一、激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题（论文文献综述）
邬林科[1]（2020）在《宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究》文中提出TBCC动力系统由于可以实现地面水平起降及高超声速巡航,在二级入轨任务、察打一体化空天飞机等领域,具有广阔的发展前景。目前TBCC研究的痛点在于:涡轮发动机的飞行上限约为Ma2.5,冲压发动机的启动下限约为Ma3,导致TBCC动力系统在Ma2.5-Ma3速域存在推力不足的问题。本文针对传统TBCC进气系统存在变几何机构复杂、气动阻力大、涡轮模态损失较大等问题,提出了基于平移及伞状可调TBCC进气道的设计,并展开了具体的气动特性研究。主要内容如下:首先,从系统的角度,研究了一种平移变几何TBCC进气道的方案,并完成了该方案的总体设计。分析了平移顶部、中部、底部外压的方案的优劣,发现平移底部外压方案,在溢流阻力、变几何机构复杂度及热负荷、涡轮气动特性、冲压通道流量特性等方面有显着优势;通过对该方案进行零维气动分析,研究了外压参数对进气道性能的影响规律,发现“单楔+等熵”的复合压缩可以兼顾变几何前后的流量系数和总压恢复;进一步提出了一种基于几何及气动匹配规律的外压设计方法,利用该方法可以避免进气道出现“压缩-膨胀-再压缩”不良现象;通过双通道流量分配规律的研究,完成了平移距离设计。其次,针对平移TBCC冲压模态,研究并设计一种实时消波调节的冲压进气道。通过模型结合CFD的方法,研究了自启动边界的影响规律,发现随着内收缩段入口马赫数增大,自启动经验公式的误差显着增大。分析了唇罩分级和激波距离对自启动性能的影响规律,并总结了相应的设计经验公式。在上述研究基础上,设计了一种利用肩部凸角实时消波的变几何进气道。其和传统变几何方案相比,可以有效降低了肩部流动分离的影响,总压恢复较高。三维研究发现,扫掠激波-附面层干扰现象会带来显着的负面影响,通过设计附面层隔道,可以避免上述影响,保证较好的二维特性。再次,针对平移TBCC涡轮模态,对涡轮扩压段进行了参数化设计研究。通过CFD的方法,研究了扩张角、中心线,对抗反压特性、总压恢复、总压畸变的影响规律。发现在6°扩张角、先缓后急的中心线的变化规律下,扩压段性能较佳。通过Q准则,研究了不同截面渐变规律,对扩压段内涡结构的影响,结合周向总压畸变的分析,发现基于先缓后急的超椭圆曲线截面渐变规律（nx=1.6）综合性能最佳。基于上述研究,完成了涡轮通道的三维设计并对其跨声速特性进行了研究。最后,针对平移及传统TBCC涡轮通道较长,且存在矩形转圆的过渡过程,从而带来流动损失较大的问题,开展了基于伞状可调变几何的轴对称TBCC进气道设计及特性研究。在实际设计背景下,完成了涡轮模态、冲压模态、过渡模态的设计,并进行了模态转换过程的研究。通过三维的CFD仿真,研究了头部钝化和4°攻角特性的影响。结果表明,设计得到的进气道及变几何调节方案性能优异,满足全工况的设计指标,验证了该方案的工程可行性。
潘鹏宇[2]（2020）在《二元变几何TBCC进气道气动性能研究及风洞试验》文中指出二元TBCC进气道变几何结构简单,容易与飞行器实现一体化设计。基于二元TBCC进气道宽马赫数工作要求,研究了一种适用于进气道宽马赫数范围工作的变几何机构,采用了数值仿真的手段得到了进气道在不同工作状态下流场特征及性能参数。采用定常的仿真手段对进气道设计态下自起动过程进行了研究,并进行了进气道自起动过程风洞试验,主要内容如下:1.设计了二元TBCC混压式进气道,采用了曲面过渡的方式设计了内压段肩部型面。通过对不同张度的肩部型面进行研究,获得了进气道在不同肩部型面的流场特性及性能变化规律;设计了三种调节喉道面积的变几何机构,给出了三种变几何机构的作用原理,通过对比三种变几何方案,方案c结构可靠,易于调节,更适用于二元变几何进气道。2.采用数值仿真手段研究了典型马赫数下进气道的气动性能,Ma3.0～4.0冲压模态下,流量系数处于0.663～0.839之间,出口总压恢复处于0.523～0.713之间,最大反压工作特性下,出口周向畸变指数小于1.5%;Ma0.8～1.5涡轮模态下,进气道总捕获流量系数处于0.295～0.477之间,采用冲压通道放走多余的流量,涡轮出口流量系数处于0.227～0.3之间,总压恢复处于0.887～0.975之间;过渡模态下,适当增大涡轮通道开度,有利于改善涡轮通道流动分离,且冲压出口性能下降不多。3.采用定常的仿真方法,在设计状态下开展了进气道自起动数值仿真,得到了进气道在不同内收缩比下,由不起动至起动的流场变化过程,分析喉道处性能参数变化规律;设计了二元进气道试验件,对进气道的自起动过程进行了风洞试验验证,试验结果与数值仿真结果吻合较好,参数变化规律基本一致,本文所采用的数值仿真方法具有可信度。
田骏丹[3]（2020）在《高空模拟直排扩压器气动计算》文中研究指明为了给航空发动机高空模拟试验设备直排扩压器的优化设计与气动性能评估提供高效可靠的分析工具,采用数值计算方法求解广义准一维稀颗粒群气液两相超声速-亚声速流动控制方程,模拟直排扩压器中有摩擦、添质、相变和激波的流动并计算扩压器气动参数,以及扩压器喷水冷却超声速气动喷头的两相流动。计算是用MATLAB语言和EES（Engineering Equation Solver,工程方程求解器）编程完成的。（1）针对高空模拟直排扩压器的有喷水冷却等复杂传热和激波系的流动结构,建立有摩擦、添质、相变和激波的广义准一维稀颗粒群两相超声速-亚声速流动物理模型。根据颗粒两相流理论和守恒律推导了流动的质量、动量和能量守恒控制方程组,并确定了相变过程中液相向气相传递质量能量的速率的计算方法。（2）为了避免超声速-亚声速流动数值计算的不稳定,推导了广义准一维稀颗粒群两相流的控制方程组的通用形式;讨论了添加人工粘性和三种TVD通量限制器的激波捕捉方法。（3）运用Mac Cormack算法求解了直排扩压器中有摩擦、添质、相变和激波的流动控制方程组;为了在捕捉激波时保持数值计算的稳定性,提出了添加人工粘性修正解变量与采用TVD格式限制通量相结合的算法。（4）针对超声速气动喷头的两相流动,采用Mac Cormack方法求解有摩擦的广义准一维稀颗粒群两相流的控制方程组,预测了喷头出口气液两相的速度、温度等参数,同时采用计算流体力学方法计算了喷头内外流场。结果表明,在用Mac Cormack方法求解一维对流扩散方程时添加人工粘性并结合TVD格式,可以高效可靠地求解直排扩压器中有激波的超声速-亚声速流动。本文建立的准一维数值方法可用于排气扩压器的优化设计和气动性能评估计算。
刘俊兵[4]（2019）在《全速域预冷发动机进气系统设计与优化》文中研究指明全速域预冷发动机是一种新型组合循环发动机,能够在较宽马赫数范围内工作,是高超声速飞行器的理想动力方案之一。本文以全速域预冷发动机进气系统为研究对象,开展了进气系统方案设计、预冷压气机气动和结构优化设计、原理样机试验台方案设计等工作。在进气系统方案设计方面,提出了进气道、预冷器、压气机耦合设计的方案形式。该方案实现了两个方面的一体化,一是将隔离段与预冷器一体化设计,采用“花瓣”截面构型的扭转式预冷段,实现预冷却与整流功能的耦合,使预冷段在冷却气流的同时为压气机提供高品质来流。二是将静子叶片与换热器一体化设计,提出了间冷式压气机方案,减小预冷器的热负荷,改善了压气机热力循环过程。采用以上设计有望减轻发动机质量,实现进气系统各部件间性能相互匹配。在预冷压气机优化设计方面,开展了两级轴流加一级离心式的高压比、小流量组合压气机气动设计,完成了间冷式压气机的性能评估和优化设计。结果表明,组合压气机在不同工况下均有较好的性能,达到了设计指标的要求;采用串列叶栅的间冷式方案,可进一步提升压气机的综合性能。在原理样机试验台设计方面,开展了试验台系统方案设计、结构设计、强度校核和振动分析;同时,对滑油系统、测量与控制系统等进行了设计和分析。
欧阳天赐[5]（2019）在《超声速冷却气膜流动机理及其气动光学效应研究》文中认为超声速冷却气膜技术（Supersonic Film Cooling,SSFC）常用于对成像制导飞行器的光学窗口进行主动热防护。然而超声速冷却气膜流场结构复杂,喷流与主流相互作用形成激波、膨胀波、混合层等流场结构,使光学窗口附近流场密度分布不均匀,成像时光线穿过该时空不均匀的密度场后发生随机折射,使目标成像发生偏移、模糊、抖动以及能量衰减,严重影响光学成像质量和制导精度。本文对超声速冷却气膜流场开展风洞实验研究和数值仿真研究,探究不同流动参数对流场结构和气动光学效应的影响规律,为解决成像制导飞行器面临的气动光学问题提供依据。对马赫数3及马赫数6主流条件下的超声速冷却气膜流场开展了实验研究。利用纹影技术和NPLS（Nano-tracer-based Planar Laser Scattering）技术研究不同喷流压比（Pressure Ratio of Jet,PRJ）下超声速冷却气膜流场的结构特征,同时使用压力传感器记录实验模型的壁面压力沿流向的分布情况。纹影图像结果表明,喷流压比增大会使上唇口位置的诱导激波角度增大,下唇口位置诱导激波的反射位置向下游推移。NPLS测试结果表明,当喷流压比接近1时,喷流出口附近区域易出现KH不稳定涡结构,当喷流压比增大后,喷流出口下游边界层的增长速率加快,流场中的涡结构更加破碎。压力测试结果表面,喷流出口下游的壁面压力呈现先下降后上升最后趋于平稳的趋势,当喷流压比增大后,同一流向位置的壁面压力也相应增大。利用RANS数值仿真方法对三维光学头罩超声速冷却气膜流场进行仿真研究,分析不同喷流压比时的流场结构,基于仿真获得的密度场信息利用光线追迹算法计算平面波前穿越流场后产生的波前畸变,研究不同喷流压比对气动光学效应的影响规律。仿真结果表明,无喷流时光线穿过光学窗口附近流场区域时光程差（Optical Path Difference,OPD）较小,即气动光学效应较弱;有喷流情况下处于欠压喷流及过压喷流状态时光线穿越流场的光程差较大,喷流压力匹配（PRJ=1）时光程差最小,即气动光学效应较弱,成像质量最好。
郑覃[6]（2019）在《扩压叶栅前缘结状凸起流动机理研究》文中指出扩压叶栅流动分离是压气机内部典型的流动现象,采用恰当合理的方式对其进行有效的控制,是改善压气机性能、拓宽压气机工作范围的有效途径。前缘结状凸起的仿生应用受到座头鲸鳍状肢水动力特性方面研究的启发,是一种大有潜力的被动流动控制技术,但在扩压叶栅中的作用效果和流动机理仍缺乏系统、深入的研究。为此,本文基于可控扩散叶型,构建了不考虑端壁效应的“无限长”扩压叶栅和考虑端壁效应的平面叶栅,以数值模拟为主、试验测量为辅开展研究,阐明了前缘结状凸起在扩压叶栅中的流动机理,为凸起在扩压叶栅中的工程应用奠定了基础。本文主要结论如下:（1）凸起关键几何参数、叶栅稠度以及雷诺数对前缘结状凸起作用效果的影响规律如下:凸起在设计攻角工况下叶栅性能改善不明显,在大攻角工况下有利于大幅降低损失,且小波长（4%叶片弦长）和大波幅（3%中弧线长）的凸起作用效果更好,损失降幅达20%。随着稠度增加,由于叶栅抵抗分离能力增强,凸起在更大正攻角工况下开始起作用。随着来流雷诺数增加,由于叶栅流动分离程度更低,凸起最佳作用效果对应的攻角增大。（2）应用涡量输运分析方法,阐明了凸起诱导的对转旋涡产生机理:由速度梯度引起的旋涡变形是对转旋涡的形成原因,其中,波峰后的对转旋涡主要由周向涡量的轴向弯曲与轴向涡量的伸缩引起,波谷后的对转旋涡主要由径向涡量的轴向弯曲引起。（3）对于高负荷、高马赫数扩压叶栅而言,前缘结状凸起诱导产生的对转旋涡具有高频非定常脉动,在大攻角工况下,对转旋涡沿流向发展的过程中向附面层低能流体注入动量,有效延缓流动分离,大幅削弱旋涡脱落运动,最终提高叶栅性能。（4）具有均匀前缘结状凸起的改型叶栅,在大正攻角工况下存在较明显的径向非周期性流动,它由凸起引起的气流扰动和流场固有的动力学不稳定性共同造成。（5）三维扩压叶栅中,在大正攻角工况下,凸起诱导的对转旋涡向扩展至前缘的吸力面分离涡注入动量,使分离区得到大幅缩减,具有明显的降低损失的效果,较小的波长和较大的径向处理范围有利于提高作用效果。
梁日辉[7]（2019）在《高速飞行器高温流场及其辐射特性数值模拟》文中研究说明近年来,高超声速技术在航空航天领域掀起了一股研究热潮,特别是高超声速飞行器在再入阶段因高温气体电子激发导致的光辐射问题引起了传热学界的广泛关注。再入阶段的激波层温度高达上万度,空气在极端高温度条件下,将发生各种复杂的物理化学过程此时经典气体动力学已无法描述该过程,气体的辐射通常表现出非平衡特性。本文针对高超声速飞行器高温气体引发的光辐射问题进行研究,重点考察了平衡辐射与非平衡辐射两类高温气体辐射建模计算问题。相关研究主要包括两部分:一是基于N-S方程对高温流场进行求解;二是在获得流场的基础上运用流场中的重要参数对高温气体辐射特性进行建模计算。本文具体工作为:（1）、在不计及表面催化效应,烧蚀效应以及湍流等影响的情况下,本文结合高温气动物理计算软件CFD-FASTRAN,选取经典算例采用双温度模型及单温度模型对热化学非平衡流场、热力学平衡化学非平衡流场进行计算分析并与文献结果进行对比。重点考察了RMC-II飞行器在三个不同飞行高度（61km、71km和81km）下平衡与非平衡流场参数在驻点线上的分布情况。结果表明:不论是在热化学非平衡流场还是热力平衡流场中,气体在经历激波后温度都要急剧上升,且热化学非平衡流场的振动温度往往要滞后于平动温度。在能量松弛区温度都要下降直至壁面附近恢复到平衡态。电子数密度受温度影响较大即温度越高,电子数密度越高。非平衡效应随着高度的增加越显着主要表现在,气体温度的峰值和激波脱体距离随着飞行高度的增加而增加。在误差和精度允许的范围内,本文的计算结果同文献吻合较好。（2）、基于流体力学仿真得到的流场参数,分别选取了平衡流场与热化学非平衡流场激波层中一点对平衡辐射与非平衡辐射进行了模拟。针对非平衡流场对比研究了RMC-II飞行器在三个不同高度下的辐射情况。针对平衡流场,基于获得的气体粒子数密度考察了不同温度对气体辐射的影响。结果表明:对于单一气体而言,不同电子态跃迁产生的辐射是连续谱且多为紫外光,且其吸收与发射都具有明显的特征;吸收与发射几乎一一对应即发射强的特征波长吸收也强。大体上各气体带系的发射与吸收几乎保持在同一量级。平衡辐射受温度影响较大,越高辐射越强。在非平衡辐射中,吸收与发射随着飞行高度的增加反而减弱。不同气体的辐射波段表现不同,同种气体的不同带系辐射波段也存在差异。总体上看辐射较强的波段约为:5?1031.5?104cm-1,2.5?1043?104 cm1-和5?1046?104 cm1-。
樊孝峰[8]（2019）在《超燃冲压发动机燃油喷射燃烧流场数值模拟方法研究》文中研究表明液体碳氢燃料以其安全性好、便于贮存与携带等优点,广泛应用于超燃冲压发动机燃烧室中。研究液体碳氢燃料在超声速气流中的蒸发、点火与燃烧过程有助于深入了解超燃冲压发动机燃烧室内的工作过程,因此开展超声速两相燃烧流场数值模拟技术的研究具有重要意义。本文基于欧拉-拉格朗日方法,构建了超声速来流条件下气液流动与化学反应耦合的数理模型:气相部分控制方程为含化学反应源项以及气液相间作用源项的多组元Navier-Stokes方程;分散相液滴部分控制方程为液滴运动方程,并引入多个子模型以描述弥散液滴在超声速流场中的入射、破碎、碰撞和蒸发过程。利用多个算例对上述数理模型中涉及到各子模型进行了验证,获得了与试验数据相吻合的结果。此外,对比分析了破碎模型、入射模型以及蒸发模型对液滴在超声速冷流流场中雾化过程预测结果的影响,研究结果表明:超声速两相流流场中,KelvinHelmholtz/Reyleigh-Taylor混合破碎模型的计算结果与试验数据更为接近;在相同的初始条件下,初始入射液滴的尺寸分布会直接影响雾化液滴穿透深度、尺寸、空间位置等液雾特性参数的预测结果;超声速流场中燃料蒸气组分主要来源于小尺寸液滴。为准确描述超燃冲压发动机燃烧室中液态煤油燃料在雾化蒸发后的燃烧细节,有必要对其燃烧化学反应机理进行深入研究。考虑到煤油燃烧详细化学反应机理过于庞大,不宜直接应用于燃烧流场数值模拟研究,本文综合采用敏感性分析方法与路径分析方法,针对RP-3航空煤油三组分替代燃料（73%正十二烷、1,3,5-三甲基环己烷,12.3%正丙基苯）的详细反应模型进行简化,提出了一种适用于超声速燃烧流场数值模拟的新型26组分89反应简化燃烧反应模型。采用该简化燃烧模型对RP-3航空煤油替代燃料的点火、燃烧特性进行了数值模拟,并与详细反应模型结果和试验数据进行了对比校验。此外,将上述简化燃烧反应模型与超声速气相燃烧流场计算方法相结合,数值分析了典型超燃冲压发动机燃烧室流场内化学动力学特性:采用简化燃烧反应模型对定常燃烧流场进行了典型算例数值模拟,得到了与试验数据相吻合的结果;对气态煤油在超燃冲压发动机燃烧室内的非定常燃烧流场开展了数值研究,详细对比了简化燃烧反应模型与总包反应机理的预测结果,分析表明该简化模型在计算精度方面具有明显优势,可以更准确地描述燃料燃烧过程中化学能的释放过程,并能够得获得烯烃、炔烃等重要中间燃烧产物的空间分布规律,反映重要自由基及其相关化学反应对燃料化学能释放的影响效应,给出更为全面的流场信息。在上述研究的基础上,针对超燃冲压发动机燃烧室内引导氢气辅助下液态煤油的点火燃烧过程开展了数值模拟研究,对比不同工况下燃烧室中静温、静压、组元分布、燃烧效率等参数的变化规律,详细分析与讨论了不同喷注当量比、不同喷注位置对液态煤油在超声速流场中雾化、蒸发以及燃烧过程的影响。研究发现提高燃料当量比、引入氢气火焰等措施可以有效提高燃料与主流的掺混,提高燃料燃烧效率。此外,引导氢气火焰对燃料稳定点火的促进作用一方面来源于燃烧释热的同时产生大量活性自由基,另一方面来源于与主流干扰形成的复杂流场结构对液滴掺混、蒸发过程的促进作用。
汪丰[9]（2019）在《Ma0-7并联式TBCC排气系统设计与性能研究》文中研究说明TBCC组合推进系统具有比冲高、可重复使用,能够水平起落等优点,已经成为近年来的研究热点,而排气系统作为组合推进系统的主要推力产生部件,对于飞行器的总体性能至关重要。本文将通过理论分析、数值模拟与风洞实验相结合的方法对Ma7一级的并联式TBCC组合排气系统设计思路与方法进行探索研究。首先,通过文献调研整理归纳出高超声速飞行器对其排气系统的一般性尺寸约束条件,采用最大推力喷管的方法获得了冲压喷管的壁面型线并对其进行了截短处理。在此基础上提出了下唇板旋转的冲压喉道面积调节方案和分流板旋转、绕后点旋转两种涡轮喉道调节方案,通过数值模拟的方法对涡轮喉道不同调节方案的性能进行了比较,结果表明分流板调节方案能够获得更好的气动性能,能够满足排气系统在模态转换转接点对推力的要求。在确定了TBCC排气系统的结构方案之后,优选了Ma=7.0作为排气系统的设计点,并能同时兼顾不同飞行工况时的推力性能,在巡航点时推力系数达到了0.96以上。其次,针对设计完成的并联式TBCC排气系统开展了飞行包线内典型工况的三维数值模拟,获得了其流场特征与气动性能的变化规律,结果表明:在整个飞行包线范围内,TBCC排气系统的推力系数始终保持在0.9以上,冲压模态推力系数能够维持在0.96以上,在设计巡航点推力系数达到0.961。但在跨声速飞行时喷管内气流处于严重的过膨胀状态,推力性能相对较差,不同工作模态时排气系统的升力差异也较大。同时,为了进一步了解模态转换过程中排气系统的性能变化,对排气系统开展了准动态的三维数值模拟,结果显示模态转换前后排气系统的升力变化较大,推力系数能够保持在0.9以上。为了验证数值计算结果的准确性,设计了并联式TBCC排气系统的缩比模型并开展了多组冷流风洞实验,获得了不同工况时关键推力型面上的压力分布与流场纹影图像,并与数值计算结果吻合良好,证明了彼此结果的可靠性。最后,为了获得TBCC排气系统在特定模态转换规律下气动性能与流场结构的动态特性,使用动网格等技术对完整的模态转换过程开展了非定常数值模拟计算,结果表明:模态转换过程中排气系统出口流场结构十分复杂,不同股气流之间的相互作用产生的波系结构非常明显;在模态转换过程中,排气系统推力系数始终保持在0.9以上,冲压喷管在初期推力性能较低但并未对排气系统总推力造成明显影响;受冲压流道落压比与下唇板的转动影响,排气系统的升力前后变化较大。
李怡庆[10]（2018）在《基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计方法研究》文中研究指明本文在分析现有的飞行器机体与高超声速进气道一体化设计方法的基础上,提出了基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计概念,全文工作主要包括:（1）对国内外各类乘波理论及其在机体/进气道一体化设计领域的应用进行了系统的总结与分类,并分析了后续研究的发展方向与趋势;（2）通过研究乘波理论在内外流领域中的应用,提出利用曲率半径变化对流场压缩方式的影响,实现内外流气动与几何型面的连续过渡;开展了基于壁面压力分布的内外流基本流场对比研究,研究表明,当内外流场曲率半径趋于无穷大时,具有相同压力分布规律的内外流场压缩特征完全相同;（3）提出了乘波前体/进气道双乘波一体化设计方法,该方法在周向内实现了内外流部件的一体化设计,结果表明,一体化方案完全还原了预设计的流动状态,在内流区域构造具有等熵压缩的内收缩流动,在外流区域构造典型的外压缩锥形流动;（4）基于双乘波理论,进一步提出了能够满足指定壁面压力分布规律的内外流一体化设计概念,结果表明,该方法能够更好的分配内外压缩比之间的关系,拓宽了一体化构型的工作范围;（5）提出类锥前体/进气道双乘波一体化设计方法,受弹身长细比的几何强约束,该方法采用沿流向布局的双乘波一体化设计概念。结果表明,一体化构型弹身与进气道之间不存在明显的相互干扰,具有优良的双乘波特征;（6）开展了曲锥前体/进气道一体化模型的高焓风洞试验研究,通过改变进气道进口形状与压缩形式,对一体化构型的气动性能进行研究。结果表明,在满足下游部件对绝对流量要求的同时,应使进气道进口形状尽量内收以提高进气道的三维压缩效果,进而改善一体化构型的整体气动性能。本文研究内容将有望为我国未来吸气式高超声速飞行器的设计与研制提供技术储备。
二、激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题（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、激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题（论文提纲范文）
（1）宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 TBCC组合动力系统研究现状 |
| 1.2.2 变几何进气道设计研究现状 |
| 1.2.3 TBCC进气道设计研究现状 |
| 1.3 研究现状分析及关键问题 |
| 1.4 论文主要内容及章节安排 |
| 第2章 平移变几何TBCC进气道总体方案研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 TBCC进气道变几何方案对比研究 |
| 2.2.1 旋转变几何TBCC调节方案研究 |
| 2.2.2 平移变几何TBCC调节方案研究 |
| 2.3 TBCC组合发动机飞行轨迹设计 |
| 2.4 TBCC组合发动机气动性能的零维设计研究 |
| 2.4.1 外压设计参数对气动性能的影响规律研究 |
| 2.4.2 宽域冲压进气道内外压匹配规律的研究 |
| 2.4.3 涡轮/冲压双通道协同工作时的流量分配研究 |
| 2.5 基于FLUENT求解的数值计算验证 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于消波调节的平移TBCC冲压通道设计研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 多级唇罩进气道自启动边界及影响因素研究 |
| 3.2.1 进气道自启动边界描述 |
| 3.2.2 多级唇罩进气道自启动边界计算模型 |
| 3.2.3 单/双激波模型自启动边界研究 |
| 3.2.4 唇罩激波安全距离研究 |
| 3.3 实时消波进气道设计及调节规律研究 |
| 3.3.1 实时消波进气道设计方法研究 |
| 3.3.2 实时消波进气道抽吸系统设计 |
| 3.3.3 不同变几何进气道调节规律对比研究 |
| 3.4 进气道安装方式影响及三维改进设计研究 |
| 3.4.1 进气道安装方式对性能的影响研究 |
| 3.4.2 进气道安装方式的三维改进设计 |
| 3.5 本章小节 |
| 第4章 基于参数化设计的平移TBCC涡轮扩压段研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 涡轮扩压段道的均匀性指标 |
| 4.3 扩张角对涡轮扩压段性能影响研究 |
| 4.4 中心线对涡轮扩压段的性能影响研究 |
| 4.5 矩形转圆扩压段截面变化规律影响研究 |
| 4.5.1 基于超椭圆曲线的截面渐变设计 |
| 4.5.2 基于圆角矩形的截面渐变设计 |
| 4.5.3 基于Q准则的不同截面渐变扩压段涡结构分析 |
| 4.5.4 不同截面渐变扩压段出口参数研究 |
| 4.6 平移变几何TBCC涡轮模态跨声速特性研究 |
| 4.7 本章小节 |
| 第5章 伞状可调TBCC进气道设计及气动特性研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 伞状可调变几何TBCC进气道总体方案设计 |
| 5.2.1 伞状可调变几何TBCC进气道工作原理 |
| 5.2.2 伞状可调变几何TBCC进气道设计约束分析 |
| 5.3 超声速轴对称锥形流理论及数值求解方法 |
| 5.4 伞状可调TBCC进气道二维设计 |
| 5.4.1 冲压模态下进气道二维设计 |
| 5.4.2 涡轮及过渡模态下进气道二维设计 |
| 5.5 伞状可调变几何TBCC模态转换过程研究 |
| 5.5.1 涡轮模态至过渡模态的转换特研究 |
| 5.5.2 过渡模态至冲压模态的转换特性研究 |
| 5.6 伞状可调TBCC进气道三维特性研究 |
| 5.6.1 三维钝化效应影响研究 |
| 5.6.2 伞状可调TBCC进气道4°攻角特性研究 |
| 5.7 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（2）二元变几何TBCC进气道气动性能研究及风洞试验（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 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 美国TBCC进气道技术研究现状 |
| 1.2.2 日本TBCC进气道技术研究现状 |
| 1.2.3 欧洲TBCC进气道技术研究现状 |
| 1.2.4 国内TBCC进气道技术研究现状 |
| 1.3 存在问题与不足 |
| 1.4 有待开展的工作 |
| 第二章 混压式二元TBCC变几何进气道设计 |
| 2.1 数值模拟算法校验 |
| 2.2 二元混压式进气道总体设计思路 |
| 2.3 外压段设计 |
| 2.3.1 总外压角设计 |
| 2.3.2 唇口角设计 |
| 2.3.3 总外压角和唇口角参数选取 |
| 2.4 内压段设计 |
| 2.5 侧板抽吸方案 |
| 2.6 进气道变几何机构设计 |
| 2.6.1 飞行条件 |
| 2.6.2 喉道作动变几何方案 |
| 2.6.3 喉道作动变几何方案总结 |
| 2.6.4 分流板转动变几何方案 |
| 2.6.5 变几何调节规律 |
| 2.7 进气道扩张通道设计 |
| 2.8 小结 |
| 第三章 二元TBCC进气道性能分析 |
| 3.1 二元TBCC进气道网格划分 |
| 3.1.1 冲压模态进气道网格划分 |
| 3.1.2 过渡模态进气道网格划分 |
| 3.1.3 涡轮模态进气道网格划分 |
| 3.2 冲压模态性能分析 |
| 3.2.1 Ma4.0 冲压模态性能分析 |
| 3.2.2 Ma4.0 冲压模态反压特性分析 |
| 3.2.3 Ma3.0 冲压模态性能分析 |
| 3.2.4 Ma3.0 冲压模态反压特性分析 |
| 3.3 过渡模态性能分析 |
| 3.3.1 Ma3.0 过渡模态性能分析 |
| 3.3.2 Ma2.5 和Ma2.0 过渡模态性能分析 |
| 3.4 涡轮模态性能分析 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 二元进气道自起动特性研究 |
| 4.1 高速进气道迟滞回路现象 |
| 4.2 进气道自起动极限内收缩比预测方法 |
| 4.3 进气道自起动特性分析 |
| 4.3.1 模拟进气道自起动的仿真方法 |
| 4.3.2 设计状态下不同内收缩流场特性分析 |
| 4.3.3 进气道自起动过程研究 |
| 4.3.4 抽吸对进气道自起动性能影响 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 风洞条件及试验件设计 |
| 5.1 试验设备及测试设备 |
| 5.1.1 试验风洞介绍 |
| 5.1.2 数据采集系统 |
| 5.2 试验件设计 |
| 5.2.1 试验件零部件设计 |
| 5.2.2 压力测量系统介绍 |
| 5.2.3 试验数据的处理 |
| 5.3 风洞支撑系统设计 |
| 5.4 内收缩比调节规律 |
| 5.5 试验结果分析 |
| 5.5.1 试验纹影分析 |
| 5.5.2 试验模型沿程压力分析 |
| 5.5.3 数值仿真与试验沿程压力对比 |
| 5.5.4 数值仿真与试验沿程压力对比 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 主要结论 |
| 6.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（3）高空模拟直排扩压器气动计算（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 高空模拟排气扩压器计算方法现状 |
| 1.2.1 基于等熵流的热力学参数计算 |
| 1.2.2 一维/二维编程数值计算方法 |
| 1.2.3 CFD数值仿真 |
| 1.3 主要研究内容及研究方案 |
| 1.3.1 研究内容 |
| 1.3.2 研究方案 |
| 第2章 颗粒两相流性质与控制方程 |
| 2.1 两相混合物的热力性质与参数 |
| 2.1.1 气液颗粒两相流混合物参数 |
| 2.1.2 混合物的压强、状态方程和比热 |
| 2.2 颗粒相特性 |
| 2.2.1 颗粒的受力分析 |
| 2.2.2 颗粒的阻力特性 |
| 2.2.3 松弛过程 |
| 2.3 两相流守恒律 |
| 2.3.1 质量守恒方程 |
| 2.3.2 动量守恒方程 |
| 2.3.3 能量守恒方程 |
| 2.4 相变速率 |
| 2.4.1 相变条件 |
| 2.4.2 相变速率(?)计算方法 |
| 2.5 本章小节 |
| 第3章 准一维流动数值方法 |
| 3.1 流动控制方程组的通用形式 |
| 3.1.1 无量纲化 |
| 3.1.2 通用形式 |
| 3.2 Mac Cormack方法 |
| 3.2.1 内部节点预估-校正步骤 |
| 3.2.2 边界节点处理 |
| 3.3 激波计算方法 |
| 3.3.1 Shock Capturing |
| 3.3.2 Shock Fitting |
| 3.3.3 激波捕捉方法 |
| 3.4 初值计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 喷水冷却超声速气动喷头计算 |
| 4.1 喷水冷却超声速气动喷头结构 |
| 4.2 Laval喷管的流动 |
| 4.2.1 广义准一维稀颗粒群气液两相流计算模型 |
| 4.2.2 计算结果与分析 |
| 4.3 喷头内、外流场的CFD数值模拟 |
| 4.3.1 CFD计算模型 |
| 4.3.2 计算结果与分析 |
| 4.4 CFD数值仿真与广义准一维稀颗粒群气液两相流计算方法的对比 |
| 4.4.1 两相速度计算结果比较 |
| 4.4.2 两种方法对比的结论 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 高空模拟直排扩压器流动计算 |
| 5.1 计算模型 |
| 5.1.1 几何模型与网格划分 |
| 5.1.2 其他参数 |
| 5.2 计算结果与分析 |
| 5.2.1 基于曲线型扩压器的两类方法比较 |
| 5.2.2 优化方案求解直线型扩压器的结果 |
| 5.3 准一维数值计算优化方案评估 |
| 结论与展望 |
| 附录Ⅰ直排扩压器流动计算MATLAB主程序 |
| 附录Ⅱ喷水冷却超声速气动喷头计算EES主程序 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士期间发表(含录用)的学术论文 |
（4）全速域预冷发动机进气系统设计与优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 预冷发动机研究进展及现状 |
| 1.3 进气系统研究现状 |
| 1.3.1 预冷进气道研究现状 |
| 1.3.2 预冷器研究现状 |
| 1.3.3 预冷压气机发展现状 |
| 1.4 研究现状小结 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 基本设计理论与数值方法 |
| 2.1 压气机气动设计方法 |
| 2.1.1 一维流道初始化设计 |
| 2.1.2 S_2 流面通流计算 |
| 2.1.3 三维叶片造型 |
| 2.2 数值计算方法 |
| 2.2.1 基本控制方程 |
| 2.2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.3 算例验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 进气系统总体方案设计 |
| 3.1 进气系统设计需求 |
| 3.2 预冷发动机进气道方案 |
| 3.3 预冷器方案设计 |
| 3.4 预冷压气机方案设计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 预冷压气机气动优化设计 |
| 4.1 预冷压气机气动方案设计 |
| 4.1.1 一维流道分析与通流计算 |
| 4.1.2 叶片造型 |
| 4.2 三维数值结果与分析 |
| 4.2.1 压气机总体性能分析 |
| 4.2.2 设计点流场分析 |
| 4.2.3 间冷式压气机性能研究与分析 |
| 4.3 压气机稳定性扩展设计 |
| 4.3.1 串列叶栅构型 |
| 4.3.2 结果分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 预冷压气机原理样机及试验台设计 |
| 5.1 设计难点分析 |
| 5.2 原理样机总体方案 |
| 5.3 转子-支撑系统结构设计 |
| 5.3.1 转子系统布局 |
| 5.3.2 材料选取与加工分析 |
| 5.3.3 强度校核与振动分析 |
| 5.4 辅助工作系统设计 |
| 5.4.1 滑油系统设计 |
| 5.4.2 测控系统设计 |
| 5.5 原理样机试验台设计及初步试验 |
| 5.5.1 样机试验台设计 |
| 5.5.2 初步试验及结果 |
| 5.6 本章小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（5）超声速冷却气膜流动机理及其气动光学效应研究（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 超声速冷却气膜研究进展 |
| 1.2.1 自由混合层研究进展 |
| 1.2.2 冷却气膜研究进展 |
| 1.3 气动光学效应相关概念 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 实验设备及测试技术 |
| 2.1 超声速低噪声风洞 |
| 2.2 高超声速低噪声风洞 |
| 2.3 压力测试设备 |
| 2.4 纹影系统 |
| 2.5 NPLS测试技术 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 二维超声速冷却气膜流场实验研究 |
| 3.1 实验模型及实验工况 |
| 3.1.1 实验模型 |
| 3.1.2 实验工况 |
| 3.2 主流马赫3 超声速冷却气膜流场 |
| 3.2.1 无喷流时超声速后台阶流场结构 |
| 3.2.2 不同喷流压比时超声速冷却气膜流场结构 |
| 3.2.3 模型壁面压力分布特性 |
| 3.3 主流马赫6 超声速冷却气膜流场 |
| 3.3.1 超声速冷却气膜流场流向精细结构 |
| 3.3.2 超声速气膜流场结构时间相关性分析 |
| 3.3.3 基于NPLS图像的流场结构定量分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 三维光学头罩超声速冷却气膜流场仿真研究 |
| 4.1 数值仿真方法和网格划分验证 |
| 4.1.1 数值仿真方法 |
| 4.1.2 流场结构网格划分 |
| 4.1.3 网格无关性和有效性检验 |
| 4.2 超声速冷却气膜流场结构 |
| 4.3 喷流压比对气动光学效应的影响 |
| 4.3.1 无喷流时光程差分布规律 |
| 4.3.2 不同喷流压比时光程差分布规律 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）扩压叶栅前缘结状凸起流动机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号与标记 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 扩压叶栅分离流动的研究进展 |
| 1.2.1 叶栅分离流动特性的研究 |
| 1.2.2 叶栅流动控制技术的研究 |
| 1.3 前缘结状凸起应用的研究进展 |
| 1.3.1 初期探索 |
| 1.3.2 孤立叶片中的试验研究 |
| 1.3.3 孤立叶片中的数值研究 |
| 1.3.4 叶轮机械中的应用研究 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 第二章 数值模拟与叶栅试验方法 |
| 2.1 理论基础 |
| 2.1.1 控制方程 |
| 2.1.2 雷诺平均方法 |
| 2.1.3 涡量方程 |
| 2.2 数值方法验证 |
| 2.2.1 数值模拟软件介绍 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.2.3 叶栅数值结果验证 |
| 2.3 叶栅试验方法 |
| 2.3.1 试验装置 |
| 2.3.2 探针校准 |
| 2.3.3 试验对象和测试方法 |
| 2.3.4 不确定性分析 |
| 2.4 数据分析方法 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 前缘结状凸起关键几何参数研究 |
| 3.1 前缘结状凸起构型方法和关键设计参数 |
| 3.1.1 前缘结状凸起几何构型 |
| 3.1.2 关键设计参数选取 |
| 3.2 前缘结状凸起网格合理性分析 |
| 3.2.1 计算网格和边界条件 |
| 3.2.2 径向网格点数敏感性分析 |
| 3.3 前缘结状凸起波幅和波长作用效果研究 |
| 3.3.1 波幅和波长对叶栅总体性能的影响 |
| 3.3.2 波长-波幅比与凸起作用效果的相关性 |
| 3.3.3 波幅和波长对气动参数分布的影响 |
| 3.3.4 波幅和波长对流场的影响 |
| 3.4 前缘结状凸起在不同稠度效应下的影响研究 |
| 3.4.1 叶栅总体性能和气动参数径向分布 |
| 3.4.2 叶片表面静压分布 |
| 3.4.3 旋涡损失分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 不同雷诺数下前缘结状凸起流动机理研究 |
| 4.1 雷诺数对叶栅总体性能和气动参数分布的影响 |
| 4.1.1 叶栅总体性能 |
| 4.1.2 损失系数轴向分布 |
| 4.1.3 损失系数径向分布 |
| 4.2 雷诺数对叶栅流场的影响 |
| 4.2.1 叶片表面静压分布 |
| 4.2.2 壁面流动分析 |
| 4.2.3 不同叶高截面马赫数分布 |
| 4.3 雷诺数对前缘结状凸起流动机理影响 |
| 4.3.1 旋涡结构和发展 |
| 4.3.2 对转旋涡三维流线分析 |
| 4.3.3 旋涡强度和不对称性分析 |
| 4.3.4 壁面粘性对旋涡的影响 |
| 4.3.5 涡量输运流动机理分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 前缘结状凸起非定常流动机理研究 |
| 5.1 凸起波数对叶栅总体性能和气动参数分布的影响 |
| 5.1.1 前缘结状凸起不同波数方案 |
| 5.1.2 叶栅气动性能 |
| 5.1.3 损失沿轴向分布 |
| 5.2 凸起波数对叶栅时均流场的影响 |
| 5.2.1 叶片表面静压分布 |
| 5.2.2 壁面剪切应力分布 |
| 5.2.3 对转旋涡分析 |
| 5.2.4 非周期性流动机理分析 |
| 5.3 前缘结状凸起非定常流动机理 |
| 5.3.1 气动参数监测点和非定常振荡周期 |
| 5.3.2 非定常Q云图分布 |
| 5.3.3 非定常总压频谱特性分析 |
| 5.3.4 非定常旋涡结构演化过程 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 平面叶栅前缘结状凸起数值模拟和试验研究 |
| 6.1 凸起几何和数值方法描述 |
| 6.1.1 全叶高前缘结状凸起 |
| 6.1.2 全叶高凸起平面叶栅试验件 |
| 6.1.3 部分叶高前缘结状凸起 |
| 6.1.4 数值方法描述 |
| 6.2 原型和改型平面叶栅试验研究 |
| 6.2.1 测量内容 |
| 6.2.2 不确定度评估 |
| 6.2.3 试验结果 |
| 6.3 平面叶栅全叶高前缘结状凸起的数值研究 |
| 6.3.1 叶栅总体性能 |
| 6.3.2 叶中截面尾迹特性 |
| 6.3.3 叶栅时均流场 |
| 6.3.4 全叶高凸起流动机理 |
| 6.4 平面叶栅部分叶高前缘结状凸起的数值研究 |
| 6.4.1 叶栅总体性能和气动参数分布 |
| 6.4.2 叶栅时均流场 |
| 6.4.3 部分叶高凸起流动机理 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 研究结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间已发表或录用的论文 |
| 致谢 |
（7）高速飞行器高温流场及其辐射特性数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号对照表 |
| 缩略语对照表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 研究方法 |
| 1.2.2 研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 1.3.1 研究内容 |
| 1.3.2 章节安排 |
| 第二章 高温流场计算基础 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 流体力学控制方程组 |
| 2.2.1 热化学非平衡控制方程 |
| 2.2.2 无量纲化及坐标变换 |
| 2.3 物理化学模型 |
| 2.3.1 热力学模型 |
| 2.3.2 输运模型 |
| 2.3.3 化学反应模型 |
| 2.4 CFD-FASTRAN简介 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 高温气体光谱理论 |
| 3.1 高温气体辐射初步 |
| 3.1.1 辐射跃迁类型 |
| 3.1.2 流场中的辐射组份 |
| 3.2 高温气体的能级 |
| 3.2.1 原子能级 |
| 3.2.2 双原子分子能级 |
| 3.3 跃迁选择定则 |
| 3.3.1 原子跃迁定则 |
| 3.3.2 双原子分子跃迁定则 |
| 3.4 谱线线型与线宽 |
| 3.4.1 自然线宽 |
| 3.4.2 多普勒增宽 |
| 3.4.3 压力增宽 |
| 3.4.4 混合增宽 |
| 3.5 辐射的吸收与发射 |
| 3.5.1 原子的发射与吸收 |
| 3.5.2 双原子分子的发射与吸收 |
| 3.6 能级粒子数密度计算 |
| 3.6.1 热力平衡态的粒子数密度 |
| 3.6.2 热力非平衡态的粒子数密度 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 高温流场数值模拟 |
| 4.1 计算条件 |
| 4.2 计算结果分析 |
| 4.2.1 五组份非平衡结果 |
| 4.2.2 七组份非平衡结果 |
| 4.3 平衡流场结果 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 高温气体辐射特性模拟 |
| 5.1 计算条件 |
| 5.2 非平衡辐射计算 |
| 5.2.1 飞行器激波层非平衡辐射 |
| 5.2.2 不同高度下的非平衡辐射 |
| 5.3 平衡辐射计算 |
| 5.3.1 平衡辐射计算 |
| 5.3.2 不同温度下的平衡辐射计算 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（8）超燃冲压发动机燃油喷射燃烧流场数值模拟方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景以及意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 高速气流中液态燃料燃烧过程研究概述 |
| 1.2.2 煤油燃烧反应机理研究概述 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第二章 超声速气液两相流数值模拟方法 |
| 2.1 气相控制方程 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 热力学状态方程 |
| 2.1.3 输运模型 |
| 2.1.4 湍流模型 |
| 2.1.5 化学反应源项 |
| 2.1.6 相间作用源项 |
| 2.2 液相控制方程 |
| 2.2.1 随机轨道模型 |
| 2.2.2 液滴入射模型 |
| 2.2.3 液滴破碎模型 |
| 2.2.4 液滴碰撞模型 |
| 2.2.5 液滴蒸发模型 |
| 2.3 控制方程的离散与求解 |
| 2.3.1 气相燃烧流场数值求解方法 |
| 2.3.2 分散相液滴控制方程求解方法 |
| 2.4 验证算例 |
| 2.4.1 液滴碰撞模型 |
| 2.4.2 液滴蒸发模型 |
| 2.4.3 超声速冷流流场中液滴雾化 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 RP-3 航空煤油燃烧简化化学反应模型研究 |
| 3.1 详细化学反应机理的简化 |
| 3.1.1 替代燃料的选择 |
| 3.1.2 敏感性分析 |
| 3.1.3 反应路径分析 |
| 3.1.4 简化模型的修正 |
| 3.2 简化化学反应模型验证 |
| 3.2.1 点火特性 |
| 3.2.2 燃烧特性 |
| 3.3 简化化学反应模型在超声速燃烧流场数值模拟中的应用 |
| 3.3.1 气态煤油超声速燃烧流场数值模拟 |
| 3.3.2 化学反应模型对气态煤油超声速燃烧过程预测结果的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 超声速燃烧流场液态煤油混合燃烧过程研究 |
| 4.1 液态煤油超声速燃烧流场数值模拟 |
| 4.2 液态煤油燃烧过程影响因素研究 |
| 4.2.1 煤油喷注当量比对燃烧过程的影响 |
| 4.2.2 煤油喷注位置对燃烧过程的影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 主要研究成果 |
| 5.2 主要创新点 |
| 5.3 研究工作展望 |
| 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 RP-3 航空煤油简化反应模型 |
（9）Ma0-7并联式TBCC排气系统设计与性能研究（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 TBCC组合循环推进系统 |
| 1.2.2 TBCC组合排气系统 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 第二章 TBCC组合排气系统设计及性能初步优化 |
| 2.1 TBCC组合排气系统介绍 |
| 2.1.1 排气系统几何约束 |
| 2.1.2 排气系统工作参数 |
| 2.1.3 排气系统性能参数定义 |
| 2.2 TBCC组合排气系统设计 |
| 2.2.1 冲压流道型面设计 |
| 2.2.2 排气系统喉道调节方案 |
| 2.2.3 设计点选取 |
| 2.2.4 涡轮流道的优化设计 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 全飞行包线TBCC组合排气系统数值模拟 |
| 3.1 CFD计算方法 |
| 3.1.1 Fluent软件介绍 |
| 3.1.2 CFD算法验证 |
| 3.2 网格无关性验证 |
| 3.3 涡轮发动机单独工作 |
| 3.4 共同工作阶段 |
| 3.5 冲压发动机单独工作 |
| 3.6 全飞行包线TBCC排气系统性能分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 TBCC组合排气系统实验研究 |
| 4.1 实验设备及实验模型 |
| 4.1.1 实验台 |
| 4.1.2 测量技术及仪器 |
| 4.1.3 实验模型 |
| 4.2 实验数据分析与CFD结果比较 |
| 4.2.1 涡轮发动机单独工作阶段 |
| 4.2.2 冲压发动机单独工作阶段 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 模态转换过程TBCC排气系统动态数值模拟 |
| 5.1 模态转换过程介绍及进口条件变化规律 |
| 5.2 CFD方法介绍 |
| 5.2.1 Fluent动网格 |
| 5.2.2 用户自定义函数(UDF) |
| 5.3 模态转换过程TBCC组合排气系统性能分析 |
| 5.3.1 流场结构 |
| 5.3.2 气动性能 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 主要工作及结论 |
| 6.2 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 |
（10）基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 缩略语表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 高超声速内外流一体化设计方法研究现状 |
| 1.2.1 楔导乘波体/进气道一体化设计 |
| 1.2.2 锥导乘波体/进气道一体化设计 |
| 1.2.3 吻切乘波体/进气道一体化设计 |
| 1.2.4 乘波体/三维内收缩进气道一体化设计 |
| 1.3 研究目标和主要研究内容 |
| 第二章 乘波理论与基本流场求解方法研究 |
| 2.1 内外流乘波理论 |
| 2.1.1 内外流乘波理论在双乘波设计中的应用 |
| 2.1.2 内外流吻切乘波理论在双乘波设计中的应用 |
| 2.2 特征线法概述 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 有限差分法 |
| 2.3 基于壁面压力分布的逆向特征线法 |
| 2.3.1 内收缩基本流场 |
| 2.3.2 外压缩基本流场 |
| 2.3.3 内外流基本流场对比研究 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 双乘波一体化设计方法 |
| 3.1 乘波前体/进气道双乘波一体化设计方法 |
| 3.1.1 双乘波理论流动特征分析 |
| 3.1.2 双乘波一体化设计方法应用 |
| 3.1.3 考虑壁面压力分布的双乘波一体化设计方法 |
| 3.2 类锥前体/进气道双乘波一体化设计方法 |
| 3.2.1 乘波锥体/进气道双乘波一体化设计方法 |
| 3.2.2 曲锥前体/进气道流动特征分析 |
| 3.2.3 曲锥前体/进气道双乘波一体化设计方法 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 乘波前体/进气道双乘波一体化构型数值模拟研究 |
| 4.1 双乘波一体化构型设计与数值分析 |
| 4.1.1 双乘波一体化构型设计 |
| 4.1.2 计算方法与计算网格 |
| 4.1.3 双乘波一体化构型流动特征分析 |
| 4.2 考虑壁面压力分布的双乘波体设计与数值分析 |
| 4.2.1 计算模型与计算网格 |
| 4.2.2 考虑壁面压力分布的双乘波体流动特征分析 |
| 4.2.3 低马赫数状态流动特征分析 |
| 4.3 一体化构型流场特征与气动性能对比分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 类锥前/进气道双乘波一体化构型数值模拟研究 |
| 5.1 乘波锥体/进气道双乘波构型设计状态计算与分析 |
| 5.1.1 乘波锥体/进气道双乘波构型设计 |
| 5.1.2 计算方法与计算网格 |
| 5.1.3 乘波锥体/进气道双乘波构型设计状态流动特征分析 |
| 5.2 乘波锥体/进气道双乘波构型非设计状态计算与分析 |
| 5.2.1 计算方法与来流条件 |
| 5.2.2 M6.0攻角状态流动特征分析 |
| 5.2.3 低马赫数状态流动特征分析 |
| 5.3 曲锥前体/进气道双乘波构型设计状态计算与分析 |
| 5.3.1 曲锥前体/进气道双乘波构型设计 |
| 5.3.2 计算方法与计算网格 |
| 5.3.3 曲锥前体/进气道双乘波构型设计状态流动特征分析 |
| 5.4 曲锥前体/进气道双乘波构型非设计状态计算与分析 |
| 5.4.1 计算方法与来流条件 |
| 5.4.2 M6.0攻角状态流动特征分析 |
| 5.4.3 低马赫数状态流动特征分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 曲锥前体/进气道一体化构型风洞试验研究 |
| 6.1 曲锥前体/进气道一体化构型试验模型设计 |
| 6.2 试验设备介绍 |
| 6.2.1 风洞介绍 |
| 6.2.2 测点分布 |
| 6.2.3 试验数据采集 |
| 6.3 曲锥前体/进气道一体化构型设计状态试验研究 |
| 6.3.1 流向激波形态 |
| 6.3.2 沿程静压分布 |
| 6.3.3 截面皮托压分布 |
| 6.3.4 反压特性 |
| 6.3.5 气动性能参数 |
| 6.4 曲锥前体/进气道一体化构型攻角状态试验研究 |
| 6.4.1 流向激波形态 |
| 6.4.2 沿程静压分布 |
| 6.4.3 反压特性 |
| 6.4.4 气动性能参数 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 工作总结 |
| 7.2 本文主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 在学期间发表科研成果 |
| 致谢 |
四、激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题（论文参考文献）
- [1]宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究[D]. 邬林科. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [2]二元变几何TBCC进气道气动性能研究及风洞试验[D]. 潘鹏宇. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [3]高空模拟直排扩压器气动计算[D]. 田骏丹. 沈阳航空航天大学, 2020(04)
- [4]全速域预冷发动机进气系统设计与优化[D]. 刘俊兵. 国防科技大学, 2019(02)
- [5]超声速冷却气膜流动机理及其气动光学效应研究[D]. 欧阳天赐. 国防科技大学, 2019(02)
- [6]扩压叶栅前缘结状凸起流动机理研究[D]. 郑覃. 上海交通大学, 2019(06)
- [7]高速飞行器高温流场及其辐射特性数值模拟[D]. 梁日辉. 西安电子科技大学, 2019(02)
- [8]超燃冲压发动机燃油喷射燃烧流场数值模拟方法研究[D]. 樊孝峰. 南京航空航天大学, 2019(01)
- [9]Ma0-7并联式TBCC排气系统设计与性能研究[D]. 汪丰. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [10]基于双乘波理论的高超声速内外流一体化设计方法研究[D]. 李怡庆. 厦门大学, 2018(06)