一、機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析（論文文獻(xiàn)綜述）
孫巖,王昊,江盟,岳皓,孟德虹[1]（2021）在《NNW-FSI軟件靜氣動(dòng)彈性耦合加速策略設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)》文中指出在國(guó)家數(shù)值風(fēng)洞（NNW）工程的資助下,依托NNW-FSI流固耦合模擬軟件平臺(tái),從氣動(dòng)載荷作用下飛行器結(jié)構(gòu)靜變形大小與收斂過(guò)程無(wú)關(guān)的物理機(jī)制出發(fā),基于變形增量疊加的方式,設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)了一種靜氣動(dòng)彈性耦合加速策略,通過(guò)松弛因子對(duì)耦合迭代的收斂過(guò)程進(jìn)行調(diào)整。結(jié)合超大展弦比無(wú)人機(jī)和CHN-T1模型兩種不同外形,開(kāi)展了不同松弛因子下的靜氣動(dòng)彈性耦合數(shù)值模擬,對(duì)耦合加速策略的參數(shù)影響和加速效果進(jìn)行了測(cè)試和評(píng)估。從計(jì)算誤差控制角度對(duì)松弛因子加速耦合迭代收斂的作用機(jī)制進(jìn)行了理論分析,弄清3種類型靜氣動(dòng)彈性耦合模擬過(guò)程中松弛因子發(fā)揮的作用,并給出了松弛因子選取范圍的建議。靜氣動(dòng)彈性耦合模擬和理論分析結(jié)果表明,針對(duì)不同類型的靜氣動(dòng)彈性耦合問(wèn)題,選取合適的松弛因子,能夠達(dá)到抑制振蕩并加速收斂的效果。
王昊,王運(yùn)濤,孟德虹,王毅[2]（2021）在《基于廣義Richardson外插方法的顫振模擬耦合時(shí)間精度研究》文中提出為更準(zhǔn)確地評(píng)估顫振問(wèn)題時(shí)域模擬在實(shí)際計(jì)算中表現(xiàn)出的時(shí)間精度,采用不同精度的耦合方法對(duì)Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing的顫振問(wèn)題進(jìn)行時(shí)域模擬。參照網(wǎng)格收斂性分析方法,提出了基于廣義Richardson外插方法的顫振問(wèn)題時(shí)域模擬耦合時(shí)間精度分析方法,分析時(shí)域計(jì)算結(jié)果的時(shí)間步長(zhǎng)收斂性,計(jì)算數(shù)值模擬結(jié)果時(shí)間精度并獲得時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)解。分析表明,對(duì)于Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing顫振問(wèn)題,計(jì)算結(jié)果具有良好的時(shí)間收斂性,采用廣義Richardson外插方法對(duì)各耦合方法分析所得精度與理論分析結(jié)果基本一致。在合適的時(shí)間步長(zhǎng)區(qū)間內(nèi),可忽略具體時(shí)間步長(zhǎng)選取對(duì)廣義Richardson外插方法分析結(jié)果的影響,驗(yàn)證了提出的氣動(dòng)彈性模擬耦合時(shí)間精度分析方法。
王利敏,張彥軍[3]（2020）在《滑流對(duì)渦槳飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響的研究》文中進(jìn)行了進(jìn)一步梳理螺旋槳滑流產(chǎn)生的加速效應(yīng)、旋轉(zhuǎn)效應(yīng)、粘性效應(yīng)等對(duì)于處于后方的進(jìn)氣道性能有顯著的影響?；谟?jì)算流體力學(xué)方法（CFD）,通過(guò)求解非定常RANS方程,采用滑移動(dòng)態(tài)網(wǎng)格技術(shù)來(lái)模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn),建立考慮螺旋槳滑流的飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)特性數(shù)值仿真方法;以某多軸式渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)為研究對(duì)象,對(duì)螺旋槳滑流對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流的影響進(jìn)行分析。結(jié)果表明:在地面與起飛兩個(gè)大拉力狀態(tài)下,有滑流進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)較無(wú)滑流的有所提高;而巡航狀態(tài)下有滑流進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)卻降低,除地面小速度狀態(tài)外,在起飛以及巡航飛行狀態(tài)下,滑流會(huì)增加進(jìn)氣道出口總壓畸變指數(shù)。
周嬌媚[4]（2020）在《分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架研制及其應(yīng)用》文中認(rèn)為網(wǎng)格是計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)（CFD）模擬的輸入,網(wǎng)格的大小和質(zhì)量都會(huì)對(duì)模擬結(jié)果造成影響。隨著高保真模擬技術(shù)的不斷發(fā)展,CFD計(jì)算網(wǎng)格的規(guī)模越來(lái)越大,這對(duì)交互式網(wǎng)格生成軟件的開(kāi)發(fā)提出了巨大的挑戰(zhàn)。目前主流的桌面CFD端交互式網(wǎng)格生成軟件普遍存在以下不足:受主機(jī)計(jì)算資源的限制,個(gè)人電腦的計(jì)算能力是十分有限的,難以滿足大規(guī)模CFD應(yīng)用對(duì)網(wǎng)格量的巨大需求。為了解決這一問(wèn)題,本文基于現(xiàn)有網(wǎng)格生成軟件（NNW-GridStar）的框架模式,融合服務(wù)型軟件的客戶端/服務(wù)器模式,并利用消息中間件技術(shù),提出了一種分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架PadMesh,作為后續(xù)開(kāi)發(fā)各種交互式網(wǎng)格生成軟件（如結(jié)構(gòu)化的、非結(jié)構(gòu)化的和笛卡爾的）的基礎(chǔ)軟件架構(gòu)。論文的主要研究?jī)?nèi)容如下:（1）研究了分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架所需要的關(guān)鍵技術(shù),包括并行計(jì)算技術(shù)和消息中間件技術(shù)等;在此基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)出一種分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架（PadMesh）,并利用RabbitMQ實(shí)現(xiàn)了網(wǎng)格生成中間件;（2）針對(duì)NNW-GridStar軟件的并行化,首先提出了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的可視化數(shù)據(jù)管理和分布式數(shù)據(jù)存儲(chǔ)策略,然后實(shí)現(xiàn)了分布式網(wǎng)格讀取和網(wǎng)格線并行加密兩個(gè)基礎(chǔ)功能,從而驗(yàn)證了PadMesh在分布式并行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成軟件研制中的可用性;（3）針對(duì)典型網(wǎng)格,利用所研制的分布式并行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成原型系統(tǒng)（NNWPGridStar）將網(wǎng)格規(guī)模逐步從100萬(wàn)加密到300億,測(cè)試了NNW-PGridStar軟件在網(wǎng)格生成、網(wǎng)格加密、人機(jī)交互操作等方面的優(yōu)秀性能。
王煜凱[5]（2019）在《面向大型客機(jī)后體減阻的多渦系致力機(jī)理研究》文中認(rèn)為大型客機(jī)的減阻研究關(guān)乎其經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性,是當(dāng)前研制和未來(lái)可持續(xù)發(fā)展的重要主題,因而得到了國(guó)家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃（973計(jì)劃）“大型客機(jī)減阻機(jī)理和方法研究”的支持。大型客機(jī)的渦系結(jié)構(gòu)復(fù)雜,與其在巡航及高升力布局下的阻力有著密切的關(guān)系。但是,其后機(jī)身渦系的結(jié)構(gòu)特征、阻力產(chǎn)生機(jī)理、測(cè)算方法及減阻手段目前仍不清楚、不完善。因此,本文欲通過(guò)對(duì)后體渦系的深入研究,揭示出渦系結(jié)構(gòu)生長(zhǎng)、演化及相互作用產(chǎn)生的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)與阻力變化之間的耦合機(jī)理,從而為大型客機(jī)減阻設(shè)計(jì)方法提供有效的理論依據(jù)。圍繞上述要求,本文相應(yīng)開(kāi)展了后體渦系的相互作用機(jī)理研究,在此基礎(chǔ)上探索渦致阻力的產(chǎn)生機(jī)理,并對(duì)后體渦流發(fā)生器的減阻機(jī)理及設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了探究。具體工作如下:第一,本文利用IDDES數(shù)值模擬方法,對(duì)構(gòu)造的后體單渦對(duì)和多渦對(duì)流進(jìn)行了精細(xì)化流動(dòng)顯示和定性的渦現(xiàn)象學(xué)研究。在此基礎(chǔ)上,利用風(fēng)洞2D-PIV試驗(yàn)和渦量-流函數(shù)二維數(shù)值模擬相結(jié)合的方法,建立了同轉(zhuǎn)向渦對(duì)的相互作用運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。通過(guò)改變雷諾數(shù)、環(huán)量比和徑向分離距比,本文探究了渦運(yùn)動(dòng)學(xué)參量的變化規(guī)律。該相互作用主要由兩個(gè)關(guān)鍵的無(wú)量綱參數(shù)控制,即環(huán)量比和分離距比,分別從0.65變化至3.25以及0.12到0.35?；谙喔蓽u對(duì)總環(huán)量的雷諾數(shù)范圍為1.42×104至9.47×104。第二,為揭示上述相干渦對(duì)的致力機(jī)理,本文建立了表征相互作用的渦量環(huán)模型,進(jìn)而基于渦量矩定理建立了后體渦對(duì)相互作用與渦致阻力的定量化關(guān)系。結(jié)果發(fā)現(xiàn),渦致力即升力和渦致阻力與渦強(qiáng)及渦量環(huán)的包圍面積的時(shí)間變化率成正比,其中包圍面積受到自誘導(dǎo)和互誘導(dǎo)產(chǎn)生的垂向和橫向渦洗速度的影響。具體而言,線性的系統(tǒng)總升力不受瞬時(shí)渦相互作用影響并保持時(shí)不變,而非線性的系統(tǒng)（多個(gè)同向渦對(duì)）總渦致阻力是天然依賴于時(shí)間的。此外,每個(gè)反向渦對(duì)產(chǎn)生的升力和渦致阻力也是非定常的。Betz和Maskell尾跡積分模型被用來(lái)與其進(jìn)行比較分析,傳統(tǒng)的誘導(dǎo)阻力這里可以看作是無(wú)渦相互作用的渦致阻力的定常情況。第三,基于上述機(jī)理研究,本文利用RANS數(shù)值模擬方法,在大型客機(jī)翼-身-尾組合體模型上探索安裝渦流發(fā)生器（組）的減阻機(jī)理與設(shè)計(jì)方法。本研究通過(guò)改變渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝攻角,調(diào)節(jié)了渦強(qiáng)比和渦分離距比,探究了不同后體渦系與后體所受渦致阻力之間的耦合關(guān)系,利用渦對(duì)相互作用機(jī)理實(shí)現(xiàn)了后體渦流發(fā)生器減阻。上述研究為合理設(shè)計(jì)渦流發(fā)生器進(jìn)行流控、實(shí)現(xiàn)減阻提供了渦動(dòng)力學(xué)上的理論依據(jù)?；谏鲜鲅芯?本文在以下兩點(diǎn)取得了一定的創(chuàng)新性進(jìn)展:第一,初步揭示了大型客機(jī)后體渦系的相互作用機(jī)理,建立了描述渦相互作用的渦量環(huán)模型,并基于渦量矩定理揭示了渦致阻力的產(chǎn)生機(jī)理。第二,將上述研究理論,初步應(yīng)用于大型客機(jī)后體渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)中,取得了一定的渦致阻力減阻效果。
劉雪松[6]（2015）在《X-51A高超聲速飛行器三維重建及氣動(dòng)/隱身特性分析》文中提出X-51A是一款典型的高超聲速飛行器,它于2013年試飛成功,并創(chuàng)造了吸氣式高超聲速飛行器的飛行時(shí)長(zhǎng)紀(jì)錄,具有一定的研究?jī)r(jià)值。本文以X-51A為研究目標(biāo),對(duì)其外形進(jìn)行三維重建,并對(duì)重建的三維模型進(jìn)行氣動(dòng)/隱身特性的計(jì)算與分析。采用基于工程圖和基于照片重建法,對(duì)X-51A高超聲速飛行器的外形進(jìn)行了三維重建;通過(guò)重建的三維模型,并結(jié)合高超聲速飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要要求,對(duì)其各部件的特性進(jìn)行了簡(jiǎn)要分析;采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)其計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,計(jì)算了其設(shè)計(jì)狀態(tài)下,迎角0°8°范圍內(nèi)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、升阻比等氣動(dòng)特性參數(shù),并對(duì)整機(jī)的乘波特性、前體/進(jìn)氣道的流動(dòng)特性進(jìn)行了分析;依據(jù)飛行器外形散射機(jī)理,分析了X-51A的外形散射源分布;依據(jù)X-51A的任務(wù)軌跡,完成了其受雷達(dá)探測(cè)的威脅分析;使用MLFMM算法和PO算法,計(jì)算了其在不同入射頻率下各方位的RCS;基于其氣動(dòng)/隱身特性,對(duì)其突防能力進(jìn)行了簡(jiǎn)要的計(jì)算與分析。分析表明:X-51A的氣動(dòng)設(shè)計(jì)體現(xiàn)了機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)思想,整機(jī)具有較好的乘波效應(yīng),前體/進(jìn)氣道性能良好;X-51A的RCS總體上較低,峰值主要出現(xiàn)在正側(cè)向區(qū)域;X-51A的高超聲速巡航能力、較低的RCS,使其具有很好的突防能力。
楊振華,戎宜生[7]（2014）在《非圓截面導(dǎo)彈氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法研究》文中研究表明本文以圓截面導(dǎo)彈的小擾動(dòng)線化理論為基礎(chǔ),引入形狀修正因子,利用部件組拆法,針對(duì)給定外形的非圓截面導(dǎo)彈,建立了亞聲速非圓截面導(dǎo)彈氣動(dòng)力系數(shù)的工程估算方法,并分析了不同飛行環(huán)境對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的影響。最后使用CFD方法對(duì)工程估算的結(jié)果進(jìn)行數(shù)值驗(yàn)證。結(jié)果表明兩種方法得到的結(jié)論非常接近,說(shuō)明本文的工程估算方法的正確性,可以為非圓截面導(dǎo)彈總體方案論證和初步設(shè)計(jì)階段提供空氣動(dòng)力特性。
王濤[8]（2006）在《跨音速非定常流場(chǎng)及顫振數(shù)值分析技術(shù)研究》文中研究說(shuō)明本文的主要工作是利用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法,數(shù)值模擬二維模型的無(wú)粘繞流,以及機(jī)翼、翼身組合體、T型尾翼的定常和非定常粘性繞流,并在此基礎(chǔ)上耦合顫振運(yùn)動(dòng)方程研究了飛行器的跨音速顫振特性。 采用陣面推進(jìn)方法生成二維非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,利用經(jīng)典線性彈簧方法實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格運(yùn)動(dòng),采用有限體積法求解二維非定常積分形式的Euler方程來(lái)研究一種新型顫振激勵(lì)器的激勵(lì)特性和帶有機(jī)身襟翼的二維機(jī)身模型的跨音速非定常氣動(dòng)力。 使用商業(yè)軟件GRIDGEN生成機(jī)翼、平尾、組合體以及T型尾翼的三維初始結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,用代數(shù)無(wú)限插值方法（TFI）和一種網(wǎng)格修正技術(shù)生成貼體的粘性運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。從三維非定常Navier-Stokes方程組出發(fā),采用LU-NND有限差分格式和Baldwin-Lomax湍流模型建立了一種數(shù)值模擬三維機(jī)翼、組合體和T型尾翼的跨音速定常及非定常粘性繞流的計(jì)算方法和程序。在模擬非定常粘性繞流的基礎(chǔ)上,與顫振運(yùn)動(dòng)方程相耦合,分別對(duì)機(jī)翼、尾翼和組合體流固耦合現(xiàn)象中顫振問(wèn)題進(jìn)行了研究,準(zhǔn)確求解跨音速顫振臨界速度,分析它們?cè)诳缫羲俜秶念澱褚?guī)律,并研究分析了機(jī)翼剖面形狀變化對(duì)顫振速度的影響。 以O(shè)NERA M6機(jī)翼和無(wú)后掠矩形機(jī)翼為算例,分別對(duì)它們的跨音速定常和非定常粘性繞流進(jìn)行了數(shù)值模擬,計(jì)算結(jié)果和有關(guān)文獻(xiàn)的結(jié)果進(jìn)行了比較,吻合較好。對(duì)多個(gè)機(jī)翼、尾翼、組合體的跨音速顫振特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,求解跨音速下的顫振臨界速度,分析顫振規(guī)律,計(jì)算結(jié)果和有關(guān)資料的結(jié)果相比較,一致性較好。
王大海[9]（2000）在《機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析》文中指出
黃明恪,陳紅全,成娟[10]（1995）在《翼－身－尾組合體繞流的Euler方程計(jì)算》文中進(jìn)行了進(jìn)一步梳理本文采用重迭網(wǎng)格技術(shù)和ＥＪｅｒ方程計(jì)算翼－身－尾組合體繞流。對(duì)算身與尾。身部分采用各自的Ｈ。Ｏ型網(wǎng)格，Ｅ＊ｅ／方程求解采用１ａｍｅｓｏｎ的有限體積法，即中心差分近似和顯式Ｒｕｎｇｅ·Ｋｕｔｔａ時(shí)間推進(jìn)。采用前后區(qū)交替迭代使前后兩區(qū)通過(guò)重迭區(qū)交換信息。本文用ＮＡＣＡＴＮ４０４１翼－身，尾模型為例，計(jì)算的空氣動(dòng)力特性與實(shí)驗(yàn)符合較好。
二、機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析（論文開(kāi)題報(bào)告）
（1）論文研究背景及目的
此處內(nèi)容要求：
首先簡(jiǎn)單簡(jiǎn)介論文所研究問(wèn)題的基本概念和背景，再而簡(jiǎn)單明了地指出論文所要研究解決的具體問(wèn)題，并提出你的論文準(zhǔn)備的觀點(diǎn)或解決方法。
寫(xiě)法范例：
本文主要提出一款精簡(jiǎn)64位RISC處理器存儲(chǔ)管理單元結(jié)構(gòu)并詳細(xì)分析其設(shè)計(jì)過(guò)程。在該MMU結(jié)構(gòu)中,TLB采用叁個(gè)分離的TLB,TLB采用基于內(nèi)容查找的相聯(lián)存儲(chǔ)器并行查找,支持粗粒度為64KB和細(xì)粒度為4KB兩種頁(yè)面大小,采用多級(jí)分層頁(yè)表結(jié)構(gòu)映射地址空間,并詳細(xì)論述了四級(jí)頁(yè)表轉(zhuǎn)換過(guò)程,TLB結(jié)構(gòu)組織等。該MMU結(jié)構(gòu)將作為該處理器存儲(chǔ)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的一個(gè)重要組成部分。
（2）本文研究方法
調(diào)查法：該方法是有目的、有系統(tǒng)的搜集有關(guān)研究對(duì)象的具體信息。
觀察法：用自己的感官和輔助工具直接觀察研究對(duì)象從而得到有關(guān)信息。
實(shí)驗(yàn)法：通過(guò)主支變革、控制研究對(duì)象來(lái)發(fā)現(xiàn)與確認(rèn)事物間的因果關(guān)系。
文獻(xiàn)研究法：通過(guò)調(diào)查文獻(xiàn)來(lái)獲得資料，從而全面的、正確的了解掌握研究方法。
實(shí)證研究法：依據(jù)現(xiàn)有的科學(xué)理論和實(shí)踐的需要提出設(shè)計(jì)。
定性分析法：對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行“質(zhì)”的方面的研究，這個(gè)方法需要計(jì)算的數(shù)據(jù)較少。
定量分析法：通過(guò)具體的數(shù)字，使人們對(duì)研究對(duì)象的認(rèn)識(shí)進(jìn)一步精確化。
跨學(xué)科研究法：運(yùn)用多學(xué)科的理論、方法和成果從整體上對(duì)某一課題進(jìn)行研究。
功能分析法：這是社會(huì)科學(xué)用來(lái)分析社會(huì)現(xiàn)象的一種方法，從某一功能出發(fā)研究多個(gè)方面的影響。
模擬法：通過(guò)創(chuàng)設(shè)一個(gè)與原型相似的模型來(lái)間接研究原型某種特性的一種形容方法。
三、機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析（論文提綱范文）
（1）NNW-FSI軟件靜氣動(dòng)彈性耦合加速策略設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)（論文提綱范文）
| 1 國(guó)家數(shù)值風(fēng)洞（NNW）工程 |
| 2 NNW-FSI軟件 |
| 2.1 軟件概況 |
| 2.2 軟件組成 |
| 2.3 軟件功能及性能 |
| 2.4 軟件開(kāi)發(fā)進(jìn)展及預(yù)期規(guī)劃 |
| 3 靜氣動(dòng)彈性耦合加速策略 |
| 3.1 設(shè)計(jì)思想 |
| 3.2 加速策略實(shí)現(xiàn) |
| 4 靜氣彈耦合算例模擬 |
| 4.1 超大展弦比無(wú)人機(jī)耦合模擬 |
| 4.2 CHN-T1翼身組合體耦合模擬 |
| 5 耦合加速機(jī)制分析 |
| 5.1 結(jié)構(gòu)變形收斂性 |
| 5.2 收斂性討論 |
| 5.3 收斂影響因素 |
| 6 結(jié)論 |
（3）滑流對(duì)渦槳飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響的研究（論文提綱范文）
| 0 引 言 |
| 1 計(jì)算模型與數(shù)值模擬方法 |
| 1.1 計(jì)算模型 |
| 1.2 數(shù)值模擬方法 |
| 2 滑流數(shù)值模擬方法可靠性檢驗(yàn) |
| 3 進(jìn)氣道關(guān)鍵性能參數(shù)與數(shù)據(jù)處理方法 |
| 3.1 總壓恢復(fù)系數(shù) |
| 3.2 總壓畸變指數(shù) |
| 3.3 非定常數(shù)據(jù)處理方法 |
| 4 計(jì)算結(jié)果及分析 |
| 4.1 地面狀態(tài) |
| 4.2 起飛狀態(tài) |
| 4.3 巡航狀態(tài) |
| 5 結(jié) 論 |
（4）分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架研制及其應(yīng)用（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 緒論 |
| 1.1 研究背景與意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 1.3.1 主要研究?jī)?nèi)容 |
| 1.3.2 文章的組織結(jié)構(gòu) |
| 2 基于消息中間件網(wǎng)格分布生成技術(shù)研究 |
| 2.1 前言 |
| 2.2 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格軟件分布式并行技術(shù)研究 |
| 2.2.1 多進(jìn)程信息傳遞技術(shù)研究 |
| 2.2.2 MPI/OpenMP兩級(jí)并行網(wǎng)格生成 |
| 2.2.3 人機(jī)交互數(shù)據(jù)的收集與分發(fā)技術(shù) |
| 2.3 網(wǎng)格專用消息中間件技術(shù)研究 |
| 2.3.1 數(shù)據(jù)的序列化技術(shù) |
| 2.3.2 網(wǎng)格軟件的消息傳遞機(jī)制 |
| 2.3.3 軟件設(shè)計(jì)原則 |
| 2.3.4 大數(shù)據(jù)傳輸中的數(shù)據(jù)壓縮技術(shù) |
| 2.4 分布式并行軟件框架PadMesh |
| 2.4.1 PadMesh軟件框架的設(shè)計(jì) |
| 2.4.2 面向消息的中間件實(shí)現(xiàn) |
| 2.5 小結(jié) |
| 3 PadMesh在網(wǎng)格生成軟件上的應(yīng)用 |
| 3.1 前言 |
| 3.2 NNW-GridStar簡(jiǎn)介 |
| 3.2.1 軟件概述 |
| 3.2.2 體系結(jié)構(gòu) |
| 3.2.3 功能結(jié)構(gòu) |
| 3.3 開(kāi)發(fā)NNW-PGridStar客戶端 |
| 3.3.1 設(shè)計(jì)模式 |
| 3.3.2 可視化數(shù)據(jù)管理 |
| 3.3.3 客戶端與RabbitMQ之間的通信 |
| 3.4 開(kāi)發(fā)NNW-PGridStar服務(wù)器 |
| 3.4.1 執(zhí)行模式 |
| 3.4.2 分布式網(wǎng)格數(shù)據(jù)管理 |
| 3.4.3 功能控制器實(shí)現(xiàn):并行讀取本地工程文件 |
| 3.4.4 功能控制器實(shí)現(xiàn):修改網(wǎng)格線維度 |
| 3.4.5 服務(wù)器和RabbitMQ之間傳輸?shù)臄?shù)據(jù)的序列化 |
| 3.5 NNW-PGridStar初始版本信息 |
| 3.6 小結(jié) |
| 4 算例驗(yàn)證 |
| 4.1 前言 |
| 4.2 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成測(cè)試 |
| 4.3 小結(jié) |
| 5 總結(jié)與展望 |
| 5.1 總結(jié) |
| 5.2 展望 |
| 致謝 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 攻讀學(xué)位期間的研究成果 |
（5）面向大型客機(jī)后體減阻的多渦系致力機(jī)理研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 課題研究背景與意義 |
| 1.1.1 面向飛機(jī)渦系的渦動(dòng)力學(xué)研究的重要性 |
| 1.1.2 飛機(jī)及機(jī)身減阻研究的背景與意義 |
| 1.1.3 后體渦系結(jié)構(gòu)相互作用及其致力機(jī)理研究的意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀及存在問(wèn)題 |
| 1.2.1 飛機(jī)尾跡渦的研究進(jìn)展 |
| 1.2.2 飛機(jī)減阻原理及方法的研究進(jìn)展 |
| 1.2.3 渦致力機(jī)理的研究進(jìn)展 |
| 1.2.4 現(xiàn)有研究存在的問(wèn)題及其研究趨勢(shì) |
| 1.3 主要工作與創(chuàng)新點(diǎn) |
| 1.3.1 研究思路與研究方案 |
| 1.3.2 研究目標(biāo) |
| 1.3.3 主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn) |
| 1.4 研究?jī)?nèi)容及章節(jié)安排 |
| 第二章 研究方法 |
| 2.1 物理模型 |
| 2.2 商用CFD計(jì)算方法 |
| 2.3 風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值延伸方法 |
| 2.3.1 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)置 |
| 2.3.2 試驗(yàn)基的數(shù)值模擬 |
| 2.4 方法的準(zhǔn)確性驗(yàn)證 |
| 2.4.1 CFD計(jì)算方法的準(zhǔn)確性驗(yàn)證 |
| 2.4.2 試驗(yàn)-數(shù)值聯(lián)合研究方法的驗(yàn)證 |
| 2.5 本章小結(jié) |
| 第三章 后體渦系的相互作用機(jī)理研究 |
| 3.1 后體渦系的結(jié)構(gòu)特征 |
| 3.1.1 復(fù)雜流場(chǎng)中漩渦的定義 |
| 3.1.2 后體渦系的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及其演化特征 |
| 3.2 后體渦系的渦對(duì)建模 |
| 3.2.1 后體渦系的試驗(yàn)捕獲 |
| 3.2.2 后體渦系的理論建模與數(shù)值模擬 |
| 3.3 后體渦系的相互作用運(yùn)動(dòng)學(xué)機(jī)理 |
| 3.3.1 后體渦系相互作用的理論建模 |
| 3.3.2 后體渦系相互作用的渦心軌跡表征 |
| 3.3.3 后體渦系相互作用的渦心速度表征 |
| 3.4 本章小結(jié) |
| 第四章 后體渦系的渦致阻力產(chǎn)生機(jī)理研究 |
| 4.1 空氣動(dòng)力的分解原理與方法 |
| 4.1.1 壓力級(jí)——近壁面積分 |
| 4.1.2 結(jié)構(gòu)級(jí)——尾跡積分法、渦量矩定理或流體沖量定理 |
| 4.1.3 因果級(jí)——邊界渦量流理論 |
| 4.2 基于尾跡積分法的后體渦系渦致阻力機(jī)理研究 |
| 4.3 基于渦量矩定理的后體渦系渦致力機(jī)理研究 |
| 4.3.1 后體渦系的渦致阻力產(chǎn)生機(jī)理 |
| 4.3.2 后體渦系相互作用的渦量環(huán)模型 |
| 4.3.3 基于渦量矩定理的渦量環(huán)致力模型 |
| 4.3.4 相互作用模式分類相圖 |
| 4.4 本章小結(jié) |
| 第五章 后體渦流發(fā)生器的減阻機(jī)理研究 |
| 5.1 渦流發(fā)生器的減阻機(jī)理 |
| 5.1.1 渦對(duì)相互作用及其致力機(jī)理 |
| 5.1.2 邊界渦量流理論 |
| 5.2 渦流發(fā)生器的設(shè)計(jì)方法 |
| 5.2.1 幾何參數(shù)、安裝位置、周向角和安裝攻角 |
| 5.2.2 網(wǎng)格劃分策略與計(jì)算條件 |
| 5.3 渦流發(fā)生器的減阻效果 |
| 5.3.1 后體渦系的結(jié)構(gòu)特征 |
| 5.3.2 后體壓力系數(shù)分布及附近流線 |
| 5.3.3 后體渦致阻力減少效果評(píng)估 |
| 5.4 本章小結(jié) |
| 第六章 總結(jié)與展望 |
| 6.1 全文總結(jié) |
| 6.1.1 主要結(jié)論 |
| 6.1.2 創(chuàng)新點(diǎn) |
| 6.2 未來(lái)工作展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 與碩士學(xué)位論文相關(guān)的已錄用的論文 |
（6）X-51A高超聲速飛行器三維重建及氣動(dòng)/隱身特性分析（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 注釋表 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.1.1 美國(guó)高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.1.2 俄羅斯（前蘇聯(lián)）高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.1.3 歐洲高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.1.4 其他國(guó)家高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.1.5 中國(guó)高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀 |
| 1.2 X-51A項(xiàng)目簡(jiǎn)介 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 第二章X-51A的三維重建 |
| 2.1 三維重建技術(shù)介紹 |
| 2.1.1 基于目標(biāo)工程圖的三維重建 |
| 2.1.2 基于目標(biāo)照片的三維重建 |
| 2.2 X-51A的三維重建 |
| 第三章X-51A的氣動(dòng)特性分析 |
| 3.1 X-51A各部件特性分析 |
| 3.1.1 進(jìn)氣道特性分析 |
| 3.1.2 隔離段特性分析 |
| 3.1.3 燃燒室特性分析 |
| 3.1.4 尾噴管特性分析 |
| 3.2 X-51A的氣動(dòng)計(jì)算方法 |
| 3.2.1 計(jì)算流體力學(xué)基本理論 |
| 3.2.2 計(jì)算環(huán)境設(shè)置 |
| 3.3 X-51A氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果與分析 |
| 3.3.1 整機(jī)氣動(dòng)特性 |
| 3.3.2 整機(jī)乘波特性 |
| 3.3.3 前體/進(jìn)氣道流動(dòng)特性 |
| 第四章X-51A的隱身特性分析 |
| 4.1 飛行器隱身特性分析方法 |
| 4.1.1 隱身技術(shù)基本理論 |
| 4.1.2 目標(biāo)RCS數(shù)值求解方法 |
| 4.2 X-51A的RCS計(jì)算 |
| 4.2.1 X-51A受雷達(dá)探測(cè)的威脅分析 |
| 4.2.2 計(jì)算環(huán)境設(shè)置 |
| 4.2.3 X-51A的RCS計(jì)算結(jié)果與分析 |
| 4.3 類X-51A高超聲速巡航導(dǎo)彈突防能力淺析 |
| 第五章 總結(jié)與展望 |
| 5.1 工作總結(jié) |
| 5.2 研究展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 碩士在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（7）非圓截面導(dǎo)彈氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法研究（論文提綱范文）
| 1 概述 |
| 2 估算方法 |
| 2.1 彈體的氣動(dòng)力 |
| 2.2 組合體氣動(dòng)力 |
| 3 縱向氣動(dòng)特性計(jì)算 |
| 3.1 升力的計(jì)算 |
| 3.2 阻力的計(jì)算 |
| 3.3 俯仰力矩系數(shù)的計(jì)算 |
| 3.4 CFD數(shù)值計(jì)算 |
| 4 計(jì)算結(jié)果及分析 |
| 5 結(jié)論 |
（8）跨音速非定常流場(chǎng)及顫振數(shù)值分析技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 目錄 |
| 第一章 緒論 |
| §1.1 引言 |
| §1.2 流場(chǎng)數(shù)值模擬的發(fā)展現(xiàn)狀 |
| §1.3 氣動(dòng)彈性力學(xué)概述 |
| §1.4 氣動(dòng)彈性力學(xué)發(fā)展現(xiàn)狀及前景 |
| §1.5 本文的主要工作 |
| 第二章 網(wǎng)格生成技術(shù) |
| §2.1 用商業(yè)軟件GRIDGEN生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格 |
| §2.2 非定常流場(chǎng)計(jì)算中運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格生成 |
| §2.2.1 無(wú)限插值方法生成三維運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格 |
| §2.2.2 一種網(wǎng)格修正技術(shù)的運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格生成方法 |
| §2.3 網(wǎng)格生成算例 |
| §2.4 附圖 |
| 第三章 Euler方程跨音速數(shù)值解法 |
| §3.1 基于ALE描述的Euler控制方程 |
| §3.2 空間離散 |
| §3.3 時(shí)間離散和推進(jìn) |
| §3.3.1 隱式時(shí)間離散方法 |
| §3.3.2 擬時(shí)間推進(jìn)方法 |
| §3.4 初始條件和邊界條件 |
| §3.4.1 初始條件 |
| §3.4.2 物面邊界條件 |
| §3.4.3 遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件 |
| §3.4.4 對(duì)稱邊界條件 |
| §3.5 幾何守恒律 |
| §3.6 算例分析 |
| §3.6.1 一種新型顫振激勵(lì)器特性分析 |
| §3.6.2 二維機(jī)身襟翼跨音速非定常氣動(dòng)力 |
| §3.7 小結(jié) |
| §3.8 附圖 |
| 第四章 三維非定常Navier—Stokes方程數(shù)值解法 |
| §4.1 控制方程 |
| §4.2 幾何守恒律 |
| §4.3 時(shí)間離散格式 |
| §4.3.1 一階LU-SGS格式(Lower-upper Symmetric-Gauss-Seidel) |
| §4.3.2 二階LU-SGS格式 |
| §4.4 差分格式 |
| §4.5 邊界條件 |
| §4.5.1 物面邊界條件 |
| §4.5.2 周期性邊界條件 |
| §4.5.3 對(duì)稱邊界條件 |
| §4.5.4 遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件 |
| §4.5.5 奇性邊界條件 |
| §4.6 湍流模型 |
| §4.7 算例分析 |
| §4.7.1 ONERA M6機(jī)翼 |
| §4.7.2 非定常算例1—無(wú)后掠機(jī)翼剛性簡(jiǎn)諧振動(dòng)的非定常氣動(dòng)力 |
| §4.7.3 非定常算例2—M6機(jī)翼柔性簡(jiǎn)諧振動(dòng)的非定常氣動(dòng)力 |
| §4.8 小結(jié) |
| §4.9 附圖 |
| 第五章 跨音速顫振分析方法研究 |
| §5.1 顫振運(yùn)動(dòng)方程數(shù)值解法 |
| §5.1.1 時(shí)域顫振運(yùn)動(dòng)方程形式 |
| §5.1.2 時(shí)域顫振運(yùn)動(dòng)方程數(shù)值解法 |
| §5.1.3 時(shí)域顫振數(shù)值分析計(jì)算流程 |
| §5.2 機(jī)翼跨音速顫振數(shù)值分析 |
| §5.2.1 AGARD445.6機(jī)翼顫振特性算例驗(yàn)證 |
| §5.2.2 機(jī)翼剖面形狀對(duì)跨音速顫振特性影響研究 |
| §5.3 某戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身+平尾組合體顫振數(shù)值分析 |
| §5.3.1 單獨(dú)平尾顫振特性數(shù)值分析 |
| §5.3.2 機(jī)身+平尾組合體顫振特性數(shù)值分析 |
| §5.4 T型尾翼顫振特性數(shù)值分析 |
| §5.4.1 T型尾翼反對(duì)稱自然振動(dòng)模態(tài)處理 |
| §5.4.2 T型尾翼反對(duì)稱模態(tài)顫振特性數(shù)值分析 |
| §5.5 小結(jié) |
| §5.6 附圖 |
| 第六章 工作總結(jié)與展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 碩士期間發(fā)表論文、參加的課題和獲獎(jiǎng) |
| 學(xué)位論文知識(shí)產(chǎn)權(quán)聲明 |
四、機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析（論文參考文獻(xiàn)）
- [1]NNW-FSI軟件靜氣動(dòng)彈性耦合加速策略設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 孫巖,王昊,江盟,岳皓,孟德虹. 航空學(xué)報(bào), 2021(09)
- [2]基于廣義Richardson外插方法的顫振模擬耦合時(shí)間精度研究[J]. 王昊,王運(yùn)濤,孟德虹,王毅. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2021(02)
- [3]滑流對(duì)渦槳飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響的研究[J]. 王利敏,張彥軍. 航空工程進(jìn)展, 2020(03)
- [4]分布式并行網(wǎng)格生成軟件框架研制及其應(yīng)用[D]. 周嬌媚. 西南科技大學(xué), 2020(08)
- [5]面向大型客機(jī)后體減阻的多渦系致力機(jī)理研究[D]. 王煜凱. 上海交通大學(xué), 2019(06)
- [6]X-51A高超聲速飛行器三維重建及氣動(dòng)/隱身特性分析[D]. 劉雪松. 南京航空航天大學(xué), 2015(03)
- [7]非圓截面導(dǎo)彈氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法研究[J]. 楊振華,戎宜生. 黑龍江科技信息, 2014(17)
- [8]跨音速非定常流場(chǎng)及顫振數(shù)值分析技術(shù)研究[D]. 王濤. 西北工業(yè)大學(xué), 2006(07)
- [9]機(jī)翼──平尾組合體的縱向非定常氣動(dòng)力分析[J]. 王大海. 中國(guó)民航飛行學(xué)院學(xué)報(bào), 2000(04)
- [10]翼－身－尾組合體繞流的Euler方程計(jì)算[J]. 黃明恪,陳紅全,成娟. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 1995(03)
標(biāo)簽：非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格論文; 阻力系數(shù)論文; 耦合系數(shù)論文; 機(jī)理分析論文; 網(wǎng)格系統(tǒng)論文;