一、激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究（论文文献综述）
陈琦,陈坚强,袁先旭,郭启龙,万钊,邱波,李辰,张毅锋[1]（2021）在《国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展》文中研究指明随着CFD技术的快速发展,CFD数值模拟软件在飞行器研制中得到广泛应用,并已渗透航空航天等诸多领域的各个阶段,发挥着越来越重要的作用。国家数值风洞（NNW）工程坚持边建边用的原则,通过集成结构力学、飞行力学、工程热力学、声学、光学、电磁学、多相流体力学等学科软件,在航空航天、交通运输、能源动力、环保减灾等领域发挥了积极作用。总结了NNW软件在高超声速飞行器边界层转捩、湍流、高精度方法等领域的应用成果以及在解决复杂流动干扰、动态稳定性和多学科耦合问题上的最新进展。通过案例展示,使相关从业人员了解NNW软件的功能、特点,促进系列软件在全国的推广和应用。
刘永振[2]（2021）在《转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究》文中指出随着飞机对航空发动机性能要求的不断提升,推动航空发动机一直朝着高推重比、低油耗、高机动性和高可靠性的方向发展。推重比作为衡量航空发动机性能的重要指标,对于飞机的飞行速度、机动性等都具有重要的影响。压气机作为航空发动机关键部件之一,其长度和重量约占发动机整机的一半左右,因此提升压气机级负荷,减少压气机级数,发展结构紧凑的气动布局形式对发动机推重比的提高具有关键作用。压气机级负荷提升的同时,其转子进口马赫数也在不断增加,出现相对超音速气流,在相对超音速进气条件下,压气机转子叶片通道激波组织方式及随之所带来的强激波损失和激波诱发边界层分离损失对压气机总体气动性能影响显着。因此合理组织叶片通道内激波系结构,在利用叶片通道主流区激波增压的同时,削弱强激波根部与边界层相互作用所诱导的流动分离损失,以发掘利用激波高效增压的潜能,成为超音压气机设计中的关键科学问题。本文从超音压气机平面叶栅出发,分析超音叶栅通道激波系结构与增压特性内在联系,探索前缘内伸激波根部局部叶型曲率变化对激波诱发边界层分离的影响机制,提出超音压气机叶栅激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,结合压气机三维转子叶片流动特征,形成超音压气机转子局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法。（1）基于设计来流马赫数Ma=1.75超音压气机进气条件,开展了超音叶栅通道激波组织方法研究,通过数值模拟方法分析了叶栅通道激波系结构与增压特性内在关系,阐明了前缘内伸激波根部诱发强逆压梯度及局部边界层分离结构特征,澄清了激波与边界层相互作用区域叶表载荷分布特征及激波诱导边界层分离影响因素,为后续开展流动分离抑制方法奠定了基础。（2）基于超音压气机叶栅试验台开展了超音压气机平面叶栅试验测试研究,通过测压试验与纹影试验验证了超音叶栅激波系增压潜能并分析了叶栅通道激波根部结构,澄清了叶表载荷分布特征与叶栅通道激波系结构内在关系,此外考核了数值计算方法的精度,为后续研究工作奠定了基础。（3）基于数值模拟和试验捕捉到的超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导的局部边界层分离现象,提出了抑制激波诱导边界层分离的局部等逆压梯度负曲率二维叶型设计方法,分析了叶栅吸力面前缘内伸激波根部上游局部负曲率型线改型设计对叶栅通道内激波根部波系结构、叶表载荷分布特征及激波与边界层相互作用区域边界层形态和熵增变化的影响规律,建立了局部等逆压梯度负曲率型线设计方法和超音压气机叶栅激波诱导边界层分离抑制方法。（4）基于超音平面叶栅局部叶型负曲率激波诱导边界层分离抑制方法,进一步考虑压气机转子三维叶片通道流动特征,澄清了三维压气机转子叶片激波根部位置上游局部等逆压梯度负曲率型线对激波诱导流向分离和边界层低能流体径向输运的作用机制,揭示了不同激波强度及入射位置下负曲率型线设计对激波/边界层相互作用的影响规律,形成了适应于超音压气机转子的激波诱导边界层分离抑制方法。本研究从局部叶型曲率变化对激波诱导边界层分离作用机制出发,提出了超音叶栅局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,实现了对超音压气机叶栅前缘内伸激波诱导边界层分离的有效抑制。进一步将激波诱导边界层分离局部叶型负曲率抑制方法从二维平面叶栅应用到三维压气机转子,形成了超音压气机转子激波诱导边界层分离局部等逆压梯度负曲率型线设计方法,在叶片通道主流区利用激波增压的同时,削弱强激波根部所诱发的流动分离损失,提高压气机转子总体气动性能,为完善超音压气机转子优化设计提供支持。
李一鸣[3]（2020）在《内转式进气道流动中的激波及相互作用研究》文中研究表明进气道作为超燃冲压发动机捕获并压缩来流的重要气动部件,对吸气式高超声速飞行器气动布局和性能至关重要。三维内转式进气道以其压缩效率高、润湿面积小、以及易于实现从飞行器前体向圆形燃烧室过渡等优势,成为研究的热点之一。然而,内转式进气道复杂的几何结构,会产生多种形式的曲面激波（如压缩面激波、唇口激波、分离激波、再附激波等）,使其流动具有明显有别于传统二元进气道的特殊性和复杂性,尤其是弯曲激波和激波/边界层干扰更是增加了三维复杂特征。因此,以往在二维流场中有关平面激波及其与边界层相互作用的机理和规律认识,难以直接应用于内转式进气道中。目前关于内转式进气道的研究还很不充分,尤其是在基本特征认识中起关键支撑作用的内转式进气道流场实验观测更是匮乏。为此,发展了针对内转式进气道进行流场观测的实验方法,借助数值模拟,对于实验中观察到的内转式进气道中的典型流场结构展开分析。进一步,针对进气道中普遍存在的复杂的弯曲激波与弯曲壁面的干扰问题进行解耦,突出重点,分解难点,将入射激波简化为平面斜激波,以着重体现凹柱面的弯曲壁面在反射过程中的作用。首先,提出了一种分段显示的内转式进气道内流场观测方法,可分段获取截断剖面处的内流场结构,通过多段组合进而融合出内流道整体空间结构信息。发展了适用于激波风洞的平面激光散射（PLS）技术,利用水蒸气在喷管中凝结产生的纳米级颗粒作为示踪粒子。相关的性能测试和分析表明,PLS方法在高超声速流动研究中是一种有效的流动显示方法,实现了对于三维内转式进气道流场的实验观测。此外,通过压敏漆（PSP）技术,实现对模型表面压力分布开展面测量,取得壁面流场分布信息,再结合纹影、PLS等不同方法的组合运用,可以从多方位获得流场信息,以有助于相关认识从片面走向全面。其次,在对内转式进气道流场的实验观测基础上,借助数值模拟,获得了内转式进气道的弯曲壁面内流道复杂流场结构较为完整的刻画,内转式进气道唇口V形钝前缘处的复杂波系干扰,不仅造成当地的极高热力载荷,而且在内外两侧均形成反向流向涡对（CVP）,其影响将延伸至较远的下游区域;此外,内流道中前体压缩面侧的较大范围低速区的形成不仅与长距离的前体压缩面边界层发展有关,同时也包含了唇口内侧激波与弯曲侧壁相互作用所引起的侧壁边界层向底部聚集的作用。此外,采用无粘数值模拟,考察了斜激波在凹柱面上反射所产生的三维波系结构,结合局部二维化分析方法,对激波在凹柱面上的规则-马赫反射类型转变规律进行了一定程度的预测和分析。研究发现,在凹柱面侧壁主要呈现马赫反射的特征,而对称面附近区域则更易于出现规则反射,其间的过渡区域伴随有桥激波、剪切层等复杂结构。随着入射斜激波强度的增加,规则反射区逐步减小乃至消失,此时对称面处的反射类型将由规则反射转变成马赫反射,进而出现全马赫反射模式,对称面附近接近正激波压缩效果的马赫杆波后出现高压低速区,该区域不仅总压损失显着,而且流场不均匀性也很明显。因此,鉴于全马赫反射的诸多不利影响,建议在内流道设计和运行中应尽量避免。
钱薪伟[4]（2020）在《鼓包造型方式对跨声速压气机叶栅气动性能的影响》文中研究说明作为燃气轮机三大部件之一,压气机性能的提升可以进一步地提高燃气轮机的功重比/推重比和降低油耗。提高压气机性能的有效的方法之一就是要不断提高压气机的单级压比,进而在更少的级数上实现更高的级负荷。提高级负荷的常用方法是提高转子的旋转速度,这样会提高转子的叶尖切线速度,从而使其叶尖相对马赫数达到超声速,因此在跨声速压气机中会导致激波的出现,而激波又会加剧压气机内部的流动损失,所以对于跨声速压气机内部激波损失相关的控制方式的研究就显得至关重要。首先,本文以某跨声速压气机转子70%叶高的截面叶型为研究对象,利用Hicks-Henne函数、CST参数化方法、Parsec描形方法以及多项插值函数构造鼓包,并通过数值仿真研究了在设计来流条件下不同位置的鼓包对叶栅的气动性能的影响,并与原型叶栅对比,发现鼓包在迎风面会产生弱压缩波,弱压缩波可以起到预增压作用,会减小激波前后的压力梯度,减弱入射激波及反射激波的强度,鼓包也会推迟入射激波的入射位置,从而推迟激波-边界层相干扰引起的分离、,从而降低叶栅内部的流动损失;随着鼓包初始位置沿流向后移,鼓包抑制激波诱导的分离能力增强,削弱入射激波的能力增强,对反射激波的削弱效果不断减弱。然后,在设计来流条件下对添加不同高度的鼓包的叶栅进行数值模拟,结果表明鼓包高度在小于0.01b时,鼓包对激波的控制效果会随着鼓包高度的增加而增强,但当鼓包高度超过0.01b后,叶栅内部流动状态更加复杂,会导致额外的流动损失。最后,在非设计来流条件下对得到的较优参数的鼓包叶栅进行数值模拟,发现采用多项式插值函数构造的鼓包具有较好的工况适应性,在非设计来流条件下也可以很好地改善激波结构和降低流动损失;采用Parsec描形方法构造的鼓包在设计来流条件及变冲角条件下可以有效削弱吸力面入射激波及反射激波强度,从而降低叶栅的流动损失,但随着来流马赫数的增大,Parsec描形方法构造的鼓包削弱激波强度及推迟流动分离的能力大大减弱;采用CST参数化方法及Hieks-Henne函数构造的鼓包在设计来流参数下可以很好地降低叶栅的激波相关损失,但在非设计来流条件下减弱激波强度的能力较弱,甚至会引起总压损失的增大,工况适应性较差。
张志雨[5]（2020）在《V字形钝前缘激波干扰及气动热/力特性研究》文中研究表明复杂的激波干扰现象广泛存在于吸气式高超声速飞行器的内外流中,会导致内外流特征的突变和局部气动力/热载荷的大幅跃升,成为制约长时间飞行的关键因素之一。以内转式进气道为典型代表的三维进气系统,由于压缩效率高和流量捕获性能好等优势,成为极具潜力的进气方案。随着研究的深入,内转式进气道逐渐暴露出类V字形唇口所面临的严酷激波干扰问题,而基于现有的经典理论,难以有效地评估和预测这种激波干扰新现象。因此,V字形唇口处的激波干扰问题已成为飞行器设计和科学研究中极富挑战性的课题之一,亟待有针对性地开展研究,以丰富认识、揭示机理、掌握规律、指导设计。为了突出重点,本文采用V字形钝前缘模型,并结合理论分析、数值模拟和风洞实验,从激波干扰结构特征转变、热/力载荷特性、流场非定常振荡等多个方面,开展了较为系统的研究。首先在来流马赫数6条件下,通过风洞实验和数值模拟,分析了随着半径比（即V字形前缘交叉位置倒圆半径与前缘钝化半径之比）和扩张角增大时,V字形钝前缘流场的波系结构以及激波干扰类型的转变过程,获得了三种激波干扰类型（即异侧规则反射、异侧马赫反射和同侧规则反射）,揭示了异侧规则反射向异侧马赫反射以及异侧马赫反射向同侧规则反射的转变机制。研究发现,V字形钝前缘激波干扰类型的转变,主要由其自身特殊的几何约束决定,而不是经典的von Neumann准则和脱体准则。基于对激波相对位置的分析,建立了异侧规则反射到异侧马赫反射以及异侧马赫反射到同侧规则反射的转变理论,该理论边界与实验及数值模拟吻合良好。此外,在异侧规则反射到异侧马赫反射的转变边界附近,还发现了转变过程中存在的反常迟滞现象（即转变发生在von Neumann边界之下）。针对V字形钝前缘复杂激波干扰带来的严酷气动热问题,通过分析不同激波干扰类型的近壁面流场结构,揭示了四种局部热流峰值的产生机制,即超声速气流冲击壁面、激波或膨胀波/边界层干扰、剪切层贴附和异侧射流的相互撞击。结果表明,随着V字形钝前缘的半径比增大,热流峰值大致呈现先增大后减小的趋势;而随着扩张角增大,热流峰值呈现递减趋势;采用大扩张角和大半径比的构型,均具有缓解局部极高气动热载荷的潜力。进一步地,根据局部热流峰值产生机制的不同,分别建立了热流峰值与压力峰值的关联关系,为快速评估V字形钝前缘局部热流峰值,提供了重要参考。针对V字形钝前缘激波干扰流场振荡及其引起的壁面脉动压力载荷问题,采用高速纹影拍摄结合图像处理的方法,研究了不同激波干扰类型（异侧规则反射、异侧马赫反射和同侧规则反射）的非定常振荡现象,发现了主激波振荡的四种模式（即全场“摆动”模式、全场“摆动”与“拱起-恢复”混合振荡模式、全场“拱起-恢复”振荡模式、局部“拱起-恢复”振荡模式）,阐明了 V字形钝前缘驻点附近的射流对撞与竞争、倒圆区域积蓄气流的“呼吸”运动是产生振荡的根源。通过分析激波干扰特征点的振荡信号,获得了激波振荡模式的转变边界。进一步地,结合壁面脉动压力测量实验,证实了激波振荡存在中频占优的特征,据此给出的Strouhal数具有较好的一致性,约为0.09。此外,还发现增大半径比、减小来流马赫数、引入来流侧滑角,通过调整V字形钝前缘的激波干扰结构,均具有缓解壁面脉动压力的效果。
徐义俊[6]（2020）在《支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究》文中指出超燃冲压发动机是近现代航空领域中的重要推进装置,燃烧室内部流动特性、燃烧特性等基础性研究备受关注。随着高超声技术的发展,速度和稳定性的兼容性成为超燃冲压发动机亟待解决的技术难题。并且高超声速中伴随着激波/膨胀波的干扰引发的一些列如流动分离、气动热效应、流动内阻力等问题,大大降低了发动机的性能。因此对超燃冲压发动机流动特性、混合特性和燃烧特性进行深入的研究显得尤为重要。本文选取日本航天局和法国航空航天研究院共同开展的CNR11-R36支板喷射超燃冲压发动机为研究对象,基于Fluent?商业软件对其流动特性和燃烧特性进行数值计算和分析。并基于相似原理搭建明渠流动实验台,对无燃料喷射的冷态流动模拟结果进行验证,提高数值模化结果可靠性以及可信度。在此基础分析了不同入口边界条件对激波/边界层和激波/混合层干扰过程及流动规律,随着入口气流马赫数、总温的增加,激波角减小,逆压梯度逐渐减小,流动分离现象逐渐消失;对于混合层来说,入口马赫数的增加强化了激波,同时反射激波强度也随之提高,反射激波/混合层相互作用增加了局部湍流提强化流体间的质量、动量和能量交换。最后通过改变边界条件及当量比分析了超声速燃烧特性,结果表明,支板尾缘能够形成低速回流区增强火焰稳定性,同时随着当量比的增加,局部混合气体中氧气含量降低导致燃料的燃烧效率下降,采用多步简化反应机理模拟超声速燃烧时,小分子基元反应不可忽视,虽然初始时释放热量较低,温度场分布与实验火焰分布存在一定误差,但总变化趋势一致。
高婉宁[7]（2020）在《基于等离子体合成射流的壁面鼓包诱导流场控制方法研究》文中研究说明Bump进气道运行时,鼓包压缩面诱导形成的曲面激波/边界层干扰会很大程度上降低进气道进口流场品质。为缓解鼓包诱导曲面激波/边界层干扰带来的不利影响进而改善Bump进气道性能,本文通过仿真方法,分别针对基于动量效应及基于旋涡效应两类不同的激励器布置方式揭示了等离子体合成射流对鼓包诱导流场的控制效果,并探索出合适的激励器布置参数。首先,探究了鼓包模型的仿真方法,并采用基于唯象性的仿真方法对等离子体合成射流激励器模型进行了二维仿真及三维简化仿真。其中等离子体合成射流的三维仿真方法解决了以往方法计算量大计算时间长的问题,同时能准确捕捉到射流前驱激波与射流团的速度特性。其次,对设计状态与侧滑状态下的单锥鼓包诱导流场进行了研究,并分析了不同侧滑角度对鼓包诱导流场的影响。结果表明:设计状态下,鼓包前缘诱导的曲面激波与来流边界层干扰形成了“λ”波系结构,波足下存在大分离区,分离区流动拓扑结构呈准锥形相似。来流气流侧滑增大了鼓包迎风面展向压力梯度,并使得鼓包表面高压中心向迎风面偏移,造成迎风面前缘旋涡强度增强以及迎风侧出口总压恢复损失。随着侧滑角的增加迎风面分离区的准锥形相似特性增强,虚拟锥锥角由19.8°增大至37.5°,而背风面由准锥形相似逐渐发展为准柱形相似。随后,仿真研究了基于动量效应的等离子体合成射流对鼓包诱导流场控制效果,验证了该控制方法的有效性,并获得了激励器布置位置及缝宽等参数对射流控制效果的影响规律。对于缝宽为2mm的激励器,等离子体合成射流作用的有效时间为四分之一周期,在该时间内能够对鼓包诱导曲面激波起到抑制作用,促进鼓包排移边界层同时带来分离区分离点提前、分离强度减弱、使鼓包表面边界层更加饱满、降低壁面阻力等影响,在本文探究的参数范围内射流瞬时最多可降低鼓包壁面3.2%的阻力。最后,仿真研究了基于旋涡效应的等离子体合成射流对鼓包诱导流场控制效果,并验证了该控制方法的有效性,揭示了激励器布置位置、布置角度及缝宽等参数对其控制效果的影响规律。结果表明基准控制方案中射流团运动到分离区内后,会造成分离区内流线回流程度下降,同时由于旋涡发展促进了鼓包下游边界层内流体与主流的掺混,增强了边界层的抗逆压力梯度能力,射流瞬时可使得鼓包表面分离区最大长度减小17%,同时降低了边界层形状因子并使得激励器下游速度剖面更加饱满。
杨馨[8]（2020）在《基于最小熵增原理的分离诱导的激波反射结构研究》文中研究表明分离诱导的激波反射结构在高超声速飞行器的推进系统的内流场中广泛存在,这种流场结构容易受到外部因素的影响,导致其自身的流动参数变化剧烈,这种情况会对飞行器的推进系统性能产生不利的影响。因此,有必要对分离诱导的激波反射结构进行更细致地研究。本文首先将分离诱导的激波反射流场划分为三个子流场,综合运用最小熵增原理、自由干涉理论和无粘激波理论等方法对包括激波反射和边界层流动等结构在内的流场进行理论分析,给出了求解分离激波强度的最小熵增法和自由干涉法,按照这两种方法分别通过数值计算得到分离激波强度的两种理论分析解。针对两种理论解不一致的情况进行分析,认为两种理论解实际代表了不同含义的分离激波角,多重因素的综合影响导致了整个分离激波出现弯曲现象。还根据两种理论解的大小关系划分出不同的分离区规模。随后,通过CFD方法得到一系列模拟出来的流场结果,该结果与本文理论分析预测的结果吻合良好,验证了最小熵增法的可靠性。最后,总结分析可能影响分离诱导的激波反射流场的因素,给出数值模拟的结果,验证了膨胀波扇面角等因素对流场结构的影响。
蔡晓蕊[9]（2019）在《高超声速脉动压力的计算方法研究》文中提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。
熊有德[10]（2019）在《高超声速进气道激波/边界层干扰数值模拟研究》文中研究说明高超声速飞行技术对国家的国土安全、空间探索和经济发展有着重要的意义,其发展离不开超燃冲压发动机的实现。作为超燃冲压发动机的重要一部分,进气道的性能关系着整个推进系统能否稳定工作。在高超声速进气道的流动中,最常见的是激波/边界层干扰现象。该现象的存在使进气道内的流场结构变得十分复杂,并有可能对进气道性能产生不利的影响,因此需要对其流动机理进行深入的研究。本文对这一问题展开数值模拟,以便加强对这一流动现象的理解,主要内容包括:（1）对典型的超音速压缩拐角激波/边界层干扰算例进行数值模拟。计算中确保了拐角前方的边界层参数相同。随后用四种湍流模型对不同角度的压缩拐角进行计算,并将结果同实验数据进行比较。结果表明:对于压缩拐角的激波/边界层干扰问题,BSL（Menter Baseline）模型和BSL雷诺应力模型对压力系数、壁面摩擦力系数和分离区的预测结果较好。（2）对典型的二维混压式高超声速进气道进行了数值模拟,对比不同模型计算结果的差异与原因,并综合压缩拐角算例的结果,得到了BSL雷诺应力模型相对于其它三种模型对此激波/边界层干扰问题较为适用的结论。接着又模拟了壁面温度对进气道的流动结构和性能参数的影响,发现壁温升高会增强激波/边界层间的干扰,降低进气道的性能,当壁温升高到一定程度时,会造成进气道不起动。（3）对三维进气道激波/边界层干扰问题进行研究。比较了无侧板、大侧板及小侧板三种结构的进气道内部流动结构的差异。具体分析侧板边界层与压缩面激波间的干扰以及对喉部分离区的影响,随后比较了不同结构的进气道性能参数。最后计算不同攻角下小侧板进气道的流场结构及性能的变化。结果表明,攻角会影响进气道边界层发展及入口马赫数,进而影响喉部的激波/边界层干扰,偏离设计攻角会导致总压恢复系数下降,攻角与进气道捕获流量和出口静圧比成正相关,与流量系数成负相关。
二、激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究（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、激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究（论文提纲范文）
（1）国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展（论文提纲范文）
| 1 复杂流动特征高保真模拟 |
| 1.1 激波-边界层干扰精细模拟 |
| 1.2 湍流高精度模拟 |
| 1.3 热流高效高精度模拟 |
| 1.4 转捩过程高精度模拟 |
| 2 复杂干扰机制高清晰认知 |
| 2.1 钝舵缝隙局部流场数值模拟 |
| 2.2 进气道激波振荡的物理机制 |
| 2.3 喷流干扰诱导回流激波机制 |
| 2.3.1 底部横向喷流干扰流场分析 |
| 2.3.2 喷流对舵面效率的影响 |
| 3 多学科耦合应用 |
| 3.1 方形截面导弹舵面操纵动态响应特性 |
| 3.2 大长细导弹快速拉起过程的气动伺服弹性特性 |
| 3.3 考虑化学非平衡效应的动态稳定性计算 |
| 4 结论 |
（2）转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号对照表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题的背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 高负荷超音压气机激波增压 |
| 1.2.2 激波/边界层干涉研究进展 |
| 1.2.3 叶型曲率抑制激波诱导边界层分离 |
| 1.2.4 小结 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 1.3.1 研究目的 |
| 1.3.2 研究方法 |
| 1.3.3 研究内容 |
| 第2章 数值计算方法验证 |
| 2.1 数值模拟方法简介 |
| 2.1.1 控制方程组 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.2 二维超音压气机叶栅数值模拟方法 |
| 2.2.1 研究对象简介 |
| 2.2.2 边界条件及初始化 |
| 2.2.3 网格拓扑及无关性验证 |
| 2.2.4 湍流模型的评估 |
| 2.2.5 数值与实验结果对比 |
| 2.3 三维压气机转子数值计算方法 |
| 2.3.1 研究对象简介 |
| 2.3.2 边界条件及初始化 |
| 2.3.3 网格无关性验证 |
| 2.3.4 湍流模型的评估 |
| 2.4 小结 |
| 第3章 超音压气机叶型设计方法与叶栅试验研究 |
| 3.1 超音压气机叶栅激波组织方法 |
| 3.2 超音压气机叶栅试验台 |
| 3.2.1 叶栅试验台介绍 |
| 3.2.2 试验测试系统 |
| 3.2.3 试验台改进 |
| 3.3 超音压气机叶栅试验测试 |
| 3.3.1 叶栅试验调试 |
| 3.3.2 叶栅试验结果 |
| 3.3.3 数值与试验结果对比 |
| 3.4 试验数据处理与误差分析 |
| 3.4.1 试验数据处理 |
| 3.4.2 误差分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 超音压气机叶栅激波/边界层干涉控制方法 |
| 4.1 局部等逆压梯度负曲率型线设计方法 |
| 4.2 负曲率型线对超音压气机叶栅设计工况影响 |
| 4.2.1 叶栅气动性能影响 |
| 4.2.2 叶栅流场特征影响 |
| 4.2.3 边界层稳定性影响 |
| 4.3 负曲率型线对超音压气机叶栅非设计工况影响 |
| 4.3.1 出口背压变化 |
| 4.3.2 进口马赫数变化 |
| 4.4 小结 |
| 第5章 压气机转子激波诱导边界层分离抑制方法 |
| 5.1 压气机转子局部等逆压梯度负曲率型线设计方法 |
| 5.2 设计转速下压气机转子气动性能和流场 |
| 5.2.1 总体性能曲线 |
| 5.2.2 流场对比分析 |
| 5.3 非设计转速下压气机转子气动性能和流场特征 |
| 5.3.1 不同转速下压气机转子气动性能 |
| 5.3.2 不同转速下流场特征对比 |
| 5.4 小结 |
| 结论、创新点与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
（3）内转式进气道流动中的激波及相互作用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 激波反射 |
| 1.2.2 高超声速进气道中的流动特征 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 实验及数值方法 |
| 2.1 实验设备与常规测量系统 |
| 2.1.1 激波风洞 |
| 2.1.2 纹影及压力测量系统 |
| 2.2 三维内转式进气道流动的显示 |
| 2.2.1 平面激光粒子散射(PLS)方法 |
| 2.2.2 三维内转式进气道设计及流场分段显示 |
| 2.2.3 局部激波干扰的表面压力分布与纹影组合显示方法 |
| 2.3 数值方法 |
| 2.3.1 FLUENT软件简介 |
| 2.3.2 验证算例 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 典型内转式进气道流动显示与相关机理分析 |
| 3.1 前体压缩面流动显示 |
| 3.1.1 压缩面激波 |
| 3.1.2 唇口激波 |
| 3.2 内转式进气道及隔离段内流场 |
| 3.2.1 唇口附近流动 |
| 3.2.2 内收缩段流动 |
| 3.2.3 隔离段内流动 |
| 3.3 进气道抽吸和反压的影响 |
| 3.3.1 抽吸对进气道的影响 |
| 3.3.2 反压对抽吸的影响 |
| 3.3.3 隔离段中的激波串 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 斜激波在凹柱面的反射 |
| 4.1 模型及研究方法 |
| 4.1.1 研究模型 |
| 4.1.2 激波在曲面反射的局部二维化分析理论 |
| 4.2 小角度斜激波在凹柱面的规则-马赫反射 |
| 4.2.1 入射激波强度的影响 |
| 4.2.2 典型斜激波在凹柱面上反射的二维化理论分析 |
| 4.2.3 斜激波在凹柱面反射后的流场结构 |
| 4.3 斜激波在凹柱面的全马赫反射 |
| 4.3.1 全马赫反射的波系结构 |
| 4.3.2 斜激波反射后流场结构 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 结论和展望 |
| 5.1 结论 |
| 5.2 创新点 |
| 5.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与其他科研成果 |
（4）鼓包造型方式对跨声速压气机叶栅气动性能的影响（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及研究意义 |
| 1.2 跨声速压气机内部激波损失的国内外研究现状 |
| 1.3 鼓包的国内外研究现状 |
| 1.3.1 鼓包在外流翼型上的应用 |
| 1.3.2 鼓包在鼓包进气道上的应用 |
| 1.3.3 鼓包在叶轮机械上的应用 |
| 1.4 本论文研究内容及目的 |
| 2 数值模拟方案 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.1 研究对象 |
| 2.2.2 控制方程与湍流模型 |
| 2.2.3 数值模拟方案 |
| 2.2.4 鼓包造型方式 |
| 2.2.5 网格无关性验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 设计来流条件下鼓包初始位置对叶栅气动性能的影响 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 设计来流条件下鼓包初始位置对叶栅性能的影响 |
| 3.2.1 鼓包初始位置对Hicks-Henne函数构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 3.2.2 鼓包初始位置对CST参数化方法构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 3.2.3 鼓包初始位置对Parsec描形方法构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 3.2.4 鼓包初始位置对多项式插值函数构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 设计来流条件下鼓包高度对叶栅气动性能的影响 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 设计来流条件下鼓包高度对叶栅气动性能的影响 |
| 4.2.1 鼓包高度对Hicks-Henne函数构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 4.2.2 鼓包高度对CST参数化方法造型的构造叶栅性能的影响 |
| 4.2.3 鼓包高度对Parsec描形方法构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 4.2.4 鼓包高度对多项式插值函数构造的鼓包叶栅性能的影响 |
| 4.3 具有较优参数的鼓包方案间的对比分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 非设计来流条件下鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 不同来流马赫数下造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.2.1 Ma=1.25时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.2.2 Ma=1.3时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.2.3 Ma=1.4时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.2.4 Ma=1.45时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.3 不同冲角下鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.3.1 冲角为-1°时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.3.2 冲角为1°时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.3.3 冲角为2°时鼓包造型方式对叶栅气动性能的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（5）V字形钝前缘激波干扰及气动热/力特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 激波反射 |
| 1.2.2 激波干扰 |
| 1.2.3 V字形钝前缘激波干扰 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第2章 实验与数值方法 |
| 2.1 实验方法 |
| 2.1.1 KDJB330激波风洞 |
| 2.1.2 暂冲式风洞 |
| 2.1.3 图像处理方法 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.3 本章小节 |
| 第3章 V字形钝前缘激波干扰类型及其转变机制 |
| 3.1 模型及方法 |
| 3.1.1 模型及实验方法 |
| 3.1.2 数值方法 |
| 3.1.3 理论分析方法 |
| 3.2 构型参数对激波干扰结构影响 |
| 3.2.1 半径比R/r的影响 |
| 3.2.2 扩张角β的影响 |
| 3.3 激波干扰类型转变边界 |
| 3.3.1 几何转变边界 |
| 3.3.2 特征交点的变化 |
| 3.3.3 激波干扰类型分布 |
| 3.4 激波干扰转变的迟滞现象 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 V字形钝前缘激波干扰气动热特性 |
| 4.1 方法与验证 |
| 4.1.1 模型及数值方法 |
| 4.1.2 典型构型测热实验 |
| 4.2 V字形钝前缘壁面气动热 |
| 4.2.1 半径比R/r对壁面气动热的影响 |
| 4.2.2 扩张角β对壁面气动热的影响 |
| 4.3 热流峰值与压力峰值关联 |
| 4.4 本章小节 |
| 第5章 V字形钝前缘激波干扰非定常特性 |
| 5.1 激波干扰流场振荡 |
| 5.1.1 实验模型 |
| 5.1.2 流场基本结构 |
| 5.1.3 流场振荡模式 |
| 5.1.4 激波特征点振荡特性 |
| 5.2 V字形钝前缘壁面脉动压力 |
| 5.2.1 实验模型 |
| 5.2.2 Ma_∞-6脉动压力特性 |
| 5.2.3 Ma_∞-4脉动压力特性 |
| 5.2.4 侧滑角影响 |
| 5.3 本章小节 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与其他科研成果 |
（6）支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究（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 超燃冲压发动机国内外研究进展 |
| 1.2.1 国外超燃冲压发动机研究进展 |
| 1.2.2 国内超燃冲压发动机的研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.4 本章小结 |
| 第2章 数值模拟方法及与物理模型 |
| 2.1 基本控制方程 |
| 2.1.1 连续性方程 |
| 2.1.2 能量方程 |
| 2.1.3 动量方程 |
| 2.1.4 组分守恒方程 |
| 2.1.5 控制方程的通用形式 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 湍流控制方程的平均处理 |
| 2.2.2 湍流模型选择 |
| 2.2.3 湍流粘性参数a1修正 |
| 2.2.4 近壁面函数 |
| 2.3 化学反应有限速率模型 |
| 2.3.1 Laminar Finite-Rate模型 |
| 2.3.2 Finite-Rate/Eddy-Dissipation模型 |
| 2.3.3 Eddy-dissipation模型 |
| 2.3.4 Eddy-Dissipation Concept(EDC)模型 |
| 2.4 壁面Y~+分布 |
| 2.5 高超声速激波-膨胀波关系 |
| 2.5.1 激波 |
| 2.5.2 膨胀波 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 相似理论基础 |
| 3.1 相似理论基础概念 |
| 3.1.1 几何相似 |
| 3.1.2 运动相似 |
| 3.1.3 动力相似 |
| 3.1.4 初始条件与边界条件相似 |
| 3.2 相似准则 |
| 3.3 相似原理的应用 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 支板喷射超燃燃烧室的设计 |
| 4.1 支板喷射超燃冲压发动机整体参数 |
| 4.2 数值方法 |
| 4.3 网格划分 |
| 4.4 网格无关性分析 |
| 4.5 计算边界条件 |
| 4.6 流场结构和实验验证 |
| 4.6.1 模型实验台 |
| 4.6.2 流场波系结构验证 |
| 4.7 本章小结 |
| 第5章 支板喷射超燃燃烧室激波/边界层干扰分析 |
| 5.1 激波/边界层干扰过程分析 |
| 5.1.1 激波/边界层干扰过程 |
| 5.1.2 激波/边界层干扰诱导流动分离 |
| 5.2 边界条件对流动分离影响 |
| 5.3 激波/边界层干扰下速度和温度分布 |
| 5.4 总压损失分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 激波/超声速混合层相互作用的数值模拟 |
| 6.1 超然燃烧室波系结构 |
| 6.2 展向涡结构分析 |
| 6.3 超声速混合层生长特性 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 超然燃烧室燃烧流动特性研究 |
| 7.1 燃烧性能参数 |
| 7.2 超声速燃烧流场分析 |
| 7.3 边界条件对燃烧特性影响 |
| 7.4 当量比对燃烧特性影响 |
| 7.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士期间发表(含录用)的学术论文 |
（7）基于等离子体合成射流的壁面鼓包诱导流场控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 Bump进气道研究现状 |
| 1.2.2 等离子体合成射流流动控制研究现状 |
| 1.2.3 等离子体合成射流仿真研究现状 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 第二章 鼓包及等离子体合成射流激励器的仿真及简化方法研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 几何模型 |
| 2.3 鼓包仿真方法 |
| 2.3.1 网格划分 |
| 2.3.2 计算方法 |
| 2.3.3 网格敏感性分析及算例验证 |
| 2.4 激励器二维仿真及三维仿真方法研究 |
| 2.4.1 二维仿真方法 |
| 2.4.2 三维仿真方法 |
| 2.4.3 算例验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 鼓包压缩面曲面激波/边界层干扰特性研究 |
| 3.1 设计状态与侧滑状态下流动结构分析 |
| 3.1.1 鼓包诱导波系结构及表面流动结构 |
| 3.1.2 鼓包前缘分离涡结构及强度 |
| 3.1.3 鼓包诱导曲面激波/边界层干扰流动结构 |
| 3.2 不同侧滑角度对鼓包诱导流场的影响分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 基于动量效应的等离子体合成射流控制鼓包诱导流场研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 等离子体射流动量效应对鼓包诱导激波/边界层干扰的影响 |
| 4.2.1 射流对鼓包波系结构的影响 |
| 4.2.2 射流对鼓包排移边界层能力的影响 |
| 4.3 激励器布置及设计参数对鼓包诱导激波/边界层干扰的影响 |
| 4.3.1 激励器布置位置的影响 |
| 4.3.2 激励器缝宽的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 基于旋涡效应的等离子体合成射流控制鼓包诱导流场研究 |
| 5.1 等离子体射流诱导旋涡对鼓包诱导激波/边界层干扰的影响 |
| 5.1.1 射流与鼓包诱导曲面激波相互干扰特性 |
| 5.1.2 射流对鼓包鼓包诱导分离区的影响 |
| 5.2 激励器布置及设计参数对鼓包诱导激波/边界层干扰的影响 |
| 5.2.1 激励器流向布置位置的影响 |
| 5.2.2 激励器展向布置位置的影响 |
| 5.2.3 激励器布置角度的影响 |
| 5.2.4 激励器缝宽的影响 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的论文 |
（8）基于最小熵增原理的分离诱导的激波反射结构研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究现状 |
| 1.2.1 激波反射 |
| 1.2.2 激波边界层干涉 |
| 1.3 本文主要研究工作与内容安排 |
| 1.3.1 主要研究工作 |
| 1.3.2 文章内容安排 |
| 第二章 理论模型 |
| 2.1 平面斜激波前后参数关系式 |
| 2.2 自由干涉理论 |
| 2.3 最小熵增原理的应用 |
| 2.4 本文的主要理论方法 |
| 2.4.1 规则反射-激波边界层干涉 |
| 2.4.2 马赫反射-激波边界层干涉 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 理论结果与分析验证 |
| 3.1 理论方法的数值解 |
| 3.1.1 规则反射-激波边界层干涉 |
| 3.1.2 马赫反射-激波边界层干涉 |
| 3.2 理论结果分析 |
| 3.3 CFD数值模拟方法 |
| 3.4 数值模拟结果与分析 |
| 3.4.1 规则反射-激波边界层干涉 |
| 3.4.2 马赫反射-激波边界层干涉 |
| 3.4.3 分离区规模 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 影响目标流场的因素 |
| 4.1 影响目标流场的因素分析 |
| 4.2 CFD数值模拟与分析 |
| 4.2.1 膨胀波扇面角 |
| 4.2.2 膨胀波干涉相对激波反射点距离 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 总结 |
| 5.1 本文内容总结 |
| 5.2 本文创新点 |
| 5.3 本文不足之处 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（9）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 |
（10）高超声速进气道激波/边界层干扰数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号表 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.3 湍流数值模拟方法 |
| 1.4 本文的主要内容 |
| 2 流动基本控制方程及数值方法 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.2 雷诺平均N-S方法 |
| 2.3 单元中心有限体积方法 |
| 2.4 网格生成技术 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 压缩拐角激波/边界层干扰算例验证 |
| 3.1 研究背景 |
| 3.2 超声速平板湍流边界层生成 |
| 3.3 压缩拐角激波/边界层干扰 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 二维进气道激波/边界层干扰数值模拟 |
| 4.1 二维高超声速进气道概况 |
| 4.2 计算模型和网格 |
| 4.3 结果分析和讨论 |
| 4.4 壁面温度对进气道激波/边界层干扰的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 三维进气道激波/边界层干扰数值模拟 |
| 5.1 三维无侧板进气道 |
| 5.2 三维带侧板进气道 |
| 5.3 三维小侧板进气道 |
| 5.4 攻角对三维进气道激波/边界层干扰的影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 全文工作总结 |
| 6.2 下一步工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录1 (攻读学位期间发表论文目录) |
四、激波/边界层干扰流动数值模拟格式的应用研究（论文参考文献）
- [1]国家数值风洞（NNW）工程在高超声速中的应用研究进展[J]. 陈琦,陈坚强,袁先旭,郭启龙,万钊,邱波,李辰,张毅锋. 航空学报, 2021(09)
- [2]转子激波型超音压气机激波组织方法及内伸激波/边界层干涉控制研究[D]. 刘永振. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2021(02)
- [3]内转式进气道流动中的激波及相互作用研究[D]. 李一鸣. 中国科学技术大学, 2020(01)
- [4]鼓包造型方式对跨声速压气机叶栅气动性能的影响[D]. 钱薪伟. 大连海事大学, 2020(01)
- [5]V字形钝前缘激波干扰及气动热/力特性研究[D]. 张志雨. 中国科学技术大学, 2020(01)
- [6]支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究[D]. 徐义俊. 沈阳航空航天大学, 2020(04)
- [7]基于等离子体合成射流的壁面鼓包诱导流场控制方法研究[D]. 高婉宁. 南京航空航天大学, 2020
- [8]基于最小熵增原理的分离诱导的激波反射结构研究[D]. 杨馨. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [9]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)
- [10]高超声速进气道激波/边界层干扰数值模拟研究[D]. 熊有德. 华中科技大学, 2019(03)