空气动力学学报

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《空气动力学学报》2016年1期pdf合集

2016, 34(1).

摘要(26) PDF(5)

摘要:

张涵信

2016, 34(1): 1-4. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0211

摘要(286) PDF(863)

摘要:
本文由四部分组成。第一部分研究了利用高阶格式、网格、物理模型和高性能计算机求解NS方程时,计算数据的高精度保真性的要求以及高精度保真的指标。第二部分研究了利用大规模计算开展大涡模拟和直接数值模拟存在的问题。第三部分分析了在高雷诺数下NS方程计算方法和网格的关系。最后提出了建立计算数值验证、确认的新方法。

高超声速飞行器跨流域气动力/热预测技术研究

杨彦广, 李明, 李中华, 李绪国, 戴金雯

2016, 34(1): 5-13. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0149

摘要(266) PDF(768)

摘要:
分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力/热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和N-S/DSMC自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。

高机动导弹气动/运动/控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

赵忠良, 吴军强, 李浩, 周为群, 毛代勇, 向光伟

2016, 34(1): 14-19. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0128

摘要(202) PDF(588)

摘要:
解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动/运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动/运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明:目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动/运动/飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。

2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术

李建强, 李耀华, 郭旦平, 苗磊, 杜宁, 黄存栋, 周洪, 曾利权, 张诣

2016, 34(1): 20-26. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0131

摘要(216) PDF(417)

摘要:
针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2.4m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明:试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0.5%;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0.3~1.2、迎角-10°~60°、喷管偏角-20°~20°、喷流总质量流量0~3kg/s的双发战斗机推力矢量试验。

迎角/滚转角组合风洞试验中侧向弹性角的影响及处理方法

谢峰, 张江, 秦永明

2016, 34(1): 27-32. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0115

摘要(139) PDF(430)

摘要:
通过迎角/滚转角组合改变模型姿态是横向测力风洞试验中重要的试验方式,此类试验中虽然会提供侧向弹性角数据,但在使用试验数据时往往不使用侧向弹性角数据,这会使得气动载荷与模型姿态对应关系不准确。侧向弹性角由侧向力和偏航力矩引起,在侧向力和偏航力矩较大的试验中,侧向弹性角的影响尤为显著,如方向舵效率试验。本文通过分析侧向弹性角的影响,提出一种侧向弹性角数据处理方法,经试验应用表明可以有效地提高数据使用的准确性。

武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

宋文成, 李玉军, 冯强

2016, 34(1): 33-39. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0126

摘要(155) PDF(505)

摘要:
针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器(Powered Resonance Tubes, PRTB)的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式空腔流动特点,武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励,会改变武器舱上部剪切层的流动特性,对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。

FL-13风洞突风发生装置研究

金华, 王辉, 张海酉, 陈鹏, 杨远志

2016, 34(1): 40-46. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0134

摘要(217) PDF(414)

摘要:
为在FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40m/s的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9m/s。突风流场的成功模拟,标志着FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。

离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究

王猛, 衷洪杰, 赵荣奂

2016, 34(1): 47-53,69. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0102

摘要(172) PDF(543)

摘要:
针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流/层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600r/m,对应叶尖切向速度为25~40m/s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度DRE诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

赵俊波, 梁彬, 付增良, 张石玉, 高清

2016, 34(1): 53-58. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0037

摘要(200) PDF(531)

摘要:
基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起(如边条,小配平翼)的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。

风洞MDOE的形式实验设计方法研究

张江, 秦永明, 马汉东

2016, 34(1): 59-69. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0116

摘要(150) PDF(369)

摘要:
MDOE风洞实验方法能够用相对于传统实验方法更少的吹风次数,获得更高精准度的数据。为了解决现有基于参数模型的MDOE方法获取较强非线性气动规律能力的不足,需要发展基于非参数模型的MDOE方法。本文对基于非参数模型的MDOE的形式实验设计方法进行研究。通过"虚拟"风洞实验的方法,对两种常用的"空间填充设计"——拉丁超立方设计和均匀设计应用于风洞实验的适用性进行对比,并在此基础上发展了几种对均匀设计的优化改进方法,可以进一步提高样本点设计质量,使其满足风洞实验的要求。研究表明:均匀设计较拉丁超立方设计更为稳健、均匀,更适合基于非参数模型的风洞MDOE方法;在均匀设计方法基础上,根据风洞实验的特点发展了优化方法,包括边界点补充、样本点密度调整和重复点设计,能够将已有的"先验信息"应用于实验设计中;所发展的形式实验设计方法所需的测量点要少于OFAT方法的测量点(如示例中所用的测量点数仅为OFAT方法的66.7%),且能够充分和准确地对较剧烈的非线性变化规律进行采样。本文对风洞MDOE的形式实验设计方法的研究结果,为后续发展基于非参数模型的风洞MDOE方法奠定了基础。

风洞试验中的视频测量技术现状与应用综述

张征宇, 黄叙辉, 尹疆, 周润, 李多

2016, 34(1): 70-79. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0145

摘要(329) PDF(463)

摘要:
视频测量(Videogrammetric Measurement,VM)技术因其对试验模型的设计制造无要求,受到国内外风洞试验机构的青睐,本文综述了国外航空航天强国的风洞试验机构所掌握的VM技术,并分析了VM技术在我国高速暂冲风洞试验中应用所面临的问题,据此中国空气动力研究与发展中心(CARDC)提出了多相机动态标定与基于运动估计的序列图像匹配技术,在暂冲高速风洞高噪声(130dB左右)振动环境下,建立了高精度的模型位姿光学测量技术,2米量级高速风洞中的多个应用表明:视频测量的精度高,已用于高速试验模型的姿态与变形测量;另一方面,通过VM测量偏折位移场得到光束从摄影中心出发穿过扰流区的光程差,为气动光学效应的研究与测量以及试验模型的壁面流动显示提供新的途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源,因此具有巨大应用前景。

油膜干涉测量翼型壁面摩阻低速风洞试验技术

耿子海, 史志伟, 金启刚

2016, 34(1): 80-85. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.138

摘要(187) PDF(445)

摘要:
油膜干涉试验可以定量测量得到模型壁面的摩擦应力,是开展摩阻特性研究的有力工具。通过对油膜干涉试验技术中的试验原理、试验方法、误差修正、数据结果分析等关键问题的研究,初步建立了试验系统,具备了开展模型壁面摩阻特性研究的试验能力。综合分析表面热膜试验结果与数值计算结果,在以模型弦长为特征长度,试验雷诺数Re=1.3×10⁶的条件下,翼型表面摩擦应力沿模型弦向的分布规律具有较好的一致性。

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

许晓斌, 舒海峰, 徐筠, 谢飞, 孙鹏

2016, 34(1): 86-90. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.148

摘要(218) PDF(500)

摘要:
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

周家检, 郝璇, 张卫民, 陈大斌

2016, 34(1): 91-97. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.063

摘要(145) PDF(984)

摘要:
麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示:利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。

飞翼布局高速风洞尾支干扰试验修正技术研究

衣秉立, 曾凯, 王世红

2016, 34(1): 98-106. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0098

摘要(139) PDF(408)

摘要:
飞翼布局飞行器模型往往具有尾部扁平的结构特点,进行高速风洞尾支测力时,尾部需要局部放大,由此带来尾部畸变和尾支杆的气动干扰,直接影响对巡航效率、焦点位置以及配平迎角的预测;另外,飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,侧力和偏航力矩量级比较小,模型尾部的局部变形必然会对飞机横、航向试验数据带来不利影响。本文针对某飞翼布局模型,采用风洞试验和CFD数值模拟相结合的手段,通过腹支撑作为辅助支撑的"两步法"获得了尾部畸变及尾支杆的纵、横向支撑干扰影响。研究结果表明:该飞翼布局模型尾部畸变支撑纵、横向支撑干扰修正结果合理、可靠,精准度较高;所建立的试验与CFD相结合的研究方法可以用于类似布局的试验数据修正。同时,发展的数值计算方法与风洞试验有很好的一致性,已成功应用于某飞翼布局模型尾部支撑干扰修正,已具备工程使用价值。

小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

李永红, 刘会龙, 黄勇, 钟世东, 苏继川

2016, 34(1): 107-113,130. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0096

摘要(164) PDF(590)

摘要:
为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。

三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用

钟世东, 李巍, 苏继川, 李永红, 贺中

2016, 34(1): 113-118. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0095

摘要(195) PDF(411)

摘要:
在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。

小展弦比飞翼标模尾部畸变影响试验研究

金玲, 刘李涛, 祝明红, 孙传宝, 陈陆军

2016, 34(1): 119-124. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0094

摘要(162) PDF(377)

摘要:
在飞翼布局模型风洞试验中,为实现尾部支撑需对模型进行尾部修形。为摸清飞翼布局模型局部外形畸变的影响规律,本文在FL-14风洞对某小展弦比飞翼布局原始模型和尾部外形畸变模型进行了试验研究,采用增量法获得了尾部外形畸变的影响规律,并与国内三座低速风洞的三种支撑装置的近/远场支架干扰进行了对比分析。研究结果表明:小侧滑角时,在小迎角范围内尾部畸变影响量显著大于支架干扰量,在中大迎角范围则与支架干扰量级相当;畸变横向影响量较大,且随侧滑角增大而增大。所以应对全机的试验结果进行正确的"畸变"修正,或对尾部畸变外形进行优化,以减小畸变的影响。

小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

吴军飞, 秦永明, 黄湛, 魏忠武, 贾毅

2016, 34(1): 125-130. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0093

摘要(175) PDF(615)

摘要:
对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。

小展弦比飞翼标模FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

李鸿岩, 王祥云, 杨希明, 王世红

2016, 34(1): 131-137. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0091

摘要(241) PDF(398)

摘要:
为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解N-S方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma=1.0左右达最大,经过修正的FL-2风洞的跨声速试验结果,与FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。

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2016年第34卷第1期

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