导读:本文包含了钝头体论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:高超声速,气动热性,钝头体,JF-12复现风洞
钝头体论文文献综述
韩桂来,姜宗林[1]（2018）在《JF-12复现风洞钝头体飞行器Ma7气动特性研究》一文中研究指出本文在JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞中开展了大尺度钝头体飞行器模型在Ma7条件下的气动特性研究,风洞喷管出口直径2.5m,模型直径0.85m。分别通过气动力、气动热、壁面压力等方式测量,分析来流总温变化对气动热性的影响。(本文来源于《第十届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2018-10-25）
张磊[2]（2018）在《钝头体进入火星大气非平衡流场光谱辐射特性》一文中研究指出高超声速飞行器进入大气时,飞行器前端产生激波层。激波后气体温度和压力急剧上升,形成具有强烈热辐射特性的高温热化学非平衡反应流,导致飞行器表面被烧蚀并影响飞行器的通讯系统。为了得到飞行器表面的热流数据并设计合理的热防护系统,人们必须深入研究飞行器前端激波后热化学非平衡反应流的形成机理及其光谱辐射特性。本文以探路者号进入火星大气时激波后热化学非平衡气体为研究对象,基于Park双温度化学模型,利用CFD-FASTRAN软件进行模拟计算并得到了飞行器前端气体在不同热动力学条件下的流场参数。随后,对非平衡程度比较显着的一点进行光谱辐射特性研究。基于探路者号飞行器进入火星大气时所获得的飞行试验数据,本文利用CFD-FASTRAN软件对探路者号前端的流场进行了数值模拟,模拟中考虑了8组分(飞行高度为41.7km)和14组分(飞行高度依次为40.7km、32.0km、27.7km)混合气体。将模拟得到的滞止线上温度和主要组分(CO_2,CO,O)质量分数与文献进行比较,两者吻合较好,验证了本文所得流场数据的可靠性。分析14组分(飞行高度40.7km)飞行器前端滞止线上流场数据,可见:激波后气体温度和压力急剧上升,CO_2分子质量分数从95.6%下降至0.41%,CO分子质量分数从0上升至60.6%,O原子质量分数从0上升至35.8%。随着飞行高度的逐渐下降(40.7km、32.0km、27.7km工况),平动温度峰值依次为9457K、6049K、4847K,振动温度峰值依次为7068K、4948K、4252K,表明激波后气体非平衡程度不断降低。在距离火星地面40.7km高度时,飞行器前端非平衡特征显着。本文选取滞止线上一点(T_r=9457K,T_v=2576K),对激波后气体进行了光谱辐射特性研究。通过分析可得:在波长大于0.125μm时,束缚-束缚跃迁机制对谱线影响占优。在波长处于0.083-0.125μm范围时,束缚-自由跃迁机制影响占优。而自由-自由跃迁机制对激波后气体光谱辐射特性影响较小。对于束缚-束缚跃迁,在红外波段,CN分子的Red电子系统和CO分子的红外电子系统对谱线影响占优;在可见光波段,CN分子的Violet电子系统和O_2分子的Schumann-Runge电子系统对谱线的影响占优;在紫外波段,O_2分子的Schumann-Runge电子系统、CO分子的第四正系和NO分子的大部分电子系统(γ,β,δ,ε,b',γ')对光谱具有较大影响。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
齐中阳,王延奎,王磊,沙永祥[3]（2017）在《头部和后体对钝头体侧向力的影响》一文中研究指出钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。(本文来源于《航空学报》期刊2017年09期）
方明,李志辉,李中华,田颖[4]（2017）在《球锥钝头体再入稀薄气体电离过程叁维DSMC模拟与验证》一文中研究指出采用增大电子质量叁个数量级并相应调整离子质量的方法,拓展化学反应的DSMC仿真方法处理稀薄气体电离过程;采用单温度模型处理全部化学反应,修正涉及电子的反应速率常数以保证真实化学反应速率;以直角/非结构网格相结合,运用碰撞网格自适应技术,基于MPI并行环境,开发适用于真实复杂外形的叁维稀薄气体电离DSMC计算程序。对RAM-C II外形的再入绕流稀薄气体电子密度进行模拟验证,所得结果与飞行试验测量值吻合较好;对Stardust外形的再入稀薄段电离特性数值仿真分析,电子密度等值线云图与参考文献结果一致。相较于稀薄气体不含电离反应的DSMC方法,本文发展的模型和程序不会导致计算量的显着增大,可直接应用于叁维复杂外形体极高速再入条件下的稀薄气体电离计算,为工程设计提供技术支持和指导作用。计算结果表明,极高速再入条件下传统稀薄流区的电子数密度足以引起通信黑障,需在通信设计上给予高度关注。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2017年01期）
石泳,刘哲,陈伟跃,郭斌[5]（2016）在《载人飞船钝头体返回舱减速着陆组合方式对比》一文中研究指出载人飞船返回舱减速着陆方式的选择直接关系到航天员的生命安全,是载人飞船总体方案设计中至关重要的一个环节。文章调研了美国、俄罗斯等国正在研制的新一代载人飞船减速着陆设计方案,以国际上广泛采用的钝头体外形返回舱减速着陆设计为研究对象,并以7t量级的钝头体外形返回舱减速着陆过程为例,对比分析了群伞减速组合气囊缓冲着陆、群伞减速组合反推发动机缓冲着陆、翼伞减速组合滑撬缓冲着陆、发动机减速组合着陆腿缓冲着陆、群伞减速组合发动机和着陆腿缓冲着陆、群伞减速组合发动机和气囊缓冲着陆等六种减速着陆组合方式的特点,估算了每种组合的系统质量和容积需求,并从系统质量、空间布局、环境适应性、可靠性安全性、舱体损伤程度等方面对不同方案进行了比较分析,为飞船总体设计部门开展返回舱减速着陆方案设计提供参考。(本文来源于《航天返回与遥感》期刊2016年06期）
朱增起[6]（2016）在《高超声速钝头体飞行器热流数值计算研究》一文中研究指出随着马赫数的提高,高超音速飞行器的气动加热越来越严重,对材料和设备的要求也越来越高。其中驻点处气动热最严重,只有准确计算驻点热流及机身非驻点热流,才能为高超音速飞行器热防护设计提供可靠的依据。主要针对马赫数4.5高超声速钝头体飞行器,本文采用直接数值模拟方法求解Navier-Stokes方程,计算壁面取不同的边界条件下的基本流场,得到驻点热流及机身非驻点热流分布情况。根据流动特征,分析比较了只考虑导热的结果的不足,提出了采用对流换热公式用于热流的计算更合理和符合实际飞行情况。还将数值计算与工程计算的结果进行了比较。获得的主要结果如下:1、用傅里叶热传导公式计算马赫数4.5高超声速钝头体飞行器驻点热流发现,驻点处的温度及热流并非最大,与气体动力学理论相违背。原因是忽略了驻点附近存在着气体流动,说明只考虑导热所得到的结果是不合理的。2、针对零攻角和小攻角高超声速钝头体飞行器,采用对流换热公式计算。发现当攻角为零时驻点热流最大,对于有攻角的非驻点热流,迎风面的热流大,热流最大峰值出现在迎风面的相应的驻点位置;随着来流马赫数和攻角的增大,驻点热流峰值越明显。有攻角相同时间间隔驻点处的温升最大,迎风面的温升高于其它面。3、与工程计算的结果比较发现,采用对流换热公式计算驻点热流和非驻点热流,与工程计算公式的结果定性一致,但定量上比工程计算公式有较大差别。这也为进一步深入研究提出了需求。(本文来源于《天津大学》期刊2016-12-01）
曲齐齐[7]（2016）在《高超声速钝头体表面热流数值模拟研究》一文中研究指出随着马赫数的提高,高超声速飞行器的气动加热现象越来越严重,其中,如何准确计算高超声速飞行器表面热流是热防护设计的前提。由于高超声速实验非常困难,本论文将采用直接数值模拟方法,针对30 km高空的空气,来流马赫数为4.5、6和8的高超声速零攻角绕球头和柱头这两种典型的钝头体驻点热流和表面热流进行计算,研究热流的影响因素,为高超声速飞行器热防护设计提供依据。控制方程为柱坐标系下的N-S方程,对流项采用五阶WENO格式,粘性项采用六阶中心差分格式,时间项采用二步二阶R-K进行离散。气体满足完全气体模型。本文主要工作为:1.基于高超声速完全气体柱坐标系二维控制方程,针对通量采用不同的分裂方式,如,Steger Warming、Lax-Friedrichs和特征投影分裂格式等,分析比较这叁种不同分裂方式的计算结果。2.对球头锥,壁面采用绝热、等温两种壁面边界条件,计算得到定常流场,对能量方程各项进行了计算,分析了沿极轴能量传递的规律,发现:(a)对于两种壁面边界条件,激波满足正激波特性,即,流体过激波总温不变,熵增加,表明是一个绝热不可逆过程;(b)对于绝热壁面,滞止过程是等熵的;(c)对于等温壁面,热量传递给物体发生在靠近壁面附近。3.验证了网格雷诺数是准确计算球头驻点热流的重要因素,即,网格雷诺数接近于1时,表面热流密度值就不再受网格大小的影响。还计算发现超声速球头锥冷壁热流峰值一般集中在模型球头半径的5%左右。此外,研究雷诺数、马赫数、壁温等因素对热流的影响。类似地针对柱头表面热流进行了计算,比较了不同外形对模型表面热流的影响情况。(本文来源于《天津大学》期刊2016-11-01）
齐中阳,王延奎,沙永祥,王磊[8]（2016）在《扰动形状对钝头体非对称流动的影响》一文中研究指出通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角50°、雷诺数ReD=1.54×105的条件下,利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置,半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型,而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型,且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构,应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2016年12期）
肖丰收,李祝飞,朱雨建,杨基明[9]（2016）在《带凹腔钝头体第IV类激波干扰特性研究》一文中研究指出采用激波风洞实验与数值模拟相结合的方法,对高超声速带凹腔钝头体的第IV类激波干扰非定常振荡特性进行了考察和分析。结果表明,随着入射激波与弓形激波相对位置的不同,第IV类激波干扰既可能出现稳定的波系干扰结构,也可能出现较为剧烈的非定常振荡现象。在实验条件下,观察到了高频前后振荡和低频上下振荡两种不同的振荡模式。数值模拟结果与实验吻合较好,超声速射流与凹腔的耦合作用在振荡过程中起到了关键作用。(本文来源于《推进技术》期刊2016年01期）
韩桂来,姜宗林[10]（2015）在《支杆-钝头体结构在脉冲爆炸作用下的减阻机理研究》一文中研究指出假设通过含能易爆物质,在支杆头部附近形成一定强度的脉冲爆炸。爆炸波向下游的非定常传播和演化过程势必影响锥激波、回流区、再附激波等多种定常的流场结构,并干扰它们之间的相互作用达到进一步减阻和防热的目的。与集中能量释放相比,脉冲爆炸方式只是通过爆炸波的非定常演化过程影响流场结构及其作用形式,无需改变来流状态和性质,并不需要过高的能量形式,采用一般的爆炸过程即可进(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
钝头体论文开题报告
（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：
高超声速飞行器进入大气时,飞行器前端产生激波层。激波后气体温度和压力急剧上升,形成具有强烈热辐射特性的高温热化学非平衡反应流,导致飞行器表面被烧蚀并影响飞行器的通讯系统。为了得到飞行器表面的热流数据并设计合理的热防护系统,人们必须深入研究飞行器前端激波后热化学非平衡反应流的形成机理及其光谱辐射特性。本文以探路者号进入火星大气时激波后热化学非平衡气体为研究对象,基于Park双温度化学模型,利用CFD-FASTRAN软件进行模拟计算并得到了飞行器前端气体在不同热动力学条件下的流场参数。随后,对非平衡程度比较显着的一点进行光谱辐射特性研究。基于探路者号飞行器进入火星大气时所获得的飞行试验数据,本文利用CFD-FASTRAN软件对探路者号前端的流场进行了数值模拟,模拟中考虑了8组分(飞行高度为41.7km)和14组分(飞行高度依次为40.7km、32.0km、27.7km)混合气体。将模拟得到的滞止线上温度和主要组分(CO_2,CO,O)质量分数与文献进行比较,两者吻合较好,验证了本文所得流场数据的可靠性。分析14组分(飞行高度40.7km)飞行器前端滞止线上流场数据,可见:激波后气体温度和压力急剧上升,CO_2分子质量分数从95.6%下降至0.41%,CO分子质量分数从0上升至60.6%,O原子质量分数从0上升至35.8%。随着飞行高度的逐渐下降(40.7km、32.0km、27.7km工况),平动温度峰值依次为9457K、6049K、4847K,振动温度峰值依次为7068K、4948K、4252K,表明激波后气体非平衡程度不断降低。在距离火星地面40.7km高度时,飞行器前端非平衡特征显着。本文选取滞止线上一点(T_r=9457K,T_v=2576K),对激波后气体进行了光谱辐射特性研究。通过分析可得:在波长大于0.125μm时,束缚-束缚跃迁机制对谱线影响占优。在波长处于0.083-0.125μm范围时,束缚-自由跃迁机制影响占优。而自由-自由跃迁机制对激波后气体光谱辐射特性影响较小。对于束缚-束缚跃迁,在红外波段,CN分子的Red电子系统和CO分子的红外电子系统对谱线影响占优;在可见光波段,CN分子的Violet电子系统和O_2分子的Schumann-Runge电子系统对谱线的影响占优;在紫外波段,O_2分子的Schumann-Runge电子系统、CO分子的第四正系和NO分子的大部分电子系统(γ,β,δ,ε,b',γ')对光谱具有较大影响。
（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。
钝头体论文参考文献
[1].韩桂来,姜宗林.JF-12复现风洞钝头体飞行器Ma7气动特性研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018
[2].张磊.钝头体进入火星大气非平衡流场光谱辐射特性[D].哈尔滨工业大学.2018
[3].齐中阳,王延奎,王磊,沙永祥.头部和后体对钝头体侧向力的影响[J].航空学报.2017
[4].方明,李志辉,李中华,田颖.球锥钝头体再入稀薄气体电离过程叁维DSMC模拟与验证[J].空气动力学学报.2017
[5].石泳,刘哲,陈伟跃,郭斌.载人飞船钝头体返回舱减速着陆组合方式对比[J].航天返回与遥感.2016
[6].朱增起.高超声速钝头体飞行器热流数值计算研究[D].天津大学.2016
[7].曲齐齐.高超声速钝头体表面热流数值模拟研究[D].天津大学.2016
[8].齐中阳,王延奎,沙永祥,王磊.扰动形状对钝头体非对称流动的影响[J].北京航空航天大学学报.2016
[9].肖丰收,李祝飞,朱雨建,杨基明.带凹腔钝头体第IV类激波干扰特性研究[J].推进技术.2016
[10].韩桂来,姜宗林.支杆-钝头体结构在脉冲爆炸作用下的减阻机理研究[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015