的分离状态,非对称流场实现了在两个稳定状态之间的切换;非定常激励通过调节占空比实现对左、右舷激励器工作时间的调整,进而控制两侧等离子体激励向附面层的动量注入,实现了分离涡流场由一个稳态向另一个稳态的过渡,具体过渡形式由占空循环激励频率决定。第三,实验风速42 m/s,雷诺数为3.09×105时,通过NS-SDBD等离子体激励对圆锥模型侧向力/力矩的控制有效,同时,从微秒和秒两个时间尺度下热效应的表现形式分析可知NS-SDBD的诱导具有方向性,集中于掩埋电极一侧。比较不同布局的激励控制结果可知,对分离涡的激励控制需在方位角正负80°和90°之间,一旦流动开始加速,进入分离状态,以小扰动为影响形式的NS-SDBD等离子体激励将无法有效控制非对称旋涡流场。第四,以飞翼布局飞行器机翼分离流动为目标流场,应用布置于机翼前缘的NS-SDBD等离子体激励器对全机纵向气动特性进行控制,有效控制风速为30 m/s。通过机翼前缘的NS-SDBD激励控制,最大升力系数提升7.5%,俯仰力矩系数降低11.6%,失速迎角推迟3°;比较不同布局的等离子体激励可知,小迎角下流动分离首先出现在机翼前缘外侧,随着迎角增加,分离点逐渐向前缘内侧上游移动,在不考虑激励器控制效能的前提下,全展长激励的控制效果最好。
翟建,张伟伟,王焕玲[3]（2017）在《大迎角前体涡控制方法综述》文中进行了进一步梳理大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩,在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中,被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等;主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中,涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力,具有一定的工程应用价值。最后,对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。
谭朝明[4]（2016）在《旋转弹马格努斯效应数值模拟研究》文中提出通过高速旋转的陀螺效应可以使静不稳定的炮弹具有动稳定性,通过低速旋转可以简化战术导弹和反坦克导弹的控制系统。当飞行武器采取旋转飞行后会产生新的不对称气动力和力矩,当这种附加的气动力和力矩的值超过某一限度时,将会发生马格努斯不稳定、耦合共振、自转闭锁、灾难偏航等现象,可能导致飞行失败。因此,深入研究马格努斯效应对旋转战术武器的设计至关重要。首先对二维圆柱绕流问题进行了数值模拟计算,得到了不同雷诺数下静态圆柱绕流气动载荷特性、边界层转捩的变化规律和圆柱尾迹近壁区域的流动特征。其次采用数值模拟方法对二维旋转圆柱绕流问题进行了研究,给出了不同雷诺数范围时旋转圆柱绕流马格努斯力和阻力系数随转速的变化规律,结合流动结构揭示了转捩和转速对旋转圆柱绕流气动特性的影响。之后对旋转弹丸绕流场进行了数值模拟计算,给出了马格努斯力及力矩随马赫数、船尾角η及船尾长度Lt/D时的变化规律。结合流动特性揭示了旋转弹丸马格努斯效应的机理以及船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应机理的影响。最后对卷弧尾翼及转折尾翼-弹身组合体侧向特性进行了深入的研究,给出了不同尾翼外形下旋转弹气动力及力矩系数随马赫数和攻角的变化曲线。将飞行器的旋转运动分成静态与旋转状态两个部分,结合流动特性深入地分析了旋转对卷弧尾翼弹和转折尾翼-弹身外形气动特性的影响,并在静态和旋转状态下与相同投影面积的平直尾翼-弹身外形进行了对比。在静态和旋转状态下分析了张开角和转折角对卷弧尾翼弹和转折尾翼弹侧向特性的影响机理。
邓学蓥,石伟,王延奎,杨家骥[5]（2016）在《两类非对称涡流动所诱导的摇滚运动》文中研究说明文章详细讨论了两类非对称涡流动诱发的模型摇滚运动.第1类是针对旋成体机身组合体模型,其摇滚运动是由前体非对称涡流动诱发的,运功形态呈现不确定性,由模型头尖部的扰动触发形成.文章提出了快速旋转头尖部扰动的控制技术,以抑制该类模型的大攻角摇滚运动.第2类是针对非常规机身的组合体模型,其摇滚运动的主控流动是非常规机身和机翼的前缘分离涡流动,这些流动是由组合体模型的边界条件确定的,从而运动形态具有很好的确定性.所以,这类模型的自由摇滚运动必须通过改变边界条件来改变诱发摇滚运动的流动,以达到抑制模型自由摇滚运动的目的.最后,文章还讨论了这类运动是由非对称的机翼涡涡强主控的.
陶洋,赵忠良,王红彪,杨海泳,郭秋亭[6]（2014）在《前体涡诱导机翼摇滚扰动控制高速风洞试验研究》文中研究指明通过在临界雷诺数范围内的翼身组合体自由摇滚试验,开展了前体涡扰动对机翼摇滚的流动控制研究。实验结果表明,通过对前体涡的控制可以有效消除翼身组合体摇滚的发生,添加头尖扰动的位置对控制效果具有明显影响,扰动在正侧向控制效果最佳,这种摇滚控制方式在较宽的迎角范围及马赫数范围内均有效。对前体涡诱导机翼摇滚的扰动控制机理做了简要分析。
杨小亮[7]（2012）在《飞行器多自由度耦合摇滚运动数值模拟研究》文中提出摇滚是现代战斗机大攻角运动下的常见问题，是一种以大振幅自由滚转为主，同时耦合如俯仰、侧滑、沉浮等自由度的复杂运动，密切关系到飞行器的作战效能和飞行包线，是飞行器在选型设计阶段就需要重点关注的动态稳定性问题之一。国内外对飞行器大攻角摇滚现象及其蕴含的物理机理极为关注，开展了大量的研究，但目前仍有大量的问题亟待解决。摇滚现象本质上是多自由度耦合的运动，但从国内外已发表的文献看来，采用单自由度假设的研究占绝大多数，直接研究多自由度耦合摇滚现象的文献十分少见。本文针对飞行器的动态摇滚现象，通过耦合求解N-S方程组和欧拉刚体动力学方程组，数值模拟飞行器不同自由度耦合条件下的非定常摇滚运动过程，研究大攻角摇滚特性及非定常复杂流动机理。首先，耦合求解流体运动方程组和飞行器刚体动力学方程组建立飞行器多自由度耦合运动数值模拟的高效计算方法和软件。①根据摇滚运动的特点，分析运动的主要自由度，建立耦合运动的非定常动力学模型；②基于有限体积法采用二阶迎风型NND格式和含双时间步的LU-SGS方法离散流动控制方程组，基于刚性动网格技术，耦合求解流动控制方程组和刚体动力学方程组，发展适用于复杂飞行器多自由度耦合摇滚运动的数值模拟软件；③基于MPI环境发展并行算法，提高计算效率；④采用典型算例对发展的软件进行分类考核，计算结果和相关文献的实验结果或数值模拟结果吻合，验证了方法及软件的可靠性。其次，针对战斗机大攻角俯仰运动时的横侧向稳定性问题，研究细长三角翼强迫俯仰、自由滚转的耦合运动特性。结果表明：俯仰运动的存在，使得滚转运动不能形成极限环形式的等幅振荡；俯仰/滚转耦合将导致三角翼升力显着降低，对机动飞行安全不利，还将导致三角翼横向稳定性变差。此外，多种敏感因素对俯仰/滚转耦合运动特性具有显着影响：转动惯量影响三角翼滚转运动的频率特性，转动惯量越小，频率越高；轴承的机构阻尼影响双自由度运动的振幅，阻尼越大振幅越小，当阻尼过大时，可能观察不到机翼的自由滚转现象；实验观察到三角翼强迫俯仰、自由滚转耦合运动过程中表征滚转停滞状态的台阶状曲线，是湍流、转动惯量以及轴承摩擦等多种影响因素共同作用的结果。再次，针对动态特性研究中自由度相似的问题开展自由状态下细长三角翼滚转/侧滑双自由度和滚转、侧滑及沉浮三自由度耦合运动的研究。对滚转/侧滑双自由度耦合运动的研究表明：滚转运动表现为极限环形式的周期性等幅摇滚振荡，侧滑与摇滚同频率，反相位，具有左滚右侧滑、右滚左侧滑的耦合运动机制；与单自由度翼摇滚相比，耦合摇滚振幅更大，频率更低，摇滚分岔攻角显着减小，可能出现单自由度滚转运动稳定，而滚转/侧滑双自由度耦合运动不稳定的情况，因此，应将自由度相似作为动态特性研究中重要的相似准则予以满足。对滚转、侧滑及沉浮三自由度耦合运动的研究表明：重力显着小于垂向气动力时，三角翼可能因爬升而改出摇滚；重力显着大于垂向气动力时，三角翼快速下沉导致名义攻角增大，摇滚振幅呈现出先快速增大，再在涡破裂影响下减小的变化过程；重力和垂向气动力相当时，三角翼呈现上浮、下沉交替的运动。在垂向气动力和重力相当的情况下，沉浮运动幅度较小，三自由度的耦合运动可简化为滚转/侧滑两自由度的耦合运动，若质量很大，则三角翼侧滑的效应也可以被忽略，运动可进一步简化为单自由度摇滚，因此单自由度摇滚是本质上多自由度耦合运动在特定条件下的合理性简化假设。最后，针对战斗机全机摇滚背景开展复杂翼体外形单自由度摇滚运动特性研究。“气动弹簧”式非对称振荡的前体分离集中涡与破裂机翼涡的非线性复杂干扰是维持翼体外形大幅度摇滚的主要流动机理，在多涡流结构的强相互干扰下，复杂翼体外形不能形成规则的等幅摇滚振荡（如单三角翼摇滚），振幅存在明显波动，可能伴有间歇、猝发特征，应当关注平均滚转振幅的变化。复杂翼体外形的动态摇滚特性受到部件构型和布局的影响：前体截面形状的影响极为显着，严重影响翼体模型的横向动态稳定性；尾翼能够对翼体摇滚起到一定的动态稳定性作用，稳定的程度与尾翼的布局有关；与简单三角翼的静态特性不同，机翼前缘形状的变化对翼体外形动态摇滚运动特性的影响较小。
邓学蓥,竹军,王延奎,马宝峰[8]（2012）在《高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展》文中研究说明高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的,在发展高机动飞行器的过程中,其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态.为此,应在飞行器设计的早期阶段,充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术,以达到抑制非指令运动的目的.由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关,为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感,以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性.研究表明,通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性,并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律.通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式,研究它们所呈现的摇滚运动形态,揭示其摇滚运动的不同主控流动机理,在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术:快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相.在抑制非指令运动的研究中,深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的,应予以特别关注.
王兵,邓学蓥,马宝峰,荣臻[9]（2010）在《前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究》文中研究表明针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。
丁煜,李斌,刘仙名,王学占[10]（2010）在《极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究》文中研究说明极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力。为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响。采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟。对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响。结果表明,前体小翼的存在可以显着降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小。
二、细长翼身组合体前体非对称涡特性研究（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、细长翼身组合体前体非对称涡特性研究（论文提纲范文）
（1）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 |
（2）等离子体激励下分离流变化特性及机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号和缩略词说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状及存在问题 |
| 1.2.1 细长体大迎角分离流控制研究 |
| 1.2.2 机翼分离流控制研究 |
| 1.2.3 等离子体流动控制技术 |
| 1.3 本文研究目的及内容安排 |
| 第二章 等离子体激励器诱导特性研究与优化设计 |
| 2.1 实验设置 |
| 2.1.1 SDBD等离子体激励器 |
| 2.1.2 电学参数测量系统 |
| 2.1.3 电子天平测力系统 |
| 2.1.4 粒子图像测速系统 |
| 2.1.5 红外测温系统 |
| 2.1.6 纹影测量系统 |
| 2.2 SDBD激励诱导物理场研究 |
| 2.2.1 电学输出 |
| 2.2.2 诱导速度场 |
| 2.2.3 诱导体积力(推力) |
| 2.2.4 表面温度场 |
| 2.2.5 密度梯度场 |
| 2.3 SDBD等离子体激励器优化研究 |
| 2.3.1 AC-SDBD等离子体激励器优化 |
| 2.3.2 NS-SDBD等离子体激励器电磁屏蔽 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 AC-SDBD等离子体激励对圆锥前体分离涡的优化控制 |
| 3.1 实验设置 |
| 3.1.1 风洞 |
| 3.1.2 模型与激励器设计 |
| 3.1.3 稳态压力采集系统 |
| 3.1.4 PIV流场采集系统 |
| 3.2 数据处理与分析 |
| 3.3 实验结果与分析 |
| 3.3.1 定常控制 |
| 3.3.2 非定常控制 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 等离子体激励下非对称旋涡流场变化特性 |
| 4.1 实验设置 |
| 4.1.1 风洞 |
| 4.1.2 模型与激励器设计 |
| 4.1.3 动态压力采集系统 |
| 4.1.4 PIV流场采集系统 |
| 4.2 无来流条件下激励诱导流场研究 |
| 4.2.1 等离子体激励电学特性 |
| 4.2.2 定常激励诱导流场 |
| 4.2.3 占空循环激励诱导流场 |
| 4.3 非对称涡流场对等离子体激励的响应研究 |
| 4.3.1 定常激励控制 |
| 4.3.2 非定常激励控制 |
| 4.3.3 旋涡流场的响应研究 |
| 4.4 非对称流场的频谱特性研究 |
| 4.4.1 无控制状态下的频谱特性 |
| 4.4.2 定常控制状态下的频谱特性 |
| 4.4.3 非定常控制状态下的频谱特性 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 NS-SDBD等离子体激励对圆锥前体分离涡的控制 |
| 5.1 实验设置 |
| 5.1.1 风洞 |
| 5.1.2 模型及激励器设计 |
| 5.1.3 数据采集 |
| 5.2 NS-SDBD等离子体激励诱导方向性研究 |
| 5.2.1 压缩波方向性 |
| 5.2.2 启动涡方向性 |
| 5.3 非对称流场控制实验 |
| 5.3.1 实验可靠性检查 |
| 5.3.2 数据收敛性分析 |
| 5.3.3 激励位置对控制效果影响 |
| 5.3.4 迎角对控制效果影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 飞翼布局飞行器的等离子体流动控制 |
| 6.1 实验设置 |
| 6.1.1 风洞 |
| 6.1.2 模型及激励器设计 |
| 6.1.3 实验天平 |
| 6.2 数据处理与分析 |
| 6.3 采集系统电磁干扰评估 |
| 6.4 实验结果与分析 |
| 6.4.1 再现性精度检验 |
| 6.4.2 升力特性 |
| 6.4.3 阻力特性 |
| 6.4.4 俯仰力矩特性 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要工作和结论 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（3）大迎角前体涡控制方法综述（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 被动控制方法 |
| 1.1 边界层转捩带 |
| 1.2 微鼓包 |
| 1.3 微凹坑 |
| 1.4 边条 |
| 1.5 头部钝化 |
| 1.6 自激振荡旗帜 |
| 1.7 涡流发生器 |
| 2 主动控制方法 |
| 2.1 等离子体发生器 |
| 2.2 单孔微吹气 |
| 2.3 头部轴向吹气 |
| 2.4 合成射流 |
| 2.5 非定常小摆振片 |
| 2.6 微充气边条 |
| 3 总结与展望 |
（4）旋转弹马格努斯效应数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 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 本文的主要工作 |
| 第二章 数值模拟方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 非定常数值方法 |
| 2.2.1 滑移网格技术 |
| 2.2.2 基于滑移网格技术的控制方程 |
| 2.3 转捩模型 |
| 2.4 湍流模型 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.5.1 压力远场边界(pressure-far-field) |
| 2.5.2 交界面(interface) |
| 2.5.3 壁面边界(wall) |
| 第三章 二维静态圆柱绕流数值研究 |
| 3.1 数值计算条件及网格 |
| 3.1.1 数值计算条件及物理模型 |
| 3.1.2 计算网格及边界条件 |
| 3.2 数值模拟结果 |
| 3.2.1 亚临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.2 临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.3 不同雷诺数下的模拟结果对比分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 二维旋转圆柱马格努斯效应数值研究 |
| 4.1 数值计算条件及模型 |
| 4.1.1 数值计算条件 |
| 4.1.2 计算域及计算网格 |
| 4.2 算法验证 |
| 4.3 高雷诺数下旋转圆柱数值模拟结果分析 |
| 4.3.1 气动力特性分析 |
| 4.3.2 旋转圆柱阻力的流场机理分析 |
| 4.3.3 旋转圆柱马格努斯效应产生机理分析 |
| 4.3.3.1 边界层转捩的非对称畸变 |
| 4.3.3.2 涡的非对称畸变 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 旋转弹丸马格努斯效应数值模拟研究 |
| 5.1 数值计算条件及网格 |
| 5.1.1 计算外形及条件 |
| 5.1.2 计算网格及边界条件 |
| 5.2 算法验证 |
| 5.3 旋转弹丸马格努斯效应模拟结果及分析 |
| 5.3.1 旋转弹丸马格努斯力及力矩结果 |
| 5.3.2 船尾对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.2.1 沿弹体轴向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.2 沿弹体周向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.3 边界层位移厚度的非对称畸变 |
| 5.3.2.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3 马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.3.1 流场结构 |
| 5.3.3.2 沿轴向弹体表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.3 沿弹体表面的周向压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 旋转尾翼-弹身组合体侧向特性数值研究 |
| 6.1 算法验证 |
| 6.1.1 不旋状态卷弧尾翼-弹身弹算法验证 |
| 6.1.2 旋转状态卷弧尾翼-弹身外形算法验证 |
| 6.1.2.1 网格验证 |
| 6.1.2.2 时间步长无关性验证 |
| 6.2 旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.2.1 旋转与不旋状态卷弧尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.1.1 不同马赫数下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.2 不同攻角下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.3 旋转对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.2.2 旋转卷弧尾翼与平直尾翼—弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.2.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.2.2 卷弧和平直尾翼外形对流场结构的影响 |
| 6.2.3 张开角对旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.2.3.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.3.2 张开角对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3 旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.3.1 转折角对旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.3.1.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.1.2 转折角对转转折折尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3.2 旋转转折尾翼与平直尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.3.2.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.2.2 转折尾翼和平直尾翼外形对旋转弹流场结构的影响 |
| 6.4 小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 符号表 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（5）两类非对称涡流动所诱导的摇滚运动（论文提纲范文）
| 引言 |
| 1 旋成体机身和小后掠机翼的翼身组合体模型的摇滚运动与控制 |
| 1.1 实验模型摇滚运动形态的不确定性 |
| 1.2 人工微扰动与摇滚运动的确定性 |
| 1.3 在一定攻角下前体非对称涡流形随扰动滚转角的演化规律 |
| 1.4 机翼涡与模型的摇滚运动 |
| 1.5 模型摇滚运动的控制 |
| 2 非常规机身/机翼布局模型的摇滚运动与控制 |
| 2.1 绕不同组合体模型的两类非对称流动 |
| 2.2 由滚转角φ=0°时模型运动的不稳定性诱发的侧偏摇滚运动 |
| 2.3 非常规组合体模型的摇滚运动与非对称机翼涡流动 |
| 2.4 非常规组合体模型非指令摇滚运动的控制 |
| 3 结论 |
（6）前体涡诱导机翼摇滚扰动控制高速风洞试验研究（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 试验设备和模型 |
| 1.1 风洞 |
| 1.2 模型 |
| 1.3 其它设备 |
| 2 试验结果与讨论 |
| 2.1 头尖扰动控制对翼身组合体摇滚特性的影响 |
| 2.2 翼体摇滚控制机理分析 |
| 3 结论 |
（7）飞行器多自由度耦合摇滚运动数值模拟研究（论文提纲范文）
| 表目录 |
| 图目录 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.1.1 飞行器大攻角非定常动态特性 |
| 1.1.2 动态摇滚现象及其分类 |
| 1.2 飞行器动态摇滚问题研究综述 |
| 1.2.1 摇滚问题涉及的非定常涡流现象 |
| 1.2.2 单自由度摇滚研究 |
| 1.2.3 多自由度耦合摇滚运动研究 |
| 1.2.4 飞行器摇滚现象的主/被动控制方法研究 |
| 1.3 本文的工作 |
| 第二章 控制方程及数值方法 |
| 2.1 流动控制方程组 |
| 2.1.1 Navier-Stokes 方程组 |
| 2.1.2 Navier-Stokes 方程组的无量纲化 |
| 2.1.3 一般曲线坐标系下的 Navier-Stokes 方程组 |
| 2.1.4 有限体积离散形式的 Navier-Stokes 方程组 |
| 2.2 空间离散 |
| 2.2.1 半离散形式的 NND 格式 |
| 2.2.2 Steger-Warming 分裂和熵修正 |
| 2.2.3 限制器 |
| 2.3 时间离散 |
| 2.3.1 隐式时间离散的一般形式 |
| 2.3.2 LU-SGS 方法 |
| 2.3.3 含双时间步的 LU-SGS 方法 |
| 2.3.4 亚迭代收敛指标 |
| 2.3.5 粘性项近似隐式处理 |
| 2.4 边界处理 |
| 2.4.1 远场边界条件 |
| 2.4.2 对接边界条件 |
| 2.4.3 物面边界条件 |
| 2.4.4 对称边界条件 |
| 2.4.5 奇性轴条件 |
| 2.5 湍流模型 |
| 2.5.1 SA 一方程湍流模型 |
| 2.5.2 SST 两方程湍流模型 |
| 2.6 气动系数计算 |
| 2.6.1 气动力/力矩 |
| 2.6.2 气动力/力矩系数 |
| 2.7 飞行器动态运动的数值模拟 |
| 2.7.1 常用坐标系 |
| 2.7.2 基于结构化网格的刚性动网格技术 |
| 2.7.3 刚体动力学方程组 |
| 2.7.4 刚体动力学方程组和流动控制方程组的耦合求解 |
| 2.8 并行计算方法 |
| 2.8.1 基于 MPI 的分区并行计算 |
| 2.8.2 区域划分与负载平衡 |
| 2.9 本章小结 |
| 第三章 数值方法验证 |
| 3.1 定常流动 |
| 3.1.1 定常圆柱无粘绕流 |
| 3.1.2 定常翼型无粘绕流 |
| 3.1.3 层流平板边界层 |
| 3.1.4 湍流平板边界层 |
| 3.2 定姿态非定常流动 |
| 3.2.1 低雷诺数圆柱粘性绕流 |
| 3.2.2 圆柱非定常涡脱落 |
| 3.2.3 Hummel 单三角翼绕流 |
| 3.3 动姿态非定常流动 |
| 3.3.1 NACA0012 翼型俯仰振荡 |
| 3.3.2 76°后掠三角翼快速拉升 |
| 3.3.3 80°后掠三角翼单自由度摇滚 |
| 3.4 分区并行计算 |
| 3.4.1 分区计算 |
| 3.4.2 并行计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 细长三角翼强迫俯仰/自由滚转双自由度耦合运动特性研究 |
| 4.1 飞行器强迫俯仰/自由滚转耦合运动建模 |
| 4.1.1 运动描述 |
| 4.1.2 俯仰/滚转耦合运动的控制方程 |
| 4.1.3 运动控制方程离散 |
| 4.1.4 耦合运动时的攻角和侧滑角 |
| 4.2 三角翼俯仰/滚转耦合运动特性及实验验证 |
| 4.3 多种因素对三角翼俯仰/滚转耦合运动特性的影响 |
| 4.3.1 转动惯量的影响 |
| 4.3.2 轴承机构阻尼的影响 |
| 4.3.3 湍流的影响 |
| 4.3.4 俯仰运动特性参数的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 细长三角翼自由滚转/自由侧滑双自由度耦合运动特性研究 |
| 5.1 三角翼自由滚转/自由侧滑耦合运动建模 |
| 5.1.1 滚转/侧滑耦合运动的刚体动力学方程组 |
| 5.1.2 滚转/侧滑耦合运动控制方程组的离散 |
| 5.1.3 滚转/侧滑耦合运动的攻角、侧滑角以及等效前缘后掠角 |
| 5.2 三角翼滚转/侧滑双自由度耦合运动特性 |
| 5.2.1 滚转/侧滑耦合条件下的摇滚特性 |
| 5.2.2 滚转/侧滑耦合条件下的侧滑运动特性 |
| 5.2.3 滚转/侧滑双自由度运动耦合效应分析 |
| 5.2.4 滚转/侧滑耦合运动的流场特性 |
| 5.3 转动惯量和质量对滚转/侧滑耦合运动特性的影响 |
| 5.3.1 转动惯量的影响 |
| 5.3.2 质量的影响 |
| 5.3.3 采用单自由度假设研究翼摇滚现象的合理性分析 |
| 5.3.4 质量和转动惯量的匹配 |
| 5.4 三角翼滚转/侧滑耦合运动下的摇滚分岔特性 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 细长三角翼滚转、侧滑以及沉浮三自由度耦合运动特性研究 |
| 6.1 滚转、侧滑及沉浮三自由度耦合运动建模 |
| 6.1.1 滚转、侧滑及沉浮耦合运动的刚体动力学方程组 |
| 6.1.2 控制方程组离散 |
| 6.1.3 滚转、侧滑及沉浮耦合运动的姿态角 |
| 6.2 滚转、侧滑以及沉浮三自由度耦合运动特性 |
| 6.2.1 重力显着小于垂向气动力 |
| 6.2.2 重力与垂向气动力相当 |
| 6.2.3 重力显着大于垂向气动力 |
| 6.2.4 三角翼滚转、侧滑及沉浮三自由度耦合的运动分析 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 简化战斗机模型动态摇滚运动特性研究 |
| 7.1 模型及研究方法 |
| 7.1.1 简化战斗机模型 |
| 7.1.2 数值模拟方法 |
| 7.2 简化战斗机模型定姿态绕流特性 |
| 7.2.1 简化战斗机模型静态绕流特性分析 |
| 7.2.2 前体截面形状对战斗机横向稳定性的影响 |
| 7.3 翼体外形动态摇滚数值模拟与实验验证 |
| 7.4 模型机身的摇滚特性 |
| 7.5 前体截面形状对翼身组合体摇滚特性的影响 |
| 7.5.1 圆截面前体翼身组合体摇滚特性 |
| 7.5.2 横置椭圆截面前体翼身组合体摇滚特性 |
| 7.5.3 纵置椭圆截面前体翼身组合体摇滚特性 |
| 7.5.4 前体截面形状对翼身组合体动态摇滚特性的影响 |
| 7.6 机翼前缘形状对翼身组合体摇滚特性的影响 |
| 7.7 尾翼布局对简化战斗机模型摇滚特性的影响 |
| 7.7.1 单独安装平尾简化战斗机模型的动态摇滚特性 |
| 7.7.2 单独安装垂尾简化战斗机模型的动态摇滚特性 |
| 7.7.3 安装全尾翼简化战斗机模型的动态摇滚特性 |
| 7.7.4 尾翼对简化战斗机模型摇滚特性的影响 |
| 7.8 本章小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展（论文提纲范文）
| 1 什么是飞行器的非指令运动? |
| 2 非指令运动研究的问题与难点 |
| 3 机翼摇滚运动的主控流动及其控制 |
| 3.1 小后掠翼身组合体摇滚运动的主控流动和控制 |
| 3.1.1 前体非对称涡流动的奇特物理性态 |
| 3.1.2 前体非对称涡流动诱导的机翼自由摇滚特性 |
| 3.1.3 小后掠翼身组合体自由摇滚运动的流动机理分析和扰动控制 |
| 3.2 大后掠翼身组合体摇滚运动的主控流动和控制 |
| 3.2.1 单独大后掠三角翼的摇滚运动及其流动机理 |
| 3.2.2大后掠翼身组合体自由摇滚运动的流动机理和扰动控制[20] |
| 4 结束语 |
四、细长翼身组合体前体非对称涡特性研究（论文参考文献）
- [1]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)
- [2]等离子体激励下分离流变化特性及机理研究[D]. 龙玥霄. 西北工业大学, 2019
- [3]大迎角前体涡控制方法综述[J]. 翟建,张伟伟,王焕玲. 空气动力学学报, 2017(03)
- [4]旋转弹马格努斯效应数值模拟研究[D]. 谭朝明. 北京理工大学, 2016(03)
- [5]两类非对称涡流动所诱导的摇滚运动[J]. 邓学蓥,石伟,王延奎,杨家骥. 气体物理, 2016(01)
- [6]前体涡诱导机翼摇滚扰动控制高速风洞试验研究[J]. 陶洋,赵忠良,王红彪,杨海泳,郭秋亭. 实验流体力学, 2014(01)
- [7]飞行器多自由度耦合摇滚运动数值模拟研究[D]. 杨小亮. 国防科学技术大学, 2012(10)
- [8]高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展[J]. 邓学蓥,竹军,王延奎,马宝峰. 力学与实践, 2012(03)
- [9]前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究[J]. 王兵,邓学蓥,马宝峰,荣臻. 空气动力学学报, 2010(05)
- [10]极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究[J]. 丁煜,李斌,刘仙名,王学占. 弹箭与制导学报, 2010(03)