一、翼梢涡风洞研究中的摆动问题（论文文献综述）
王笑[1]（2018）在《基于涡系演化机理的大型客机涡致阻力减阻方法研究》文中进行了进一步梳理减阻是飞机设计的永恒话题。对于大型客机,减小飞行阻力意味着降低运营成本和碳排放。由于飞机尾迹涡系而产生的涡致阻力（诱导阻力）是飞机飞行阻力的重要组成部分,占全机阻力的30%-50%。其中,翼尖涡系和后体涡系是最主要的涡系结构。有效控制这些涡系结构从而减小涡致阻力,是实现飞机减阻的重要方法之一。本文结合涡系演化与飞机减阻设计两方面的研究成果,利用风洞实验,研究大型客机的尾迹涡系,从涡致阻力的角度,探索通过控制涡系演化来实现减阻的方法,从而为大型客机的减阻设计提供依据。本文得到了以下三方面的研究成果:（1）在平直机翼上加装翼尖小翼,利用涡的相互作用,削弱翼尖涡的强度（环量）和尺度（涡核半径）,减小了涡致阻力。小翼翼尖涡和连接拐角涡构成了同向扭结的螺旋双涡管结构,两涡通过相互作用影响彼此的位置和强度;加装小翼改变了翼尖涡的环量和涡核半径,环量越小、涡核半径越小时,涡致阻力越小。（2）简单斜劈后体的平尾翼尖涡通过相互作用可显着削弱后体脱体涡对的环量,减小涡致阻力。后体脱体涡对在后机身下表面形成、脱离、演化、消散;加装平尾后,平尾翼尖涡对显着加快了后体脱体涡对的消散;涡系的环量总和越小,涡致阻力越小;涡对之间距离更近时,相互作用更强,减阻效果更显着。（3）对大型客机模型,加装减阻装置,通过控制涡系强度和尺度,实现减阻。对飞机半模型,在翼尖处加装上翻式和分离式小翼,两种上翻式小翼有效削弱了翼尖涡环量,实现了减阻;分离式小翼将翼尖涡破碎成两个涡,但并未减小总环量和阻力。对飞机后体模型,加装涡流发生器,其中在较靠前的位置加装时,后体涡对环量减小,涡致阻力计算值和总阻力测量值也减小。综上所述,对于大型客机,加装合适的翼尖小翼、涡流发生器等装置,利用涡之间的相互作用,可以削弱翼尖涡和后体涡的强度（环量）和尺寸（涡核半径）,从而减小涡致阻力。本文基于尾迹涡系演化机理,研究减小涡致阻力的方法,可以为大型客机的减阻设计提供参考依据。
程泽鹏[2]（2017）在《基于翼尖涡物理特征及相互作用的翼尖减阻机理研究》文中指出大型客机减阻的研究与其经济性和环保性紧密相关,一直以来更是永恒的研究热点。通过对机翼及翼尖装置的翼尖涡在演化过程中物理特征和相互作用规律的研究,可以建立翼尖装置在减阻设计中的指导原则,进而服务于翼尖的减阻设计。为此,本论文对三维干净机翼和加装翼尖装置的机翼的翼尖涡演化特性展开深入研究,探寻翼尖涡在演化过程中所内在的物理特征与诱导阻力的产生机制,从而揭示翼尖装置的减阻机理。论文的主要工作和结论包括以下三个方面:（1）翼尖涡的演化特性及其物理特征的研究。从方形翼尖的干净等直机翼出发,通过数值手段研究翼尖涡在整个演化过程中的结构特征和物理特征,发现翼尖涡的形成阶段、生长阶段和尾迹阶段的三阶段演化过程。在一定范围内,通过改变来流马赫数、雷诺数和攻角等条件,进一步研究翼尖涡的演化行为,结合涡生长的基本理论,揭示翼尖涡在尾迹阶段的夹止物理特征,从而建立翼尖涡的演化理论。（2）诱导阻力的评估和计算方法的研究。以M6机翼的翼尖涡为例,基于翼尖涡在演化过程中的不稳定特性,提出了尾迹涡的环量耗散数学模型,对当前的诱导阻力计算方法提出改进方案。改进后的诱导阻力计算方法对于尾迹截面的选取有更大的适用范围,揭示了以尾迹涡发生夹止时刻所对应的截面为尾迹积分截面的科学性,从而为诱导阻力的减阻评价提供了统一的参考。（3）翼尖装置减阻设计原则的研究。通过在干净机翼上加装不同形式的翼尖减阻装置,分析其产生的翼尖涡的结构特征和物理特征,以此来寻求干净机翼和加装小翼的翼尖涡的一致性演化规律。在此基础上,归纳总结出翼尖减阻装置在设计时的指导原则,并通过其它翼尖外形证明设计理念的科学性和合理性。结果表明,在设计翼尖减阻装置时,通过提前尾迹区融合主涡发生夹止时的位置、抑制尾迹区融合主涡发生夹止时的无量纲环量极值、增大尾迹区融合主涡与拐角涡之间的距离可以实现诱导阻力的减小。
王鑫[3]（2016）在《可变形边界流动的动力学行为实验研究》文中研究说明为了探究边界变形对流场特征的影响,本文分别以槽道流动和圆柱绕流为对象,对可变形边界内、外流动进行了实验研究。实验通过对现有设备的改装和设计,研发了可变形边界内、外流动设备,针对槽道流动边界变形模式设计了两种不同的非定常（周期）来流和定常来流,基于内、外两种边界变形运动进行了空间动力学行为分析,分析包括流场旋涡脱落频率、时均速度、湍流度、流场能量以及流动显示和非线性相图分析,并将两种可变形边界流动的数据处理结果进行了对比和分析。揭示了含有可变形边界流动的动力学行为,以及边界变形特征同流动特征之间的关系,同时亦将为相关理论及数值研究提供可靠的实验依据。结果表明,在可变形边界内流中,槽道流动的边界变形能够实现控制槽道内流场中旋涡脱落的频率,另外在同一流场剖面下频率的倍频关系不会随速度和空间位置发生改变。当在低速区时,随边界变形频率的增加,流场的时均速度呈现渐增和平稳的现象,而在中高速区时,流场的时均速度呈现缓慢衰减和趋于平稳趋势。在非定常来流Re=13906和Re=19262与定常来流Re=12051和Re=16693时,发现有湍流度抑制现象,给出了抑制流场能量的相关参数范围,并发现在定常来流下出现二次涡现象。得到了两种来流下三维相轨迹演化过程,并发现在奇异极限环中“节”的尺度由亚谐波强度控制。在可变形边界外流中,圆柱绕流的边界变形会抑制卡门涡街的频率,抑制能力随雷诺数增加而变强。随边界变形频率的增加,时均速度减小,湍流度增加。定义了卡门涡街受影响区域,计算了在Re=125,153,209,267,288,324,472时的影响区距离,给出了雷诺数和边界变形频率与影响区的关系,得到了两种模式下的三维相轨迹演化过程。对于可变形边界流动,无论是槽道流动的边界变形还是圆柱绕流的边界变形均发现边界变形的频率与其在流场中的谐频频率之比成1/2相关倍数关系。
张俊晨[4]（2014）在《扑翼飞行器机翼开孔对其气动特性的影响研究》文中提出近年来,微型飞行器（MAV）逐渐成为飞行器设计领域的新热点。微型飞行器体积小,重量轻,具有很好的隐蔽性,能在一些特殊领域（如：城市反恐,生化探测,地质勘测等领域）完成一些常规飞行器难以应付的特殊任务；相比微型固定翼飞行器和旋翼飞行器,微型扑翼飞行器将升举和推进两种功能集于一体,具有更强的机动性和灵活性,因此人们将扑翼飞行方式作为主要的研究对象。鸟类的初级飞羽和次级飞羽会随着翅翼的上扑下扑运动而张开闭合,从而产生正升力；鸟类的整个扑翼流场,除去翅翼前缘处,及尾流的部分区域外,其他区域基本可视为无旋,而升推力的产生跟旋涡有密切的关系。根据以上两点,本文基于仿鸽子翅翼,在翼面上以不同布局进行开孔,并在开孔处安装活页,以此来模拟鸟类翅翼羽毛的开合,探索机翼开孔对扑翼飞行器气动特性的影响。首先采用数值模拟方法。本文使用ADAMS软件建立扑翼飞行器的模型并仿真其运动；使用ICEM CFD软件建立各翼型的模型并划分网格；然后使用FLUENT软件模拟各翼型的流场,获得一系列不同控制环境下的升力系数曲线和阻力系数曲线。经过分析得出,机翼在前缘翼梢处和次级飞羽处开孔的扑翼飞行器具有较好的气动特性。然后采用试验分析方法。将无孔机翼和以不同“活页”布局开孔的各翼型安装在可控制扑动频率的传动机构上,并将其置于本文自行设计的用于测量扑翼飞行器升力的简易风洞试验平台上进行试验。经过处理和分析由数据采集卡获取的一系列升力数据,得出了与数值模拟方法相接近的结论：在翼面上合理布局“活页”,可以改善扑翼飞行器的气动特性。
李秀文,李伟杰,郑海成[5]（2011）在《用格子Boltzmann大涡模拟方法计算电磁力作用下的翼型绕流》文中指出利用格子Boltzmann大涡模拟（LBM-LES）方法,对较大雷诺数Re=2.4×105下翼型绕流的电磁控制进行数值研究.结果表明,LBM-LES方法计算过程简单,容易并行,适合处理该问题.
张俊韬[6]（2010）在《新型超压翼伞特性分析与控制系统初步设计》文中研究表明超压翼伞具有气动效率高、可控性强、抗风能力好等优点,可以用于精确定点回收、可折叠飞行器等领域,因此具有良好的生存能力和应用价值。随着技术进步,这种飞行器以其远程飞行、高度高、长航时以及机动性好等方面的独特优势,将成为研究的热点并拥有巨大的发展前景。国内对相关领域的研究与国外相比还有很大差距。本文从总体设计的角度出发,采用理论分析与数值仿真相结合的方法,对超压翼伞系统的充气翼设计分析、动力学模型和控制系统概念设计等问题进行了比较系统的研究,得到了若干有意义的结论。探讨了经纬网络充气翼的受力分析以及其变形的特点,在此基础上给出了经纬网络充气翼的设计方法,以精确地逼近标准翼型。利用CFD计算软件,通过与标准翼型的对比,比较系统地对充气翼的气动性能进行了分析。阐明了在一般的条件下,充气翼的气动性能较之与标准翼型有所下降,但幅度不大。这为总体的设计工作提供了反馈的参考,同时也为运动特性分析创造了条件。建立了带动力的超压翼伞系统的六自由度动力学模型。其中的表观质量采用含义较全的矩阵形式表示,并给出了半经验的计算式;依据对目前充气翼气动力研究现状的分析,采用气动估算与工程分段处理相结合的方法来得到所需的气动力。通过仿真计算,分析了超压翼伞的主要设计参数对其系统性能的影响,得到了一些有益的结论,为系统总体方案的设计与评估、运动状态的分析等提供了有价值的参考。从概念设计的角度对控制系统进行了硬件和软件的设计,实现了两者的结合。并对典型的运动状态进行了姿态控制律设计,体现了控制系统总体的指导思想,为后续的详细设计打下了基础。本文可为新型超压翼伞的总体设计、分析,以及相关问题研究提供关键技术参考和可行性研究参考。
董刚,张洪军,苏中地,范宝春[7]（2007）在《电磁力控制翼型体边界层流动的研究》文中进行了进一步梳理在低Re数条件下,对流向电磁体积力影响翼型体表面边界层流动过程进行了数值模拟.在无量纲形式的不可压缩Navier-Stoke方程中考虑了可以控制电磁力大小和分布的电磁力源项,并把计算结果与实验测量结果进行了比较,发现两者符合较好.同时对不同电磁力大小和分布影响翼型表面边界层流动的规律进行了探讨,其结果表明,较大的电磁力和更加集中于翼型表面的电磁力分布可以很好地消除涡结构,抑制边界层分离进而达到提高升阻比的效果.
郑建光,任海洋,聂年晓[8]（2006）在《回流式低速风洞流动特性的研究》文中研究表明针对新建的中国计量学院回流式低速风洞,利用皮托管对试验段的气流流动特性进行详细的研究.实验确定了风机工作频率与气体流速间的关系,并对风洞试验段的流场均匀性进行了分析.
张洪军,苏中地,Y Zhou[9]（2003）在《翼梢涡风洞研究中的摆动问题》文中指出采用激光粒子成像速度仪（PIV）对一矩形机翼（NACA0012）模型所产生的翼梢涡进行了风洞测试研究.测量位置为机翼近场尾迹,即x/c=3垂直于流动方向的截面,这里x为机翼后缘和测量截面之间的距离,c是机翼弦长.实验中基于弦长的雷诺数范围在3.4×104～26.6×104,通过分析所测得的涡量、切向速度和环量等,发现翼梢涡的摆动幅度与流过机翼上流体是否发生边界层分离有直接关系.
二、翼梢涡风洞研究中的摆动问题（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、翼梢涡风洞研究中的摆动问题（论文提纲范文）
（1）基于涡系演化机理的大型客机涡致阻力减阻方法研究（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 飞机尾迹涡系与涡致阻力 |
| 1.2.1 飞机尾迹涡系的演化 |
| 1.2.2 飞机涡致阻力 |
| 1.3 翼尖涡系演化与减阻方法 |
| 1.3.1 翼尖涡生成和演化 |
| 1.3.2 翼尖涡控制和减阻方法 |
| 1.3.3 大型客机的翼尖减阻设计 |
| 1.4 后体涡系演化与减阻方法 |
| 1.4.1 后体涡系演化与相互作用 |
| 1.4.2 后体涡控制和减阻方法 |
| 1.5 本文研究思路与内容 |
| 1.5.1 研究思路和创新点 |
| 1.5.2 研究内容与文章结构 |
| 第二章 研究方法 |
| 2.1 低速风洞实验方法 |
| 2.1.1 风洞实验平台 |
| 2.1.2 粒子图像测速(PIV)方法 |
| 2.2 涡结构研究方法 |
| 2.2.1 涡结构边界的判定 |
| 2.2.2 涡核中心位置的判定 |
| 2.2.3 涡旋强度的度量 |
| 2.3 阻力测量与计算方法 |
| 2.3.1 气动力的实验测量 |
| 2.3.2 涡致阻力的计算方法 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 翼尖涡系演化与减阻机理研究 |
| 3.1 实验设计 |
| 3.1.1 机翼与小翼实验模型设计 |
| 3.1.2 实验方案 |
| 3.2 翼尖涡系结构 |
| 3.2.1 单机翼的翼尖涡 |
| 3.2.2 加装小翼后的翼尖涡 |
| 3.2.3 雷诺数对翼尖涡的影响 |
| 3.3 翼尖涡系演化与相互作用 |
| 3.3.1 涡核中心位置沿流向的变化 |
| 3.3.2 涡旋强度和涡致阻力的变化 |
| 3.3.3 小翼对翼尖涡和涡致阻力的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 后体涡系演化与减阻机理研究 |
| 4.1 实验设计 |
| 4.1.1 后体模型设计 |
| 4.1.2 实验方案 |
| 4.2 后体涡系结构 |
| 4.2.1 单独后体的涡系结构 |
| 4.2.2 带平尾后体的涡系结构 |
| 4.3 后体涡系演化与相互作用 |
| 4.3.1 涡核中心位置沿流向的变化 |
| 4.3.2 涡旋强度和涡致阻力的变化 |
| 4.3.3 涡相互作用对涡致阻力的影响 |
| 4.3.4 不同雷诺数下的后体涡系结构 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 大型客机减阻方法研究 |
| 5.1 实验设计 |
| 5.1.1 实验模型设计 |
| 5.1.2 大型客机翼尖模型实验方案 |
| 5.1.3 大型客机后体模型实验方案 |
| 5.2 大型客机翼尖减阻方法研究 |
| 5.2.1 飞机半模型的翼尖涡结构 |
| 5.2.2 机翼的升阻力特性 |
| 5.2.3 翼梢小翼对翼尖涡和阻力的影响 |
| 5.3 大型客机后体减阻方法研究 |
| 5.3.1 飞机后体涡系结构与演化特性 |
| 5.3.2 飞机后体的阻力测量 |
| 5.3.3 涡流发生器对飞机后体的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文主要工作和结论 |
| 6.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表或录用的论文 |
（2）基于翼尖涡物理特征及相互作用的翼尖减阻机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 机翼及翼尖减阻对大型客机减阻的重要意义 |
| 1.1.2 翼尖涡的演化和相互作用对机翼及翼尖减阻的指导意义 |
| 1.2 国内外研究现状及存在问题 |
| 1.2.1 翼尖涡的生长和演化研究现状 |
| 1.2.2 翼尖涡的相互作用研究现状 |
| 1.2.3 翼尖减阻机理研究现状 |
| 1.2.4 当前研究存在的问题 |
| 1.3 本文研究思路及研究内容 |
| 1.3.1 研究思路及论文创新点 |
| 1.3.2 研究内容及章节安排 |
| 第二章 数值模拟的研究方法 |
| 2.1 数值模拟的基本理论 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 数值计算方法简述 |
| 2.2 数值模拟准备 |
| 2.2.1 三维建模 |
| 2.2.2 网格划分 |
| 2.3 数值计算方法 |
| 2.3.1 数值方法的选择 |
| 2.3.2 数值模拟的准确性验证 |
| 2.4 后处理过程 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 干净机翼的翼尖涡的结构特征及物理特征 |
| 3.1 计算模型与方法介绍 |
| 3.1.1 数值方法 |
| 3.1.2 计算条件与数值网格 |
| 3.1.3 数值验证 |
| 3.2 干净机翼翼尖涡的结构特征 |
| 3.2.1 翼尖涡的总体结构特征 |
| 3.2.2 翼尖涡多阶段演化过程中的结构特征 |
| 3.3 干净机翼翼尖涡多阶段演化过程中的物理特征 |
| 3.3.1 涡生长的基本理论 |
| 3.3.2 形成阶段主涡结构的演化特性 |
| 3.3.3 尾迹阶段融合主涡的夹止特性 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 基于尾迹涡演化特征的诱导阻力计算改进 |
| 4.1 计算模型与方法介绍 |
| 4.1.1 数值方法 |
| 4.1.2 计算条件与数值网格 |
| 4.1.3 数值验证 |
| 4.2 尾迹涡的演化特征 |
| 4.2.1 尾迹涡的结构特征 |
| 4.2.2 尾迹涡的物理特征 |
| 4.3 诱导阻力的计算方法 |
| 4.3.1 传统的诱导阻力计算方法 |
| 4.3.2 诱导阻力的计算改进 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 翼尖的减阻机理及验证 |
| 5.1 带小翼的翼尖涡的演化特征 |
| 5.1.1 计算模型与方法介绍 |
| 5.1.2 带小翼的翼尖涡的结构特征和物理特征 |
| 5.2 基于翼尖涡演化的翼尖减阻原则 |
| 5.2.1 干净机翼下融合主涡的夹止特性对诱导阻力的影响 |
| 5.2.2 带小翼下融合主涡的物理特征对诱导阻力的影响 |
| 5.2.3 翼尖的减阻策略 |
| 5.3 翼尖减阻原则的验证 |
| 5.3.1 干净机翼的翼尖减阻原则的验证 |
| 5.3.2 带小翼的翼尖减阻原则的验证 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 主要结论 |
| 6.2 后续研究工作 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表或录用的论文 |
（3）可变形边界流动的动力学行为实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 可变形边界流动研究综述 |
| 1.1.1 槽道流动和圆柱绕流的研究背景 |
| 1.1.2 可变形边界流动的研究现状 |
| 1.2 研究方法和技术路线 |
| 1.2.1 边界变形的基本思想和方法 |
| 1.2.2 流动显示及流场测量 |
| 1.3 数据处理方法运用 |
| 1.4 本文的主要内容 |
| 第二章 实验装置及实验设备研制 |
| 2.1 实验装置介绍 |
| 2.1.1 低湍流度设备 |
| 2.1.2 低湍流度风洞 |
| 2.1.3 动态实验数据测量装置 |
| 2.2 实验设备研制 |
| 2.2.1 可变形边界内流设备的研制 |
| 2.2.2 可变形边界外流设备的研制 |
| 第三章 可变形边界内流 |
| 3.1 流场中旋涡脱落频率特征 |
| 3.1.1 边界静止的槽道流动的流场特征 |
| 3.1.2 来流工况设计 |
| 3.1.3 边界运动的槽道流动的流场特征 |
| 3.2 时均速度分析 |
| 3.3 湍流度分析 |
| 3.4 流场能量分析 |
| 3.5 流动显示 |
| 3.6 非线性相图分析 |
| 第四章 可变形边界外流 |
| 4.1 流场中旋涡脱落频率特征 |
| 4.1.1 边界静止的圆柱绕流的流场特征 |
| 4.1.2 边界运动的圆柱绕流的流场特征 |
| 4.2 时均速度分析 |
| 4.3 湍流度分析 |
| 4.4 流场能量分析 |
| 4.5 流动显示 |
| 4.6 非线性相图分析 |
| 第五章 可变形边界内流与外流的对比 |
| 5.1 流场中旋涡脱落频率对比 |
| 5.2 时均速度的对比 |
| 5.3 湍流度的对比 |
| 5.4 流场能量的对比 |
| 5.5 流动显示的对比 |
| 5.6 非线性相图的对比 |
| 第六章 结论和展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 6.3 本文创新点 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读学位期间的研究成果目录 |
（4）扑翼飞行器机翼开孔对其气动特性的影响研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 微型飞行器的研究背景及应用前景 |
| 1.1.1 微型飞行器的由来 |
| 1.1.2 微型飞行器的应用前景 |
| 1.2 扑翼飞行器的发展现状 |
| 1.2.1 微型固定翼飞行器和微型旋翼飞行器 |
| 1.2.2 扑翼飞行方式的选择 |
| 1.2.3 国外对于微型扑翼飞行器的研究现状 |
| 1.2.4 国内对于微型扑翼飞行器的研究现状 |
| 1.2.5 微型扑翼飞行器的关键技术 |
| 1.3 开孔机翼的研究现状 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第2章 鸟类扑翼飞行产生升推力的机理 |
| 2.1 鸟类翅翼的特征 |
| 2.2 鸟类的扑翼飞行模式 |
| 2.3 翅翼的特征与升力 |
| 2.4 卡门效应与推力 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 对开孔机翼气动特性的数值模拟与分析 |
| 3.1 基于FLUENT数值模拟相关知识的介绍 |
| 3.1.1 FLUENT数值模拟的流程 |
| 3.1.2 采用UDF方法控制边界的运动 |
| 3.1.3 动网格的更新方法 |
| 3.2 仿鸽子开孔机翼的设计 |
| 3.3 开孔机翼运动规律的分析 |
| 3.3.1 坐标系的建立 |
| 3.3.2 开孔机翼运动规律的分析 |
| 3.4 开孔机翼运动学模型的建立 |
| 3.4.1 基于ADAMS建立机翼的运动学模型 |
| 3.4.2 机翼与活页运动规律的解析方程 |
| 3.5 开孔机翼气动特性的数值模拟 |
| 3.5.1 基于ICEM CFD开孔机翼的建模与网格的划分 |
| 3.5.2 基于FLUENT开孔机翼运动的数值模拟 |
| 3.6 计算结果与分析 |
| 3.6.1 扑动频率对气动力的影响 |
| 3.6.2 迎角对气动力的影响 |
| 3.6.3 来流速度对气动力的影响 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 对开孔机翼气动特性的试验分析 |
| 4.1 试验目的和试验原理 |
| 4.2 仿鸽子开孔机翼的制作 |
| 4.3 简易风洞试验平台的建立 |
| 4.3.1. 传动机构 |
| 4.3.2 控制系统 |
| 4.3.3 简易风洞 |
| 4.3.4 数据采集系统 |
| 4.4 试验过程 |
| 4.4.1 试验准备工作 |
| 4.4.2 试验方法和步骤 |
| 4.4.3 注意事项 |
| 4.5 试验结果与分析 |
| 4.5.1 升力数据的采集与滤波处理 |
| 4.5.2 结果与分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 进一步研究工作的展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 附录A |
| 附录B |
（6）新型超压翼伞特性分析与控制系统初步设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 总体方案的提出 |
| 1.2 相关领域国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 翼伞系统的国内外研究现状综述 |
| 1.2.2 充气式机翼的国内外研究现状综述 |
| 1.2.3 超压翼伞的研究意义 |
| 1.3 论文的主要研究内容 |
| 第二章 超压充气结构特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.1.1 充气结构概述 |
| 2.1.2 经纬网络充气翼 |
| 2.2 经纬网络充气机翼受力变形分析 |
| 2.2.1 经纬网络充气翼内部受力分析 |
| 2.2.2 经纬网络充气翼变形特征分析 |
| 2.3 经纬网络充气机翼气动性能分析 |
| 2.3.1 CFD 计算环境的影响 |
| 2.3.2 网格收敛性分析 |
| 2.3.3 充气翼与标准翼型性能比较 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 基本运动特性分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 充气翼表观质量与气动力的计算 |
| 3.2.1 表观质量 |
| 3.2.2 气动力的计算 |
| 3.3 六自由度运动方程 |
| 3.3.1 基本假设 |
| 3.3.2 坐标系的建立 |
| 3.3.3 系统参数及质量特性的计算 |
| 3.3.4 动力学方程 |
| 3.4 基本运动特性分析 |
| 3.4.1 系统的基本运动状态 |
| 3.4.2 系统设计参数对系统性能的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 控制系统概念方案设计 |
| 4.1 概念设计的基本流程 |
| 4.2 硬件设计 |
| 4.2.1 系统的硬件结构 |
| 4.3 软件设计 |
| 4.3.1 系统的控制策略和软件设计 |
| 4.4 姿态控制律设计 |
| 4.4.1 反馈线性化概述 |
| 4.4.2 典型状态的姿态控制律设计 |
| 4.5 本章小节 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）回流式低速风洞流动特性的研究（论文提纲范文）
| 1 实验步骤与相关原理 |
| 2 试验数据记录及处理 |
| 3 实验结果与讨论 |
| 4 结 论 |
四、翼梢涡风洞研究中的摆动问题（论文参考文献）
- [1]基于涡系演化机理的大型客机涡致阻力减阻方法研究[D]. 王笑. 上海交通大学, 2018(01)
- [2]基于翼尖涡物理特征及相互作用的翼尖减阻机理研究[D]. 程泽鹏. 上海交通大学, 2017(09)
- [3]可变形边界流动的动力学行为实验研究[D]. 王鑫. 东华大学, 2016(07)
- [4]扑翼飞行器机翼开孔对其气动特性的影响研究[D]. 张俊晨. 东北大学, 2014(03)
- [5]用格子Boltzmann大涡模拟方法计算电磁力作用下的翼型绕流[J]. 李秀文,李伟杰,郑海成. 吉林大学学报(理学版), 2011(05)
- [6]新型超压翼伞特性分析与控制系统初步设计[D]. 张俊韬. 国防科学技术大学, 2010(03)
- [7]电磁力控制翼型体边界层流动的研究[J]. 董刚,张洪军,苏中地,范宝春. 中国计量学院学报, 2007(03)
- [8]回流式低速风洞流动特性的研究[J]. 郑建光,任海洋,聂年晓. 中国计量学院学报, 2006(03)
- [9]翼梢涡风洞研究中的摆动问题[J]. 张洪军,苏中地,Y Zhou. 中国计量学院学报, 2003(04)