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, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2023.0038
摘要:
为了适应我国典型地形风资源评估及风电场微观选址、风电预测等发展要求，基于风场实测数据，提出了两种风廓线模型：一种是利用观测数据修正的Grying风廓线模型，一种是结合分段函数拟合方法及理论公式，拟合的风廓线模型。考虑大气热效应、地转效应等大气效应，结合改进的雷诺时均\begin{document}$ k - \varepsilon $\end{document} ![]()
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为了适应我国典型地形风资源评估及风电场微观选址、风电预测等发展要求，基于风场实测数据，提出了两种风廓线模型：一种是利用观测数据修正的Grying风廓线模型，一种是结合分段函数拟合方法及理论公式，拟合的风廓线模型。考虑大气热效应、地转效应等大气效应，结合改进的雷诺时均
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0204
摘要:
本文研究了基于鸟类仿生学设计的柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行，以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象，基于弦长的流动雷诺数Re = 5.1 × 105。实验中，分别将覆羽沿展向安装在机翼上翼面的不同位置处，利用单丝热线风速仪扫略测量机翼尾流的速度信号，并与无控制工况的平均速度、脉动速度和功率谱密度等对比分析。实验结果显示：在20%c位置工况中，覆羽装置通过吸收来流中的能量随上翼面流动自适应振动，在80%c位置工况中，覆羽处于准平衡位置伴随微小振动。两种工况的尾流区的平均速度亏损恢复明显，同时前缘剪切层和尾缘剪切层中湍流脉动均明显降低，两种工况均实现控制失速流动的效果。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示，覆羽的自适应振动有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U∞<1)，并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U∞≈3)，增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性，揭示了鸟类覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用机理。
本文研究了基于鸟类仿生学设计的柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行，以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象，基于弦长的流动雷诺数Re = 5.1 × 105。实验中，分别将覆羽沿展向安装在机翼上翼面的不同位置处，利用单丝热线风速仪扫略测量机翼尾流的速度信号，并与无控制工况的平均速度、脉动速度和功率谱密度等对比分析。实验结果显示：在20%c位置工况中，覆羽装置通过吸收来流中的能量随上翼面流动自适应振动，在80%c位置工况中，覆羽处于准平衡位置伴随微小振动。两种工况的尾流区的平均速度亏损恢复明显，同时前缘剪切层和尾缘剪切层中湍流脉动均明显降低，两种工况均实现控制失速流动的效果。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示，覆羽的自适应振动有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U∞<1)，并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U∞≈3)，增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性，揭示了鸟类覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用机理。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0184
摘要:
针对两级入轨飞行器（two-stage-to-orbit，TSTO）的缩比模型，通过试验与数值模拟相结合的方式，在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究，详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明：试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态，在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态，因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合，而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致；激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构，强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开，轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射，强度依次递减；同时，干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点；层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层，同时开放特征更为显著。
针对两级入轨飞行器（two-stage-to-orbit，TSTO）的缩比模型，通过试验与数值模拟相结合的方式，在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究，详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明：试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态，在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态，因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合，而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致；激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构，强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开，轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射，强度依次递减；同时，干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点；层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层，同时开放特征更为显著。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0134
摘要:
针对目前风力机尾流模型只能描述远尾流区域的尾流分布而忽略了近尾流区域的尾流特征的问题，该文基于双高斯函数，利用流量守恒定理并通过旋转修正推导了一个新的三维尾流模型。该尾流模型考虑了风切变的影响，并且能够描述近尾流区域以及远尾流区域的三维尾流分布特征。采用两台地基扫描激光雷达进行了风场实验，实验数据表明水平方向的近尾流分布类似于对称双高斯形，远尾流区域类似于对称高斯形，而垂直方向由于受到风切变的影响，在近尾流区域尾流分布类似非对称双高斯形，远尾流区域分布类似非对称高斯形。利用实测数据对三维尾流模型预测的水平剖面以及垂直剖面进行了对比验证，验证结果表明三维尾流模型的预测曲线和实验数据吻合良好，其平均相对误差大部分都在5%以内。新提出的三维尾流模型能够较好地预测风力机下游的整个尾流区域的空间分布，可为风电场的布局提供优化方案。
针对目前风力机尾流模型只能描述远尾流区域的尾流分布而忽略了近尾流区域的尾流特征的问题，该文基于双高斯函数，利用流量守恒定理并通过旋转修正推导了一个新的三维尾流模型。该尾流模型考虑了风切变的影响，并且能够描述近尾流区域以及远尾流区域的三维尾流分布特征。采用两台地基扫描激光雷达进行了风场实验，实验数据表明水平方向的近尾流分布类似于对称双高斯形，远尾流区域类似于对称高斯形，而垂直方向由于受到风切变的影响，在近尾流区域尾流分布类似非对称双高斯形，远尾流区域分布类似非对称高斯形。利用实测数据对三维尾流模型预测的水平剖面以及垂直剖面进行了对比验证，验证结果表明三维尾流模型的预测曲线和实验数据吻合良好，其平均相对误差大部分都在5%以内。新提出的三维尾流模型能够较好地预测风力机下游的整个尾流区域的空间分布，可为风电场的布局提供优化方案。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0188
摘要:
为了深入研究翼型开缝这种抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术，对NACA4421翼型开展了数值研究。在探讨了开缝依据的基础上，设计了7种缝道构型，并给出了缝道构型之间的几何联系，对比分析了曲线、折线及直线三种形式的缝道对翼型失速的控制效果，发现曲线缝道能够显著提高翼型的最大升力系数和失速迎角；分析了曲线缝道构型升力系数“双峰”现象的机理，提出了一种新型导流片缝道构型，该构型利用“科恩达效应”能够全面改善基准翼型的失速特性，失速迎角推迟可达14°，最大升力系数提高122%，达到2.785。本文所提出的导流片缝道，是一种新型的缝道构型，为增升装置设计提供了一种思路和参考。
为了深入研究翼型开缝这种抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术，对NACA4421翼型开展了数值研究。在探讨了开缝依据的基础上，设计了7种缝道构型，并给出了缝道构型之间的几何联系，对比分析了曲线、折线及直线三种形式的缝道对翼型失速的控制效果，发现曲线缝道能够显著提高翼型的最大升力系数和失速迎角；分析了曲线缝道构型升力系数“双峰”现象的机理，提出了一种新型导流片缝道构型，该构型利用“科恩达效应”能够全面改善基准翼型的失速特性，失速迎角推迟可达14°，最大升力系数提高122%，达到2.785。本文所提出的导流片缝道，是一种新型的缝道构型，为增升装置设计提供了一种思路和参考。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0195
摘要:
本文基于直流放电激波重构气动力控制原理，开展了带斜坡锥体模型的高超声速（Ma = 6）气动力控制风洞试验，采用光纤天平技术考察了模型在两种放电功率（284 W和517 W）下的气动力/力矩变化情况，并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象，表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小，放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应，数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明，模型气动力变化率与功率密度呈正相关；当以激励器的上游位置为参考点时，俯仰力矩变化显著；当加热位置靠近斜坡时，控制能力降低。
本文基于直流放电激波重构气动力控制原理，开展了带斜坡锥体模型的高超声速（Ma = 6）气动力控制风洞试验，采用光纤天平技术考察了模型在两种放电功率（284 W和517 W）下的气动力/力矩变化情况，并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象，表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小，放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应，数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明，模型气动力变化率与功率密度呈正相关；当以激励器的上游位置为参考点时，俯仰力矩变化显著；当加热位置靠近斜坡时，控制能力降低。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0163
摘要:
AC-DBD激励和NS-DBD激励是等离子体流动控制中的典型激励形式。研究发现二者均能在翼型分离剪切层处诱导形成展向涡，进而实现流动控制。为深入理解AC-DBD激励和NS-DBD激励在诱导展向涡形成上的区别，在Ma = 0.1、Re = 7.5 × 105条件下开展数值模拟，研究了两种激励对翼型大迎角（α = 20°）分离的控制。将AC-DBD激励和NS-DBD激励分别以空间分布的动量源项和能量源项的形式耦合到非定常雷诺平均Navier-Stokes方程。引入二维涡量动力学方程，分析了两种激励诱导展向涡量的来源。在激励施加时，对于AC-DBD激励，涡量体积力项是边界涡量变化的主要来源；对于NS-DBD激励，涡量斜压项是边界涡量变化的主要来源。在两种激励施加结束后1ms时，前缘上翼面附近逐渐形成展向涡结构；展向涡形成后，发现两种激励诱导当地涡量变化的主要因素均是对流项，区别最大的是斜压项，其次是斜粘项，原因是NS-DBD激励后的残留热引起了流体密度梯度和机械应力（粘性应力和压力）梯度的不平行。通过分析AC-DBD激励诱导涡量的变化和发展，提出了提升前缘AC-DBD激励控制流动分离效果的反向激励方法。
AC-DBD激励和NS-DBD激励是等离子体流动控制中的典型激励形式。研究发现二者均能在翼型分离剪切层处诱导形成展向涡，进而实现流动控制。为深入理解AC-DBD激励和NS-DBD激励在诱导展向涡形成上的区别，在Ma = 0.1、Re = 7.5 × 105条件下开展数值模拟，研究了两种激励对翼型大迎角（α = 20°）分离的控制。将AC-DBD激励和NS-DBD激励分别以空间分布的动量源项和能量源项的形式耦合到非定常雷诺平均Navier-Stokes方程。引入二维涡量动力学方程，分析了两种激励诱导展向涡量的来源。在激励施加时，对于AC-DBD激励，涡量体积力项是边界涡量变化的主要来源；对于NS-DBD激励，涡量斜压项是边界涡量变化的主要来源。在两种激励施加结束后1ms时，前缘上翼面附近逐渐形成展向涡结构；展向涡形成后，发现两种激励诱导当地涡量变化的主要因素均是对流项，区别最大的是斜压项，其次是斜粘项，原因是NS-DBD激励后的残留热引起了流体密度梯度和机械应力（粘性应力和压力）梯度的不平行。通过分析AC-DBD激励诱导涡量的变化和发展，提出了提升前缘AC-DBD激励控制流动分离效果的反向激励方法。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0161
摘要:
为了实现流体颗粒的双向耦合，在国家数值风洞风雷软件开源框架中设计开发了基于点力模型的紧耦合颗粒求解器，同时在流体求解器部分增加了颗粒源项，并在此基础上分析了可压缩流动中的颗粒调制规律。本文主要介绍了颗粒求解器中涉及的颗粒受力模型、求解方法、边界条件、流动信息插值方法等。基于对经典泊肃叶流动中颗粒运动轨迹、平板边界层中颗粒运动及其对流动影响的文献和理论，对所开发代码进行了检验。结果证明了颗粒求解器对两相流模拟的能力。最后，开展可压缩平板层流边界层中颗粒-流动相互作用初步研究，发现在模拟的参数条件下，颗粒的存在将增加边界层摩阻和热流、降低边界层厚度，颗粒本身沿程逐渐向壁面累积。所开发的求解器为未来研究复杂条件下的可压缩颗粒两相流奠定了基础。
为了实现流体颗粒的双向耦合，在国家数值风洞风雷软件开源框架中设计开发了基于点力模型的紧耦合颗粒求解器，同时在流体求解器部分增加了颗粒源项，并在此基础上分析了可压缩流动中的颗粒调制规律。本文主要介绍了颗粒求解器中涉及的颗粒受力模型、求解方法、边界条件、流动信息插值方法等。基于对经典泊肃叶流动中颗粒运动轨迹、平板边界层中颗粒运动及其对流动影响的文献和理论，对所开发代码进行了检验。结果证明了颗粒求解器对两相流模拟的能力。最后，开展可压缩平板层流边界层中颗粒-流动相互作用初步研究，发现在模拟的参数条件下，颗粒的存在将增加边界层摩阻和热流、降低边界层厚度，颗粒本身沿程逐渐向壁面累积。所开发的求解器为未来研究复杂条件下的可压缩颗粒两相流奠定了基础。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0147
摘要:
为了探究连续-离散脉冲式振荡器内部的流动过程及分流楔对出口峰值速度和振荡频率的影响，二维非定常模拟了五种工况下的两种分流距离的连续-离散脉冲式振荡器以及连续扫掠式振荡器的内部流场。结果表明：该类构型振荡器出口速度普遍具有三峰值特性，且当分流距离增长时第一峰值速度（\begin{document}$ {U}_{\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x},1,\mathrm{O}} $\end{document} ![]()
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\begin{document}$ {U}_{\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x},3,\mathrm{O}} $\end{document} ![]()
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\begin{document}$ {U}_{\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x},2,\mathrm{O}} $\end{document} ![]()
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\begin{document}$ {U}_{\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x},3,\mathrm{O}} ＞ $\end{document} ![]()
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为了探究连续-离散脉冲式振荡器内部的流动过程及分流楔对出口峰值速度和振荡频率的影响，二维非定常模拟了五种工况下的两种分流距离的连续-离散脉冲式振荡器以及连续扫掠式振荡器的内部流场。结果表明：该类构型振荡器出口速度普遍具有三峰值特性，且当分流距离增长时第一峰值速度（
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0103
摘要:
可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用，但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制，并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源，发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FW-H方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式，因部分积分项被忽略，导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项，在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作，以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。
可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用，但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制，并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源，发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FW-H方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式，因部分积分项被忽略，导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项，在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作，以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0104
摘要:
针对新一代面对称高超声速飞行器通常采用的无尾布局、小控制面设计而导致的飞行器稳定性大幅降低以及通道间控制耦合严重的问题，本文基于飞行器的六自由度动力学方程，利用线化小扰动理论，通过推导引入了飞行器三通道开环和闭环的气动稳定性耦合判据，其判据中包括了传统的气动静导数和动导数，组成了新的三通道耦合稳定性判据体系。相比现有判据，本研究新引入了俯仰和滚转通道静稳定性耦合判据，以及三通道的动稳定性耦合判据。并用数值仿真验证了本文引入的判据在判断无尾布局高超声速飞行器稳定特性中的有效性。为该类飞行器提供了快速有效的稳定性分析工具。
针对新一代面对称高超声速飞行器通常采用的无尾布局、小控制面设计而导致的飞行器稳定性大幅降低以及通道间控制耦合严重的问题，本文基于飞行器的六自由度动力学方程，利用线化小扰动理论，通过推导引入了飞行器三通道开环和闭环的气动稳定性耦合判据，其判据中包括了传统的气动静导数和动导数，组成了新的三通道耦合稳定性判据体系。相比现有判据，本研究新引入了俯仰和滚转通道静稳定性耦合判据，以及三通道的动稳定性耦合判据。并用数值仿真验证了本文引入的判据在判断无尾布局高超声速飞行器稳定特性中的有效性。为该类飞行器提供了快速有效的稳定性分析工具。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0122
摘要:
高速磁浮列车设计时速高达600 km/h，明线交会压力波幅值激增，易导致列车结构疲劳损伤，线间距作为影响高速列车明线交会气动特性的关键参数是一个研究重点。采用计算流体力学数值仿真方法和网格滑移技术，模拟了5.1 m、5.4 m和5.6 m线间距下高速磁浮列车明线交会气动特性，对比分析了高速磁浮列车表面压力分布及列车气动力、力矩的变化规律。结果表明：明线交会时，列车气动升力、侧向力和倾覆力矩随着线间距的增加明显降低；列车表面测点压力最大值、最小值的绝对值和最大压力峰峰值随线间距增加近似呈线性关系降低；线间距5.1 m时，高速磁浮列车表面最大压力幅值为5379 Pa，小于车体承载极限±6000 Pa，满足时速600 km/h交会的气动特性需求。
高速磁浮列车设计时速高达600 km/h，明线交会压力波幅值激增，易导致列车结构疲劳损伤，线间距作为影响高速列车明线交会气动特性的关键参数是一个研究重点。采用计算流体力学数值仿真方法和网格滑移技术，模拟了5.1 m、5.4 m和5.6 m线间距下高速磁浮列车明线交会气动特性，对比分析了高速磁浮列车表面压力分布及列车气动力、力矩的变化规律。结果表明：明线交会时，列车气动升力、侧向力和倾覆力矩随着线间距的增加明显降低；列车表面测点压力最大值、最小值的绝对值和最大压力峰峰值随线间距增加近似呈线性关系降低；线间距5.1 m时，高速磁浮列车表面最大压力幅值为5379 Pa，小于车体承载极限±6000 Pa，满足时速600 km/h交会的气动特性需求。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0116
摘要:
目前针对翼型结冰的机器学习预测模型只能预测特定翼型或某一类翼型的结冰情况，尚不具备面向任意翼型进行结冰预测的普适性。为解决该问题，提出了一种适用于低速不可压流动、基于深度神经网络的任意翼型结冰预测方法。该方法采用翼型压力系数对任意翼型特征进行抽象，结合流场与云雾场等参数共同作为输入，使用二维冰形曲线傅里叶级数拟合系数作为输出。基于该思路，建立了一种基于深度神经网络的预测模型，初步实现了任意翼型的结冰预测。多种算例实验结果表明，提出的方法针对单一翼型或任意翼型均表现出良好的冰形预测效果，预测冰形的主要特征参数相对误差均不超过15%。
目前针对翼型结冰的机器学习预测模型只能预测特定翼型或某一类翼型的结冰情况，尚不具备面向任意翼型进行结冰预测的普适性。为解决该问题，提出了一种适用于低速不可压流动、基于深度神经网络的任意翼型结冰预测方法。该方法采用翼型压力系数对任意翼型特征进行抽象，结合流场与云雾场等参数共同作为输入，使用二维冰形曲线傅里叶级数拟合系数作为输出。基于该思路，建立了一种基于深度神经网络的预测模型，初步实现了任意翼型的结冰预测。多种算例实验结果表明，提出的方法针对单一翼型或任意翼型均表现出良好的冰形预测效果，预测冰形的主要特征参数相对误差均不超过15%。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0168
摘要:
为探索侧向喷流流动控制技术对高超声速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有缝隙的导弹在不同来流和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，喷流后引导线逐渐往远离舵底面的方向移动，远离舵底面一侧的热流减小；攻角的增加会使侧向喷流对方向舵前缘的降热效果逐渐降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵受侧向力与喷流反推力方向相同，导弹的放大因子增大。
为探索侧向喷流流动控制技术对高超声速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有缝隙的导弹在不同来流和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，喷流后引导线逐渐往远离舵底面的方向移动，远离舵底面一侧的热流减小；攻角的增加会使侧向喷流对方向舵前缘的降热效果逐渐降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵受侧向力与喷流反推力方向相同，导弹的放大因子增大。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0138
摘要:
为了降低复杂边界条件下贴体网格生成难度，近年来基于笛卡尔网格的浸没边界（Immersed Boundary，IB）法逐渐成为研究此类问题的主要数值方法之一，然而计算精度和计算效率仍然是此类方法目前面临的挑战。与传统的空间二阶精度的有限体积格式相比，空间精度为三阶或三阶以上的高精度方法具有空间精度高、数值分辨率高、数值耗散小的优点，而作为高精度数值方法之一的间断伽辽金（Discontinuous Galerkin，DG）方法在浸没边界方面的应用仍较少。本文将高阶间断伽辽金方法的高精度优势与浸没边界法无需贴体网格的优势结合起来，提出了适用于可压缩流动的高精度浸没边界法。其中边界条件采用体积惩罚方式实现，同时采用牛顿法迭代以及MPI并行提高计算效率，物面处的数据重建采用插值点处的逆距离权重（Inverse Distance Weight at Interpolation Point，IDW-IP）方法替代高阶格式下多项式插值方法。本文基于笛卡尔网格测试验证了二维定常和非定常情况下的数值模拟效果，并与传统贴体网格的计算结果进行了对比。
为了降低复杂边界条件下贴体网格生成难度，近年来基于笛卡尔网格的浸没边界（Immersed Boundary，IB）法逐渐成为研究此类问题的主要数值方法之一，然而计算精度和计算效率仍然是此类方法目前面临的挑战。与传统的空间二阶精度的有限体积格式相比，空间精度为三阶或三阶以上的高精度方法具有空间精度高、数值分辨率高、数值耗散小的优点，而作为高精度数值方法之一的间断伽辽金（Discontinuous Galerkin，DG）方法在浸没边界方面的应用仍较少。本文将高阶间断伽辽金方法的高精度优势与浸没边界法无需贴体网格的优势结合起来，提出了适用于可压缩流动的高精度浸没边界法。其中边界条件采用体积惩罚方式实现，同时采用牛顿法迭代以及MPI并行提高计算效率，物面处的数据重建采用插值点处的逆距离权重（Inverse Distance Weight at Interpolation Point，IDW-IP）方法替代高阶格式下多项式插值方法。本文基于笛卡尔网格测试验证了二维定常和非定常情况下的数值模拟效果，并与传统贴体网格的计算结果进行了对比。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0110
摘要:
8 m × 6 m低速风洞悬臂支撑机构是风洞主力支撑装置，其对试验模型的气动干扰可分为近场干扰和远场干扰（主要为悬臂干扰）两部分，采用两步法进行的支撑干扰试验一般仅获取近场干扰量，而获取远场干扰量则较为复杂，普遍对其进行了忽略。本文在8 m × 6 m低速风洞采用流场测量和典型模型测力试验方法对悬臂支撑机构远场（悬臂）干扰进行了研究，获得了较为可靠的悬臂干扰特性并建立了基本修正方法，可为后续8 m × 6 m低速风洞悬臂支撑机构远场干扰通用修正方法的建立和验证提供数据支撑。
8 m × 6 m低速风洞悬臂支撑机构是风洞主力支撑装置，其对试验模型的气动干扰可分为近场干扰和远场干扰（主要为悬臂干扰）两部分，采用两步法进行的支撑干扰试验一般仅获取近场干扰量，而获取远场干扰量则较为复杂，普遍对其进行了忽略。本文在8 m × 6 m低速风洞采用流场测量和典型模型测力试验方法对悬臂支撑机构远场（悬臂）干扰进行了研究，获得了较为可靠的悬臂干扰特性并建立了基本修正方法，可为后续8 m × 6 m低速风洞悬臂支撑机构远场干扰通用修正方法的建立和验证提供数据支撑。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0156
摘要:
针对直升机前飞时旋翼在变来流下出现动态失速的问题，发展了基于协同射流的翼型动态失速控制方法。选取NACA0012翼型为研究对象，基于转捩SST湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，开展不同参数下协同射流控制翼型动态失速的数值模拟。研究结果表明，协同射流能够有效抑制变来流条件下的翼型动态失速。在变来流下射流流道对翼型原始气动特性产生负面影响，功率系数的增长速度快于射流动量系数的增加，协同射流存在具有较好控制效果的最佳工作区间。协同射流通过与主流掺混加速涡系演化以抑制动态失速，通过增强弦向气流的动能以克服逆压梯度，从而抑制流动分离和促进流动再附着。在马赫数为0.283，减缩频率为0.151，前进比为0.25的条件下协同射流使翼型升力提高，阻力下降，负俯仰力矩峰降低，流动再附着提前，气动特性得到明显改善。
针对直升机前飞时旋翼在变来流下出现动态失速的问题，发展了基于协同射流的翼型动态失速控制方法。选取NACA0012翼型为研究对象，基于转捩SST湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，开展不同参数下协同射流控制翼型动态失速的数值模拟。研究结果表明，协同射流能够有效抑制变来流条件下的翼型动态失速。在变来流下射流流道对翼型原始气动特性产生负面影响，功率系数的增长速度快于射流动量系数的增加，协同射流存在具有较好控制效果的最佳工作区间。协同射流通过与主流掺混加速涡系演化以抑制动态失速，通过增强弦向气流的动能以克服逆压梯度，从而抑制流动分离和促进流动再附着。在马赫数为0.283，减缩频率为0.151，前进比为0.25的条件下协同射流使翼型升力提高，阻力下降，负俯仰力矩峰降低，流动再附着提前，气动特性得到明显改善。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0145
摘要:
为了在可接受时长内获得高空螺旋桨气动方案的最优解，提出一种基于贝叶斯优化框架的高空螺旋桨气动外形设计方法。该方法以拉丁超立方抽样获取螺旋桨气动外形参数的初始样本点，建立以该参数为输入、CFD获取螺旋桨气动性能为输出的初代高斯过程模型；通过遗传算法和三种并行加点准则获取新样本点，CFD模拟新样本点的气动性能，自适应更新高斯过程模型。该方法使新样本点快速向最优解附近集中，提高最优解附近的模型近似精度。为验证模拟方法，对某高空螺旋桨进行加工和地面试验，和模拟结果相比，试验推力平均误差2.34%，扭矩平均误差3.33%。以课题组自研的6个低雷诺数翼型为基础，使用该方法对某高空太阳能无人机螺旋桨优化设计，优化结果使螺旋桨在设计点推力提高9.24%，效率提高8.13%。研究结果表明该方法在高空螺旋桨优化设计及相应的工程应用上具有较强的参考价值。
为了在可接受时长内获得高空螺旋桨气动方案的最优解，提出一种基于贝叶斯优化框架的高空螺旋桨气动外形设计方法。该方法以拉丁超立方抽样获取螺旋桨气动外形参数的初始样本点，建立以该参数为输入、CFD获取螺旋桨气动性能为输出的初代高斯过程模型；通过遗传算法和三种并行加点准则获取新样本点，CFD模拟新样本点的气动性能，自适应更新高斯过程模型。该方法使新样本点快速向最优解附近集中，提高最优解附近的模型近似精度。为验证模拟方法，对某高空螺旋桨进行加工和地面试验，和模拟结果相比，试验推力平均误差2.34%，扭矩平均误差3.33%。以课题组自研的6个低雷诺数翼型为基础，使用该方法对某高空太阳能无人机螺旋桨优化设计，优化结果使螺旋桨在设计点推力提高9.24%，效率提高8.13%。研究结果表明该方法在高空螺旋桨优化设计及相应的工程应用上具有较强的参考价值。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0107
摘要:
为提高国家数值风洞工程气液两相流软件混合模型求解器的自由界面模拟分辨率，增强多介质流体界面问题的模拟能力，基于代数重构方法，应用双曲正切函数界面捕捉格式对体积分数进行了插值重构，实现两相流混合模型与自由界面代数重构方法的耦合，抑制原混合模型下自由界面的非物理耗散现象，保持界面清晰尖锐；引入预处理技术，解决低速流动中由于特征值量级差距导致的计算刚性问题，提高收敛速度；应用双时间进行非定常时间推进。最后，采用方块对流、Zalesak盘刚性旋转和溃坝算例进行考核验证，数值试验结果显示，耦合了双曲正切函数界面捕捉格式的两相流混合模型在保持质量守恒的同时，获得了更高的自由界面分辨率，以及更丰富的多相流动细节。
为提高国家数值风洞工程气液两相流软件混合模型求解器的自由界面模拟分辨率，增强多介质流体界面问题的模拟能力，基于代数重构方法，应用双曲正切函数界面捕捉格式对体积分数进行了插值重构，实现两相流混合模型与自由界面代数重构方法的耦合，抑制原混合模型下自由界面的非物理耗散现象，保持界面清晰尖锐；引入预处理技术，解决低速流动中由于特征值量级差距导致的计算刚性问题，提高收敛速度；应用双时间进行非定常时间推进。最后，采用方块对流、Zalesak盘刚性旋转和溃坝算例进行考核验证，数值试验结果显示，耦合了双曲正切函数界面捕捉格式的两相流混合模型在保持质量守恒的同时，获得了更高的自由界面分辨率，以及更丰富的多相流动细节。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0113
摘要:
为了探索尾部吹气控制对城市轨道交通列车气动阻力的影响，采用基于Realizable k-ε两方程模型的DDES方法模拟列车明线运行时的车身周围流场结构，分析了在尾车不同位置以不同吹气速度施加吹气控制的影响规律。通过风洞试验结果验证了文章选用的数值模拟方法。研究结果表明：压差阻力是列车阻力的重要来源，约占总阻力的80.1%，摩擦阻力占比约为19.9%；列车尾车设置吹气控制可显著减小列车气动阻力，且对列车压差阻力的影响远大于摩擦阻力；不同吹气方案下，尾车减阻效果最显著，其次是中间车，最高减阻率分别为27.6%和 4.6%；分离点区域压力和流向涡强度是影响列车阻力的重要因素，吹气边界靠近流向涡涡核时可弱化流向涡强度，特定吹气边界控制下列车尾车压差阻力的减阻率高达31.9%；列车气动减阻率随吹气速度增大而增大，当吹气速度由0.2U增大至0.4U时，整车气动减阻率由7.9%增大至12.2%，继续增大至0.6U气动减阻效果减弱，整车减阻率增大至12.9%；集中吹气点通过改变吹气方向与壁面切线方向的夹角来控制尾流结构，当集中吹气点从距尾车鼻尖点1.5 m增大至5.0 m时，列车气动减阻率由12.9%减小至11.3%。
为了探索尾部吹气控制对城市轨道交通列车气动阻力的影响，采用基于Realizable k-ε两方程模型的DDES方法模拟列车明线运行时的车身周围流场结构，分析了在尾车不同位置以不同吹气速度施加吹气控制的影响规律。通过风洞试验结果验证了文章选用的数值模拟方法。研究结果表明：压差阻力是列车阻力的重要来源，约占总阻力的80.1%，摩擦阻力占比约为19.9%；列车尾车设置吹气控制可显著减小列车气动阻力，且对列车压差阻力的影响远大于摩擦阻力；不同吹气方案下，尾车减阻效果最显著，其次是中间车，最高减阻率分别为27.6%和 4.6%；分离点区域压力和流向涡强度是影响列车阻力的重要因素，吹气边界靠近流向涡涡核时可弱化流向涡强度，特定吹气边界控制下列车尾车压差阻力的减阻率高达31.9%；列车气动减阻率随吹气速度增大而增大，当吹气速度由0.2U增大至0.4U时，整车气动减阻率由7.9%增大至12.2%，继续增大至0.6U气动减阻效果减弱，整车减阻率增大至12.9%；集中吹气点通过改变吹气方向与壁面切线方向的夹角来控制尾流结构，当集中吹气点从距尾车鼻尖点1.5 m增大至5.0 m时，列车气动减阻率由12.9%减小至11.3%。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0133
摘要:
针对在欧拉-拉格朗日网格框架下曲边界上的两相流润湿边界条件实施问题，本文提出了一种简单扩散界面浸没边界法。在此方法的框架下，静止和移动曲边界的湿润边界条件都可以采用平板边界方式处理。在该方法中，我们在实际边界内外一个拉格朗日网格间距处添加了两层虚拟贴体拉格朗日网格，并通过插值得到三层拉格朗日点上的序参数，从而得到实际的曲边界润湿条件。该方案实施思路简单，不仅适用于静止曲边界，还适用于复杂的运动曲边界。为了验证该方法的有效性，本文在广义守恒相场格子玻尔兹曼方法（LBM）框架下，模拟了静态液滴在圆柱上的铺展、动态液滴撞击圆柱、圆柱在水池中沉降三个问题。结果表明该方法能够有效地模拟曲面上的两相流动，具有良好的精度、鲁棒性和质量守恒性。
针对在欧拉-拉格朗日网格框架下曲边界上的两相流润湿边界条件实施问题，本文提出了一种简单扩散界面浸没边界法。在此方法的框架下，静止和移动曲边界的湿润边界条件都可以采用平板边界方式处理。在该方法中，我们在实际边界内外一个拉格朗日网格间距处添加了两层虚拟贴体拉格朗日网格，并通过插值得到三层拉格朗日点上的序参数，从而得到实际的曲边界润湿条件。该方案实施思路简单，不仅适用于静止曲边界，还适用于复杂的运动曲边界。为了验证该方法的有效性，本文在广义守恒相场格子玻尔兹曼方法（LBM）框架下，模拟了静态液滴在圆柱上的铺展、动态液滴撞击圆柱、圆柱在水池中沉降三个问题。结果表明该方法能够有效地模拟曲面上的两相流动，具有良好的精度、鲁棒性和质量守恒性。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0123
摘要:
国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法（FVM），而近年提出的更为准确的速度分裂法（SVM）目前还主要针对刚性飞行器阵风响应分析，本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Navier-Stokes方程，将阵风条件下的速度场分解为阵风速度和背景速度的叠加，理论推导出SVM阵风模拟的控制方程，结果表明FVM是SVM忽略源项后的一种近似方法。进而建立起弹性翼型阵风响应预测的CFD/CSD时域耦合算法和基于俯仰控制的阵风响应减缓数值模拟方法。算例分析了NACA0012刚性、弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应，计算结果与文献数据一致，分析了阵风尺度、黏性和结构弹性对阵风响应的影响。开展了NACA64A010弹性翼型One-Minus-Cosine阵风减缓模拟，结果表明单一的沉浮速度控制输入量更有利于减缓阵风载荷峰值，而沉浮速度、俯仰角相结合的控制输入量则能同时减缓翼型的沉浮和俯仰运动。本文工作为三维飞行器阵风响应和减缓研究奠定了基础。
国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法（FVM），而近年提出的更为准确的速度分裂法（SVM）目前还主要针对刚性飞行器阵风响应分析，本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Navier-Stokes方程，将阵风条件下的速度场分解为阵风速度和背景速度的叠加，理论推导出SVM阵风模拟的控制方程，结果表明FVM是SVM忽略源项后的一种近似方法。进而建立起弹性翼型阵风响应预测的CFD/CSD时域耦合算法和基于俯仰控制的阵风响应减缓数值模拟方法。算例分析了NACA0012刚性、弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应，计算结果与文献数据一致，分析了阵风尺度、黏性和结构弹性对阵风响应的影响。开展了NACA64A010弹性翼型One-Minus-Cosine阵风减缓模拟，结果表明单一的沉浮速度控制输入量更有利于减缓阵风载荷峰值，而沉浮速度、俯仰角相结合的控制输入量则能同时减缓翼型的沉浮和俯仰运动。本文工作为三维飞行器阵风响应和减缓研究奠定了基础。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0108
摘要:
采用直接数值模拟方法研究了椭球体粗糙元取向对粗糙壁槽道湍流统计量的影响，其中，粗糙元几何采用清晰界面浸没边界方法直接解析。所开展模拟考虑了四种不同粗糙元取向的粗糙壁，包括随机取向、垂直放置、朝下游倾斜45°、朝上游倾斜45°，对于每种取向，考虑了三种不同粗糙元间距。模拟结果显示粗糙元取向对湍流统计量有显著影响。对于小粗糙元间距（即，\begin{document}$ l = 2.0r $\end{document} ![]()
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采用直接数值模拟方法研究了椭球体粗糙元取向对粗糙壁槽道湍流统计量的影响，其中，粗糙元几何采用清晰界面浸没边界方法直接解析。所开展模拟考虑了四种不同粗糙元取向的粗糙壁，包括随机取向、垂直放置、朝下游倾斜45°、朝上游倾斜45°，对于每种取向，考虑了三种不同粗糙元间距。模拟结果显示粗糙元取向对湍流统计量有显著影响。对于小粗糙元间距（即，
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0109
摘要:
多项式响应面模型是气动系数建模中常用的一种模型。实时采集的气动数据有较强的线性相关性，使用常规最小二乘回归方法估计模型参数时，由于回归矩阵的病态性导致估计误差较大。提出一种基于多元正交函数的多项式响应面建模方法，将回归矩阵进行QR分解后迭代实时数据，可以有效避免回归矩阵病态问题，提高多项式响应面模型的精确度；引入模型预测方差（PSE）与决定系数R2，简化模型结构，避免了模型的过度拟合。基于F-16风洞试验部分气动数据，利用仿真程序对风洞数据进行样条函数插值，得到完整的实验数据集，用以验证实验算法。采用多元正交函数建模方法分别建立目标飞行器的六个无量纲气动力系数模型，并对建模过程中的实时性进行分析。建模结果表明，基于多元正交函数建立的多项式响应面模型对实时数据有较好的预测效果；同时，建模过程中各环节的时间消耗均是毫秒级的，满足实时建模的要求，说明该方法可以实时地建立目标飞行器的非线性气动力系数模型。
多项式响应面模型是气动系数建模中常用的一种模型。实时采集的气动数据有较强的线性相关性，使用常规最小二乘回归方法估计模型参数时，由于回归矩阵的病态性导致估计误差较大。提出一种基于多元正交函数的多项式响应面建模方法，将回归矩阵进行QR分解后迭代实时数据，可以有效避免回归矩阵病态问题，提高多项式响应面模型的精确度；引入模型预测方差（PSE）与决定系数R2，简化模型结构，避免了模型的过度拟合。基于F-16风洞试验部分气动数据，利用仿真程序对风洞数据进行样条函数插值，得到完整的实验数据集，用以验证实验算法。采用多元正交函数建模方法分别建立目标飞行器的六个无量纲气动力系数模型，并对建模过程中的实时性进行分析。建模结果表明，基于多元正交函数建立的多项式响应面模型对实时数据有较好的预测效果；同时，建模过程中各环节的时间消耗均是毫秒级的，满足实时建模的要求，说明该方法可以实时地建立目标飞行器的非线性气动力系数模型。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0088
摘要:
为了更为准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程，在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式，建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器（TSTO, Two-Stage-to-Orbit）标模的多体分离特性研究，开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS（Captive Trajectory System）试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性，纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%，纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%，可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。
为了更为准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程，在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式，建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器（TSTO, Two-Stage-to-Orbit）标模的多体分离特性研究，开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS（Captive Trajectory System）试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性，纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%，纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%，可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0084
摘要:
针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题，一种确定性涡方法—黏性涡域法逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法模拟计算钝体断面的流场、气动力系数以及斯托罗哈数并与其他成熟CFD软件分析结果对比验证模拟计算的精度，为应用于结构风工程领域进行了有益的尝试和探索。黏性涡域法的模拟过程分为生成涡量、涡量演变以及气动力计算，首先推导了该方法各过程的基本方程，基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序，并利用Gnuplot实现流场可视化。分别以静止、振动圆柱和静止方柱为例，计算了不同雷诺数下静止圆柱和不同无量纲频率无量纲振幅振动圆柱以及不同风向角下静止方柱气动力时程，将计算结果与现有文献分析结果进行对比，验证该方法的计算精度。结果表明：在雷诺数为2 × 102～1 × 105时，基于黏性涡域法的圆柱绕流气动力计算结果与其他方法计算的结果基本一致，且基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动力计算结果有与其他文献结果相同的趋势。由此可见黏性涡域法具备一定的发展前景。
针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题，一种确定性涡方法—黏性涡域法逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法模拟计算钝体断面的流场、气动力系数以及斯托罗哈数并与其他成熟CFD软件分析结果对比验证模拟计算的精度，为应用于结构风工程领域进行了有益的尝试和探索。黏性涡域法的模拟过程分为生成涡量、涡量演变以及气动力计算，首先推导了该方法各过程的基本方程，基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序，并利用Gnuplot实现流场可视化。分别以静止、振动圆柱和静止方柱为例，计算了不同雷诺数下静止圆柱和不同无量纲频率无量纲振幅振动圆柱以及不同风向角下静止方柱气动力时程，将计算结果与现有文献分析结果进行对比，验证该方法的计算精度。结果表明：在雷诺数为2 × 102～1 × 105时，基于黏性涡域法的圆柱绕流气动力计算结果与其他方法计算的结果基本一致，且基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动力计算结果有与其他文献结果相同的趋势。由此可见黏性涡域法具备一定的发展前景。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0085
摘要:
以太洪长江大桥为例，文中研究了非高斯风场作用下桥梁结构的抖振响应。首先，基于Hermite多项式模型，实现了非高斯脉动风场的模拟。然后，计算得到相应的风荷载时程，进而开展桥梁结构抖振响应时域分析。最后，通过对比不同平均风速下不同非高斯特性脉动风场的抖振响应结果，探讨了风场非高斯特性对桥梁结构抖振响应的影响。结果表明，非高斯风场作用下结构响应的幅值和均方根值均比高斯风场更大，非高斯特性越强，响应均方根值越大。随着平均风速的增加，风场峰度对结构响应均方根的影响逐渐明显。因此，对于非高斯风场，高斯过程假定低估了实际的响应情况。此外，不同非高斯特性脉动风场作用下，结构响应的偏度和峰度均趋近高斯过程的结果。
以太洪长江大桥为例，文中研究了非高斯风场作用下桥梁结构的抖振响应。首先，基于Hermite多项式模型，实现了非高斯脉动风场的模拟。然后，计算得到相应的风荷载时程，进而开展桥梁结构抖振响应时域分析。最后，通过对比不同平均风速下不同非高斯特性脉动风场的抖振响应结果，探讨了风场非高斯特性对桥梁结构抖振响应的影响。结果表明，非高斯风场作用下结构响应的幅值和均方根值均比高斯风场更大，非高斯特性越强，响应均方根值越大。随着平均风速的增加，风场峰度对结构响应均方根的影响逐渐明显。因此，对于非高斯风场，高斯过程假定低估了实际的响应情况。此外，不同非高斯特性脉动风场作用下，结构响应的偏度和峰度均趋近高斯过程的结果。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0025
摘要:
两级入轨(TSTO)重复使用飞行器并联级间分离是一二级飞行器设计必须考虑的关键因素。采用国家数值风洞工程通用CFD软件NNW-FlowStar，基于各向异性非结构混合网格及重叠网格技术，研究了TSTO在侧滑角下的并联级间分离过程。软件通过自主改进的Roe熵修正方法、节点高斯梯度算法实现高超声速流场的精细模拟，运用“物面相交”准则实现多套网格间的并行挖洞。采用双时间步求解非定常分离过程，内迭代计算采用LU-SGS方法。文中首先采用WPFS投放标模验证了软件在常规分离投放方面的数值模拟精度。然后模拟获得TSTO组合体定常气动特性，分析了不同攻角下一二级的气动特性以及可能的安全分离状态。最后数值模拟了TSTO在负攻角、正侧滑角下的并联级间分离过程，并将两级质心位移和姿态角随时间变化曲线与对应的CTS试验结果进行了比较。计算和试验的两级质心位移具有很好的一致性，偏航角及俯仰角变化规律以及量值上吻合一致，表明软件具备升力体并联级间分离类问题的数值模拟能力。
两级入轨(TSTO)重复使用飞行器并联级间分离是一二级飞行器设计必须考虑的关键因素。采用国家数值风洞工程通用CFD软件NNW-FlowStar，基于各向异性非结构混合网格及重叠网格技术，研究了TSTO在侧滑角下的并联级间分离过程。软件通过自主改进的Roe熵修正方法、节点高斯梯度算法实现高超声速流场的精细模拟，运用“物面相交”准则实现多套网格间的并行挖洞。采用双时间步求解非定常分离过程，内迭代计算采用LU-SGS方法。文中首先采用WPFS投放标模验证了软件在常规分离投放方面的数值模拟精度。然后模拟获得TSTO组合体定常气动特性，分析了不同攻角下一二级的气动特性以及可能的安全分离状态。最后数值模拟了TSTO在负攻角、正侧滑角下的并联级间分离过程，并将两级质心位移和姿态角随时间变化曲线与对应的CTS试验结果进行了比较。计算和试验的两级质心位移具有很好的一致性，偏航角及俯仰角变化规律以及量值上吻合一致，表明软件具备升力体并联级间分离类问题的数值模拟能力。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0028
摘要:
两级入轨空天运输系统具有难度较低和经济性好的优点，安全地级间分离是该运输系统设计的一项关键问题。相比前后串联级间分离，两级入轨上下两级间存在严重的激波相互干扰，直接影响分离物体的气动力矩。为了更好地模拟分离过程中两级之间的运动激波多次反射问题，本文采用网格自适应技术实现网格的实时动态优化，基于计算流体力学软件NNW-FlowStar，完成了两级入轨运输系统并联分离过程的数值模拟。结果表明，采用网格动态优化技术，可实现级间复杂激波的精细捕捉，更精准地获得了强干扰下飞行器的气动特性，显著提高了并联分离过程中运动轨迹和姿态的预测精度。
两级入轨空天运输系统具有难度较低和经济性好的优点，安全地级间分离是该运输系统设计的一项关键问题。相比前后串联级间分离，两级入轨上下两级间存在严重的激波相互干扰，直接影响分离物体的气动力矩。为了更好地模拟分离过程中两级之间的运动激波多次反射问题，本文采用网格自适应技术实现网格的实时动态优化，基于计算流体力学软件NNW-FlowStar，完成了两级入轨运输系统并联分离过程的数值模拟。结果表明，采用网格动态优化技术，可实现级间复杂激波的精细捕捉，更精准地获得了强干扰下飞行器的气动特性，显著提高了并联分离过程中运动轨迹和姿态的预测精度。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0082
摘要:
超声速流动数值模拟中准确识别激波位置对求解飞行器气动力热特性十分关键，传统的人工构造激波识别方法严重依赖于经验参数，在实际应用中存在一定局限性。为了建立更加通用的激波识别方法，本文采用深度神经网络构建了高阶非线性激波判别式。在生成了训练数据集与测试数据集的基础上，构建深度前馈神经网络并训练该模型使其满足激波识别预测精度，将其应用于一维Lax、Sod激波问题及二维超声速无粘圆柱绕流算例中以验证该判别式的准确性。结果表明，本文构建的高阶非线性激波判别式相较于人工构造的激波识别器能更加精准地判别光滑区域和激波区域。其次，该激波判别式在不同来流马赫数、不同网格分布条件下均能准确识别出激波位置，但激波识别精度依赖于网格分辨率。
超声速流动数值模拟中准确识别激波位置对求解飞行器气动力热特性十分关键，传统的人工构造激波识别方法严重依赖于经验参数，在实际应用中存在一定局限性。为了建立更加通用的激波识别方法，本文采用深度神经网络构建了高阶非线性激波判别式。在生成了训练数据集与测试数据集的基础上，构建深度前馈神经网络并训练该模型使其满足激波识别预测精度，将其应用于一维Lax、Sod激波问题及二维超声速无粘圆柱绕流算例中以验证该判别式的准确性。结果表明，本文构建的高阶非线性激波判别式相较于人工构造的激波识别器能更加精准地判别光滑区域和激波区域。其次，该激波判别式在不同来流马赫数、不同网格分布条件下均能准确识别出激波位置，但激波识别精度依赖于网格分辨率。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0023
摘要:
以近水面超空泡航行体为研究背景，采用理论分析和数值模拟相结合的方法，开展近自由面空泡演化动力学机制研究，基于OpenFOAM开源软件平台构建多相流求解器，实现近自由面、通气空泡和空气卷吸耦合数值模拟；分别针对轴对称和弹-翼结合构型开展近自由面空泡流仿真分析，研究通气量、弹体长径比、航行深度、航行速度等对空泡形态和航行体流体动力影响，揭示自由界面与空泡耦合作用机理，进一步分析跨介质水翼对气液界面波动和弹体表面压力分布影响机制，研究表明弹体长径比增加将导致空化兴波波长增加，波幅减小，有助于提高空泡稳定性和提高减阻率；高弗劳德数时，通气系数过大，将导致空泡中轴线向下偏转，且空泡迎流面积增大，压差阻力显著增加；对于弹-翼组合构型，水翼切割主空泡尾部，容易造成尾段间歇沾湿，主空泡上方波幅显著降低，说明水翼对主波有抑制作用。
以近水面超空泡航行体为研究背景，采用理论分析和数值模拟相结合的方法，开展近自由面空泡演化动力学机制研究，基于OpenFOAM开源软件平台构建多相流求解器，实现近自由面、通气空泡和空气卷吸耦合数值模拟；分别针对轴对称和弹-翼结合构型开展近自由面空泡流仿真分析，研究通气量、弹体长径比、航行深度、航行速度等对空泡形态和航行体流体动力影响，揭示自由界面与空泡耦合作用机理，进一步分析跨介质水翼对气液界面波动和弹体表面压力分布影响机制，研究表明弹体长径比增加将导致空化兴波波长增加，波幅减小，有助于提高空泡稳定性和提高减阻率；高弗劳德数时，通气系数过大，将导致空泡中轴线向下偏转，且空泡迎流面积增大，压差阻力显著增加；对于弹-翼组合构型，水翼切割主空泡尾部，容易造成尾段间歇沾湿，主空泡上方波幅显著降低，说明水翼对主波有抑制作用。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0035
摘要:
中国商飞北研中心开发了快速CFD分析工具CFAST进行层流基本流场计算，单工况的计算时间仅为200 s，然后耦合转捩预测模块进行转捩预测分析，大幅缩减了计算周期，从而实现跨声速民机典型后掠机翼三维边界层的快速转捩预测。转捩预测模块基于线性稳定性理论的双eN方法，可以同时考虑横流驻波不稳定模态和Tollmien-Schlichting波不稳定模态对转捩的影响。目前，公开的跨声速高雷诺数民机自然层流试验数据十分稀缺，本文以NASA公开的跨声速高雷诺数自然层流标模CRM-NLF为研究对象，研究了迎角、雷诺数和马赫数对转捩的影响。计算结果与试验结果以及基于RANS的转捩计算结果吻合很好，说明开发的快速转捩预测工具高效可靠，可以用于跨声速民机层流机翼设计和优化。
中国商飞北研中心开发了快速CFD分析工具CFAST进行层流基本流场计算，单工况的计算时间仅为200 s，然后耦合转捩预测模块进行转捩预测分析，大幅缩减了计算周期，从而实现跨声速民机典型后掠机翼三维边界层的快速转捩预测。转捩预测模块基于线性稳定性理论的双eN方法，可以同时考虑横流驻波不稳定模态和Tollmien-Schlichting波不稳定模态对转捩的影响。目前，公开的跨声速高雷诺数民机自然层流试验数据十分稀缺，本文以NASA公开的跨声速高雷诺数自然层流标模CRM-NLF为研究对象，研究了迎角、雷诺数和马赫数对转捩的影响。计算结果与试验结果以及基于RANS的转捩计算结果吻合很好，说明开发的快速转捩预测工具高效可靠，可以用于跨声速民机层流机翼设计和优化。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0059
摘要:
真空管道交通系统通过营造密闭低气压环境实现列车超高速节能运行。为了实现列车明线与真空管道运行的无缝连接，设计了分级真空管道交通系统，采用分隔门将管道系统分段，合理调整各管段内初始气压，列车通过管道系统过程中调整分隔门的开关使相邻段气体混合，实现列车常压与低压环境运行的合理过渡。参考理想气体功能理论，采用数值计算的方法分析管道-列车系统气动能耗，探讨分级真空管道参数对气动能耗的影响规律。结果表明：选取合理参数，系统降低的气动阻力能耗大于真空势能损失，可实现气动节能；当布置过渡管段、设计较大阻塞比、较长中间管段，系统气动节能效果较好。以气动节能效果为设计标准的分级真空管道交通系统参数设计体系，可为未来超高速运输发展，以及真空管道的设计和运营提供新的思路和参考。
真空管道交通系统通过营造密闭低气压环境实现列车超高速节能运行。为了实现列车明线与真空管道运行的无缝连接，设计了分级真空管道交通系统，采用分隔门将管道系统分段，合理调整各管段内初始气压，列车通过管道系统过程中调整分隔门的开关使相邻段气体混合，实现列车常压与低压环境运行的合理过渡。参考理想气体功能理论，采用数值计算的方法分析管道-列车系统气动能耗，探讨分级真空管道参数对气动能耗的影响规律。结果表明：选取合理参数，系统降低的气动阻力能耗大于真空势能损失，可实现气动节能；当布置过渡管段、设计较大阻塞比、较长中间管段，系统气动节能效果较好。以气动节能效果为设计标准的分级真空管道交通系统参数设计体系，可为未来超高速运输发展，以及真空管道的设计和运营提供新的思路和参考。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0053
摘要:
从含烧蚀颗粒的高超声速边界层到航空发动机燃烧室或火箭发动机燃烧室里的气液，气固两相燃烧等问题，都存在弥散相颗粒调制携带流体的两相耦合物理过程。尽管不可压颗粒两相流的理论、数值工具和实验都比较成熟，但可压缩颗粒两相流与不可压缩的情况是截然不同的。有鉴于此，首先对可压缩颗粒两相流动力学和热力学进行理论研究。理论分析了经典的可压缩流体动力学和热力学方程，把颗粒动力学对不可压流动的调制理论修正拓展到了可压缩情况，发现了可压缩颗粒两相流特有的动量和能量调制无量纲参数。推导了考虑多物理效应的颗粒动力学方程，并将其与携带流体相的控制方程耦合。研究发现，尽管多物理效应下的颗粒动力学是复杂的，但其影响携带流体相的路径是唯一确定的，即：多物理效应的颗粒动力学仅能通过相间阻力调制携带流体相的动量，通过相间阻力做功和热对流调制携带流体相的能量。研究为开发可压缩颗粒求解器奠定了理论基础。
从含烧蚀颗粒的高超声速边界层到航空发动机燃烧室或火箭发动机燃烧室里的气液，气固两相燃烧等问题，都存在弥散相颗粒调制携带流体的两相耦合物理过程。尽管不可压颗粒两相流的理论、数值工具和实验都比较成熟，但可压缩颗粒两相流与不可压缩的情况是截然不同的。有鉴于此，首先对可压缩颗粒两相流动力学和热力学进行理论研究。理论分析了经典的可压缩流体动力学和热力学方程，把颗粒动力学对不可压流动的调制理论修正拓展到了可压缩情况，发现了可压缩颗粒两相流特有的动量和能量调制无量纲参数。推导了考虑多物理效应的颗粒动力学方程，并将其与携带流体相的控制方程耦合。研究发现，尽管多物理效应下的颗粒动力学是复杂的，但其影响携带流体相的路径是唯一确定的，即：多物理效应的颗粒动力学仅能通过相间阻力调制携带流体相的动量，通过相间阻力做功和热对流调制携带流体相的能量。研究为开发可压缩颗粒求解器奠定了理论基础。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0073
摘要:
采用理论解析和数值计算方法研究均匀平均流中声学速度预测的时域解析公式。对基于可渗透面原理的声学速度预测，理论分析了对流矢量波动方程的右端源项，结果显示部分对声学速度传播有贡献的可渗透面源被忽略。基于对流矢量波动方程时域积分公式V1A-M，进一步考虑丢失可渗透面源的贡献，发展了解析公式CV1A-M。对均匀平均流中静止与旋转的单极子和偶极子，利用公式V1A-M和CV1A-M数值预测了点源辐射的声学速度。公式CV1A-M数值解与理论值吻合一致，公式V1A-M因可渗透面载荷源部分丢失，数值解与理论值差异明显。均匀流中偶极子点源声辐射不会诱发涡波扰动，线化欧拉方程能够描述声学速度与声学压力间关系。
采用理论解析和数值计算方法研究均匀平均流中声学速度预测的时域解析公式。对基于可渗透面原理的声学速度预测，理论分析了对流矢量波动方程的右端源项，结果显示部分对声学速度传播有贡献的可渗透面源被忽略。基于对流矢量波动方程时域积分公式V1A-M，进一步考虑丢失可渗透面源的贡献，发展了解析公式CV1A-M。对均匀平均流中静止与旋转的单极子和偶极子，利用公式V1A-M和CV1A-M数值预测了点源辐射的声学速度。公式CV1A-M数值解与理论值吻合一致，公式V1A-M因可渗透面载荷源部分丢失，数值解与理论值差异明显。均匀流中偶极子点源声辐射不会诱发涡波扰动，线化欧拉方程能够描述声学速度与声学压力间关系。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0052
摘要:
采用延迟脱体涡模拟方法（DDES）计算共形光学窗口转塔和平面光学窗口转塔的绕流流场，并根据绕流流场定量分析在0°、90°和180°转角下两种光学窗口的气动光学效应和远场衍射结果。采用Zernike多项式拟合波前，并结合自适应光学分析两种光学窗口所发射光线的传输性能。结果表明，在无自适应光学矫正下，平面光学窗口在0°和180°转角下的光线传输性能优于共形光学窗口，共形窗口在90°转角下的光线传输性能优于平面光学窗口。在自适应光学矫正平移、倾斜、离焦和像散等低阶项时，共形光学窗口在90°和180°转角下其光线传输性能都优于平面光学窗口；而在0°转角下，两种光学窗口的光线传输性能相近。随着转角的增大，两种光学窗口气动光学效应中的高阶项不断减小。值得注意的是，近场畸变的光线在远场衍射后的光强峰值可能会大于未畸变光线远场衍射的光强，且其光强峰值位置会严重偏移。
采用延迟脱体涡模拟方法（DDES）计算共形光学窗口转塔和平面光学窗口转塔的绕流流场，并根据绕流流场定量分析在0°、90°和180°转角下两种光学窗口的气动光学效应和远场衍射结果。采用Zernike多项式拟合波前，并结合自适应光学分析两种光学窗口所发射光线的传输性能。结果表明，在无自适应光学矫正下，平面光学窗口在0°和180°转角下的光线传输性能优于共形光学窗口，共形窗口在90°转角下的光线传输性能优于平面光学窗口。在自适应光学矫正平移、倾斜、离焦和像散等低阶项时，共形光学窗口在90°和180°转角下其光线传输性能都优于平面光学窗口；而在0°转角下，两种光学窗口的光线传输性能相近。随着转角的增大，两种光学窗口气动光学效应中的高阶项不断减小。值得注意的是，近场畸变的光线在远场衍射后的光强峰值可能会大于未畸变光线远场衍射的光强，且其光强峰值位置会严重偏移。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0055
摘要:
本文利用数值模拟手段研究了圆柱-分离盘结构的流致旋摆响应，分析了雷诺数Re、分离盘长度比L/D对结构旋摆响应、流场特性以及水动力系数的影响。结果表明：分岔现象出现在绝大多数工况下，分岔向不分岔过渡的临界雷诺数与盘长有关，分离盘越长，此临界雷诺数越大。旋摆平衡角随雷诺数的增大先增加，后基本维持不变；分离盘越短，旋摆平衡角越大。结构摆幅随雷诺数增大先保持为零，后快速增大，最后缓慢增大或基本不变；分离盘越长，结构摆幅越大，摆幅不为零的起始雷诺数也越大。结构摆动频率主要受雷诺数影响，二者呈正相关关系。结构发生分岔并在平衡位置大幅摆动时，一个旋摆周期内在盘尖端和下侧各脱落一个旋涡，而在盘上侧由于边界层再附着存在一个滞止涡，形成回流区。发生分岔但结构基本静止时，分离盘上侧、盘尖端以及盘下侧存在稳定的、尺度不一的回流区。不发生分岔时，两个相同的回流区对称分布于分离盘上下两侧。分离盘具有调控尾流以及增加背压的作用，因此结构的水动力系数相比于裸圆柱明显减小。
本文利用数值模拟手段研究了圆柱-分离盘结构的流致旋摆响应，分析了雷诺数Re、分离盘长度比L/D对结构旋摆响应、流场特性以及水动力系数的影响。结果表明：分岔现象出现在绝大多数工况下，分岔向不分岔过渡的临界雷诺数与盘长有关，分离盘越长，此临界雷诺数越大。旋摆平衡角随雷诺数的增大先增加，后基本维持不变；分离盘越短，旋摆平衡角越大。结构摆幅随雷诺数增大先保持为零，后快速增大，最后缓慢增大或基本不变；分离盘越长，结构摆幅越大，摆幅不为零的起始雷诺数也越大。结构摆动频率主要受雷诺数影响，二者呈正相关关系。结构发生分岔并在平衡位置大幅摆动时，一个旋摆周期内在盘尖端和下侧各脱落一个旋涡，而在盘上侧由于边界层再附着存在一个滞止涡，形成回流区。发生分岔但结构基本静止时，分离盘上侧、盘尖端以及盘下侧存在稳定的、尺度不一的回流区。不发生分岔时，两个相同的回流区对称分布于分离盘上下两侧。分离盘具有调控尾流以及增加背压的作用，因此结构的水动力系数相比于裸圆柱明显减小。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0010
摘要:
高效、高精度的气动热预示是高超声速飞行器设计的关键。然而，随着高超声速飞行器外形的日益复杂化和设计周期的不断缩紧，现有的方法已很难满足高效精准的气动热预测。本文基于边界层理论和支持向量机发展了一种数据驱动的当地化气动热预示建模方法。首先，通过求解Euler方程获得边界层外缘信息，RANS方法计算热流分布样本；然后，通过设计的特征选择方法确定边界层外缘特征；最后，利用支持向量机构建气动热预示模型，实现边界层外缘特征与壁面热流的映射。对双椭球和二级压缩面的热流预示结果表明，该模型考虑了非均匀分布壁面温度等边界条件，具有较高的预示精度和良好的外推与泛化性能，典型位置热流预示结果和RANS计算结果的相对误差均小于5%。同时，以双椭球上表面中心线热流预示为例，对比传统POD降阶方法，发现该模型的预示精度更高，外推状态下预示精度较POD方法提升了4倍以上。
高效、高精度的气动热预示是高超声速飞行器设计的关键。然而，随着高超声速飞行器外形的日益复杂化和设计周期的不断缩紧，现有的方法已很难满足高效精准的气动热预测。本文基于边界层理论和支持向量机发展了一种数据驱动的当地化气动热预示建模方法。首先，通过求解Euler方程获得边界层外缘信息，RANS方法计算热流分布样本；然后，通过设计的特征选择方法确定边界层外缘特征；最后，利用支持向量机构建气动热预示模型，实现边界层外缘特征与壁面热流的映射。对双椭球和二级压缩面的热流预示结果表明，该模型考虑了非均匀分布壁面温度等边界条件，具有较高的预示精度和良好的外推与泛化性能，典型位置热流预示结果和RANS计算结果的相对误差均小于5%。同时，以双椭球上表面中心线热流预示为例，对比传统POD降阶方法，发现该模型的预示精度更高，外推状态下预示精度较POD方法提升了4倍以上。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0034
摘要:
现有针对非定常流场数值模拟的网格自适应方法，通常每隔一段时间步就进行一次网格调整，增加了计算复杂度和精度损失。针对这一问题，本文基于DG有限元法提出了结合BPNN和MMPDE的非定常流场网格自适应方法。该方法首先采用DG有限元法对N-S方程进行非定常计算，得到统计意义上的网格间断量；然后以初始网格和间断量训练BPNN回归模型，用于预测任意位置节点的间断量；接着使用MMPDE变分法移动网格节点，使其符合统计意义的间断量分布；最终通过Laplacian网格平滑法保证网格单元质量。圆柱绕流非定常流场算例的验证结果表明，该方法能够在不改变网格拓扑结构和不增加节点数的情况下完成一次性网格自适应，显著提高了非定常流场数值计算的精度和效率。
现有针对非定常流场数值模拟的网格自适应方法，通常每隔一段时间步就进行一次网格调整，增加了计算复杂度和精度损失。针对这一问题，本文基于DG有限元法提出了结合BPNN和MMPDE的非定常流场网格自适应方法。该方法首先采用DG有限元法对N-S方程进行非定常计算，得到统计意义上的网格间断量；然后以初始网格和间断量训练BPNN回归模型，用于预测任意位置节点的间断量；接着使用MMPDE变分法移动网格节点，使其符合统计意义的间断量分布；最终通过Laplacian网格平滑法保证网格单元质量。圆柱绕流非定常流场算例的验证结果表明，该方法能够在不改变网格拓扑结构和不增加节点数的情况下完成一次性网格自适应，显著提高了非定常流场数值计算的精度和效率。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0383
摘要:
在通量重构算法框架下对比研究了三种最新提出的用于间断伽辽金算法的紧致型WENO（weighted essentially non-oscillatory）限制器，即简单WENO限制器、p阶加权WENO限制器和多精度WENO限制器。这三种WENO限制器能够较高精度地模拟流场并捕捉激波，其紧致性在于问题网格单元中的重构只涉及问题网格单元及其相邻网格单元。同时，使用保精度的保正限制器用以避免可能出现的非物理的密度和压力负值。最后，采用非结构四边形网格在双马赫反射、激波与涡相互作用、激波反射、黏性弓形激波和激波与层流边界层相互作用等多个二维算例，对这三种WENO限制器进行了分析比较，结果显示：多精度WENO限制器与p阶加权WENO限制器能够高精度模拟流场并捕捉激波，同时一定程度抑制通量重构方法本身在激波附近的数值伪振荡，p阶加权WENO限制器相比多精度WENO限制器的稳态收敛性相对更好，简单WENO限制器则性能较差。根据以上研究，提出了亟需发展能够使高阶WENO限制器在稳态问题中收敛的间断探测器的建议。
在通量重构算法框架下对比研究了三种最新提出的用于间断伽辽金算法的紧致型WENO（weighted essentially non-oscillatory）限制器，即简单WENO限制器、p阶加权WENO限制器和多精度WENO限制器。这三种WENO限制器能够较高精度地模拟流场并捕捉激波，其紧致性在于问题网格单元中的重构只涉及问题网格单元及其相邻网格单元。同时，使用保精度的保正限制器用以避免可能出现的非物理的密度和压力负值。最后，采用非结构四边形网格在双马赫反射、激波与涡相互作用、激波反射、黏性弓形激波和激波与层流边界层相互作用等多个二维算例，对这三种WENO限制器进行了分析比较，结果显示：多精度WENO限制器与p阶加权WENO限制器能够高精度模拟流场并捕捉激波，同时一定程度抑制通量重构方法本身在激波附近的数值伪振荡，p阶加权WENO限制器相比多精度WENO限制器的稳态收敛性相对更好，简单WENO限制器则性能较差。根据以上研究，提出了亟需发展能够使高阶WENO限制器在稳态问题中收敛的间断探测器的建议。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0054
摘要:
为实现基于稀疏数据的翼型表面压力实时重构，提出了一种基于压缩感知与卡尔曼滤波器的数据融合方法，该方法主要包括线下建立数据库和线上实时感知两部分。首先，在线下通过粒子图像测速技术、压敏漆、计算流体力学等方法对翼型表面压力进行全场采样，并采用本征正交分解对所测得的全场压力数据进行降维，建立含有主导相干流动结构的模态数据库以及各模态时间系数之间的状态转换关系。其次，在线上基于压缩感知，利用离散压力传感器所测量数据与压力场主导模态，通过求解\begin{document}$ {l}_{1} $\end{document} ![]()
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为实现基于稀疏数据的翼型表面压力实时重构，提出了一种基于压缩感知与卡尔曼滤波器的数据融合方法，该方法主要包括线下建立数据库和线上实时感知两部分。首先，在线下通过粒子图像测速技术、压敏漆、计算流体力学等方法对翼型表面压力进行全场采样，并采用本征正交分解对所测得的全场压力数据进行降维，建立含有主导相干流动结构的模态数据库以及各模态时间系数之间的状态转换关系。其次，在线上基于压缩感知，利用离散压力传感器所测量数据与压力场主导模态，通过求解
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0027
摘要:
经典跨声速翼型RAE2822风洞试验数据长久以来被广泛用于CFD计算方法和软件的验证与确认，但是数据的正确使用或者说合理使用仍存在一些需要研究和需要注意的问题，包括计算网格、风洞试验数据修正、中弧线修正、翼型几何定义和建模、以及摩擦阻力系数和边界层速度剖面的原始定义等。在开展CFD研究之前，必须首先对计算方法进行验证，尤其是要先尽可能消除计算结果对于计算网格的依赖性；经过对目前可开放使用的计算网格的不足之处的分析，研制了一套高品质的计算网格并获得了预期的一阶网格收敛性；通过计算软件交叉验证，进一步确保所用计算软件的可信度。在将CFD结果与翼型风洞试验数据进行比对时，通常需要对马赫数和攻角进行修正，如何修正是一个需要持续研究的问题；翼型中弧线修正是一种有效的方法，需要考虑流动参数的影响；原始翼型几何构型采用有限离散点定义，计算网格生成过程中需要采用插值方法布置型面网格点，不同插值方法对于翼型前缘附近流动的数值模拟有细微影响；多数相关研究工作均只比对压力分布，在比对摩擦阻力系数、边界层以及尾迹速度剖面时，则需要注意原始风洞试验相关参数定义与CFD计算通常定义的区别。
经典跨声速翼型RAE2822风洞试验数据长久以来被广泛用于CFD计算方法和软件的验证与确认，但是数据的正确使用或者说合理使用仍存在一些需要研究和需要注意的问题，包括计算网格、风洞试验数据修正、中弧线修正、翼型几何定义和建模、以及摩擦阻力系数和边界层速度剖面的原始定义等。在开展CFD研究之前，必须首先对计算方法进行验证，尤其是要先尽可能消除计算结果对于计算网格的依赖性；经过对目前可开放使用的计算网格的不足之处的分析，研制了一套高品质的计算网格并获得了预期的一阶网格收敛性；通过计算软件交叉验证，进一步确保所用计算软件的可信度。在将CFD结果与翼型风洞试验数据进行比对时，通常需要对马赫数和攻角进行修正，如何修正是一个需要持续研究的问题；翼型中弧线修正是一种有效的方法，需要考虑流动参数的影响；原始翼型几何构型采用有限离散点定义，计算网格生成过程中需要采用插值方法布置型面网格点，不同插值方法对于翼型前缘附近流动的数值模拟有细微影响；多数相关研究工作均只比对压力分布，在比对摩擦阻力系数、边界层以及尾迹速度剖面时，则需要注意原始风洞试验相关参数定义与CFD计算通常定义的区别。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0040
摘要:
为研究尾流中不同涡脱落模式下垂直轴风力机（vertical-axis wind turbine, VAWT）叶片的气动响应，基于攻角变化相似性，进行了叶片正弦俯仰振动的比拟实验。在弦长雷诺数\begin{document}${O}({10}^{5})$\end{document} ![]()
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为研究尾流中不同涡脱落模式下垂直轴风力机（vertical-axis wind turbine, VAWT）叶片的气动响应，基于攻角变化相似性，进行了叶片正弦俯仰振动的比拟实验。在弦长雷诺数
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0388
摘要:
发展气动/声爆伴随优化设计方法对于研制新一代超声速客机具有重大意义。典型的气动/声爆伴随优化设计方法分为两种：近场信号的伴随优化和远场声爆预测耦合伴随设计优化。将最新发展的基于离散伴随理论的近场声爆信号反设计与气动特性优化结合，提出兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化策略。首先，概述了伴随方程梯度求解和提出的基于信号射线方法的近场过压提取及目标过压装配过程，并验证了优化流程中近场信号及地面波形预测的准确性。其次，针对超声速民机标模，开展了低阻优化、近场低声爆反设计、兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化三种策略的对比研究，结果表明兼顾气动和近场声爆特性优化策略的伴随优化在综合提升气动和低声爆特性上表现更优。最后与文献中相同算例的优化结果对比分析，进一步证明了该优化策略在超声速民机设计中的应用潜力。
发展气动/声爆伴随优化设计方法对于研制新一代超声速客机具有重大意义。典型的气动/声爆伴随优化设计方法分为两种：近场信号的伴随优化和远场声爆预测耦合伴随设计优化。将最新发展的基于离散伴随理论的近场声爆信号反设计与气动特性优化结合，提出兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化策略。首先，概述了伴随方程梯度求解和提出的基于信号射线方法的近场过压提取及目标过压装配过程，并验证了优化流程中近场信号及地面波形预测的准确性。其次，针对超声速民机标模，开展了低阻优化、近场低声爆反设计、兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化三种策略的对比研究，结果表明兼顾气动和近场声爆特性优化策略的伴随优化在综合提升气动和低声爆特性上表现更优。最后与文献中相同算例的优化结果对比分析，进一步证明了该优化策略在超声速民机设计中的应用潜力。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0013
摘要:
光滑因子是构造WENO格式的关键，决定了WENO格式能否达到最优收敛精度以及在间断附近能否保持本质无振荡特性。针对广泛应用的五阶WENO格式，采用算子函数近似导数关系的方法，设计了一种新型光滑因子。在间断区域，与传统的光滑因子相比，新型光滑因子对间断的识别更准确。在光滑区域，新型光滑因子使得新型WENO格式的非线性权更接近线性权。理论分析和数值验证表明新型WENO格式即使在一阶临界点也能保持一致五阶精度。一维典型激波问题的数值结果表明，与现有WENO格式相比，新型WENO格式提高了短波的分辨率，降低了格式的耗散，同时能够准确识别间断。对于典型包含激波和剪切层的流动问题，新型WENO格式不仅能够准确地捕捉强激波，而且能够精细模拟剪切层和声波等流场结构。
光滑因子是构造WENO格式的关键，决定了WENO格式能否达到最优收敛精度以及在间断附近能否保持本质无振荡特性。针对广泛应用的五阶WENO格式，采用算子函数近似导数关系的方法，设计了一种新型光滑因子。在间断区域，与传统的光滑因子相比，新型光滑因子对间断的识别更准确。在光滑区域，新型光滑因子使得新型WENO格式的非线性权更接近线性权。理论分析和数值验证表明新型WENO格式即使在一阶临界点也能保持一致五阶精度。一维典型激波问题的数值结果表明，与现有WENO格式相比，新型WENO格式提高了短波的分辨率，降低了格式的耗散，同时能够准确识别间断。对于典型包含激波和剪切层的流动问题，新型WENO格式不仅能够准确地捕捉强激波，而且能够精细模拟剪切层和声波等流场结构。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0412
摘要:
提高新能源利用效率，减少化石能源的消耗，是实现我国“碳达峰、碳中和”目标的关键。扑翼式获能器是一种可从流体中获取能量且结构简单、环境友好的新型获能装置。为有效提高传统扑翼获能器的获能特性，提出一种带有尾缘襟翼的新型扑翼获能器，并采用计算流体力学（CFD）方法对其获能特性进行了数值模拟研究，比较了采用不同偏转策略的带尾缘襟翼扑翼的绕流流场和获能效率后，发现在一个运动周期里尾缘采用连续偏转（TP式）方法提升扑翼获能特性的效果最为显著。最后，对比分析了主动式的尾缘襟翼和被动式的格尼襟翼对其扑翼获能性能的影响。结果表明，尾缘襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中高缩减频率工况(f* = 0.12～0.22)，在f* = 0.18时获能效率最大可提高到46.3%；而格尼襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中低缩减频率工况(f* = 0.08～0.14)，在f* = 0.12时获能效率最大可提高到41.2%。因此这两种方法都具有实际应用前景和发展潜力。
提高新能源利用效率，减少化石能源的消耗，是实现我国“碳达峰、碳中和”目标的关键。扑翼式获能器是一种可从流体中获取能量且结构简单、环境友好的新型获能装置。为有效提高传统扑翼获能器的获能特性，提出一种带有尾缘襟翼的新型扑翼获能器，并采用计算流体力学（CFD）方法对其获能特性进行了数值模拟研究，比较了采用不同偏转策略的带尾缘襟翼扑翼的绕流流场和获能效率后，发现在一个运动周期里尾缘采用连续偏转（TP式）方法提升扑翼获能特性的效果最为显著。最后，对比分析了主动式的尾缘襟翼和被动式的格尼襟翼对其扑翼获能性能的影响。结果表明，尾缘襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中高缩减频率工况(f* = 0.12～0.22)，在f* = 0.18时获能效率最大可提高到46.3%；而格尼襟翼对扑翼获能效率的提升主要体现在中低缩减频率工况(f* = 0.08～0.14)，在f* = 0.12时获能效率最大可提高到41.2%。因此这两种方法都具有实际应用前景和发展潜力。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0382
摘要:
尾流间隔是飞机起降和飞行过程的安全保障。近场尾涡特征参数是尾涡远场演变和消散研究的基础，是缩减尾流间隔以提升机场及空域容量的理论依据。采用雷诺平均法数值模拟A320飞机尾涡的近场演化过程，对近场尾涡特征参数的计算方法进行了研究。结果表明：与Hallock-Burnhan模型相比，Lamb-Oseen模型能更准确的描述近场尾涡速度分布；采用平均椭圆法计算的近场尾涡涡核半径比采用传统方法计算的精度更高；数值模拟中，A320机型更适合采用3～12米的平均环量值来描述近场尾涡强度。
尾流间隔是飞机起降和飞行过程的安全保障。近场尾涡特征参数是尾涡远场演变和消散研究的基础，是缩减尾流间隔以提升机场及空域容量的理论依据。采用雷诺平均法数值模拟A320飞机尾涡的近场演化过程，对近场尾涡特征参数的计算方法进行了研究。结果表明：与Hallock-Burnhan模型相比，Lamb-Oseen模型能更准确的描述近场尾涡速度分布；采用平均椭圆法计算的近场尾涡涡核半径比采用传统方法计算的精度更高；数值模拟中，A320机型更适合采用3～12米的平均环量值来描述近场尾涡强度。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0009
摘要:
对于包含激波、剪切层等复杂结构的流动问题，为了精确模拟剪切层等精细结构，且保证激波计算的稳定性，必须采用低耗散且强鲁棒的数值通量方法。传统的HLL近似Riemann求解器的耗散性较大，Roe、HLLEM和HLLC等近似Riemann求解器在计算某些含有强激波的物理问题时会出现非物理解，容易导致不稳定。针对这一问题，本文在Riemann求解器中通过合理设计反扩散矩阵，发展了一类具有自适应反扩散的新型Riemann求解器，并将其应用到高阶加权紧致格式，实现了高阶精度求解。通过典型数值算例验证了新型方法的计算精度和稳定性，结果表明本文提出的新型自适应反扩散Riemann求解器克服了传统Riemann求解器的缺陷，既能准确识别剪切层等精细结构，又能保证激波解的稳定性。
对于包含激波、剪切层等复杂结构的流动问题，为了精确模拟剪切层等精细结构，且保证激波计算的稳定性，必须采用低耗散且强鲁棒的数值通量方法。传统的HLL近似Riemann求解器的耗散性较大，Roe、HLLEM和HLLC等近似Riemann求解器在计算某些含有强激波的物理问题时会出现非物理解，容易导致不稳定。针对这一问题，本文在Riemann求解器中通过合理设计反扩散矩阵，发展了一类具有自适应反扩散的新型Riemann求解器，并将其应用到高阶加权紧致格式，实现了高阶精度求解。通过典型数值算例验证了新型方法的计算精度和稳定性，结果表明本文提出的新型自适应反扩散Riemann求解器克服了传统Riemann求解器的缺陷，既能准确识别剪切层等精细结构，又能保证激波解的稳定性。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0397
摘要:
深入研究翼伞后缘偏转过程的气动与结构耦合动力学问题是解决大型翼伞精确空投系统机动转弯和雀降等操纵动作设计分析的重点内容。首先基于ALE算法和罚函数耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行流固耦合动力学建模，之后基于结构化的ALE求解方法和瞬态非线性求解器对翼伞三维模型的单个气室后缘偏转进行仿真验证，预测了后缘偏转运动引起的周围流场流动分离现象。分别针对翼伞后缘单侧下偏和双侧下偏过程的流固耦合行为进行仿真分析，获得全时域内翼伞结构场和周围流场特性动态演化结果，以及翼伞气动性能参数时间历程曲线，发现了后缘下偏过程的操纵延迟现象。最后通过风洞试验对仿真结果进行验证，表明了方法的有效性，为大型冲压翼伞的设计和应用提供理论和技术支撑。
深入研究翼伞后缘偏转过程的气动与结构耦合动力学问题是解决大型翼伞精确空投系统机动转弯和雀降等操纵动作设计分析的重点内容。首先基于ALE算法和罚函数耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行流固耦合动力学建模，之后基于结构化的ALE求解方法和瞬态非线性求解器对翼伞三维模型的单个气室后缘偏转进行仿真验证，预测了后缘偏转运动引起的周围流场流动分离现象。分别针对翼伞后缘单侧下偏和双侧下偏过程的流固耦合行为进行仿真分析，获得全时域内翼伞结构场和周围流场特性动态演化结果，以及翼伞气动性能参数时间历程曲线，发现了后缘下偏过程的操纵延迟现象。最后通过风洞试验对仿真结果进行验证，表明了方法的有效性，为大型冲压翼伞的设计和应用提供理论和技术支撑。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0408
摘要:
激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一，为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷，本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元，发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解重构了流场的控制方程，并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法，实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法，分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计，并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明，当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解，其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%，且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围，在高超声速全三维乘波布局设计领域拥有重要发展前景。
激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一，为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷，本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元，发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解重构了流场的控制方程，并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法，实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法，分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计，并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明，当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解，其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%，且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围，在高超声速全三维乘波布局设计领域拥有重要发展前景。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0373
摘要:
声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件等不断发生波动，为得到更可靠的声爆近远场信号，需考虑来流参数存在不确定性时对声爆预测结果的影响，并甄别影响声爆预测的关键性因素，为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD的声爆近场信号模拟和基于增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法，对第三届声爆预测研讨会（SBPW-3）的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先，近场过压值计算采用半模约5021万非结构混合网格，并对远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性展开研究。接着，分析基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征，通过与C608飞行器公开数据对比，验证了该方法和自研程序的准确度。此外，研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响程度。在此基础上，运用基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)方法开展了对不同来流参数（来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数）的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明，在给定的输入变量不确定度条件下，地面波形波峰与波谷处过压值明显变化。相比而言，来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。
声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件等不断发生波动，为得到更可靠的声爆近远场信号，需考虑来流参数存在不确定性时对声爆预测结果的影响，并甄别影响声爆预测的关键性因素，为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD的声爆近场信号模拟和基于增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法，对第三届声爆预测研讨会（SBPW-3）的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先，近场过压值计算采用半模约5021万非结构混合网格，并对远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性展开研究。接着，分析基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征，通过与C608飞行器公开数据对比，验证了该方法和自研程序的准确度。此外，研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响程度。在此基础上，运用基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)方法开展了对不同来流参数（来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数）的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明，在给定的输入变量不确定度条件下，地面波形波峰与波谷处过压值明显变化。相比而言，来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。
, 最新更新时间 , doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0411
摘要:
超声速民机是新一代民机的重要发展方向，其独有的声爆现象是制约其在陆地上空进行超声速飞行的最关键因素。对超声速飞行器的气动外形进行反设计是声爆抑制的有效途径。基于等效面积分布开展反设计，需要远场感知声压级的直接指导。为此，提出了逆向传播分别与本征正交分解（Proper Orthogonal Decomposition, POD）和伴随方程结合，根据远场声爆信号反演近场声爆信号的方法。采用第二届声爆会议（SBPW）提供的标模算例LM1021进行计算，并从远场频域内声压级、响度级和感觉噪声级进行反演可信度评估。结果表明，对于给定的任意远场声爆信号，基于逆向传播结果进行POD反演及伴随方程反演，都可以得到较为准确的近场过压信号，且伴随方程反演方法具有更优的高频信号即局部激波信号反演能力，远场感知声压级更精准。反演结果相应的等效面积分布与参考值高度吻合，表明此方法能够为等效面积指导的低声爆气动优化设计提供基础。
超声速民机是新一代民机的重要发展方向，其独有的声爆现象是制约其在陆地上空进行超声速飞行的最关键因素。对超声速飞行器的气动外形进行反设计是声爆抑制的有效途径。基于等效面积分布开展反设计，需要远场感知声压级的直接指导。为此，提出了逆向传播分别与本征正交分解（Proper Orthogonal Decomposition, POD）和伴随方程结合，根据远场声爆信号反演近场声爆信号的方法。采用第二届声爆会议（SBPW）提供的标模算例LM1021进行计算，并从远场频域内声压级、响度级和感觉噪声级进行反演可信度评估。结果表明，对于给定的任意远场声爆信号，基于逆向传播结果进行POD反演及伴随方程反演，都可以得到较为准确的近场过压信号，且伴随方程反演方法具有更优的高频信号即局部激波信号反演能力，远场感知声压级更精准。反演结果相应的等效面积分布与参考值高度吻合，表明此方法能够为等效面积指导的低声爆气动优化设计提供基础。
