一、机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析（论文文献综述）
孙岩,王昊,江盟,岳皓,孟德虹[1]（2021）在《NNW-FSI软件静气动弹性耦合加速策略设计与实现》文中指出在国家数值风洞（NNW）工程的资助下,依托NNW-FSI流固耦合模拟软件平台,从气动载荷作用下飞行器结构静变形大小与收敛过程无关的物理机制出发,基于变形增量叠加的方式,设计和实现了一种静气动弹性耦合加速策略,通过松弛因子对耦合迭代的收敛过程进行调整。结合超大展弦比无人机和CHN-T1模型两种不同外形,开展了不同松弛因子下的静气动弹性耦合数值模拟,对耦合加速策略的参数影响和加速效果进行了测试和评估。从计算误差控制角度对松弛因子加速耦合迭代收敛的作用机制进行了理论分析,弄清3种类型静气动弹性耦合模拟过程中松弛因子发挥的作用,并给出了松弛因子选取范围的建议。静气动弹性耦合模拟和理论分析结果表明,针对不同类型的静气动弹性耦合问题,选取合适的松弛因子,能够达到抑制振荡并加速收敛的效果。
王昊,王运涛,孟德虹,王毅[2]（2021）在《基于广义Richardson外插方法的颤振模拟耦合时间精度研究》文中提出为更准确地评估颤振问题时域模拟在实际计算中表现出的时间精度,采用不同精度的耦合方法对Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing的颤振问题进行时域模拟。参照网格收敛性分析方法,提出了基于广义Richardson外插方法的颤振问题时域模拟耦合时间精度分析方法,分析时域计算结果的时间步长收敛性,计算数值模拟结果时间精度并获得时间步长无关解。分析表明,对于Isogai Wing和AGARD 445.6 Wing颤振问题,计算结果具有良好的时间收敛性,采用广义Richardson外插方法对各耦合方法分析所得精度与理论分析结果基本一致。在合适的时间步长区间内,可忽略具体时间步长选取对广义Richardson外插方法分析结果的影响,验证了提出的气动弹性模拟耦合时间精度分析方法。
王利敏,张彦军[3]（2020）在《滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究》文中进行了进一步梳理螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显着的影响。基于计算流体力学方法（CFD）,通过求解非定常RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明:在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。
周娇媚[4]（2020）在《分布式并行网格生成软件框架研制及其应用》文中认为网格是计算流体动力学（CFD）模拟的输入,网格的大小和质量都会对模拟结果造成影响。随着高保真模拟技术的不断发展,CFD计算网格的规模越来越大,这对交互式网格生成软件的开发提出了巨大的挑战。目前主流的桌面CFD端交互式网格生成软件普遍存在以下不足:受主机计算资源的限制,个人电脑的计算能力是十分有限的,难以满足大规模CFD应用对网格量的巨大需求。为了解决这一问题,本文基于现有网格生成软件（NNW-GridStar）的框架模式,融合服务型软件的客户端/服务器模式,并利用消息中间件技术,提出了一种分布式并行网格生成软件框架PadMesh,作为后续开发各种交互式网格生成软件（如结构化的、非结构化的和笛卡尔的）的基础软件架构。论文的主要研究内容如下:（1）研究了分布式并行网格生成软件框架所需要的关键技术,包括并行计算技术和消息中间件技术等;在此基础上,设计出一种分布式并行网格生成软件框架（PadMesh）,并利用RabbitMQ实现了网格生成中间件;（2）针对NNW-GridStar软件的并行化,首先提出了结构网格的可视化数据管理和分布式数据存储策略,然后实现了分布式网格读取和网格线并行加密两个基础功能,从而验证了PadMesh在分布式并行结构网格生成软件研制中的可用性;（3）针对典型网格,利用所研制的分布式并行结构网格生成原型系统（NNWPGridStar）将网格规模逐步从100万加密到300亿,测试了NNW-PGridStar软件在网格生成、网格加密、人机交互操作等方面的优秀性能。
王煜凯[5]（2019）在《面向大型客机后体减阻的多涡系致力机理研究》文中认为大型客机的减阻研究关乎其经济性和环保性,是当前研制和未来可持续发展的重要主题,因而得到了国家重点基础研究发展计划（973计划）“大型客机减阻机理和方法研究”的支持。大型客机的涡系结构复杂,与其在巡航及高升力布局下的阻力有着密切的关系。但是,其后机身涡系的结构特征、阻力产生机理、测算方法及减阻手段目前仍不清楚、不完善。因此,本文欲通过对后体涡系的深入研究,揭示出涡系结构生长、演化及相互作用产生的拓扑结构与阻力变化之间的耦合机理,从而为大型客机减阻设计方法提供有效的理论依据。围绕上述要求,本文相应开展了后体涡系的相互作用机理研究,在此基础上探索涡致阻力的产生机理,并对后体涡流发生器的减阻机理及设计方法进行了探究。具体工作如下:第一,本文利用IDDES数值模拟方法,对构造的后体单涡对和多涡对流进行了精细化流动显示和定性的涡现象学研究。在此基础上,利用风洞2D-PIV试验和涡量-流函数二维数值模拟相结合的方法,建立了同转向涡对的相互作用运动学模型。通过改变雷诺数、环量比和径向分离距比,本文探究了涡运动学参量的变化规律。该相互作用主要由两个关键的无量纲参数控制,即环量比和分离距比,分别从0.65变化至3.25以及0.12到0.35。基于相干涡对总环量的雷诺数范围为1.42×104至9.47×104。第二,为揭示上述相干涡对的致力机理,本文建立了表征相互作用的涡量环模型,进而基于涡量矩定理建立了后体涡对相互作用与涡致阻力的定量化关系。结果发现,涡致力即升力和涡致阻力与涡强及涡量环的包围面积的时间变化率成正比,其中包围面积受到自诱导和互诱导产生的垂向和横向涡洗速度的影响。具体而言,线性的系统总升力不受瞬时涡相互作用影响并保持时不变,而非线性的系统（多个同向涡对）总涡致阻力是天然依赖于时间的。此外,每个反向涡对产生的升力和涡致阻力也是非定常的。Betz和Maskell尾迹积分模型被用来与其进行比较分析,传统的诱导阻力这里可以看作是无涡相互作用的涡致阻力的定常情况。第三,基于上述机理研究,本文利用RANS数值模拟方法,在大型客机翼-身-尾组合体模型上探索安装涡流发生器（组）的减阻机理与设计方法。本研究通过改变涡流发生器的安装位置、安装攻角,调节了涡强比和涡分离距比,探究了不同后体涡系与后体所受涡致阻力之间的耦合关系,利用涡对相互作用机理实现了后体涡流发生器减阻。上述研究为合理设计涡流发生器进行流控、实现减阻提供了涡动力学上的理论依据。基于上述研究,本文在以下两点取得了一定的创新性进展:第一,初步揭示了大型客机后体涡系的相互作用机理,建立了描述涡相互作用的涡量环模型,并基于涡量矩定理揭示了涡致阻力的产生机理。第二,将上述研究理论,初步应用于大型客机后体涡流发生器设计中,取得了一定的涡致阻力减阻效果。
刘雪松[6]（2015）在《X-51A高超声速飞行器三维重建及气动/隐身特性分析》文中提出X-51A是一款典型的高超声速飞行器,它于2013年试飞成功,并创造了吸气式高超声速飞行器的飞行时长纪录,具有一定的研究价值。本文以X-51A为研究目标,对其外形进行三维重建,并对重建的三维模型进行气动/隐身特性的计算与分析。采用基于工程图和基于照片重建法,对X-51A高超声速飞行器的外形进行了三维重建;通过重建的三维模型,并结合高超声速飞行器气动设计的主要要求,对其各部件的特性进行了简要分析;采用结构网格对其计算域进行网格划分,计算了其设计状态下,迎角0°8°范围内的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、升阻比等气动特性参数,并对整机的乘波特性、前体/进气道的流动特性进行了分析;依据飞行器外形散射机理,分析了X-51A的外形散射源分布;依据X-51A的任务轨迹,完成了其受雷达探测的威胁分析;使用MLFMM算法和PO算法,计算了其在不同入射频率下各方位的RCS;基于其气动/隐身特性,对其突防能力进行了简要的计算与分析。分析表明:X-51A的气动设计体现了机身/发动机一体化设计思想,整机具有较好的乘波效应,前体/进气道性能良好;X-51A的RCS总体上较低,峰值主要出现在正侧向区域;X-51A的高超声速巡航能力、较低的RCS,使其具有很好的突防能力。
杨振华,戎宜生[7]（2014）在《非圆截面导弹气动特性数值分析方法研究》文中研究表明本文以圆截面导弹的小扰动线化理论为基础,引入形状修正因子,利用部件组拆法,针对给定外形的非圆截面导弹,建立了亚声速非圆截面导弹气动力系数的工程估算方法,并分析了不同飞行环境对气动力系数的影响。最后使用CFD方法对工程估算的结果进行数值验证。结果表明两种方法得到的结论非常接近,说明本文的工程估算方法的正确性,可以为非圆截面导弹总体方案论证和初步设计阶段提供空气动力特性。
王涛[8]（2006）在《跨音速非定常流场及颤振数值分析技术研究》文中研究说明本文的主要工作是利用计算流体力学（CFD）方法,数值模拟二维模型的无粘绕流,以及机翼、翼身组合体、T型尾翼的定常和非定常粘性绕流,并在此基础上耦合颤振运动方程研究了飞行器的跨音速颤振特性。 采用阵面推进方法生成二维非结构网格,利用经典线性弹簧方法实现网格运动,采用有限体积法求解二维非定常积分形式的Euler方程来研究一种新型颤振激励器的激励特性和带有机身襟翼的二维机身模型的跨音速非定常气动力。 使用商业软件GRIDGEN生成机翼、平尾、组合体以及T型尾翼的三维初始结构网格,用代数无限插值方法（TFI）和一种网格修正技术生成贴体的粘性运动结构网格。从三维非定常Navier-Stokes方程组出发,采用LU-NND有限差分格式和Baldwin-Lomax湍流模型建立了一种数值模拟三维机翼、组合体和T型尾翼的跨音速定常及非定常粘性绕流的计算方法和程序。在模拟非定常粘性绕流的基础上,与颤振运动方程相耦合,分别对机翼、尾翼和组合体流固耦合现象中颤振问题进行了研究,准确求解跨音速颤振临界速度,分析它们在跨音速范围的颤振规律,并研究分析了机翼剖面形状变化对颤振速度的影响。 以ONERA M6机翼和无后掠矩形机翼为算例,分别对它们的跨音速定常和非定常粘性绕流进行了数值模拟,计算结果和有关文献的结果进行了比较,吻合较好。对多个机翼、尾翼、组合体的跨音速颤振特性进行了数值计算,求解跨音速下的颤振临界速度,分析颤振规律,计算结果和有关资料的结果相比较,一致性较好。
王大海[9]（2000）在《机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析》文中指出
黄明恪,陈红全,成娟[10]（1995）在《翼－身－尾组合体绕流的Euler方程计算》文中进行了进一步梳理本文采用重迭网格技术和ＥＪｅｒ方程计算翼－身－尾组合体绕流。对算身与尾。身部分采用各自的Ｈ。Ｏ型网格，Ｅ＊ｅ／方程求解采用１ａｍｅｓｏｎ的有限体积法，即中心差分近似和显式Ｒｕｎｇｅ·Ｋｕｔｔａ时间推进。采用前后区交替迭代使前后两区通过重迭区交换信息。本文用ＮＡＣＡＴＮ４０４１翼－身，尾模型为例，计算的空气动力特性与实验符合较好。
二、机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析（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、机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析（论文提纲范文）
（1）NNW-FSI软件静气动弹性耦合加速策略设计与实现（论文提纲范文）
| 1 国家数值风洞（NNW）工程 |
| 2 NNW-FSI软件 |
| 2.1 软件概况 |
| 2.2 软件组成 |
| 2.3 软件功能及性能 |
| 2.4 软件开发进展及预期规划 |
| 3 静气动弹性耦合加速策略 |
| 3.1 设计思想 |
| 3.2 加速策略实现 |
| 4 静气弹耦合算例模拟 |
| 4.1 超大展弦比无人机耦合模拟 |
| 4.2 CHN-T1翼身组合体耦合模拟 |
| 5 耦合加速机制分析 |
| 5.1 结构变形收敛性 |
| 5.2 收敛性讨论 |
| 5.3 收敛影响因素 |
| 6 结论 |
（3）滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究（论文提纲范文）
| 0 引 言 |
| 1 计算模型与数值模拟方法 |
| 1.1 计算模型 |
| 1.2 数值模拟方法 |
| 2 滑流数值模拟方法可靠性检验 |
| 3 进气道关键性能参数与数据处理方法 |
| 3.1 总压恢复系数 |
| 3.2 总压畸变指数 |
| 3.3 非定常数据处理方法 |
| 4 计算结果及分析 |
| 4.1 地面状态 |
| 4.2 起飞状态 |
| 4.3 巡航状态 |
| 5 结 论 |
（4）分布式并行网格生成软件框架研制及其应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 1.3.1 主要研究内容 |
| 1.3.2 文章的组织结构 |
| 2 基于消息中间件网格分布生成技术研究 |
| 2.1 前言 |
| 2.2 结构网格软件分布式并行技术研究 |
| 2.2.1 多进程信息传递技术研究 |
| 2.2.2 MPI/OpenMP两级并行网格生成 |
| 2.2.3 人机交互数据的收集与分发技术 |
| 2.3 网格专用消息中间件技术研究 |
| 2.3.1 数据的序列化技术 |
| 2.3.2 网格软件的消息传递机制 |
| 2.3.3 软件设计原则 |
| 2.3.4 大数据传输中的数据压缩技术 |
| 2.4 分布式并行软件框架PadMesh |
| 2.4.1 PadMesh软件框架的设计 |
| 2.4.2 面向消息的中间件实现 |
| 2.5 小结 |
| 3 PadMesh在网格生成软件上的应用 |
| 3.1 前言 |
| 3.2 NNW-GridStar简介 |
| 3.2.1 软件概述 |
| 3.2.2 体系结构 |
| 3.2.3 功能结构 |
| 3.3 开发NNW-PGridStar客户端 |
| 3.3.1 设计模式 |
| 3.3.2 可视化数据管理 |
| 3.3.3 客户端与RabbitMQ之间的通信 |
| 3.4 开发NNW-PGridStar服务器 |
| 3.4.1 执行模式 |
| 3.4.2 分布式网格数据管理 |
| 3.4.3 功能控制器实现:并行读取本地工程文件 |
| 3.4.4 功能控制器实现:修改网格线维度 |
| 3.4.5 服务器和RabbitMQ之间传输的数据的序列化 |
| 3.5 NNW-PGridStar初始版本信息 |
| 3.6 小结 |
| 4 算例验证 |
| 4.1 前言 |
| 4.2 结构网格生成测试 |
| 4.3 小结 |
| 5 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间的研究成果 |
（5）面向大型客机后体减阻的多涡系致力机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景与意义 |
| 1.1.1 面向飞机涡系的涡动力学研究的重要性 |
| 1.1.2 飞机及机身减阻研究的背景与意义 |
| 1.1.3 后体涡系结构相互作用及其致力机理研究的意义 |
| 1.2 国内外研究现状及存在问题 |
| 1.2.1 飞机尾迹涡的研究进展 |
| 1.2.2 飞机减阻原理及方法的研究进展 |
| 1.2.3 涡致力机理的研究进展 |
| 1.2.4 现有研究存在的问题及其研究趋势 |
| 1.3 主要工作与创新点 |
| 1.3.1 研究思路与研究方案 |
| 1.3.2 研究目标 |
| 1.3.3 主要创新点 |
| 1.4 研究内容及章节安排 |
| 第二章 研究方法 |
| 2.1 物理模型 |
| 2.2 商用CFD计算方法 |
| 2.3 风洞试验与数值延伸方法 |
| 2.3.1 风洞试验设置 |
| 2.3.2 试验基的数值模拟 |
| 2.4 方法的准确性验证 |
| 2.4.1 CFD计算方法的准确性验证 |
| 2.4.2 试验-数值联合研究方法的验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 后体涡系的相互作用机理研究 |
| 3.1 后体涡系的结构特征 |
| 3.1.1 复杂流场中漩涡的定义 |
| 3.1.2 后体涡系的拓扑结构及其演化特征 |
| 3.2 后体涡系的涡对建模 |
| 3.2.1 后体涡系的试验捕获 |
| 3.2.2 后体涡系的理论建模与数值模拟 |
| 3.3 后体涡系的相互作用运动学机理 |
| 3.3.1 后体涡系相互作用的理论建模 |
| 3.3.2 后体涡系相互作用的涡心轨迹表征 |
| 3.3.3 后体涡系相互作用的涡心速度表征 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 后体涡系的涡致阻力产生机理研究 |
| 4.1 空气动力的分解原理与方法 |
| 4.1.1 压力级——近壁面积分 |
| 4.1.2 结构级——尾迹积分法、涡量矩定理或流体冲量定理 |
| 4.1.3 因果级——边界涡量流理论 |
| 4.2 基于尾迹积分法的后体涡系涡致阻力机理研究 |
| 4.3 基于涡量矩定理的后体涡系涡致力机理研究 |
| 4.3.1 后体涡系的涡致阻力产生机理 |
| 4.3.2 后体涡系相互作用的涡量环模型 |
| 4.3.3 基于涡量矩定理的涡量环致力模型 |
| 4.3.4 相互作用模式分类相图 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 后体涡流发生器的减阻机理研究 |
| 5.1 涡流发生器的减阻机理 |
| 5.1.1 涡对相互作用及其致力机理 |
| 5.1.2 边界涡量流理论 |
| 5.2 涡流发生器的设计方法 |
| 5.2.1 几何参数、安装位置、周向角和安装攻角 |
| 5.2.2 网格划分策略与计算条件 |
| 5.3 涡流发生器的减阻效果 |
| 5.3.1 后体涡系的结构特征 |
| 5.3.2 后体压力系数分布及附近流线 |
| 5.3.3 后体涡致阻力减少效果评估 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.1.1 主要结论 |
| 6.1.2 创新点 |
| 6.2 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 与硕士学位论文相关的已录用的论文 |
（6）X-51A高超声速飞行器三维重建及气动/隐身特性分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.1 美国高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.2 俄罗斯（前苏联）高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.3 欧洲高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.4 其他国家高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.5 中国高超声速飞行器发展现状 |
| 1.2 X-51A项目简介 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 第二章X-51A的三维重建 |
| 2.1 三维重建技术介绍 |
| 2.1.1 基于目标工程图的三维重建 |
| 2.1.2 基于目标照片的三维重建 |
| 2.2 X-51A的三维重建 |
| 第三章X-51A的气动特性分析 |
| 3.1 X-51A各部件特性分析 |
| 3.1.1 进气道特性分析 |
| 3.1.2 隔离段特性分析 |
| 3.1.3 燃烧室特性分析 |
| 3.1.4 尾喷管特性分析 |
| 3.2 X-51A的气动计算方法 |
| 3.2.1 计算流体力学基本理论 |
| 3.2.2 计算环境设置 |
| 3.3 X-51A气动计算结果与分析 |
| 3.3.1 整机气动特性 |
| 3.3.2 整机乘波特性 |
| 3.3.3 前体/进气道流动特性 |
| 第四章X-51A的隐身特性分析 |
| 4.1 飞行器隐身特性分析方法 |
| 4.1.1 隐身技术基本理论 |
| 4.1.2 目标RCS数值求解方法 |
| 4.2 X-51A的RCS计算 |
| 4.2.1 X-51A受雷达探测的威胁分析 |
| 4.2.2 计算环境设置 |
| 4.2.3 X-51A的RCS计算结果与分析 |
| 4.3 类X-51A高超声速巡航导弹突防能力浅析 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 工作总结 |
| 5.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 硕士在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（7）非圆截面导弹气动特性数值分析方法研究（论文提纲范文）
| 1 概述 |
| 2 估算方法 |
| 2.1 弹体的气动力 |
| 2.2 组合体气动力 |
| 3 纵向气动特性计算 |
| 3.1 升力的计算 |
| 3.2 阻力的计算 |
| 3.3 俯仰力矩系数的计算 |
| 3.4 CFD数值计算 |
| 4 计算结果及分析 |
| 5 结论 |
（8）跨音速非定常流场及颤振数值分析技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 目录 |
| 第一章 绪论 |
| §1.1 引言 |
| §1.2 流场数值模拟的发展现状 |
| §1.3 气动弹性力学概述 |
| §1.4 气动弹性力学发展现状及前景 |
| §1.5 本文的主要工作 |
| 第二章 网格生成技术 |
| §2.1 用商业软件GRIDGEN生成结构网格 |
| §2.2 非定常流场计算中运动网格生成 |
| §2.2.1 无限插值方法生成三维运动网格 |
| §2.2.2 一种网格修正技术的运动网格生成方法 |
| §2.3 网格生成算例 |
| §2.4 附图 |
| 第三章 Euler方程跨音速数值解法 |
| §3.1 基于ALE描述的Euler控制方程 |
| §3.2 空间离散 |
| §3.3 时间离散和推进 |
| §3.3.1 隐式时间离散方法 |
| §3.3.2 拟时间推进方法 |
| §3.4 初始条件和边界条件 |
| §3.4.1 初始条件 |
| §3.4.2 物面边界条件 |
| §3.4.3 远场边界条件 |
| §3.4.4 对称边界条件 |
| §3.5 几何守恒律 |
| §3.6 算例分析 |
| §3.6.1 一种新型颤振激励器特性分析 |
| §3.6.2 二维机身襟翼跨音速非定常气动力 |
| §3.7 小结 |
| §3.8 附图 |
| 第四章 三维非定常Navier—Stokes方程数值解法 |
| §4.1 控制方程 |
| §4.2 几何守恒律 |
| §4.3 时间离散格式 |
| §4.3.1 一阶LU-SGS格式(Lower-upper Symmetric-Gauss-Seidel) |
| §4.3.2 二阶LU-SGS格式 |
| §4.4 差分格式 |
| §4.5 边界条件 |
| §4.5.1 物面边界条件 |
| §4.5.2 周期性边界条件 |
| §4.5.3 对称边界条件 |
| §4.5.4 远场边界条件 |
| §4.5.5 奇性边界条件 |
| §4.6 湍流模型 |
| §4.7 算例分析 |
| §4.7.1 ONERA M6机翼 |
| §4.7.2 非定常算例1—无后掠机翼刚性简谐振动的非定常气动力 |
| §4.7.3 非定常算例2—M6机翼柔性简谐振动的非定常气动力 |
| §4.8 小结 |
| §4.9 附图 |
| 第五章 跨音速颤振分析方法研究 |
| §5.1 颤振运动方程数值解法 |
| §5.1.1 时域颤振运动方程形式 |
| §5.1.2 时域颤振运动方程数值解法 |
| §5.1.3 时域颤振数值分析计算流程 |
| §5.2 机翼跨音速颤振数值分析 |
| §5.2.1 AGARD445.6机翼颤振特性算例验证 |
| §5.2.2 机翼剖面形状对跨音速颤振特性影响研究 |
| §5.3 某战斗机机身+平尾组合体颤振数值分析 |
| §5.3.1 单独平尾颤振特性数值分析 |
| §5.3.2 机身+平尾组合体颤振特性数值分析 |
| §5.4 T型尾翼颤振特性数值分析 |
| §5.4.1 T型尾翼反对称自然振动模态处理 |
| §5.4.2 T型尾翼反对称模态颤振特性数值分析 |
| §5.5 小结 |
| §5.6 附图 |
| 第六章 工作总结与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 硕士期间发表论文、参加的课题和获奖 |
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四、机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析（论文参考文献）
- [1]NNW-FSI软件静气动弹性耦合加速策略设计与实现[J]. 孙岩,王昊,江盟,岳皓,孟德虹. 航空学报, 2021(09)
- [2]基于广义Richardson外插方法的颤振模拟耦合时间精度研究[J]. 王昊,王运涛,孟德虹,王毅. 空气动力学学报, 2021(02)
- [3]滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究[J]. 王利敏,张彦军. 航空工程进展, 2020(03)
- [4]分布式并行网格生成软件框架研制及其应用[D]. 周娇媚. 西南科技大学, 2020(08)
- [5]面向大型客机后体减阻的多涡系致力机理研究[D]. 王煜凯. 上海交通大学, 2019(06)
- [6]X-51A高超声速飞行器三维重建及气动/隐身特性分析[D]. 刘雪松. 南京航空航天大学, 2015(03)
- [7]非圆截面导弹气动特性数值分析方法研究[J]. 杨振华,戎宜生. 黑龙江科技信息, 2014(17)
- [8]跨音速非定常流场及颤振数值分析技术研究[D]. 王涛. 西北工业大学, 2006(07)
- [9]机翼──平尾组合体的纵向非定常气动力分析[J]. 王大海. 中国民航飞行学院学报, 2000(04)
- [10]翼－身－尾组合体绕流的Euler方程计算[J]. 黄明恪,陈红全,成娟. 空气动力学学报, 1995(03)