一、NASA/FAA研究尾流涡系特性（论文文献综述）
朱睿,陈子煜,李尚,谭雅勤,傅向向,鲍锋,刘志荣[1]（2019）在《襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究》文中认为为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件,采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡,同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼,对35个翼展下诱发R-L（Rayleigh-Ludwig）不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现,单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化,能量衰减缓慢;加装襟翼后尾流不稳定性被触发,衰减效果明显,在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大;环量统计半径Rd=50mm时,对主翼尖涡环量进行PIV（Particle Image Velocimetry）分析时发现,当主翼攻角α=8°,襟翼攻角β=28°,襟翼宽度b=55mm,来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快,主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%;证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流,加速其破裂和消散。
米百刚[2]（2018）在《基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术》文中认为飞行器气动设计中的绝大部分问题都与非定常气动力密切相关,尤其是随着航空科学技术的发展,传统的基于静态气动力特性的理念已经不能满足先进军民用飞行器的设计需求,因而基于非定常气动力的新型综合设计方法开始得到更多的关注和应用。非定常气动力设计涉及的两个关键问题是动稳定性分析和大迎角气动力建模,前者直接影响飞行器的品质分析和飞控系统设计,后者则是评价大迎角下飞行器性能的重要途径之一。因此,开展有关动稳定性分析和大迎角非定常气动力建模的研究有着十分重要的价值和意义。然而目前的研究工作存在明显的不足之处,动稳定性分析不够精细,大迎角气动力模型的适用性差且精度不高。针对该问题,本文基于高精度的计算流体力学（CFD）方法,开展了动稳定性导数快速精细计算分析和大迎角非定常气动力模型开发等相关问题的研究。主要对复杂环境下的飞行器静、动态气动特性和相应的导数特性进行了计算分析,建立了若干新的单独/组合动导数计算方法,改进并建立了新型的基于流场物理特性的大迎角非定常气动力建模方法,并对这些新方法进行了验证分析。本文的主要研究工作如下:1)采用高精度的CFD方法,研究了复杂流场环境下的飞行器静、动态气动特性,辨识分析了其稳定性导数特性。基于多种动态网格技术,将传统的小幅度强迫谐和振荡方法分别应用于地面/水面效应、大型飞机的翼梢涡/尾喷流/螺旋桨滑流、两机编队以及考虑自身进排气效应等工况,分析了这些环境下的飞行器静、动态气动力特性,进一步辨识并且对比了其静、动导数特性与无干扰理想环境下的差异。结果表明,地面/水面对气动导数的影响趋势类似,但是由于水面具有柔性特点,两者的影响效果存在差别;大型飞机的翼梢涡对流过气流表现出剪切效应,尾喷流为加速效应,螺旋桨滑流则为更加强烈的旋转效应,尾流的存在使得后方的飞行器气动导数特性与无干扰状态差异很大,甚至发生性质上的转变;而两架飞翼无人机编队时,横向的间距对于气动导数的影响更为剧烈;进排气的动力效应影响使得飞翼式飞行器自身的动态阻尼特性有所提高。2)建立了若干新型的动导数精细化计算方法并完成了标模的验证分析工作。针对传统的动导数计算方法不够精细且效率较低的问题,开展了快速计算和精细计算两个方面的新型方法研究。使用谐波平衡法和时间谱方法进行若干样本点时刻的流场计算,基于该气动力结果重建整个非定常周期性过程并辨识动导数,从而提高传统方法的计算效率。进一步建立了升沉振荡法、旋转流场法、差分法和阶跃响应法来精细地辨识组合/单独动导数。升沉振荡法借鉴传统的组合动导数辨识方法,直接辨识时差导数,配合组合动导数结果实现单独动导数计算;旋转流场法计算对象为阻尼导数,通过圆环域将描述定常拉升运动的旋转参考系方法简化,使用定常方法辨识阻尼导数实现动导数的分离;差分法通过对同一变量不同大小值的非定常流场进行计算,使用得到的瞬时非定常气动力值插值得到组合/时差动导数;而阶跃响应法从定常计算开始,经过迎角阶跃、迎角变化率阶跃和俯仰角速度阶跃依次得到静导数、时差导数以及阻尼导数,是一种系统的方法。采用Finner、SACCON、HBS以及SDM等多个标模对这些新方法进行了验证分析。结果表明,组合/单独动导数计算值与试验或文献参考值吻合得很好,且这些新型方法均能够应用到横航向,实现多轴耦合的精细动导数计算分析。3)分析了传统的气动导数模型在小迎角和大迎角非定常气动力建模中的适用性,并对其进行了改进分析。基于静动导数计算方法得到的结果,建立了传统的气动导数模型,以NACA0015翼型为例,进行了该模型的小迎角和大迎角气动力建模适用性分析。结果显示原始模型在大迎角完全无法使用。对此,通过扩展高阶项并将气动导数表示为减速频率的多项式函数改进了原始模型,新的模型可以描述一定的非线性效应,对NACA0015大迎角非定常气动力的预测结果也较好。然而,由于该模型的建模出发点未发生改变,对于复杂模型的大迎角动态运动,尤其是运动和气动力严重耦合的情形,适用性依然很差。4)使用三角翼标模,对比分析了不同计算方法的静态大迎角计算精度,并在此基础上使用NACA0015翼型的动态运动对选择的高精度计算方法进行了对比验证。首先以70度尖前缘三角翼构型为研究对象,针对流场特点设计了空间网格分布,对比分析了包括无粘模型、层流模型、S-A一方程模型、k-?两方程模型、k-?SST两方程模型以及SAS自适应尺度模型等对大迎角流场的计算精度。结果显示,湍流模型的处理加强了涡系强度,大迎角下的气动力计算值较试验值偏大;无粘模型计算的涡系破裂过早;层流模型的结果较湍流模型好;SAS模型的计算结果和流场特性与试验值吻合最好,计算精度最高。接着使用NACA0015翼型的大迎角动态运动进一步验证分析了SAS模型,并与DES和SST模型结果进行了对比。结果表明,DES和SAS的计算值均与试验值吻合较好,且SAS模型在网格量较少的情形下能够获得更靠近试验值的结果。5)通过CFD方法详细分析了三角翼标模大迎角非定常动态气动特性的影响因素,并将其引入传统的状态空间模型,改进建立了新型的大迎角非定常气动力模型。基于高精度CFD方法,选择了基于流场内部物理特性的状态空间模型为研究对象,验证了其原始模型在大迎角动态气动力上的预测能力;针对该模型考虑的流场因素过少、适用性不强的问题,开展了影响大迎角非线性流场的特征因素分析和提取工作,将俯仰角速度、减缩频率和振幅三个量对三角翼大迎角动态运动的影响进行了深入的分析研究和评估,进一步将其引入原始模型并综合权衡,改进建立了新的基于流场物理特性的大迎角非定常气动力模型;以三角翼和F-18缩比模型对新旧模型的大迎角建模性能进行了对比验证分析,结果表明新模型具有更为广泛的应用范围和预测精度。
钱耀如[3]（2018）在《风力机非定常气动特性和流场的数值计算》文中提出风力机复杂的工作环境包括大气边界层、湍流、风速和风向的瞬时变化及偏航等因素,使得其非定常气动特性的计算极具挑战性。随着大型风场的建立,风力机尾流以及相互之间干扰作用的研究也开始逐渐引起人们的重视。深入探索风力机流场的非定常空气动力学特性,对风力机优化设计、风电场优化布局以及风资源的高效利用十分重要。本文围绕风力机的非定常气动特性和流场特征开展了大量的数值模拟研究,主要有以下几方面内容:基于SST k-ω模型建立了改进部分平均湍流模型（SST-PANS）,并提出了一种新的动态求解fk的方法,该模型为雷诺平均方法（RANS）和直接数值模拟（DNS）的混合模型;实现了大涡模拟（LES）方法中的动态亚格子模型与基于涡量扰动方法的湍流入流边界条件的植入;对经典致动线模型进行了完善,完成了集整机叶片、机舱和塔架于一体的致动线方法（ALM）,并与RANS、LES和PANS三种湍流模型耦合应用于尾流研究。基于RANS以及脱体涡模拟（DES）分别针对轴流和偏航状态的风力机气动力特性和近尾流区流场特征开展数值计算。结果表明,风力机在轴流和偏航状态的扭矩和推力的计算结果与风洞实验结果吻合度较高,与以往文献结果相比计算精度较大幅度提高。对比分析了轴流旋转状态下叶片截面翼型的升阻力特性与二维结果,给出了三维旋转效应造成的风力机叶片内区（叶根至60%R截面）翼型升力系数和阻力系数上升的变化规律。通过对比分析发现湍流模型对存在分离和失速状态的风力机非定常气动力计算精度影响较大,DES方法能较为准确地预测大风速偏航状态叶片内区的法向力和切向力的变化规律,给出与实验结果较为接近的动态失速迟滞环,而RANS方法则处于明显劣势。数值计算中还发现了偏航状态下机舱与风力机叶尖/根涡之间发生了相互干扰作用,并指出机舱在偏航风力机近尾流特性研究中的影响不可忽略。采用ALM-LES方法对风力机尾流进行了研究,探讨了不同入流条件下风力机的气动性能变化以及尾流的发展特性。研究表明ALM-LES方法能够较为准确和细致地描述风力机尾流场的涡系发展和湍流特征。对偏航状态风力机的气动性能以及尾流特征进行了细致地分析,给出了功率随偏航角的变化规律。偏航工况尾流偏斜现象随着偏航角增大或尖速比的增加而愈发明显。通过对偏航尾流的数值结果分析,发现偏航导致风力机尾流呈现强烈的三维不对称特性,尾流在风轮宽度方向产生的诱导不对称,使得尾流在宽度方向上风侧流管出现扭曲变形,在高度方向则呈现扩张和延展。风剪切效应导致风力机的功率输出下降,尾流在垂直方向也出现扭曲现象。对两台风力机之间的尾流干扰现象进行数值计算研究,首先采用ALM-LES方法,探索了不同布局方式和入流条件下尾流干扰对风力机输出功率和载荷的影响,并给出了尾流场的发展规律及湍流特征。研究发现,相对于风剪切以及高湍流强度入流风环境因素影响,风力机的排布方式对整体的风能利用率影响较大。当两台风力机尾流重叠范围越大、流向间距越小时,下游风力机受上游风力机尾流影响越严重,功率系数也越低。本文还针对大涡模拟方法中亚格子模型的适配性以及PANS和LES两种湍流方法对风力机尾流干扰计算的影响进行了对比。数值计算结果表明亚格子模型的选择对尾流的湍流特性的描述影响较小,PANS方法对于风力机功率、推力以及尾流场速度分布的计算结果与LES精度相当,但其方法简单且计算量较小,可广泛应用于风力机尾流的工程研究。
王彦斌[4]（2020）在《近距错列平行跑道起飞航空器尾流间隔动态缩减技术研究》文中认为近些年,近距平行跑道因占地面积小、基础投资少、机场容量扩增效果明显而被广泛采用,其中跑道头错开的平行跑道在增加机场跑道容量方面具有绝对优势,成为我国多数机场扩容的最新选择。但是目前我国尚未出台针对近距错列平行跑道的精细化尾流安全间隔标准,而对于已建成的近距错列平行跑道,现今依然参照近距平行跑道的尾流安全间隔标准执行,属于非动态的前后机尾流安全间隔标准,显得相对保守。因此,本文针对近距平行跑道的容量扩增问题,以跑道入口错开为前提,结合航空器起飞阶段的运行模式,耦合气象条件探讨具有动态性质的航空器起飞尾流缩减技术,为近距错列平行跑道的精细化尾流安全间隔标准制定提供理论支撑。论文首先结合近距错列平行跑道概念及其国内外应用现状,分析近距错列平行跑道的运行模式及其影响因素,并对跑道入口错开所带来的影响作对比分析。其次,对国内外现行尾流安全间隔标准以及近距错列平行跑道运行模式作比较分析,合理选取其中一种适用于研究近距错列平行跑道起飞容量的运行模式,并基于该运行模式建立航空器起飞尾流运动特征模型及尾流遭遇度量模型。接着,针对近距错列平行跑道的航空器起飞尾流安全间隔问题,耦合气象条件对尾流预测算法进行改进,提出一种基于气象条件的航空器起飞尾流动态缩减算法。其中,气象条件主要考虑四个方面,分别为大气紊乱度、大气分层、侧风和低空风切变。紧接着,搭建近距错列平行跑道航空器起飞尾流动态缩减仿真系统,结合国内大型机场现行机型配对实况及机场的气象条件等因素,合理设置仿真条件对航空器起飞尾流的安全间隔进行动态预测。最后,对仿真结果进行对比分析,以获取近距错列平行跑道的起飞容量提升技术数据,用于指导大型机场高峰时段航空器集中放行的扩容问题与排序问题。
李高华[5]（2018）在《直升机旋翼涡环状态流场高分辨率数值模拟方法研究》文中认为“涡环状态”是直升机的一种特殊飞行状态,进入该状态后,旋翼/尾桨消耗发动机功率但不能有效产生拉力和操纵力矩,出现所谓“带功率沉陷”等现象,严重时可导致坠机事故。为进一步理解涡环状态下流场特征变化对旋翼气动特性的影响,准确模拟涡环状态流场的非定常演化过程至关重要。涡环状态流场以空间各种尺度漩涡的演化为主要特征,因此,提高漩涡流场的空间分辨率是准确模拟涡环状态流场的关键。本文以研究涡环状态流场的演化机理为最终目的。首先,为获得旋翼在涡环状态下的高分辨率流场,针对数值模拟分析中的难点,开发了一套可在非惯性坐标系下实现超大规模并行计算的高效、高分辨率的自适应动态重叠网格求解方法,构建了一套高精度捕捉复杂涡系及分析其演化规律的方法。随后,基于该方法,对旋翼悬停、垂直下降等状态中涡系的非定常演化过程进行了数值研究。重点分析了涡环状态流场中涡环的生成、发展和非对称破缺演化机理,从流体物理层面揭示了垂直下降直升机桨盘振荡/倾覆的根本机制,验证了所发展方法模拟此类复杂流场的精确性和高效性。所做工作为深入开展涡环状态机理研究进而为相应的直升机飞行操纵控制分析等奠定了坚实的技术基础。本文的贡献主要体现在以下两个方面:1、在旋翼流场计算方法上:（Ⅰ）发展了高精度非定常漩涡流场计算方法。在多块结构化网格框架内,基于非惯性坐标系,集成了五阶WENO-六阶中心耗散自适应混合重构格式、任意拉格朗日-欧拉法、低马赫数预处理等技术,实现了旋翼流场的高精度DDES数值模拟计算。（Ⅱ）发展了块结构化网格空间分辨率自适应技术。针对旋翼流场漩涡结构的空间多尺度问题,引入基于八叉树数据结构的块结构化自适应网格技术（Adaptive Mesh Refinement,AMR）,使用无量纲Q准则驱动计算网格自适应调整空间分辨率,实现了旋翼流场多尺度漩涡演化过程的高分辨率捕捉。（Ⅲ）在并行计算环境下,发展了基于隐式挖洞技术的全自动重叠网格装配方法。针对多块结构化贴体网格和AMR笛卡尔背景网格的动态嵌套问题,引入几何碰撞检测技术,对存在重叠关系的背景网格块进行筛选,实现隐式挖洞相关网格块数目最小化,提高了装配效率和运行鲁棒性;使用MPI多通信域技术耦合背景网格求解器和贴体网格求解器,在保持两求解器独立性的前提下,实现了整体功能的模块化;并提出了一种实现模块间负载平衡的有效方法。2、在旋翼流场计算分析上:（Ⅰ）分析了旋翼悬停流场复杂涡系演化特性。通过Caradonna-Tung两桨叶刚性旋翼悬停流场算例,验证了算法的符合性;并使用Q准则显示了流场中复杂涡系演化过程的流动细节,对涡核特征的分析验证了Scully和Squire涡核模型与计算结果的一致性,从而从高精度数值计算的角度进一步证实了经典涡核模型在旋翼传统（固定、预定和自由等）尾迹计算技术中的有效性与可靠性;使用本征正交分解以及拉格朗日拟序结构方法获得了桨尖涡空间分布的主导模态和轴截面上涡系的演化特性,发现桨叶后缘涡面的集中卷起对桨尖涡垂向运动速度有重要影响,远尾迹区相邻桨尖涡的配对、共旋以及相互穿越等非线性现象引发了尾迹结构的破碎和湍流化。（Ⅱ）研究了垂直下降状态下流场中涡环非对称破缺的发生机制。对不同垂直下降速度的旋翼流场进行了数值模拟,使用涡环演化理论阐释了垂直下降流场中涡系的演化规律,发现流场中的涡环环量存在生长极限和二次生长现象;涡环穿越引起的融合和桨根涡破碎下洗是引起涡环环量二次生长的主要原因;涡环的径向和轴向不稳定性引发两种非对称破缺模式是造成桨盘倾覆危险的主要原因;通过分析大速度下降时桨盘平面内的有效迎角分布,发现桨根涡的周期性径向拉伸破碎引发桨盘载荷出现明显振荡,并且桨盘极易沿桨根涡径向拉伸方向发生旋转而导致倾覆。
鲍锋,刘锦生,朱睿,刘玥[6]（2015）在《飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究》文中指出以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速（PIV）技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显着的影响。
王科雷[7]（2017）在《低雷诺数多桨布局滑流耦合的气动优化设计研究》文中指出高空长航时太阳能无人机以及分布式电推进系统技术是当今国内外航空航天领域研究的热点。当高空长航时太阳能无人机进行低速飞行时,其自身将具有典型的低雷诺数气动特征,而由于大气密度低,通常太阳能无人机都采用分布式桨推进的驱动方式,此时大范围的机翼均受到螺旋桨滑流影响而将产生显着的附加气动力,这可能会导致太阳能无人机最优气动特性偏离设计点。针对这一问题,本文基于多螺旋桨/机翼一体化设计理念,开展了低雷诺数全翼式多桨布局无人机耦合螺旋桨滑流影响的气动特性数值模拟方法及气动优化设计研究。按照循序渐进、逐层深化的研究思路,首先,由数值计算效率与精度之间矛盾统一的需求出发,建立了适用于气动优化设计过程不同阶段的高效、高精度数值模拟方法;然后,考虑到螺旋桨/机翼一体化设计经验的缺乏,开展了低雷诺数条件下螺旋桨/机翼构型气动特性及复杂流动特性的深入分析研究;之后,构建了能够依据实际需求协调气动计算效率与精度的优化设计平台,基于对低雷诺数条件下多螺旋桨/机翼相互气动干扰的流动机理及流场规律的理解,开展了不考虑螺旋桨滑流影响及考虑螺旋桨滑流影响的气动外形及布局参数设计方法研究,并通过算例计算及对比分析对在气动设计过程中耦合螺旋桨滑流影响的必要性以及相关气动设计方法的可靠性及有效性进行了分析研究;最后,基于系统分解的思想由部件到整体地构建了低雷诺数全翼式多桨布局无人机耦合滑流影响的分层协同气动优化设计框架,结合具体对象开展了气动设计应用研究,且最终方案能够满足设计要求,而通过对最终方案多桨布局无人机气动特性及流动特性的详细分析验证了所提出的设计思想及设计方法的有效性及可靠性。论文主要研究工作包括以下几个方面:（1）面对多螺旋桨/机翼构型低雷诺数复杂流动的数值计算效率及精度问题,由气动布局设计过程中不同设计阶段的数值计算需求出发,分别从快速求解方法及高精度求解方法两方面对低雷诺数多螺旋桨/机翼构型数学建模及基本求解技术进行发展和研究。其中,快速求解方面主要包括基于涡格法理论的多螺旋桨/机翼构型气动特性准定常求解程序的编写,基于低雷诺数翼型气动特性数据库的低雷诺数粘性修正方法的提出,以及综合二者的准定常快速求解软件平台的开发。高精度求解方面则是结合低雷诺数分离、转捩等流动特征及转子运动特征而进行的耦合转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程的多重参考坐标系准定常求解方法研究。通过大量算例的计算分析验证了两种求解方法数值模拟多螺旋桨/机翼构型低雷诺数复杂流动问题的准确性及高效性,以及其应用于低雷诺数多桨布局无人机气动优化设计中的适用性及可靠性。（2）针对螺旋桨/机翼构型低雷诺数复杂流场特性以及参数变化对其气动特性及流场特性造成的影响进行了分析研究,揭示了低雷诺数条件下单/多螺旋桨滑流影响下的机翼绕流机理,进而为后续低雷诺数多桨布局无人机耦合螺旋桨滑流影响的气动优化设计提供指导及依据。（3）真对低雷诺数多桨布局无人机复杂设计问题,结合实际工程需求及约束,开展了优化方法研究,并搭建了能够结合实际需求协调气动计算效率与精度的优化设计平台。此外,基于对螺旋桨滑流影响下机翼近壁面典型流场特性及流动机理的理解,发展了不考虑螺旋桨滑流影响的二维低雷诺数翼型设计方法及机翼平面形状参数设计方法,以及耦合螺旋桨滑流影响的机翼近壁面流场重构设计方法、机翼翼段设计方法、机翼平面形状参数设计方法及机翼扭转角分布设计方法,并通过大量优化算例验证了耦合螺旋桨滑流影响进行气动设计的必要性以及所提出气动设计方法的有效性。（4）针对典型全翼式低雷诺数多桨布局无人机开展了气动设计思想及方法研究,通过对所发展气动设计方法之间内在联系的分析研究构建了工程可实现性强的高效分层协同气动优化设计框架,并结合具体对象进行了气动优化设计应用研究,针对最终方案无人机气动特性及流动特性进行了深入分析研究,相关研究成果已应用于某型太阳能无人机气动设计中。
孙俊磊[8]（2018）在《菱形翼布局飞机总体气动外形的研究与应用》文中研究指明优异的气动和结构特性使菱形翼布局成为未来长航时无人机最有希望的候选布局形式之一。针对此布局前后翼流场强耦合情况下气动特性变化机理不明确;此特殊布局缺乏有效的优化设计方法和低雷诺数和螺旋桨滑流对此布局气动特性影响方面存在的问题,本文以高空长航时菱形翼布局无人机和低速长航时菱形翼布局无人机为研究对象,开展了菱形翼布局气动特性研究;针对传感器飞机的特殊使用要求,开展了基于相控阵雷达天线安装的翼型和三维机翼的优化设计研究。针对低雷诺数流动的特点,研究低速长航时菱形翼布局无人机在此状态下所具有的独特气动特性以及螺旋桨安装形式不同时滑流对此类构型无人机气动特性独特的影响。通过这些研究本文取得了如下具有创新性的成果:1、研究了菱形翼布局前后翼之间相互干扰的机理。通过研究表明,菱形翼布局的后翼对前翼有抑制流动分离和阻滞两方面的作用,但从总体上来说影响相对较小。前翼除了对后翼有下洗作用,其尾流对后翼的影响作用与尾流的强度有关。对于高空长航时菱形翼布局无人机,当尾流距离后翼表面较远时,强度较弱的尾流可以为后翼边界层内补充能量,增强其抵抗逆压梯度的能力。受此影响虽然后翼的升力特性变化不明显却能使流动转捩的位置后移,减少摩阻。但当尾流距离后翼表面较近或直接扫略后翼时,含有较大湍动能的尾流会与后翼边界层相互掺混,破坏其流场结构,减少后翼的升力特性并增加摩擦阻力。而对于低速长航时菱形翼布局无人机,由于前翼尾流的强度较弱,即使在前翼尾流直接扫略后翼时,后翼的升力特性也不会出现明显下降,反而由于尾流对后翼由于低雷诺数效应引起的层流分离具有抑制作用导致其升力特性会出现少量增加。2、提出了高空长航时菱形翼布局无人机的设计方法。由于高空长航时菱形翼布局无人机的俯仰力矩特性曲线具有明显非线性特性,分析后发现前翼尾流的直接扫掠导致后翼流场结构改变和后翼流动分离是其出现非线性区域的主要原因。而前后翼分离特性耦合导致全机出现俯仰力矩曲线‘上仰’现象。通过改变翼夹角能解决这一问题,使用正交错布局可以将前翼尾流直接流过后翼表面的迎角为调整为负值;而采用负交错布局,可以将此迎角出现的区域向后延伸以避开飞机的巡航状态的迎角,并与由于后翼分离导致的俯仰力矩‘上扬’现象合并减少其控制难度。但对于正交错式布局,前翼的下反及后掠和后翼的上反及前掠提供的横向静稳定性均会有相互抵消的作用,全机的横向稳定性较差,因此选择负交错布局较为合适。菱形翼布局前后翼的掠角会影响无人机的升力和结构特性,其选择与设计指标中的巡航速度有关。本文在研究的基础上分析了波音公司传感器飞机方案的设计思路并设计了应用构型。3、分析了翼型安装平面相控阵雷达的基本原理和安装方法,提出了一种基于平面相控阵雷达天线安装约束的翼型优化设计思想并进行了优化设计。传感器飞机的飞行高度较高,因此机翼内的相控阵雷达天线应采用一定的安装角进行安装。确定这一安装角以满足高低空覆盖的基础上获得最大探测距离需要一个循环迭代的过程。优化后的前翼翼型为满足雷达天线安装的要求,厚度明显增加,最大厚度位置前移,翼型的前缘曲率半径增大,其前缘负压明显增大,并出现一个负压力平台,翼型上表面较为平坦平滑,消除了翼型上表面的激波,呈现出比较典型的层流翼型的压力分布特点。而优化获得的后翼翼型中后部的厚度明显增大,其最大厚度的位置后移;优化后翼型上表面的中部区域较为平坦,出现一个明显的负压力梯度增大的过程,出现典型的自然层流翼型的压力分布特征。4、通过对高空长航时菱形翼布局气动特性的详细研究发展了一种适合于菱形翼布局的高效率的三维优化方法。其将通过改变控制后翼剖面形状和安装角来消除前翼下洗作用的影响作为设计思想,将满足平面相控阵雷达天线安装和保证全机升力特性作为约束条件,以全机的升阻比最大为目标进行优化设计。优化结果表明后翼各控制剖面的安装角存在一个明显的波浪式的变化趋势,出现这一现象的主要原因是由于前翼对后翼的下洗影响受前翼升力分布和前后翼之间距离两方面的相互作用而导致的。分析优化解的压力分布可以看到其变化主要集中在前缘;通过优化,后翼大部分区域的压力分布与优化后的后翼翼型的压力分布更加符合,有效的提高了后翼的气动效率。5、研究了在低雷诺数效应影响下低速长航时菱形翼布局无人机所具有的独特气动特性。低速长航时菱形翼布局无人机的前翼内翼段最先失速而前翼外翼段的失速特性要好于内翼段,而后翼由于受到前翼下洗的作用失速特性要明显好于前翼,这使此无人机具有良好的失速特性;在进行横侧运动时,无人机的俯仰力矩特性曲线呈现强烈的非线性特征,出现这一现象的因素相当复杂,但左侧机翼后翼段和右侧机翼前翼内翼段受侧滑效影响而导致的流动特性改变是导致这一现象的主要原因;在大迎角状态下使用襟翼时应注意由于尾流强度的增加而使后翼和升降舵的升力提高进而导致俯仰力矩特性曲线出现非线性特征的问题。6、研究了螺旋桨滑流对低速长航时菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明由于机身拉进式螺旋桨滑流对前后翼翼根处的影响较为强烈,这两处位置距离焦点位置较远,俯仰力矩特性受前后翼此处升力特性变化的影响较为敏感,全机的纵向静稳定裕度会急剧增大并可能出现周期性振荡,无人机不适合安装机身拉进式螺旋桨;而在前翼中部安装拉进式螺旋桨时,受飞机飞行状态、螺旋桨形状和转速、前翼气动特性等多种因素的影响后翼附近的涡系发展趋势难以预测。螺旋桨放在前翼的前后翼连接处附近可能更有利于飞机的设计;由于菱形翼布局无人机的前后翼具有较大的掠角,这导致螺旋桨滑流形成的上下洗流距机翼前缘的距离不同,选择螺旋桨的旋转方向时应使上洗流更靠近机翼前缘才能更好的利用滑流的增升效果。
李铭[9]（2020）在《非光滑单元的湍流强化效应与流动控制的数值研究》文中研究表明基于非光滑单元的流动控制具有被动控制的诸多优点,是满足分离的控制、湍流的强化、阻力的降低等工程需求的重要手段。然而非光滑单元的引入增加了流场特性的复杂性和对湍流强化特性进行研究的难度。一方面,非光滑单元诱导周期性脱涡,且脱涡主方向可能发生周期性的改变;另一方面,非光滑单元所诱导的涡系结构与单元尺寸相关,而与原流场特征尺寸无关,从而使得流场特性具有了多尺度的特征。为了研究非光滑单元的时均湍流强化效应并应对问题复杂性,本文基于局部空间相关性为非光滑单元诱导涡系结构引入了时均量度,从而以定量的方式揭示了非光滑单元及组合的湍流强化原理。本文的研究工作主要有:第一,基于Precursor方法实现了湍流进口边界条件,利用已有的实验和仿真数据对数值方法进行了验证,并对比研究了球形凹坑、泪滴形凹坑、球形凸包等多种非光滑单元单体的流场特性和湍流强化效应。结果表明:高湍动能区与高Nusselt数区具有空间分布上的不一致性,说明尽管湍动能能够反映出非光滑单元的湍流强化效应,但并不能解释壁面上的强化传热效应。同时,不同形状的凹坑的流场特性相近、强化传热效应基本相同。而当粗糙度比率相同时,凸包实现了比各式凹坑更高的强化传热效应。第二、利用采用SGS湍动能亚格子模型的大涡模拟对非光滑单元组进行了数值研究。利用局部相关性分析研究了非光滑单元组的湍流强化效应,对比研究了非光滑单元单体和组合的流场特性和湍流强化效应,并分别研究了雷诺数效应和倒角效应。结果表明,局部相关性系数与Nusselt数在空间分布上具有一致性,说明了非光滑单元诱导的带涡流体是下游壁面上强化传热效应的直接执行者。同时,与凹坑单体相比,凹坑组显着地提升了强化传热的效应。凹坑内流场特性没有因进口边界条件的改变而发生明显变化,但表现出了明显的雷诺数效应和倒圆角效应。第三、基于大涡模拟对凹坑-凸包组合的湍流强化效应进行数值研究。利用局部相关性分析对比研究了凹坑强、弱脱涡的湍流强化效应。利用频谱分析研究了凹坑的脱涡频率和与非光滑单元组合相关的特征频率。并用局部相关性分析与频谱分析相结合的方法研究了球形浅凹坑在中雷诺数区间的非对称强化效应及机理。此外,还对比了雷诺数效应和间距效应,分析了凹坑和凸包对流场特性和湍流强化效应的不同作用,并讨论了凹坑和凸包诱发涡旋间的相互作用。结果表明:在局部相关性系数取局部最小值的位置测得的非光滑单元诱导涡系相关的特征频率及谱密度高于邻近区域,说明局部空间相关性可以为非光滑单元诱导涡系提供有效的时均量度。利用局部相关性分析以定量的方式揭示了强、弱脱涡的不同湍流强化作用,即来自非光滑单元的带涡流体在其输送过程中,对附近壁面施加强化传热效应,且带涡流体的主输送通道对高Nusselt数区域形状、尺寸起决定作用。结果还表明,球形浅凹坑在中雷诺数阶段强化传热效应的非对称性直接源于带涡流体主输送通道及该处脱涡频率的不对称性。第四、探索了分离涡湍流模型、浸入单元法、以及大涡模拟等数值方法在汽车外流场研究上的应用,并研究了非光滑单元对DrivAer汽车模型的减阻效应。结果表明:引入非光滑单元后阻力系数得以下降12.9%。非光滑单元减阻效应包括两个方面:其一,车尾回流区的缩小以及压力系数的回升;其二,以较低的湍动能输出水平,诱导了下游流场中湍动能水平的总体上升,并使得高湍动能区更加贴近壁面,从而实现了分离的延迟。
何昕,王旭,张伟伟,蒋豪[10]（2019）在《翼尖尾流试验、建模与仿真方法综述》文中研究指明飞机尾流的流场信息提取方法在航空安全、大气物理等领域受到广泛关注。目前,针对尾流的研究主要采用数值仿真、试验分析和建立尾涡模型这三种手段。为了对比不同研究方法在尾流分析中的能力,给不同类型的尾流诱导问题以方法上的指导,综述讨论了不同阶段的研究方法在数据精度、适用范围上的差异,并对尾流机理及应用研究中面临的挑战进行了展望。
二、NASA/FAA研究尾流涡系特性（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、NASA/FAA研究尾流涡系特性（论文提纲范文）
（1）襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 实验装置 |
| 3 流动显示实验 |
| 3.1 单主翼翼尖涡流动显示 |
| 3.2 双翼尖涡流动显示 |
| 3.3 拖曳式流动显示实验 |
| 4 Rayleigh-Ludwig不稳定性PIV研究 |
| 4.1 单主翼翼尖涡速度场 |
| 4.2 单主翼翼尖涡环量 |
| 4.3 双翼尖涡速度场 |
| 4.4 双翼尖涡环量 |
| 5 结论 |
（2）基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 动稳定性导数研究现状 |
| 1.2.1 概述 |
| 1.2.2 动稳定导数的试验 |
| 1.2.3 动稳定导数的计算 |
| 1.3 非定常气动力建模研究现状 |
| 1.3.1 建模方法发展历程 |
| 1.3.2 非定常气动力试验技术 |
| 1.3.3 非定常气动力数值计算 |
| 1.4 面临的问题 |
| 1.4.1 动导数求解方面 |
| 1.4.2 非定常气动力建模方面 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 第2章 气动力数值模拟中的理论和技术 |
| 2.1 计算网格生成技术 |
| 2.1.1 概述 |
| 2.1.2 网格分类 |
| 2.1.3 动态网格技术 |
| 2.2 气动分析方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 离散格式 |
| 2.2.3 湍流模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 复杂工况下的动稳定性导数数值模拟 |
| 3.1 常规的动导数计算方法 |
| 3.1.1 概述 |
| 3.1.2 小幅度强迫谐和振荡方法 |
| 3.1.3 算例验证 |
| 3.2 地面效应及水面效应影响下的动导数计算分析 |
| 3.2.1 计算模型、网格以及边界条件 |
| 3.2.2 VOF模型 |
| 3.2.3 计算状态以及结果分析 |
| 3.3 尾流影响下的动态稳定特性计算分析 |
| 3.3.1 尾流的分类 |
| 3.3.2 翼梢涡流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.3.3 发动机尾喷流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.3.4 螺旋桨滑流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.4 两机编队飞行时的动态气动力特性计算分析 |
| 3.5 进排气效应对于动稳定特性的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 新型动导数数值模拟方法 |
| 4.1 常规动导数计算方法的不足之处 |
| 4.1.1 缺陷 |
| 4.1.2 改进思路 |
| 4.2 谐和振荡提升效率的方法 |
| 4.2.1 谐波平衡法 |
| 4.2.2 时间谱方法 |
| 4.3 升沉/平移振荡法求解单独动导数 |
| 4.3.1 升沉/平移振荡法 |
| 4.3.2 算例验证 |
| 4.4 旋转流场法求解单独动导数 |
| 4.4.1 旋转流场法 |
| 4.4.2 算例验证 |
| 4.5 差分法求解单独动导数 |
| 4.5.1 差分法 |
| 4.5.2 算例验证 |
| 4.6 阶跃响应法求解单独动导数 |
| 4.6.1 阶跃响应法 |
| 4.6.2 算例验证 |
| 4.7 单独动导数求解方法对比 |
| 4.8 本章小结 |
| 第5章 基于气动导数的非定常气动力模型及其应用 |
| 5.1 概述 |
| 5.2 经典气动导数模型的应用 |
| 5.2.1 小迎角下的气动导数模型应用 |
| 5.2.2 大迎角下的气动导数模型应用 |
| 5.3 气动导数模型的改进 |
| 5.3.1 改进1:考虑高阶项的非线性模型 |
| 5.3.2 改进2:考虑气动导数变化的高阶非线性模型 |
| 5.4 气动导数模型的局限 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 基于高精度CFD方法的大迎角非定常气动力建模 |
| 6.1 大迎角非定常气动力建模方法 |
| 6.1.1 传统的数学模型 |
| 6.1.2 智能算法模型 |
| 6.1.3 本文选择的建模方式 |
| 6.2 大迎角下的高精度CFD方法计算验证 |
| 6.2.1 大迎角静态气动特性计算验证 |
| 6.2.2 大迎角非定常运动计算 |
| 6.3 基于原始模型的大迎角非定常气动力建模 |
| 6.3.1 原始状态空间模型 |
| 6.3.2 输出方程 |
| 6.3.3 参数辨识 |
| 6.3.4 建模结果 |
| 6.4 影响大迎角非定常气动力的因素分析、提取与模型的改进 |
| 6.4.1 俯仰角速度的影响 |
| 6.4.2 减缩频率的影响 |
| 6.4.3 振幅的影响 |
| 6.5 改进的新模型验证分析 |
| 6.5.1 与原始模型的对比 |
| 6.5.2 不同减缩频率下的非定常气动建模能力 |
| 6.5.3 不同振幅下的非定常气动力建模能力 |
| 6.5.4 不同减缩频率、振幅下的非定常气动力建模能力 |
| 6.6 F-18 缩比模型的验证分析 |
| 6.7 新模型存在的问题 |
| 6.8 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士期间发表的论文 |
| 致谢 |
（3）风力机非定常气动特性和流场的数值计算（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 风力机非定常特性 |
| 1.3 风力机空气动力学方法 |
| 1.3.1 叶素动量理论 |
| 1.3.2 涡尾迹方法 |
| 1.3.3 计算流体力学方法 |
| 1.4 国内外研究现状 |
| 1.5 本文研究工作内容和意义 |
| 第二章 计算流体力学方法及在风力机上的应用 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 雷诺平均方法 |
| 2.3 大涡模拟方法 |
| 2.3.1 滤波方法 |
| 2.3.2 亚格子模型 |
| 2.4 混合模型 |
| 2.4.1 SST-DES混合模型 |
| 2.4.2 SST-PANS混合模型 |
| 2.5 致动线尾流计算方法 |
| 2.5.1 风力机叶片气动力计算 |
| 2.5.2 机舱与塔架体积力计算 |
| 2.6 大涡模拟的湍流入流条件 |
| 2.6.1 预前模拟方法 |
| 2.6.2 序列合成方法 |
| 2.7 算例验证 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 风力机非定常气动特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 计算模型介绍 |
| 3.3 轴流状态风力机气动性能及流场分析 |
| 3.3.1 计算工况及数值计算参数设置 |
| 3.3.2 计算网格与边界条件 |
| 3.3.3 风轮的扭矩和推力 |
| 3.3.4 叶片典型截面的压力分布 |
| 3.3.5 风轮近尾流区流场特征 |
| 3.3.6 三维旋转效应 |
| 3.4 偏航状态风力机气动特性分析 |
| 3.4.1 计算网格与边界条件 |
| 3.4.2 风轮扭矩与推力 |
| 3.4.3 近尾流区域流场分析 |
| 3.4.4 机舱对偏航流场计算的影响 |
| 3.4.5 典型截面法向力和切向力 |
| 3.4.6 三维动态失速和旋转效应 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 基于致动线-大涡模拟方法的风力机尾流特性研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 ALM-LES方法算例验证 |
| 4.2.1 计算网格和边界条件 |
| 4.2.2 气动特性分析 |
| 4.2.3 流场特征分析 |
| 4.3 不同来流条件下风力机气动性能和尾流数值模拟 |
| 4.3.1 计算模型简介 |
| 4.3.2 计算网格和工况 |
| 4.3.3 均匀轴向来流风轮气动特性及尾流分析 |
| 4.3.4 偏航状态下风力机的尾流特征 |
| 4.3.5 湍流入流对风力机性能和尾流的影响 |
| 4.3.6 风剪切对风力机性能和尾流影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 风力机尾流干扰数值模拟 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 计算模型介绍 |
| 5.3 单台风力机气动性能和尾流数值计算验证 |
| 5.3.1 计算网格和参数选取 |
| 5.3.2 气动特性分析 |
| 5.3.3 尾流特征分析 |
| 5.4 串列全尾流状态两台风力机气动特性和尾流干扰特性研究 |
| 5.4.1 计算工况、网格和参数选取 |
| 5.4.2 串列全尾流布局下两台风力机的气动特性 |
| 5.4.3 串列全尾流布局下两台风力机尾流场特征 |
| 5.4.4 不同亚格子模型计算结果对比 |
| 5.5 错列两台风力机气动特性和尾流相互作用研究 |
| 5.5.1 计算网格和参数设置 |
| 5.5.2 错列偏尾流布局下两台风力机的气动特性 |
| 5.5.3 错列偏尾流分布两台风力机的尾流特征 |
| 5.6 入流条件及布局形式对风力机尾流干扰的影响 |
| 5.6.1 湍流强度对两台风力机尾流干扰的影响 |
| 5.6.2 流向间距对串列分布风力机气动特性和尾流特征的影响 |
| 5.6.3 横向偏置距离对错列分布两台风力机尾流场的影响 |
| 5.6.4 剪切入流对两台风力机尾流干扰的影响 |
| 5.7 ALM-PANS尾流干扰计算对比分析 |
| 5.8 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 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 |
（4）近距错列平行跑道起飞航空器尾流间隔动态缩减技术研究（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 航空器尾流安全间隔国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 航空器起飞尾流安全间隔标准应用现状 |
| 1.4 航空器起飞尾流安全间隔缩减技术应用现状 |
| 1.5 主要研究内容与技术路线 |
| 第二章 近距错列平行跑道相关概念 |
| 2.1 近距错列平行跑道概念与运行模式 |
| 2.1.1 近距错列平行跑道概念 |
| 2.1.2 近距错列平行跑道运行模式 |
| 2.2 近距错列平行跑道错列方式分析 |
| 2.3 近距错列平行跑道起飞容量的影响因素分析 |
| 第三章 航空器起飞尾流运动模型研究及分析 |
| 3.1 航空器起飞尾流形成过程 |
| 3.1.1 航空器起飞过程 |
| 3.1.2 航空器起飞尾流的形成及其度量 |
| 3.2 航空器起飞尾流运动模型 |
| 3.2.1 远地阶段运动模型 |
| 3.2.2 近地阶段运动模型 |
| 3.2.3 地面效应影响阶段运动模型 |
| 3.3 航空器起飞尾流消散模型 |
| 3.3.1 尾流初始消散模型 |
| 3.3.2 尾流快速消散模型 |
| 3.4 航空器起飞尾流遭遇模型 |
| 3.4.1 航空器起飞尾流遭遇情形分析 |
| 3.4.2 航空器起飞尾流的遭遇度量 |
| 第四章 航空器起飞尾流安全间隔问题分析 |
| 4.1 航空器起飞尾流涉及的主要参数分析 |
| 4.2 航空器起飞尾流安全间隔的影响因素分析 |
| 4.3 航空器起飞尾流间隔对跑道容量的影响分析 |
| 第五章 基于气象条件的航空器起飞尾流动态缩减研究 |
| 5.1 气象条件对航空器起飞尾流的影响机理分析 |
| 5.2 近距错列平行跑道下的航空器起飞尾流气象条件描述 |
| 5.3 近距错列平行跑道下的航空器起飞尾流动态缩减算法设计 |
| 5.3.1 近距错列平行跑道下的航空器起飞尾流间隔模型 |
| 5.3.2 考虑气象因素的航空器起飞尾流安全间隔模型修正 |
| 5.3.3 基于向后差分离散模型的航空器起飞尾流动态缩减算法 |
| 第六章 航空器起飞尾流动态缩减技术下近距错列平行跑道起飞容量分析 |
| 6.1 近距错列平行跑道航空器起飞容量参数设置 |
| 6.2 近距错列平行跑道航空器起飞尾流动态缩减仿真平台构建 |
| 6.2.1 仿真模块构成 |
| 6.2.2 仿真条件设置 |
| 6.2.3 仿真结果 |
| 6.3 近距错列平行跑道航空器起飞容量提升效果分析 |
| 第七章 总结与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（5）直升机旋翼涡环状态流场高分辨率数值模拟方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 主要符号对照表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 直升机旋翼涡环状态 |
| 1.1.2 旋翼流场数值模拟方法 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 已经取得的成果 |
| 1.2.2 仍然存在的问题 |
| 1.2.3 数值模拟的关键问题和难点 |
| 1.2.4 解决数值模拟问题的现有基础 |
| 1.3 本文研究内容和组织结构 |
| 1.3.1 拟解决的问题、思路和目标 |
| 1.3.2 研究内容及组织结构 |
| 第二章 流动控制方程及高效数值方法 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.1.1 直角坐标系形式 |
| 2.1.2 任意拉格朗日-欧拉描述形式 |
| 2.1.3 非惯性坐标系形式 |
| 2.1.4 低速预处理形式 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 SA湍流模型 |
| 2.2.2 DES模型 |
| 2.2.3 DDES模型 |
| 2.3 无量纲方法 |
| 2.3.1 无量纲变量 |
| 2.3.2 无量纲NS方程 |
| 2.3.3 无量纲湍流模型 |
| 2.3.4 无量纲状态变量 |
| 2.4 空间离散方法 |
| 2.4.1 低速预处理Roe格式 |
| 2.4.2 高阶迎风重构格式 |
| 2.4.3 高阶迎风-中心混合格式 |
| 2.4.4 黏性项的离散格式 |
| 2.5 时间离散方法 |
| 2.6 边界条件和初始条件 |
| 2.6.1 物面边界条件 |
| 2.6.2 预处理远场特征边界条件 |
| 2.6.3 网格块内部边界条件 |
| 2.6.4 初始条件 |
| 2.7 加速收敛方法 |
| 第三章 数值方法算例验证 |
| 3.1 求解器及基本功能 |
| 3.2 DLR-F6 翼身组合体模型定常算例 |
| 3.2.1 计算设置 |
| 3.2.2 结果对比 |
| 3.3 ROBIN直升机机身阻力预测 |
| 3.3.1 模型描述 |
| 3.3.2 计算设置 |
| 3.3.3 结果对比 |
| 3.4 旋转坐标系悬停流场计算 |
| 3.4.1 算例描述 |
| 3.4.2 计算设置 |
| 3.4.3 结果分析 |
| 3.5 非惯性坐标系前飞流场计算方法 |
| 3.5.1 控制方程及速度边界条件 |
| 3.5.2 计算设置 |
| 3.5.3 结果分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 块结构化网格自适应技术 |
| 4.1 前言 |
| 4.1.1 研究现状 |
| 4.1.2 自适应网格分类 |
| 4.1.3 本文的思路 |
| 4.2 叉树结构及网格自适应 |
| 4.2.1 叉树结构 |
| 4.2.2 虚拟边界单元 |
| 4.2.3 流场主要参数 |
| 4.2.4 网格自适应数据操作 |
| 4.3 网格自适应判据 |
| 4.3.1 激波间断判据 |
| 4.3.2 流场漩涡判据 |
| 4.4 Ma=3 超声速前台阶流动网格自适应验证 |
| 4.4.1 算例描述 |
| 4.4.2 初始网格 |
| 4.4.3 计算设置 |
| 4.4.4 结果分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 全自动重叠网格装配及并行计算方法 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 重叠网格基本步骤 |
| 5.3 重叠网格自动化装配方法 |
| 5.3.1 多块结构网格拓扑转换 |
| 5.3.2 背景网格几何特征自适应 |
| 5.3.3 包围盒碰撞检测方法 |
| 5.3.4 精确逆映射方法 |
| 5.3.5 隐式挖洞方法 |
| 5.3.6 远场网格洞面优化 |
| 5.4 重叠区数据交换方法 |
| 5.4.1 数据交换总体策略 |
| 5.4.2 三线性插值 |
| 5.5 多通信域并行技术 |
| 5.5.1 多代码耦合方法 |
| 5.5.2 模块间负载平衡 |
| 5.6 高雷诺数圆柱绕流DDES计算 |
| 5.6.1 算例描述 |
| 5.6.2 计算设置 |
| 5.6.3 结果分析 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 旋翼悬停尾迹计算及演化特性分析 |
| 6.1 前言 |
| 6.2 分析方法 |
| 6.2.1 快照POD方法 |
| 6.2.2 切片LCS方法 |
| 6.2.3 网格可解及模化湍动能 |
| 6.3 数值计算及结果验证 |
| 6.3.1 计算模型及设置 |
| 6.3.2 平均量验证 |
| 6.3.3 尾迹湍动能统计量 |
| 6.4 结果及分析 |
| 6.4.1 瞬态流场螺旋涡结构特征 |
| 6.4.2 拉格朗日体系下桨尖涡系的演化 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 旋翼垂直下降流场涡环发生及演变特性计算研究 |
| 7.1 前言 |
| 7.2 算例参数描述及计算设置 |
| 7.2.1 关键无量纲参数 |
| 7.2.2 桨盘下降速率变化范围设置 |
| 7.2.3 计算策略 |
| 7.3 旋翼轴向下降高分辨率流场 |
| 7.3.1 桨盘拉力收敛特性 |
| 7.3.2 网格自适应 |
| 7.3.3 高分辨率涡结构 |
| 7.4 桨盘轴向下降流场中涡环演化特性 |
| 7.4.1 旋翼轴向下降流场中涡环形成原理 |
| 7.4.2 涡环初始生成阶段演化特点 |
| 7.4.3 涡核环量生长特性 |
| 7.4.4 不同下降率桨盘流场中涡环演化规律 |
| 7.4.5 涡环非对称破缺的类型 |
| 7.5 大速度下降时非定常流场特征分析 |
| 7.5.1 桨根涡环及其演化特性 |
| 7.5.2 桨叶有效攻角分布特性 |
| 7.5.3 桨根涡环的演化对桨叶载荷的影响 |
| 7.6 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 主要工作 |
| 8.2 主要创新 |
| 8.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读学位期间发表的学术论文 |
| 攻读学位期间参与的项目 |
（6）飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究（论文提纲范文）
| 1 尾涡Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性 |
| 2 实验模型与环境 |
| 3 单涡流动显示实验 |
| 4 尾涡相交不稳定性流动显示 |
| 5 尾涡相交不稳定性PIV实验 |
| 5.1 尾涡相交不稳定性特性分析 |
| 5.2 尾涡相交不稳定性参数分析 |
| 6 结论 |
（7）低雷诺数多桨布局滑流耦合的气动优化设计研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 论文研究背景 |
| 1.1.1 高空长航时太阳能无人机 |
| 1.1.2 分布式电推进系统概念 |
| 1.2 国内外研究现状及存在的问题 |
| 1.2.1 低雷诺数流动数值模拟方法发展现状及问题 |
| 1.2.2 螺旋桨滑流影响研究现状及问题 |
| 1.2.3 高空长航时太阳能无人机气动设计研究现状及问题 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 螺旋桨/机翼相互气动干扰数值模拟方法研究 |
| 2.1 VLM快速求解方法 |
| 2.1.1 涡格法基本理论 |
| 2.1.2 螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的数学表述 |
| 2.1.3 基本求解技术 |
| 2.2 CFD求解方法 |
| 2.2.1 控制方程及离散方法 |
| 2.2.2 湍流转捩模型 |
| 2.2.3 基于混合网格技术的多重参考坐标系方法 |
| 2.2.4 边界条件 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 多桨布局低雷诺数流动计算方法适用性研究 |
| 3.1 CFD求解方法验证 |
| 3.1.1 翼型绕流数值模拟 |
| 3.1.2 FX63-137低雷诺数机翼数值模拟 |
| 3.1.3 Caradonna-Tung旋翼数值模拟 |
| 3.2 VLM快速求解方法研究 |
| 3.2.1 双叶螺旋桨拉力数值模拟 |
| 3.2.2 低雷诺数粘性影响修正方法研究 |
| 3.2.3 VLM快速求解改进方法验证及分析 |
| 3.3 VLM-LRC2快速求解方法可靠性及高效性研究 |
| 3.3.1 VLM-LRC2快速求解方法可靠性研究 |
| 3.3.2 VLM-LRC2快速求解方法高效性研究 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 螺旋桨/机翼构型低雷诺数复杂流动特性研究 |
| 4.1 单螺旋桨/机翼低雷诺数复杂流动基本特性 |
| 4.2 螺旋桨转速对机翼表面流动特性的影响分析 |
| 4.3 螺旋桨数目及尺度对机翼表面流动特性的影响分析 |
| 4.3.1 双螺旋桨/机翼构型(Dpro)基本流动特性分析 |
| 4.3.2 四螺旋桨/机翼构型(Fpro)基本流动特性分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 优化设计方法研究及优化平台构建 |
| 5.1 设计问题的表达 |
| 5.1.1 参数化方法 |
| 5.1.2 网格自动生成技术 |
| 5.2 优化算法的选择与适用性研究 |
| 5.2.1 遗传算法的流程及实现技术 |
| 5.2.2 非支配排序遗传算法 |
| 5.3 基本优化过程中相关方法 |
| 5.3.1 试验设计方法 |
| 5.3.2 相关性分析方法 |
| 5.3.3 代理模型技术 |
| 5.4 优化设计平台的构建 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 低雷诺数多桨布局无人机气动设计方法研究 |
| 6.1 全翼式多桨布局无人机气动特性及流动特性分析 |
| 6.1.1 基本气动特性分析 |
| 6.1.2 近壁面流动特性分析 |
| 6.2 MCP全翼式多桨无人机气动设计方法研究 |
| 6.2.1 不考虑滑流影响的低雷诺数翼型气动设计及分析 |
| 6.2.2 耦合滑流影响的多螺旋桨/机翼构型气动设计及分析 |
| 6.3 MCP全翼式多桨无人机布局参数设计方法研究 |
| 6.3.1 机翼平面形状参数设计研究 |
| 6.3.2 耦合滑流影响的机翼扭转角分布设计研究 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 耦合滑流影响的气动设计应用研究 |
| 7.1 MCP多桨无人机气动优化设计框架的建立 |
| 7.2 MCP多桨无人机气动优化设计结果及分析 |
| 7.2.1 MCP多桨无人机设计前后气动特性及近壁面流场特性分析 |
| 7.2.2 低雷诺数翼型设计前后气动特性及绕流流场特性分析 |
| 7.2.3 滑流影响下机翼翼段设计前后气动特性分析 |
| 7.2.4 端板部件设计前后气动特性分析 |
| 7.3 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 |
（8）菱形翼布局飞机总体气动外形的研究与应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 主要研究方向的国内外发展现状 |
| 1.2.1 菱形翼布局飞机气动特性问题研究的发展现状 |
| 1.2.2 菱形翼布局飞机气动设计和优化问题研究的发展现状 |
| 1.2.3 低雷诺数流动和螺旋桨滑流对气动影响研究的发展现状 |
| 1.3 论文主要的研究内容 |
| 1.3.1 菱形翼布局气动布局特性方面的主要研究内容 |
| 1.3.2 菱形翼布局气动设计和优化方面的主要研究内容 |
| 1.3.3 低雷诺数和螺旋桨滑流对气动特性影响方面的主要研究内容 |
| 1.3.4 论文的主要研究工作及安排 |
| 第2章 气动数值模拟方法及可信度验证 |
| 2.1 数值模拟方法的基本求解技术 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 有限体积法 |
| 2.1.3 空间离散 |
| 2.1.4 时间推进方法 |
| 2.1.5 旋转区域求解计算 |
| 2.1.6 网格生成技术 |
| 2.1.7 边界条件 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 联合γ-(?)e_(θt)转捩模型的k-ω sst湍流模型 |
| 2.2.2 k-k_L-ω湍流转捩模型 |
| 2.3 数值模拟方法的验证 |
| 2.3.1 二维翼型绕流数值验证 |
| 2.3.2 三维机翼绕流数值验证 |
| 2.3.3 旋转区域的数值验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 高空长航时菱形翼布局无人机气动特性研究 |
| 3.1 高空长航时菱形翼布局无人机初始构型的总体设计 |
| 3.1.1 高空长航时菱形翼布局无人机的基本设计指标 |
| 3.1.2 初始构型的总体布局设计 |
| 3.1.3 初始构型翼型的选择 |
| 3.2 总体参数法和涡格法对菱形翼布局进行估算时存在的问题 |
| 3.2.1 使用总体参数方法进行气动估算时存在的问题 |
| 3.2.2 使用涡格法进行数值模拟时存在的问题 |
| 3.3 高空长航时菱形翼布局无人机的初始构型的气动特性研究 |
| 3.3.1 初始构型的纵向气动特性分析 |
| 3.3.2 初始构型的横航向气动特性分析 |
| 3.4 总体布局参数调整对菱形翼布局无人机气动特性的影响 |
| 3.4.1 改变翼间距对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.4.2 改变翼夹角对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.5 马赫数对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.6 对波音方案设计思路的推测及应用构型的设计 |
| 3.6.1 对波音公司的菱形翼布局传感器飞机方案设计思路的推测 |
| 3.6.2 应用构型的设计 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 基于天线安装的菱形翼无人机翼型优化设计 |
| 4.1 预警雷达天线技术参数发展趋势研究 |
| 4.2 翼型安装平面相控阵雷达天线的基本原理 |
| 4.3 机载预警雷达探测性能估算方程的建立 |
| 4.4 菱形翼布局无人机翼型优化设计 |
| 4.4.1 翼型安装雷达天线的方法 |
| 4.4.2 翼型厚度效应的分析 |
| 4.4.3 翼型的优化设计思想和方法及优化结果分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 菱形翼布局无人机气动特性三维优化设计 |
| 5.1 使用优化后翼型时菱形翼布局气动特性变化特点分析 |
| 5.2 菱形翼布局无人机的三维优化设计方法的建立 |
| 5.3 菱形翼布局无人机优化模型的建立 |
| 5.3.1 后翼控制剖面的分布方法研究 |
| 5.3.2 前后翼连接结构对飞机气动特性影响的分析 |
| 5.3.3 菱形翼布局无人机优化模型的建立 |
| 5.4 菱形翼布局无人机的优化及结果分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 低速长航时菱形翼布局无人机的气动特性研究 |
| 6.1 低速长航时菱形翼布局无人机的构型设计 |
| 6.2 低速长航时菱形翼布局无人机纵向气动特性分析 |
| 6.3 低速长航时菱形翼布局无人机横航向气动特性分析 |
| 6.3.1 菱形翼布局无人机横航向气动性能分析 |
| 6.3.2 菱形翼布局无人机横侧运动时俯仰力矩变化原因的分析 |
| 6.4 菱形翼布局无人机操纵面性能计算及襟翼特性分析 |
| 6.4.1 菱形翼布局无人机升降舵和副翼性能分析 |
| 6.4.2 菱形翼布局无人机襟翼特性分析 |
| 6.5 螺旋桨安装位置对菱形翼布局气动特性影响的研究 |
| 6.5.1 机身拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.2 前翼拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.3 后翼拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.4 机身推进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 论文工作总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 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 |
（9）非光滑单元的湍流强化效应与流动控制的数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 湍流场的时空关联特性 |
| 1.2.2 湍流边界层的拟序结构 |
| 1.2.3 非光滑单元的复杂流场特性和湍流强化效应 |
| 1.2.4 基于非光滑单元的流动控制 |
| 1.3 研究内容 |
| 第2章 湍流场的涡系结构 |
| 2.1 涡系结构的判别准则 |
| 2.2 湍流边界层的湍流结构 |
| 2.3 非光滑壁面的湍流结构 |
| 2.4 基于空间相关性的时均量度 |
| 第3章 非光滑单元单体的流动传热机理 |
| 3.1 数值模型 |
| 3.1.1 控制方程 |
| 3.1.2 边界条件 |
| 3.1.3 数值计算 |
| 3.1.4 参数定义 |
| 3.2 δ/D=0.26凹坑的流动传热机理 |
| 3.2.1 模型建立 |
| 3.2.2 结果验证 |
| 3.2.3 时均流场特性 |
| 3.2.4 强化传热特性 |
| 3.2.5 湍动能分布 |
| 3.2.6 瞬时流场特性 |
| 3.3 典型非光滑单元的流动传热机理 |
| 3.3.1 模型建立 |
| 3.3.2 时均流场特性 |
| 3.3.3 强化传热特性 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 单类型非光滑单元组合布置的湍流强化特性 |
| 4.1 数值模型 |
| 4.1.1 控制方程和边界条件 |
| 4.1.2 亚格子模型 |
| 4.1.3 数值计算 |
| 4.1.4 参数定义 |
| 4.1.5 网格独立性及结果验证 |
| 4.2 δ/D=0.1凹坑组合的湍流强化特性 |
| 4.2.1 物理模型 |
| 4.2.2 时均流场特性 |
| 4.2.3 强化传热特性 |
| 4.2.4 湍流强化特性 |
| 4.3 δ/D=0.26凹坑组合的湍流强化特性 |
| 4.3.1 物理模型 |
| 4.3.2 时均流场特性 |
| 4.3.3 强化传热特性 |
| 4.3.4 湍动能分布 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 异类非光滑单元组合布置的湍流强化特性 |
| 5.1 物理模型与数值模拟 |
| 5.1.1 物理模型 |
| 5.1.2 数值求解 |
| 5.1.3 空间采样点阵 |
| 5.1.4 结果验证 |
| 5.2 综合传热特性 |
| 5.3 时均流场特性 |
| 5.4 强化传热特性 |
| 5.5 湍流强化特性 |
| 5.6 动态脱涡特性 |
| 5.7 湍动能分布 |
| 5.8 本章小结 |
| 第6章 非光滑单元的汽车减阻效应的研究 |
| 6.1 基于DDES湍流模型的GSM后视镜的数值模拟 |
| 6.1.1 物理模型和边界条件 |
| 6.1.2 湍流模型 |
| 6.1.3 计算结果与分析 |
| 6.2 Ahmed汽车模型外流场涡系结构的研究 |
| 6.2.1 引言 |
| 6.2.2 浸入单元法 |
| 6.2.3 物理模型和边界条件 |
| 6.2.4 计算结果与分析 |
| 6.3 基于非光滑单元的Driv Aer汽车模型减阻效应的研究 |
| 6.3.1 引言 |
| 6.3.2 物理模型和边界条件 |
| 6.3.3 计算结果与分析 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介及在学期间所取得的科研成果 |
| 致谢 |
（10）翼尖尾流试验、建模与仿真方法综述（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 尾流特征探测试验方法 |
| 1.1 针对近区尾流的风洞测量方法 |
| 1.2 针对中、远区尾流的水洞试验方法 |
| 1.3 飞行试验方法 |
| 2 尾流特征捕捉建模方法 |
| 2.1 升力线理论和尾涡假设 |
| 2.2 描述平面涡旋速度分布的旋转速度模型 |
| 2.2.1 Lamb-Oseen涡速度分布模型 |
| 2.2.2 Burnhan-Hallock涡速度分布模型 |
| 2.2.3 Proctor涡速度分布模型 |
| 2.3 对流扩散方程 |
| 3 尾流数值仿真方法 |
| 4 总结和展望 |
四、NASA/FAA研究尾流涡系特性（论文参考文献）
- [1]襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究[J]. 朱睿,陈子煜,李尚,谭雅勤,傅向向,鲍锋,刘志荣. 推进技术, 2019(04)
- [2]基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术[D]. 米百刚. 西北工业大学, 2018(02)
- [3]风力机非定常气动特性和流场的数值计算[D]. 钱耀如. 南京航空航天大学, 2018
- [4]近距错列平行跑道起飞航空器尾流间隔动态缩减技术研究[D]. 王彦斌. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [5]直升机旋翼涡环状态流场高分辨率数值模拟方法研究[D]. 李高华. 上海交通大学, 2018(01)
- [6]飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究[J]. 鲍锋,刘锦生,朱睿,刘玥. 航空学报, 2015(07)
- [7]低雷诺数多桨布局滑流耦合的气动优化设计研究[D]. 王科雷. 西北工业大学, 2017(02)
- [8]菱形翼布局飞机总体气动外形的研究与应用[D]. 孙俊磊. 西北工业大学, 2018(04)
- [9]非光滑单元的湍流强化效应与流动控制的数值研究[D]. 李铭. 吉林大学, 2020(01)
- [10]翼尖尾流试验、建模与仿真方法综述[J]. 何昕,王旭,张伟伟,蒋豪. 飞行力学, 2019(05)