一、助推器附近二维激波边界层干扰的数值分析（论文文献综述）
丁佳欣[1]（2020）在《多弹头抛罩与分离过程多体气动耦合分析研究》文中指出在科学研究领域和航天航空领域,多体分离问题一直深受广泛研究学者的关注,这类问题通常具有相对位移大,分离体的数目较多,受气动影响严重等特点,而分离过程是否能够顺利实现将对分离后的分离体的飞行姿态产生直接影响,甚至会对任务的成败产生影响。因此本文以由支撑体、四枚外壳以及六枚弹头组成的空中多体系统为研究对象,对多弹头抛罩与分离过程进行了动态仿真模拟。采用三维建模Solid Works软件,建立由支撑体、四枚外壳以及六枚弹头组成的多体系统的三维物理模型,之后采用MBDyn软件实现多弹头抛罩过程、多弹头同步分离过程以及多弹头依次分离过程的动力学模型搭建,并与Simulink进行联合动力学仿真。分离状态设定为25km的高度、分离体的飞行速度为1380m/s,在忽略重力的条件下,采用经验公式对每个物理模型的气动力进行计算并代入动力学仿真过程中,对弹头抛罩过程以及同步分离过程、依次分离过程的动力学特性进行研究。之后采用开源计算流体力学软件Open FOAM,对由两个弹头和支撑体组成的同步分离模型进行了动态仿真计算。通过自带网格划分工具进行气动网格的划分、动网格文件的编写以及气动模型的建立,完成同步分离过程的动态仿真,将仿真结果以云图的形式给出,并对多弹头分离过程中的流场气动特性包括压力特性、速度特性以及温度特性进行分析。同时,对得到的考虑气动耦合情况下的动力学仿真结果进行分析,包括弹头在分离过程中受到的气动力以及弹头的位移变化,并与MATLAB中通过简单气动公式计算的气动力下的动力学数据进行对比,得到对于分离过程受到气动载荷影响的量化数据,另外对这两种仿真方法各自的优势进行分析,可为多体系统分离在工程应用中提供指导。
杨玉龙[2]（2020）在《复合结构喷管流-固耦合传热特性研究》文中认为喷管作为火箭发动机能量转换装置,在工作过程中需要承受高温燃气的冲刷,工作环境非常恶劣,喷管工作时间越长破裂烧穿的风险越高,导致发动机失效甚至爆炸。复合结构喷管由于具有良好的抗烧蚀性能以及质量轻的特点而广泛应用于航空航天领域,其烧蚀过程是一个复杂的物理化学变化,涉及多个学科的交叉融合。本文采用实验与数值仿真结合的方法,对复合结构喷管的传热及烧蚀特性进行了研究,主要工作如下:（1）针对复合结构喷管耦合传热特点以及喷管耐烧蚀层的体积烧蚀和表面烧蚀现象,开发了一套耦合传热程序,程序采用有限体积法对流体域求解Navier-Stokes方程,对固体域求解热传导方程实现仿真计算。流体域湍流模型采用k-ωSST湍流模型,界面重构采用3阶MUSCL方法,无粘通量采用AUSMPW+格式计算,粘性通量采用中心差分格式,采用Jocabian变换计算。通过保证耦合壁面热流密度大小相等、温度连续的方法实现耦合传热。在以上仿真计算方法的基础上建立了基于热解动力学的变热物性模型描述碳/酚醛材料的体积烧蚀,并采用简化的异相反应模型对喷管热化学烧蚀量进行计算。针对喷管壁面退移特征,采用弹簧近似法求解壁面退移后生成的网格,使用二维局部Lagrange多项式插值方法对烧蚀后的固体域进行重构。热解以及烧蚀产生的燃气组分以及流动参数变化通过在控制方程中添加源项实现。并利用经典算例对仿真程序的各个功能的可靠性分别进行了验证。（2）使用激光烧蚀装置对C/C复合材料在不同压强下的热化学烧蚀进行了研究,并采用扫描电子显微镜研究烧蚀前后微观形貌变化。设计加工了一型固体火箭发动机,并进行点火实验,在实验中使用热电偶获得其表面温度,实验后对其进行剖分获得热解层厚度分布,通过与仿真计算结果对比进一步证明了仿真计算方法的可靠性。（3）通过数值模拟,研究了喷管与燃气的对流换热规律。基于喷管固体域温度分布,获得喷管耐烧蚀层热物性参数在时间及空间上的分布,以此得到发动机工作过程中热解层、炭化层厚度变化。仿真计算中通过壁面温度及壁面处反应物分压实时计算内壁面各处的热化学烧蚀速率,并通过对时间积分求解得到烧蚀量在空间及时间上的分布,仿真结果显示热化学烧蚀吸收大量热量,导致内壁面温度发生下降,烧蚀速率分布不同导致吸热量不同。由于喷管碳/酚醛材料与C/C复合材料热物性参数差距较大,在交界位置会发生热量交换,在表面处热量由碳/酚醛材料传递到C/C复合材料中,材料内部热量由C/C复合材料向碳/酚醛传递,因此在交界区域附近碳/酚醛材料热解层厚度较大。本文对复合结构喷管传热及烧蚀特性的数值仿真方法和数值结果,对喷管的热防护设计具有一定的参考意义和工程应用价值。
沈斌贤[3]（2019）在《高速飞行器高温燃气逆向射流与发汗热防护的研究》文中进行了进一步梳理高速飞行器是新时代航空航天领域研究的重点,其应用对于加速人类开拓太空、探索宇宙具有重要意义,热防护作为限制高速飞行器进一步提速的关键技术,对高速飞行器的应用及其突破性进展起着至关重要的作用。受到结构和材料的限制,传统的被动热防护和半被动热防护,难以适应未来高马赫、长时间、可重复的飞行条件,因此必须发展更加先进有效的主动热防护技术来满足未来的飞行任务,其中,通过流场控制而减小气动加热的主动热防护方法受到了青睐。逆向射流及其组合热防护方法就属于主动流动控制热防护方法,其原理是在飞行器头部驻点区逆向射出冷却介质,高强度的逆向射流将激波推离壁面,从而减小自由来流对飞行器表面的气动加热,其次低温的冷却介质在两侧形成低温回流区,进一步对飞行器结构进行隔热与冷却。本文以高速飞行器头部热防护结构为研究对象,以数值仿真为主要手段,对高速飞行器头部逆向射流及其组合热防护特性开展了系统地探讨。首先,对不同总压比逆向射流的流动模式及流场结构进行了数值与试验研究,获得了六种不同的流场结构。六种结构包括射流无法射出时的超声速钝体绕流结构,低压条件下射流亚临界射出与达到音速射出时的短射流模式,中压条件时的非稳态长射流模式（单次膨胀与多次膨胀）和高压时的短射流模式,分析表明较高压力下的短射流模式才具备高效的热防护性能。通过试验获得了低压短射流、中压长射流和高压短射流三种流动模式并与数值计算结果进行了比较,验证了数值方法的正确性。其次,提出采用固体燃气发生器作为逆向射流的介质供应系统,采用燃气发生器燃烧产生的燃气作为逆向射流的介质。通过数值仿真研究了燃气温度对逆向射流的减阻及防热性能的影响,研究表明高温燃气有利于提升逆向射流的减阻性能,但是会削弱其热防护性能,通过提升逆向射流的强度,可以增强射流的热防护效果。分析了射流马赫数对逆向射流减阻与防热性能的影响,在射流总压,总温和流量不变的情况下,通过拉法尔喷管对射流加速而降低射流静温的方法不会改善逆向射流的防热性能。第三部分在逆向射流的基础上引入层板发汗结构,驻点区采用逆向射流,再附区采用层板发汗进行强化热防护,充分利用两种热防护方式的优点,克服逆向射流再附区和层板发汗驻点区热防护性能差的缺点,形成组合热防护方式。分析了组合热防护结构的外流和壁面传热特性,计算表明发汗的引入有利于提升结构的热防护性能;然后进一步研究了攻角飞行时,组合结构的壁面传热性能,研究表明,引入的发汗流可以改善迎风面热环境恶劣区域的热防护性能。第四部分对球头结构的整体热状态进行了分析,首先对常温空气和高温燃气逆向射流球头结构进行了分析,获得了球头结构的热状态,高温燃气的引入会降低逆向射流的防热性能。其次对组合热防护结构的热防护性能进行了分析,分析了发汗流在结构内部流动时的吸热作用和在球头外部的隔热作用,发汗流的引入大幅提升了逆向射流热防护结构的冷却性能。最后分析了高温燃气对组合热防护的影响,研究表明高温燃气发汗对热防护性能的提升有限,而采用高温燃气逆向射流与常温空气发汗的组合热防护,通过合理地选择参数,可以用更少的流量获得比单纯常温空气逆向射流更好的热防护效果和热防护效率。本文基于逆向射流热防护机理,将高温燃气与层板发汗引入逆向射流热防护结构中,达到提升逆向热防护效率和简化逆向射流结构的目的,对于逆向射流的应用具有重要的工程意义。
朱敏[4]（2020）在《铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究》文中研究指明固体火箭冲压发动机（Solid Rocket Ramjet,SRRJ）是一种先进的吸气式动力推进装置,具有比冲大、射程远、结构简单且可靠性高等优势,适用于超音速巡航的各类炮弹和导弹系统。上世纪50年代新型高能复合推进剂的成功研制,为促进冲压发动机应用发展奠定了技术基础。为了进一步提高固体燃料的比冲,综合考虑能量密度、易着火性、毒性和贮存量等多方面因素,镁、铝等金属颗粒被添加到复合推进剂的配方中。SRRJ具有燃气发生器、进气道和后台阶等特征结构,实际内流场具有明显的三维湍流特性,特别是伴随微米级金属颗粒群运动和燃烧的多相耦合情况,目前主要采用实验观察与测量的方法进行研究分析。本文针对这类复杂问题,发展了一套跨尺度多相反应耦合数值求解器（Coupled Multiphase Reacting Phenomena Solver,CMRPS）,结合先进实验技术及地面直连式冲压发动机热车试验系统,仿真模拟和实验研究了铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能的影响。本文主要研究工作如下:（1）开发了二维/三维的跨尺度多相反应耦合数值求解器CMRPS,包含气相、固相和离散相三个独立模块,具有数值模拟湍流气力输运的稠密/稀疏气固两相耦合反应问题的仿真研究能力。气相模块基于有限体积法（Finite Volume Method,FVM）实现,综合考虑湍流、混合多组分、化学反应动力学和热力学等问题,通过源项方法与固相和离散相进行耦合,实现非定常迭代计算。固相模块主要用于计算复合推进剂内部热传导过程,通过大小相同的热通量和边界温度实现热耦合（Conjugate Heat Transfer,CHT）关联计算,求解固体域热能分布及燃面温度。微米级金属颗粒群运动和燃烧过程的追踪方法具体由离散相当地实际体积分数决定,基于Eulerian方法的双流体模型（Two Fluid Model,TFM）适用于研究稠密气固两相流,而对应稀疏颗粒轨道追踪问题的仿真模拟采用基于Lagrangian方法的离散单元方法（Discrete Element Model,DEM）。最后结合多个经典算例,对CMRPS仿真模拟结果的可靠性和准确性进行了验证分析。（2）考虑真实冲压发动机内流场的强迫对流复杂环境影响,研究微米级镁颗粒的微观定性火焰模态转变,并分析拟合了多类因素综合确定的单颗粒瞬时燃速和火焰总持续时间的定量公式。一方面,颗粒直径和环境参数（压强、温度及氧浓度）都会影响镁颗粒的燃烧波温度分布;静态下各向同性的镁颗粒火焰形貌同时还受到强迫对流效应的显着影响,随着相对速度的持续增大相关火焰模态由全包络,经过渡态向曳尾态转变,最终甚至可能导致熄火。分析单颗粒瞬时燃速和火焰总持续时间受到上述多类因素的综合影响,依据138项数值研究工况的仿真结果,基于最小二乘法提出了多变量共同作用的定量拟合公式。（3）搭建密闭耐高温高压激光点火实验台,包括高速摄像机、红外测温仪、钨铼微热电偶和高频测试系统等,研究分析了某铝镁贫氧推进剂的近燃面区初始分解燃烧特性。结合CMRPS双流体算法和16组分16基元反应动力学简化模型开展仿真模拟,对流固耦合传热过程及近燃面区火焰结构进行了研究分析。研究发现在冲压发动机地面试验工作压强范围内,Vielle和Summerfield提出的两种半经验公式都能很好地拟合该铝镁贫氧推进剂的压强-燃速关系。基于流固热耦合算法仿真模拟工况压强0.60 MPa的大气氛围中的燃面温度为1044 K,与实验值误差约4.4%。深入分析不同压强和氧浓度条件下的近燃面区火焰结构及主要反应组分分布,发现燃烧波温度曲线具有双平台特性。机理分析是因为受到环境状态参数影响的混合组分的化学反应路径和剧烈程度差异,表现为近燃面区流场高温组分扩散及其火焰对固体推进剂热反馈的综合现象。（4）通过基于Eulerian-Lagrangian模型建立的CFD-DEM气固模块双向耦合算法,研究微米级铝颗粒群补燃室射流燃烧的稀疏气固两相流的宏观耦合特性,追踪分析了离散相的运动弥散分布和燃烧反应过程。研究发现添加了铝颗粒群的耦合两相流较初始单相流场表现出显着的速度滞后和温度超前特征,其综合作用对于提高全局温度和实际推力具有正向意义,但因为存在相间阻力,可能反而会降低流场局部气相速度。进一步对加质铝颗粒群的入射范围、初始温度、直径和质量流率的影响进行了统计计算和定量分析。较好的颗粒群分散程度意味着有更高的气体接触反应机会和更大的传热传质空间,因此有助于提高燃烧效率。入射铝颗粒的初始温度越高、直径越小,着火速度越快,燃烧越容易实现,即意味着在固定长度补燃室的有限驻留时间内能够促进充分反应释放出更多的热量。铝颗粒及其燃烧产物的相变物理反应与燃烧氧化过程一样会显着影响多相流场温度分布,同时必须考虑当地物质组分的实际配比和掺混状态。（5）地面联管热车试验研究验证了以某铝镁贫氧推进剂为燃料的固体火箭冲压发动机全尺寸工作性能,该对称式侧向双路进气的管道火箭冲压发动机试验系统采用多套传感器,测量和记录了空燃比15工况下DRE工作全过程的压强场、温度场和推力等重要参数变化,并对热防护衬层烧蚀现象进行了剖析。受来流的双进气道结构决定,内流场高温区同样呈对称状分布,具有强湍流特性。引入的外界冲压空气在进气道入口上游附近区域形成回流区,在下游附近区域强烈碰撞并进行组分增强掺混,导致当地存在更高的氧浓度且实现二次燃烧。结合CMRPS的CFD-DEM气固模块双向耦合算法,成功仿真模拟了相同试验条件下该DRE内流场中的铝镁颗粒群运动弥散分布规律,捕捉分析了颗粒群燃烧效率及多相反应耦合流场细节等其他特性。最后剖析发现热防护衬层的烧蚀现象与高温燃气分布和颗粒群运动冲刷密切相关,主要存在热化学烧蚀和机械剥蚀两方面因素作用。
蔡晓蕊[5]（2019）在《高超声速脉动压力的计算方法研究》文中指出高超声速领域是近年来航空航天领域发展的重点。大气层内的高超声速飞行面临的载荷环境十分恶劣,高速带来的高压静态载荷对飞行器结构提出了更高的要求,而气动热和气动噪声问题则严重影响飞行器结构的寿命以及飞行器内部的设施安全。本文将主要讨论高超声速气动噪声问题。经过前人的实验和理论的印证分析,脉动压力的形成机制和发展规律都已经有了合理的解释。但是实验研究耗费的时间精力太多,只适合验证计算,不适合工程运用。因此,为了更高效的预测脉动压力,发展利用计算机对高超声速流场进行数值模拟的技术将是比较可行的方法。本文讨论了脉动压力的形成和发展机制,以及相应的预测方法,并选择了简单的模型进行计算验证。然后利用高超声速求解器FASTRAN,采用适合绕壁流动的S-A单方程湍流模型,分析了高超声速流场的气动载荷分布,分析脉动压力的存在形式,给出了直接模拟边界层内脉动压力分布情况的难点,从而建立了简单的二维尖锥模型,用同样的数值分析方法,在来流马赫数510范围内,飞行高度为海拔一万米处,迎角为0度时选取若干状态进行仿真,得到各个飞行状态下高超声速边界层内的压力分布,从中提取出脉动压力的时域信号,得到高超声速边界层内脉动压力水平的分布情况,并利用傅立叶变换函数对其功率谱进行分析研究,以及其声压谱随马赫数变化而变化的规律,与理论分析结果相互验证。本文建立了完整的利用现有数值分析方法分析高超声速脉动压力的方法,旨在为高超声速飞行器的声疲劳结构分析提供更准确的脉动压力分布规律。
赵法明[6]（2019）在《高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究》文中指出随着人类对高速飞行的不断追求与探索,高超声速飞行器所处环境流场的真实气体效应渐趋显着,伴随冲压发动机和RCS（Reaction control system）控制系统在飞行器推进与控制系统上的广泛应用,高温空气化学非平衡效应与燃烧效应的干扰对飞行器整体性能产生了重要影响。为了探索化学反应效应影响特性,尽可能还原真实流动特征,开展空气化学非平衡流与燃烧流共存的混合化学反应流场数值模拟研究具有重要意义。本文基于热力学平衡气体假设,以多组元Navier-Stokes（N-S）方程为基础,发展了混合化学反应流场数值模拟方法,包括多组元气体热力学模型、输运模型与化学动力学模型等数学模型、空间离散格式、时间推进方法以及刚性问题的点隐式处理等,建立了考虑高温空气化学反应的氢-空气混合反应模型与乙烯-空气混合反应模型;然后选取典型喷主流干扰流、空气化学非平衡流和燃烧流流动问题对所发展的数值模拟方法和建立的混合反应模型进行验证,得到了与实验和文献数据相符的结果,证明本文发展的数值模拟方法和混合反应模型是可靠的。为考察所发展数值模拟技术对三维复杂化学反应流场的计算能力,并探索混合反应流场空气化学非平衡效应与燃烧效应的影响机理,对球头外形氢气热喷流与来流马赫数为13.5的高超声速主流干扰流场开展数值模拟研究,分别计算了三种考虑不同反应条件的化学反应流场,从流场结构和流动参数等方面讨论了两种化学反应效应的影响特点,结果表明:空气化学非平衡效应导致激波脱体距离减小,而燃烧效应引起激波外推而远离物面,在燃烧效应主导影响区,激波形状与空间位置受空气化学非平衡效应影响很小;喷流穿透深度主要取决于燃烧效应的影响,而局部区域空气化学反应的发生对燃烧反应具有促进作用,会增大喷流穿透边界范围;空气化学非平衡效应通过改变激波位置对流动结构产生影响,温度对空气化学非平衡效应的敏感性大于燃烧效应,燃烧效应导致喷口附近特征组元浓度分布发生改变。在上述研究基础上,对钝锥外形乙烯热喷流与来流马赫数为11.6的高超声速主流干扰流场开展了喷流干扰特性研究,通过改变反应条件的方法实现了可比拟的冷/热喷流计算模拟,从流动特性与气动特性两方面分析了冷/热喷流干扰特性随喷流马赫数和喷流压力的变化特点,结果表明:在喷流条件相同时,热喷流场拥有更大范围的喷流膨胀区域和穿透边界,导致喷流弓形激波向主流方向倾斜,随喷流马赫数或喷流压力增大,喷流动量增加,热喷与冷喷流膨胀作用差异增大;在本文计算条件下,喷流干扰削弱了喷流直接力作用,增强了喷流俯仰控制效果,这种直接力削弱和力矩增益作用随喷流动量增加而减小;由于激波结构改变导致波阻大幅增加,热喷干扰比冷喷情况产生了更大的阻力,同时也产生了一部分升力增量,这有利于高超声速飞行器再入阶段的增阻减速。
段旭[7]（2019）在《真实气体效应对高超声速进气道的影响研究》文中指出在高超声速飞行中,空气中出现离解、电离、辐射和烧蚀等物理化学现象,真实气体效应变得不可忽略。本文确定了模拟真实气体效应的气体模型,对比分析了量热完全气体模型和化学反应完全气体模型对斜楔板流动、激波边界层干扰的影响,并对Ma10.0一级的高超声速进气道流动特性开展了数值仿真研究。首先,依据Park-I的七组分六反应动力模型确定了化学反应完全气体模型具体参数,并根据试验结果对网格无关性、湍流模型和壁面条件开展了数值校验,得出具有可信度的数值仿真方法。然后,采用不同气体模型研究了真实气体效应对斜楔板流动和激波边界层干扰的影响,结果表明:真实气体效应的影响使壁面温度下降、密度上升,采用化学反应完全气体模型计算获得的斜楔板边界层厚度和激波角均小于采用量热完全气体模型计算的;随着来流马赫数的增大,边界层厚度差异逐渐增大,激波角的差异逐渐增大;随着斜楔板角度的增大,激波角也逐渐增大,量热完全气体模型与化学反应气体模型计算得到的激波角差值逐渐减小;量热完全气体模型下激波边界层干扰更容易产生分离,分离泡尺度大于化学反应完全气体模型;随着激波发生器角度的增大,真实气体效应更显着,氧气离解程度增大,两气体模型下的分离泡无量纲尺度相差越大。接着,研究了不同气体模型对Ma10.0级高超进气道流动特性的影响,结果表明:相比于量热完全气体模型仿真结果,化学反应完全气体模型下的进气道喉道马赫数升高,总压恢复系数提高2.2%,流量系数提高0.93%,而喉道压比降低;进气道自起动马赫数由Ma10.1降至Ma8.0,进气道更容易起动;总压缩角越小,真实气体效应对进气道性能的影响越大,在R为1500mm附近真实气体效应最显着。最后,研究了化学反应完全气体模型下不同来流条件对进气道性能的影响,结果表明:冷壁边界条件下真实气体效应不显着,而热壁边界条件时离解反应程度加剧,对进气道性能影响较大;来流组分中氧气质量分数越高,来流密度升高,进气道喉道马赫数升高、喉道总压恢复系数降低、流量系数升高;与真实飞行条件相比,风洞来流条件下进气道的边界层厚度更薄,离解反应更难发生,进气道喉道马赫数减小,而喉道压比增大,总压恢复系数增大了7.1%,流量系数提高了2.1%。
黄杰[8]（2019）在《高超声速飞行器热防护系统综合研究》文中研究指明随着航空航天技术的发展,为满足军用和民用的需求,飞行器飞行马赫数越来越高,其中高超声速飞行器是近年来研究的热点课题。我国也陆续开展了各种型号的高超声速飞行器的研制,其中均遇到了防热设计的困难。防热问题来自于高超声速飞行器特有的气动加热效应,为了保证机体结构温度在可承受的温度范围内,需要在飞行器表面设计热防护系统（TPS）。TPS作为高超声速飞行器的核心技术和难点之一,其防热性能和完整性直接决定了高超声速飞行器的安全性,因此TPS的防热性能和完整性研究具有极其重要的工程价值,对我国高超声速飞行器的发展具有重要的意义。防热瓦是在高超声速飞行器中应用最广泛的防热结构,是一种典型的被动式TPS,其在外部气动热载荷已知的情况下主要通过设计防热瓦的厚度和外表面涂层的热辐射率来达到防热的效果。针对防热瓦式TPS,本文的主要研究工作如下:（1）考虑气动加热和结构热传导之间耦合效应,建立了头锥TPS整体热控性能的CFD/NHT分区协调耦合分析模型,且在耦合面上采用基于控制面的双向映射插值方法进行壁面热流和壁面温度的数据传递。通过NASA高超声速圆管的风洞试验模型验证了分区协调耦合方法及数据传递方法的计算精度。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能,比较了非耦合和耦合方法分析获得结果,定量分析了耦合效应的影响。最后研究了飞行马赫数、防热瓦厚度及导热率、涂层热辐射率对头锥TPS热控性能的影响。（2）针对TPS缝隙和损伤区域的局部热控问题,通过CFD数值方法研究了高超声速飞行器迎风面的缝隙及损伤区域内部的热流分布规律,并与平板热流进行了对比。利用分析获得的缝隙及损伤区域内部热流进行了TPS局部热控研究,通过结果揭示了缝隙热短路现象发生的原因并给出了损伤存在情况下TPS的危险部位。为了指导工程设计,研究了缝隙宽度、缝隙倒圆角及缝隙台阶对缝隙热控性能的影响。为了评价损伤存时下次飞行是否安全,进行了TPS的损伤容限分析,获得了损伤区域最大容许尺寸,并提出了TPS热控分析“损伤容限曲线”的概念。（3）进行了常温和300℃高温环境下的应变隔离垫（SIP）平面拉伸、平面压缩和平面剪切试验,研究了SIP在高温下的力学特性。获得了试验件的断面图,给出了SIP在不同厚度、不同温度环境及不同载荷下的失效模式。获得了SIP的弹性模量、失效应力及失效应变,定量研究了高温对SIP刚度和强度的影响,及最大应力准则和最大应变准则对判别SIP失效的适用性。（4）提出了在声压和机体加速度基础激励作用下的TPS两自由度线性随机动态理论模型,其将防热瓦和SIP视为弹性体,并将其简化为质量点、阻尼单元以及线性弹簧单元。推导了线性动态模型的理论解,并将理论解与有限元数值解进行对比验证了线性动态模型正确性。为了指导工程设计,研究了TPS系统的结构阻尼系数、SIP的弹性模量及厚度对防热瓦和SIP加速度及SIP动态应力响应的影响。当考虑SIP的非线性刚度时,将SIP简化为非线性弹簧单元,提出了TPS两自由度非线性随机动态理论模型。采用统计线性化法分析了非线性理论模型的求解过程和SIP等效线性刚度系数的迭代流程,并研究了SIP刚度的非线性水平以及外载荷大小对SIP等效线性刚度系数和TPS非线性随机动态特性的影响。此部分研究工作为TPS的线性和非线性随机动态特性研究尤其是SIP的非线性动强度分析提供了理论依据和分析手段,对准确分析SIP的动强度和保证TPS的安全性具有重要意义。未来高超声速飞行器飞行马赫数快速增加,壁面热流急剧升高,必须增加防热瓦的厚度才能保证其防热性能,这会造成防热瓦超重。此时防热瓦自身的最高温度极有可能超过其材料允许的极限温度,造成防热瓦式TPS失效。基于流动控制的主动TPS可以直接降低气动加热效应,减小壁面热流。针对基于流动控制的主动TPS,本文的主要研究工作如下:（1）研究了不同气动杆前端形状和逆向喷流对流场结构、钝头体气动加热和结构温度场的影响。对比了气动杆TPS、逆向喷流TPS和防热瓦式TPS的防热性能,验证了气动杆TPS和逆向喷流TPS优异的防热性能,其能解决高马赫数下防热瓦式TPS超重和防热瓦最高温度超过材料极限温度的缺点。分析了气动杆长度和气动盘直径对气动杆TPS防热性能的影响,及喷流总压和喷口直径对喷流模态、流场结构及防热性能的影响。针对气动杆TPS,应综合评估增加气动杆长度带来的钝头体气动加热的降低、质量的增加和结构刚度和强度的降低,从而选择合适的气动杆长度值。针对逆向喷流TPS,应综合考虑其防热性能、喷流质量和阻力特性,从而选择合适的喷口尺寸和喷流总压比。（2）提出了一种新型复合式非烧蚀主动TPS（CNA-TPS）,其由钝头体、气动杆、前部喷流与后部喷流四部分构成。CNA-TPS结合了气动杆TPS和逆向喷流TPS的优点,克服了气动杆TPS具有烧蚀性及逆向喷流TPS推离弓形激波距离较近的缺点,并通过分析算例验证了CNA-TPS优异的防热和减阻性能及非烧蚀性。分析了气动杆长度、喷口尺寸和喷口总压比对CNA-TPS防热及减阻性能的影响。最后进行了前、后部喷口尺寸及喷流总压比对喷流总质量流m和钝头体总热流Qt的敏度分析,并采用基于MIGA的加权法和基于Pareto原理的NSGA-Ⅱ方法进行了CNA-TPS的m和Qt的多目标优化设计。
李静[9]（2018）在《箱式垂直热发射燃气流场与结构相容性研究》文中认为对于同时采用燃气舵和导流器的箱式垂直热发射系统,各系统结构与燃气流之间的相互作用是影响燃气流流动分布的重要因素。当发射系统设计不合理时,在发射系统结构上的力冲击载荷和热冲击载荷分布不当,继而增大对系统结构的冲蚀效应,严重时甚至会导致发射失败。对于同时考虑燃气舵装置和整体式圆弧型导流装置的箱式垂直热发射系统,其燃气射流流场特性与系统结构相容性对发射成败起着至关重要的作用。因此本文针对箱式垂直热发射系统,以弹底和发射箱壁面的力冲击载荷和热冲击载荷作为判断依据,研究发射过程中的燃气流场流动特性和系统结构相容性,分析两者之间的相互影响。其研究结果与试验有较好的一致性,对箱式垂直热发射系统的工程研究以及反喷现象的减弱和防护具有重要意义。主要研究内容如下:1.深入研究并辅以试验验证了箱式垂直热发射系统的燃气流流动特性。按照箱式垂直热发射的燃气流场特性将射流分为三个区域,并对各区域内流场特性、产生的流动现象以及对系统结构的冲击影响进行深入讨论:燃气流从发动机喷管入口到燃气舵下游,受燃气舵绕流影响形成复杂的燃气舵外围流场;燃气流从燃气舵下游到导流器,燃气主流结构逐渐发展为特殊的“X”型,并冲击到导流器;燃气流受燃气舵和导流器相互作用从导流器的上排导面到发射箱内,发展为反卷回流和反喷流。2.研究了燃气舵对发射箱内冲击波、燃气射流流场以及箱内热环境的影响。对开盖前起始冲击波以及发射箱内热环境进行分析,结果表明,发射箱壁面和弹底的冲击压强受燃气舵的影响较小但弹箱间隙的流场热环境变得恶劣。对开盖后燃气流场结构变化的机理进行分析,结果表明,其形态受燃气舵的影响逐渐发展为“X”型,导流器上高温高压区同样为“X”型,与无燃气舵时相比最大压强值下降了20%,并且邻箱下导流面受到的冲击减弱;对开盖后燃气流反喷现象进行研究,结果表明,反喷流对导弹和发射箱壁面的压强影响较小,但是发射箱壁面的温度最大值和弹底的温度平均值分别升高了171.09%和125.44%。3.深入分析了燃气舵对不同直径铝颗粒的分布规律和导流装置侵蚀效应的影响。对燃气舵和导流装置相互作用下的气固两相流流场进行研究,结果表明,该发射系统有利于固相流的排导,且粒子直径越大,撞击导流器之后粒子分布越集中,对导流器的侵蚀越严重。而且还发现与无燃气舵气固两相流模型相比,燃气舵的添加不仅加剧了粒子对导流器的侵蚀,而且加剧了对发射箱壁以及导弹的冲蚀,添加30μm粒子后发射箱壁最大压强和最大温度升高了约10%和211.30%,弹底的压强和温度变化情况与发射箱壁面的变化情况基本一致。综上所述,燃气舵的添加改变了粒子的运动分布从而加剧了对系统结构的冲蚀效应。4.研究了平面导流器和圆弧导流器的不同流场效应。对燃气流排导效果进行分析,结果表明,垂直向下流动的燃气流与平面导流器的夹角处处相等,而与圆弧导流面的夹角处处不相等,以驻点为界将导流面分为上下两部分,圆弧型导流器对燃气流向下排导起到加速作用,承受的冲击低于平面导流器;对燃气流向上排导起到抑制作用,承受的冲击高于平面导流器。对燃气流反喷现象进行分析,结果表明:斜平面导流模型的弹底温度平均值和压强平均值分别升高了约8%,发射箱壁面的最大温度和最大压强分别升高了约17%和19%。所以圆弧导流器更适合于垂直双联装发射。5.深入分析了喷管出口与导流器之间垂直距离（燃气流冲击高度）和弹箱间隙对燃气流场和系统结构相容性的影响。并以喷管出口至导流器的距离和弹箱间隙两个结构参数为变量,以弹底的平均温度和发射箱壁面的最大温度为目标评价指标,拟合得到了两组响应面。结果表明,反喷流对弹底的热冲击与燃气流冲击高度、弹箱间隙均呈正相关,而反喷流对发射箱壁面的热冲击与燃气流冲击高度呈负相关,与弹箱间隙呈现正相关。6.针对开盖前发射过程中,弹箱间隙热环境升高,弹翼热载荷增大的问题,通过添加箱底挡流环改变燃气流动,从而改善弹箱间隙的热环境。通过改变挡流环内径和高度两个结构尺寸对箱内流场环境进行了优化分析,结果表明,挡流环的挡流和挡流环间隙的分流作用有效降低了弹箱间隙内的燃气流对弹翼的热冲击;挡流环高度对弹底冲击的影响比重小于挡流环内径的影响比重,而挡流环高度对发射箱内壁面冲击的影响比重大于挡流环内径的影响比重。挡流环的优化设计满足了发射箱壁面和弹底相容性的需求。
午辛暄[10]（2018）在《稀薄气体效应对临近空间减速器气动特性的影响研究》文中指出临近空间减速器作为一类具有重要应用价值的飞行器模型,在太空计划及促进临近空间高动态飞行器研究中具有重要的战略意义和实用价值。然而,由于临近空间复杂的环境构成,大范围、跨流域的流场参数,导致对于该环境下的流场研究,气动特性研究十分欠缺。已有的研究多是基于传统的N-S方法,而N-S方法在该环境下会发生连续假设失效的问题,这直接导致了其数值模拟结果的不可靠性。同时,我们发现,在实验模拟方面,对于再入减速器,难以模拟其在真实再入过程中高到数十马赫的高速流场结构。因此,在本文的研究中,我们着重进行了基于DSMC的再入减速器气动特性分析。首先为了验证我们所采用研究方法的可靠性,本文在第二章对于一些经典的带有实验结果,数值结果以及理论值的模型,通过四个具有代表性的算例,对比验证了程序的可靠性。紧接着,为了对再入减速器问题有一个透彻的认识,我们采用循序渐进,由简入繁的方式在第三章中,对于二维典型模型进行了稀薄效应的影响探究,得到了量化的结论,填补了该领域的空白。最后,我们通过对再入模型的分析,选择了广泛应用的实验模型进行模拟,得到了针对临近空间再入减速器的一系列流场参数变化规律。
二、助推器附近二维激波边界层干扰的数值分析（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、助推器附近二维激波边界层干扰的数值分析（论文提纲范文）
（1）多弹头抛罩与分离过程多体气动耦合分析研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及目的意义 |
| 1.1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.1.2 课题研究目的 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 多体系统分离的研究现状 |
| 1.2.2 气动仿真分析的研究现状 |
| 1.2.3 虚拟仿真平台研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 多体系统分离动力学与空气动力学基础理论 |
| 2.1 多体分离动力学模型基本理论 |
| 2.1.1 坐标系定义及转换 |
| 2.1.2 动力学基本方程 |
| 2.2 空气动力学基本理论 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.2.3 基于Pimple的数值计算 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 多弹头抛罩过程分离动力学仿真与分析 |
| 3.1 多弹头抛罩分离动力学模型建立 |
| 3.2 MBDyn软件简介及文件配置 |
| 3.2.1 MBDyn软件简介 |
| 3.2.2 动力学参数设置 |
| 3.3 多弹头抛罩及分离过程动力学仿真结果及分析 |
| 3.3.1 多弹头抛罩过程动力学仿真分析 |
| 3.3.2 多弹头同步分离过程动力学仿真分析 |
| 3.3.3 多弹头依次分离过程动力学仿真分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于Open FOAM的多弹头同步分离过程仿真与气动特性分析 |
| 4.1 Open FOAM软件简介 |
| 4.2 多弹头同步分离气动模型的建立 |
| 4.2.1 气动网格的划分 |
| 4.2.2 动网格的设置 |
| 4.2.3 气动模型的建立 |
| 4.3 多弹头同步分离的气动特性分析 |
| 4.3.1 分离过程中的压力特性研究 |
| 4.3.2 分离过程中的速度特性研究 |
| 4.3.3 分离过程中的温度特性研究 |
| 4.4 多弹头同步分离的动力学特性分析 |
| 4.4.1 弹头气动载荷分析 |
| 4.4.2 弹头位移分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（2）复合结构喷管流-固耦合传热特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 选题的目的及意义 |
| 1.2 耦合传热计算方法国内外研究现状 |
| 1.3 耐烧蚀材料的传热烧蚀研究 |
| 1.3.1 碳/酚醛的传热烧蚀研究 |
| 1.3.2 C/C复合材料的传热烧蚀研究 |
| 1.3.3 动网格方法 |
| 1.4 国内外喷管耦合传热理论研究现状 |
| 1.5 国内外喷管耦合传热的实验方法研究 |
| 1.6 本文主要研究内容 |
| 2 流-固耦合数值仿真方法 |
| 2.1 流体域数值仿真方法 |
| 2.1.1 流体域控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 边界条件处理方法 |
| 2.1.4 重构计算方法 |
| 2.1.5 通量计算方法 |
| 2.1.6 时间推进方法 |
| 2.2 固体域数值仿真方法 |
| 2.2.1 固体域热传导控制方程 |
| 2.2.2 碳/酚醛热物性模型 |
| 2.2.3 边界条件处理方法 |
| 2.2.4 时间推进方法 |
| 2.3 流-固耦合计算方法 |
| 2.3.1 耦合传热计算策略 |
| 2.3.2 固体域源项定义 |
| 2.3.3 流体域源项定义 |
| 2.3.4 动网格方法 |
| 2.3.5 插值方法 |
| 2.3.6 耦合计算时间推进方法 |
| 2.4 仿真程序计算流程 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 流-固耦合仿真程序算例验证 |
| 3.1 一维Sod激波管问题 |
| 3.2 二维热传导问题 |
| 3.3 圆柱绕流激波气动加热 |
| 3.4 外壁水冷喷管 |
| 3.5 碳/酚醛热解炭化问题 |
| 3.6 插值方法验证 |
| 3.7 本章小结 |
| 4 复合结构喷管烧蚀实验与仿真研究 |
| 4.1 激光烧蚀实验研究 |
| 4.2 地面点火实验 |
| 4.3 材料微观结构分析 |
| 4.4 复合结构喷管流热耦合及烧蚀仿真 |
| 4.4.1 物理模型及工况 |
| 4.4.2 喷管壁面耦合传热研究 |
| 4.4.3 喷管烧蚀研究 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 复合结构喷管耦合传热及烧蚀仿真研究 |
| 5.1 物理模型和网格 |
| 5.2 网格无关性验证 |
| 5.3 绝热壁面条件下仿真研究 |
| 5.4 复合结构喷管耦合传热仿真研究 |
| 5.5 总压对传热及烧蚀的影响 |
| 5.6 本章小结 |
| 6 结论与展望 |
| 6.1 本文工作总结 |
| 6.2 研究存在问题及展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（3）高速飞行器高温燃气逆向射流与发汗热防护的研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 高速飞行器研究进展 |
| 1.1.2 高超声速飞行器气动热环境 |
| 1.2 高超声速飞行器热防护方法 |
| 1.2.1 热防护方法介绍 |
| 1.2.2 逆向射流热防护简介 |
| 1.2.3 发汗冷却热防护简介 |
| 1.2.4 热防护发展趋势 |
| 1.3 论文研究意义 |
| 1.4 论文研究主要内容 |
| 第二章 基本方法与数值验证 |
| 2.1 数值计算方法 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 有限体积方法 |
| 2.1.4 时间离散格式 |
| 2.1.5 空间离散格式 |
| 2.1.6 定解条件 |
| 2.2 数值方法验证 |
| 2.2.1 二维模型数值验证 |
| 2.2.2 三维模型数值验证 |
| 2.2.3 周期性边界条件验证 |
| 2.2.4 湍流模型验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 逆向射流流动模式数值与试验研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 逆向射流流动模式数值研究 |
| 3.2.1 射流总压比选择 |
| 3.2.2 数值计算模型 |
| 3.2.3 流场结构分析 |
| 3.2.4 壁面热流 |
| 3.3 逆向射流流动模式试验研究 |
| 3.3.1 试验系统介绍 |
| 3.3.2 逆向射流球头试验方案 |
| 3.3.3 试验结果分析 |
| 3.3.4 试验结果与数值计算对比 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 高温燃气逆向射流外流场及壁面传热数值研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 低燃温气体发生剂及其应用简介 |
| 4.3 高温燃气逆向射流热防护研究 |
| 4.3.1 高温燃气逆向射流结构 |
| 4.3.2 数值计算模型 |
| 4.4 燃气逆向射流外流场及壁面传热分析 |
| 4.4.1 流场特性 |
| 4.4.2 射流温度对减阻性能的影响分析 |
| 4.4.3 射流温度对防热性能的影响分析 |
| 4.4.4 射流马赫数对减阻和防热性能的影响 |
| 4.5 逆向射流减阻与防热效率研究 |
| 4.5.1 单位质量逆向射流减阻效率 |
| 4.5.2 单位质量逆向射流防热效率 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 逆向射流与层板发汗组合热防护外流场及壁面传热研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 逆向射流与发汗冷却组合热防护模型 |
| 5.2.1 逆向射流与发汗冷却组合热防护球头结构 |
| 5.2.2 数值计算模型 |
| 5.2.3 计算结果分析 |
| 5.3 逆向射流与层板发汗组合热防护壁面传热特性分析 |
| 5.3.1 组合热防护流场及热流特性分析 |
| 5.3.2 等质量流量单纯逆向射流与组合热防护对比 |
| 5.3.3 发汗孔流量对热防护的影响 |
| 5.3.4 发汗孔数目对热防护的影响 |
| 5.3.5 不同射流压力下组合热防护效果 |
| 5.4 攻角条件下,组合热防护外流场及壁面传热特性分析 |
| 5.4.1 攻角条件下,逆向射流流场及壁面传热特性 |
| 5.4.2 攻角条件下,组合热防护流场及壁面传热特性 |
| 5.5 高温燃气介质下,组合热防护壁面传热特性 |
| 5.5.1 流场特性 |
| 5.5.2 壁面传热特性 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 飞行器前缘球头结构热防护效果分析 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 逆向射流与发汗冷却结构设计 |
| 6.2.1 逆向射流与发汗冷却组合热防护结构 |
| 6.2.2 层板结构单元冷却气通道设计 |
| 6.3 飞行器前缘球头结构球头传热分析方法 |
| 6.3.1 气动热计算 |
| 6.3.2 球头结构传热计算方法 |
| 6.4 逆向射流热防护效果分析 |
| 6.4.1 逆向射流热防护传热分析 |
| 6.4.2 高温燃气介质下,逆向射流热防护传热分析 |
| 6.5 组合结构热防护效果分析 |
| 6.5.1 三种热防护方式性能对比 |
| 6.5.2 组合热防护球头传热分析 |
| 6.5.3 冷却剂隔热与吸热性能分析 |
| 6.5.4 低压射流,组合热防护传热分析 |
| 6.6 高温燃气介质下,组合结构热防护效果 |
| 6.6.1 同温介质,组合热防护效果 |
| 6.6.2 异温介质,组合热防护效果 |
| 6.7 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 研究内容及创新点 |
| 7.1.1 主要研究内容 |
| 7.1.2 创新点 |
| 7.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（4）铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 冲压发动机技术研究发展概况综述 |
| 1.2.1 当前国外研究现状 |
| 1.2.2 当前国内研究现状 |
| 1.3 含金属添加剂的复合推进剂研究发展概况综述 |
| 1.3.1 复合推进剂分解燃烧特性研究现状 |
| 1.3.2 镁颗粒着火燃烧特性研究现状 |
| 1.3.3 铝颗粒着火燃烧特性研究现状 |
| 1.4 多相流数值模拟仿真研究方法综述 |
| 1.4.1 单流体模型 |
| 1.4.2 多流体模型 |
| 1.4.3 颗粒轨道模型 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 2 跨尺度多相反应耦合数值求解器CMRPS开发 |
| 2.1 研究意义 |
| 2.2 气相湍流流动和非平衡化学反应模块 |
| 2.2.1 三维Navier-Stokes方程 |
| 2.2.2 二维轴对称控制方程 |
| 2.2.3 离散格式和数值算法 |
| 2.2.4 湍流模型 |
| 2.2.5 有限速率基元化学反应动力学 |
| 2.2.6 时间推进方法 |
| 2.2.7 边界条件 |
| 2.3 固相传热传质模块 |
| 2.3.1 固相控制方程 |
| 2.3.2 离散格式和耦合算法 |
| 2.3.3 边界条件 |
| 2.4 离散相运动扩散和燃烧反应模块 |
| 2.4.1 双流体模型 |
| 2.4.2 颗粒轨道模型 |
| 2.4.3 离散相模块架构和加速算法 |
| 2.5 CMRPS基础模块和完整工作流程 |
| 2.6 算例验证 |
| 2.6.1 NACA0012 翼型绕流 |
| 2.6.2 后台阶流动耦合传热 |
| 2.6.3 某固体火箭发动机内流场 |
| 2.6.4 球头激波诱导燃烧 |
| 2.6.5 JPL喷管颗粒射流 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 强迫对流复杂环境影响的镁颗粒微观燃烧特性研究 |
| 3.1 研究意义 |
| 3.2 强迫对流数值仿真研究的基本假设 |
| 3.3 化学反应动力学和热力学模型 |
| 3.4 物理模型和计算网格 |
| 3.5 典型静态火焰形貌和燃烧波结构分析 |
| 3.6 复杂环境条件对镁颗粒燃烧特性影响 |
| 3.6.1 颗粒直径 |
| 3.6.2 环境压强 |
| 3.6.3 环境温度 |
| 3.6.4 环境氧浓度 |
| 3.7 强迫对流对镁颗粒燃烧特性影响修正 |
| 3.8 本章小结 |
| 4 铝镁贫氧推进剂近燃面区初始分解燃烧特性研究 |
| 4.1 研究意义 |
| 4.2 实验方法 |
| 4.2.1 研究对象 |
| 4.2.2 实验平台 |
| 4.3 数值模拟方法 |
| 4.3.1 物理模型和计算网格 |
| 4.3.2 分解组分和化学反应动力学模型 |
| 4.4 铝镁贫氧推进剂分解燃烧特性分析 |
| 4.4.1 近燃面区火焰形貌 |
| 4.4.2 沿中心轴线的燃烧波温度分布 |
| 4.4.3 组分分解和反应路径 |
| 4.5 环境压强影响 |
| 4.6 环境氧浓度影响 |
| 4.7 本章小结 |
| 5 微米级铝颗粒群射流燃烧的宏观耦合两相流仿真研究 |
| 5.1 研究意义 |
| 5.2 数值模拟方法 |
| 5.2.1 物理模型和计算网格 |
| 5.2.2 边界条件和算例工况 |
| 5.3 铝颗粒群射流的两相耦合反应流场特性分析 |
| 5.3.1 典型颗粒弥散燃烧过程及热反馈效应 |
| 5.3.2 铝颗粒群入射范围的影响 |
| 5.3.3 铝颗粒群初始温度的影响 |
| 5.3.4 铝颗粒群初始直径的影响 |
| 5.3.5 铝颗粒群射流质量流率的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 固体火箭冲压发动机地面热车试验和三维仿真研究 |
| 6.1 研究意义 |
| 6.2 地面直连式冲压发动机试验系统 |
| 6.2.1 海平面巡航状态模拟的来流供气系统 |
| 6.2.2 冲压发动机测试系统 |
| 6.2.3 试验步骤及工况介绍 |
| 6.3 数值模拟的物理模型和计算网格 |
| 6.4 发动机工作性能和多相反应耦合流场细节特征 |
| 6.4.1 DRE工作性能的地面试验和仿真模拟对比 |
| 6.4.2 速度场和推力特性 |
| 6.4.3 颗粒弥散分布和燃烧效率统计分析 |
| 6.4.4 热防护衬层烧蚀问题及现象分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 本文主要结论 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 未来展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间科研成果 |
（5）高超声速脉动压力的计算方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 高超声速流场的压力脉动现象 |
| 1.3 高超声速脉动压力研究的发展历史 |
| 1.4 高超声速脉动压力研究的现状 |
| 1.5 本文主要内容 |
| 第二章 高超声速脉动压力的理论分析和预测方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 壁面脉动压力的产生原因 |
| 2.3 附着流脉动压力的分析 |
| 2.3.1 均方根脉动压力值的预测方法 |
| 2.3.2 脉动压力的功率谱密度预测方法 |
| 2.4 分离流脉动压力的分析 |
| 2.4.1 均方根脉动压力值的预测方法 |
| 2.4.2 脉动压力的功率谱密度预测方法 |
| 2.5 高超声速脉动压力算例 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 高超声速脉动压力的数值计算方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 脉动压力的数值分析方法 |
| 3.2.1 单方程(S-A)湍流模型 |
| 3.2.2 空间格式及限制器 |
| 3.2.3 时间格式 |
| 3.3 高超声速翼型的气动分析 |
| 3.3.1 二维翼型模型建立 |
| 3.2.2 CFD计算条件设置 |
| 3.3.3 气动结果分析 |
| 3.3.4 脉动压力计算不足 |
| 3.4 高超声速脉动压力的瞬态分析 |
| 3.4.1 模型建立及分析 |
| 3.4.2 高超声速脉动压力载荷的时域分析 |
| 3.5 数值计算方法验证 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 脉动压力的功率谱密度分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 脉动压力的频域变换及评估方法 |
| 4.2.1 脉动压力的傅立叶变换 |
| 4.2.2 脉动压力的分析和评估 |
| 4.3 脉动压力的频谱分析 |
| 4.3.1 脉动压力的功率谱特性分析 |
| 4.3.2 Ma=8时脉动压力声压级频谱特性分析 |
| 4.3.3 不同马赫数下脉动压力的SPL曲线的变化规律 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 全文总结 |
| 5.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（6）高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究（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 国内外研究现状 |
| 1.2.1 高超声速化学反应流场研究概述 |
| 1.2.2 喷主流干扰流场研究概述 |
| 1.3 本文主要工作与创新点 |
| 1.3.1 本文主要工作 |
| 1.3.2 创新点 |
| 第二章 内外流混合反应流场数值模拟方法 |
| 2.1 物理流动分析 |
| 2.2 数值计算模型 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 热力学模型 |
| 2.2.3 输运模型 |
| 2.2.4 化学动力学模型 |
| 2.3 混合反应模型建模与分析 |
| 2.3.1 组元热力学参数 |
| 2.3.2 内外流混合反应模型 |
| 2.4 数值离散方法 |
| 2.4.1 空间离散 |
| 2.4.2 时间离散 |
| 2.5 湍流模型 |
| 2.5.1 Spalart-Allmaras一方程模型 |
| 2.5.2 Shear-Stress Transport k-ω两方程模型 |
| 2.5.3 SST k-ω模型可压缩修正 |
| 2.6 边界条件 |
| 2.6.1 远场边界条件 |
| 2.6.2 物面边界条件 |
| 2.6.3 对称边界条件 |
| 2.6.4 喷流边界条件 |
| 2.7 算例验证与分析 |
| 2.7.1 喷主流干扰流场 |
| 2.7.2 空气化学非平衡流场 |
| 2.7.3 燃烧流场 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 球头混合反应流场化学反应效应影响特性分析 |
| 3.1 计算模型与条件 |
| 3.2 网格无关性分析 |
| 3.3 流场结构影响特性 |
| 3.3.1 流动结构 |
| 3.3.2 激波结构 |
| 3.3.3 喷流穿透深度 |
| 3.4 流动参数变化特点 |
| 3.4.1 物面压力与温度 |
| 3.4.2 流场温度与组元浓度 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 钝锥混合反应流场喷流干扰特性研究 |
| 4.1 计算模型与条件 |
| 4.2 喷流速度影响特性 |
| 4.2.1 流场结构 |
| 4.2.2 物面压力分布 |
| 4.2.3 气动特性与放大因子 |
| 4.3 喷流压力影响特性 |
| 4.3.1 流场结构 |
| 4.3.2 物面压力分布 |
| 4.3.3 气动特性与放大因子 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 全文总结 |
| 5.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 化学反应模型与反应速率计算常数 |
（7）真实气体效应对高超声速进气道的影响研究（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 国内外研究现状 |
| 1.2.1 真实气体效应研究方法的研究现状 |
| 1.2.2 真实气体效应影响的研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究工作 |
| 第二章 气体模型研究及验证 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 气体模型及计算方法 |
| 2.3 气体模型校验 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 真实气体效应对典型流动结构的影响研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 真实气体效应对斜楔板流动影响研究 |
| 3.2.1 物理模型及来流条件 |
| 3.2.2 气体模型对斜楔板流动特性的影响 |
| 3.2.3 不同气体模型下激波角差值变化规律研究 |
| 3.3 真实气体效应对激波边界层干扰的影响研究 |
| 3.3.1 物理模型及来流条件 |
| 3.3.2 不同气体模型对激波边界层干扰的影响 |
| 3.3.3 不同气体模型下斜激波强度对激波边界层干扰的影响 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 真实气体效应对进气道性能影响研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 真实气体效应对二维进气道性能的影响 |
| 4.2.1 二维高超声速进气道型面及网格 |
| 4.2.2 真实气体效应对进气道流动特性影响研究 |
| 4.2.3 真实气体效应对进气道起动/不起动影响研究 |
| 4.2.4 不同来流马赫数下真实气体效应对进气道流场及性能的影响研究 |
| 4.3 真实气体效应对三维进气道性能的影响 |
| 4.3.1 三维高超声速进气道型面及网格 |
| 4.3.2 不同气体模型下三维进气道性能对比 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 不同型面参数下真实气体效应对二维进气道的影响研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 物理模型及网格 |
| 5.3 总压缩角变化的影响 |
| 5.3.1 来流马赫数7.0 下总压缩角对进气道性能影响规律 |
| 5.3.2 来流马赫数10.0 下总压缩角对进气道性能影响规律 |
| 5.4 肩部过渡半径变化 |
| 5.4.1 来流马赫数7.0 下肩部过渡半径对进气道性能的影响 |
| 5.4.2 来流马赫数10.0 下肩部过渡半径对进气道性能的影响 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 壁温及来流条件变化时真实气体效应对进气道影响研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 壁面温度对进气道流动特性影响研究 |
| 6.3 来流组分含量对进气道流动特性影响研究 |
| 6.4 风洞来流条件对进气道流动特性影响研究 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）高超声速飞行器热防护系统综合研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 典型高超声速飞行器 |
| 1.1.2 高超声速气动加热 |
| 1.2 被动式热防护系统研究现状 |
| 1.2.1 陶瓷防热瓦和柔性隔热毡 |
| 1.2.2 金属热防护系统 |
| 1.2.3 一体化热防护系统 |
| 1.3 半主动式热防护系统研究现状 |
| 1.4 主动式热防护系统研究现状 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第二章 头锥TPS整体热控性能的CFD/NHT分区协调耦合研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 气动加热和结构传热数值算法 |
| 2.2.1 流场控制方程 |
| 2.2.2 气动热分析数值算法 |
| 2.2.3 湍流模型 |
| 2.2.4 结构传热数值算法 |
| 2.3 CFD/NHT耦合分析模型 |
| 2.3.1 耦合分析策略 |
| 2.3.2 耦合变量的数据传递 |
| 2.4 耦合方法的验证算例 |
| 2.5 头锥TPS热控性能耦合分析 |
| 2.5.1 数值模型 |
| 2.5.2 头锥TPS耦合分析结果 |
| 2.5.3 参数影响分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 TPS缝隙和损伤区域的局部热控性能研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.1.1 TPS缝隙局部热控问题 |
| 3.1.2 TPS损伤区域局部热控问题 |
| 3.1.3 本章内容安排 |
| 3.2 TPS缝隙热控分析 |
| 3.2.1 TPS缝隙气动加热分析 |
| 3.2.2 TPS缝隙结构传热分析 |
| 3.3 TPS缝隙几何对热控性能的影响 |
| 3.3.1 TPS缝隙宽度的影响 |
| 3.3.2 TPS缝隙台阶的影响 |
| 3.3.3 TPS缝隙倒圆角的影响 |
| 3.4 缝隙流场结构 |
| 3.5 TPS损伤区域热控分析 |
| 3.5.1 TPS损伤区域气动加热分析 |
| 3.5.2 TPS损伤区域结构传热分析 |
| 3.6 TPS损伤容限分析 |
| 3.6.1 TPS损伤区域敏感性分析 |
| 3.6.2 TPS损伤容限分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 SIP高温力学性能、失效模式及失效准则试验研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 试验件 |
| 4.3 试验方法 |
| 4.4 试验结果 |
| 4.4.1 失效模式 |
| 4.4.2 弹性模量和失效应变 |
| 4.4.3 失效准则 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 TPS线性和非线性随机动态理论分析模型 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 TPS振动环境 |
| 5.3 TPS线性随机动态理论模型 |
| 5.3.1 模型简化 |
| 5.3.2 刚度和阻尼系数的转换 |
| 5.3.3 声压激励作用下的理论解 |
| 5.3.4 基础激励作用下的理论解 |
| 5.3.5 线性理论模型的数值验证 |
| 5.3.6 影响因素分析 |
| 5.4 TPS非线性随机动态理论模型 |
| 5.4.1 SIP非线性刚度的引入 |
| 5.4.2 等效线性系统的推导及迭代流程 |
| 5.4.3 TPS非线性动态理论分析算例 |
| 5.4.4 影响因素分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 气动杆和逆向喷流主动TPS热控性能研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 气动杆TPS热控性能分析 |
| 6.2.1 物理和数值模型 |
| 6.2.2 气动杆TPS流场结构 |
| 6.2.3 气动杆TPS热控效率 |
| 6.2.4 气动杆长度对热控性能的影响 |
| 6.2.5 气动盘尺寸对热控性能的影响 |
| 6.3 逆向喷流TPS热控性能分析 |
| 6.3.1 物理和数值模型 |
| 6.3.2 逆向喷流TPS流场结构 |
| 6.3.3 逆向喷流TPS热控效率 |
| 6.3.4 喷流总压和喷口直径的影响 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 复合式非烧蚀主动TPS热控性能研究及其多目标优化 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 复合式非烧蚀主动TPS物理和数值模型 |
| 7.2.1 物理模型 |
| 7.2.2 数值模型 |
| 7.3 CNA-TPS热控性能分析 |
| 7.3.1 流场结构 |
| 7.3.2 热控性能的比较 |
| 7.4 影响因素分析 |
| 7.4.1 气动杆长度的影响 |
| 7.4.2 逆向喷流总压的影响 |
| 7.4.3 喷口尺寸的影响 |
| 7.5 CNA-TPS多目标优化设计 |
| 7.5.1 目标函数、约束和设计变量 |
| 7.5.2 试验设计 |
| 7.5.3 代理模型 |
| 7.5.4 多目标优化设计方法 |
| 7.5.5 多目标优化分析结果 |
| 7.6 本章小结 |
| 第八章 全文总结 |
| 8.1 本文主要工作和结论 |
| 8.2 本文的创新点 |
| 8.3 有待进一步研究的问题 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（9）箱式垂直热发射燃气流场与结构相容性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究的目的和意义 |
| 1.2 相关领域的国内外研究历史与现状 |
| 1.2.1 燃气射流流场的研究进展 |
| 1.2.2 燃气射流与发射系统结构的相互影响研究现状 |
| 1.2.3 流场计算模型的发展现状 |
| 1.2.4 缩比试验验证的研究 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 1.4 论文章节安排 |
| 第二章 箱式垂直热发射理论模型研究 |
| 2.1 流体流动控制方程 |
| 2.1.1 基本控制方程 |
| 2.1.2 计算离散格式 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 湍流模型基本概述 |
| 2.2.2 Standard k-ε湍流模型 |
| 2.2.3 RNGk-ε湍流模型 |
| 2.2.4 SSKk-ω湍流模型 |
| 2.3 离散相模型 |
| 2.3.1 气固两相流基本控制方程 |
| 2.3.2 粒子运动轨道模型 |
| 2.3.3 固相与气相的耦合 |
| 2.3.4 粒子与固壁面的碰撞模型 |
| 2.3.5 粒子对固壁面的侵蚀和沉积模型 |
| 2.4 数值计算方法 |
| 2.4.1 流场计算方法 |
| 2.4.2 计算收敛条件 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 箱式热发射仿真模型建立与试验验证 |
| 3.1 仿真模型建立 |
| 3.1.1 物理模型 |
| 3.1.2 网格模型与初始边界条件 |
| 3.1.3 坐标系的建立 |
| 3.2 网格无关性研究 |
| 3.3 仿真与试验验证 |
| 3.3.1 缩比试验 |
| 3.3.2 湍流模型分析 |
| 3.3.3 燃气流动数值分析 |
| 3.3.4 缩比试验验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 燃气舵对燃气流场与结构相容性的影响研究 |
| 4.1 燃气舵外围流场结构分析 |
| 4.2 燃气舵对流场以及系统结构冲击的影响 |
| 4.2.1 发射箱开盖前阶段分析 |
| 4.2.2 发射箱开盖后阶段分析 |
| 4.3 燃气舵装置对粒子运动的影响 |
| 4.3.1 不同直径尺寸粒子分布规律 |
| 4.3.2 粒子的侵蚀特性分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 燃气流场与发射系统结构相容性的研究 |
| 5.1 导流型面对燃气流场的影响 |
| 5.1.1 不同导流型面对燃气流排导的影响 |
| 5.1.2 导流型面对发射箱内环境的影响 |
| 5.2 冲击高度对燃气流场的影响 |
| 5.2.1 冲击高度对燃气流排导的影响 |
| 5.2.2 冲击高度对发射箱内环境的影响 |
| 5.3 弹箱间隙对燃气流场的影响 |
| 5.3.1 开盖前发射箱内流场的分析 |
| 5.3.2 开盖后燃气流场和发射箱内流场的分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 发射箱内流场环境的优化研究 |
| 6.1 基于响应面法的多目标优化 |
| 6.2 箱底挡流环机构的影响 |
| 6.2.1 挡流环对发射箱内热环境的影响分析 |
| 6.2.2 挡流环内径和高度的影响分析 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 本文研究总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（10）稀薄气体效应对临近空间减速器气动特性的影响研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 研究模型选取及数值方法确定 |
| 1.1.2 高超声速减速器的研究现状 |
| 1.1.3 稀薄气体效应的研究现状 |
| 1.2 本文研究的主要逻辑 |
| 1.2.1 研究思路与研究方案 |
| 1.2.2 主要创新点 |
| 1.3 本文的主要内容与章节安排 |
| 第二章 DSMC方法和算例验证 |
| 2.1 DSMC方法介绍 |
| 2.2 DSMC一般算例验证 |
| 2.2.1 平板 |
| 2.2.2 圆柱 |
| 2.2.3 尖劈 |
| 2.2.4 双椭球模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 稀薄气体效应对高超声速典型流动结构的影响规律研究 |
| 3.1 平板 |
| 3.1.1 流场结构 |
| 3.1.2 边界层厚度 |
| 3.1.3 壁面压力系数 |
| 3.1.4 平板结论总结 |
| 3.2 平板扰流 |
| 3.2.1 流场结构 |
| 3.2.2 激波脱体距离 |
| 3.2.3 回流区大小 |
| 3.2.4 壁面压力系数 |
| 3.2.5 平板扰流结论总结 |
| 第四章 稀薄气体效应对再入减速器的气动特性分析 |
| 4.1 再入器模型选择及参数详述 |
| 4.1.1 影响外形参数的因素 |
| 4.1.2 本文再入的减速器模型选择 |
| 4.2 不同稀薄程度及攻角对阻力系数的影响 |
| 4.3 不同稀薄程度及攻角对壁面压力系数的影响 |
| 4.4 不同稀薄程度及攻角对力矩系数的影响 |
| 4.5 不同稀薄及攻角对温度场及热流系数的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 总结和展望 |
| 5.1 主要工作与创新点 |
| 5.2 后续研究工作 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已录用的论文 |
四、助推器附近二维激波边界层干扰的数值分析（论文参考文献）
- [1]多弹头抛罩与分离过程多体气动耦合分析研究[D]. 丁佳欣. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [2]复合结构喷管流-固耦合传热特性研究[D]. 杨玉龙. 南京理工大学, 2020(01)
- [3]高速飞行器高温燃气逆向射流与发汗热防护的研究[D]. 沈斌贤. 国防科技大学, 2019(01)
- [4]铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究[D]. 朱敏. 南京理工大学, 2020(01)
- [5]高超声速脉动压力的计算方法研究[D]. 蔡晓蕊. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [6]高超声速空气化学非平衡流与燃气喷流混合反应流场数值模拟研究[D]. 赵法明. 南京航空航天大学, 2019(09)
- [7]真实气体效应对高超声速进气道的影响研究[D]. 段旭. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [8]高超声速飞行器热防护系统综合研究[D]. 黄杰. 南京航空航天大学, 2019(09)
- [9]箱式垂直热发射燃气流场与结构相容性研究[D]. 李静. 北京理工大学, 2018(07)
- [10]稀薄气体效应对临近空间减速器气动特性的影响研究[D]. 午辛暄. 上海交通大学, 2018(01)