空气动力学学报

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《空气动力学学报》2016年3期pdf合集

2016, 34(3).

摘要(16) PDF(5)

摘要:

《空气动力学学报》编辑部

2016, 34(3): .

摘要(117) PDF(332)

摘要:
近年来,随着我国航空工业的快速发展,飞机结冰及其防护问题越来越受到重视。大型军用和民用运输机、中型运输机、支线飞机、各类特种飞机、直升机及无人机的研制,都必须考虑结冰问题,要求从设计层面解决结冰防护的技术难题。进入21世纪以后,针对飞机结冰所涉及的基础科学问题和应用技术问题,越来越多的国内研究者投入到研究中,取得了一系列有意义的研究成果。
飞机结冰耦合了流动、传热、传质和相变等多个物理过程,相关研究内容属于空气动力学与热力学、传热传质学等多个学科的交叉领域范畴。其中,空气动力学的基本理论、方法和技术,是发展飞机结冰研究的重要基础,而飞机结冰及其防护研究的新进展和新需求,又为空气动力学研究和发展注入新的活力。
《空气动力学学报》“飞机结冰”专栏共收集论文19篇,稿件来自国内从事飞机结冰研究的高校、研究所和飞机设计的9家主要单位,论文内容包括结冰机理、计算方法、实验方法、危害评估和防除冰技术研究等,集中体现了近年来我国在飞机结冰和防除冰领域所取得的研究进展,目的是促进空气动力学交叉学科发展,为相关研究人员的研究和设计提供有益参考。
本专栏的组稿专家为中国空气动力研究与发展中心易贤博士。

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

张恒, 李杰, 龚志斌

2016, 34(3): 283-288. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0223

摘要(158) PDF(1361)

摘要:
应用基于k-ω SST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究。通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析。同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象。

旋转帽罩电加热防冰瞬态过程研究

杨诗雨, 常士楠, 高艳欣, 冷梦尧, 陶茂升

2016, 34(3): 289-294. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0180

摘要(173) PDF(600)

摘要:
基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟,提出了旋转部件表面对流换热计算方法,并基于改进Messinger结冰模型开发了旋转帽罩电热防冰计算程序,对旋转帽罩瞬态防冰过程进行了数值模拟研究。结果表明:旋转运动对旋转帽罩表面对流换热起到增强作用,且在供给相同加热热流密度时转速越大,防冰表面温度越低;防冰系统启动阶段,旋转帽罩表面会发生结冰和冰脱落现象,考虑结冰过程后系统的响应时间缩短;当电加热功率相同时,周期电加热防冰方式更为节能;当电加热能耗相同时,周期电加热方式系统响应更快。

来流速度对防冰表面溢流水流动换热的影响

郑梅, 董威, 朱剑鋆, 郭之强

2016, 34(3): 295-301. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0219

摘要(134) PDF(422)

摘要:
为研究来流速度对防冰表面溢流水流动形态及换热的影响,基于空气-水两层相互作用的质量、动量和能量守恒,建立防冰表面溢流水水膜流动换热及破裂的数学模型,分析了防冰表面溢流水在不同来流条件下的流动形态和表面换热情况。计算分析表明:来流速度增加时,防冰表面相同位置处的连续水膜厚度减小,水膜破裂位置随之延后;较高来流速度条件下,破裂处水膜厚度稍有增加,使得破裂后形成的溪流厚度和宽度增大;作为主要的表面散热项,连续水膜表面蒸发及对流换热热流均随来流速度的增加而增大。此外,由水膜破裂引起的表面溢流水流态变化对防冰表面蒸发热流有一定影响。

某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟

郁嘉, 赵柏阳, 卜雪琴, 林贵平, 李志茂

2016, 34(3): 302-307. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0212

摘要(352) PDF(571)

摘要:
使用三维内外强固传热耦合方法计算校核发动机短舱热气防冰系统的性能,并分析发动机进气流量对蒙皮表面温度的影响。内、外部表面传热系数计算均采用纯三维的CFD方法,在内、外部网格数据交互时使用了距离加权反比插值法。通过计算获得发动机短舱的局部水收集系数、蒙皮表面温度的分布情况、各处溢流水量,并由此判定此防冰系统性能是否达到要求。分析表明此发动机短舱热气防冰系统符合防冰性能要求;当发动机进气流量增大时,蒙皮表面温度下降,且溢流水量增加。

动力对全机水滴收集率的影响计算

王开春, 易贤, 马洪林, 赵凡

2016, 34(3): 308-312. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0218

摘要(143) PDF(680)

摘要:
针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序。其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率。空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制。对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律。研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视。

具有周期性薄膜热源的多层介质非稳态传热数值仿真

韩王超, 朱永峰, 常红亮

2016, 34(3): 313-316. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0227

摘要(122) PDF(544)

摘要:
为分析具有薄膜热源的多层介质非稳态传热问题,以某型飞机层合电加温风挡为例,构建了一种热流密度-温度边界条件,实现了薄膜热源热流和温度属性向多层介质内外两个方向上的实时传递,再现了薄膜热源温度对临近多层介质表面温度的影响,为具有薄膜热源的多层介质传热问题分析和加温控制规律设计提供了一种可行方法。

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

裴彬彬, 徐浩军, 薛源, 陈俊霖, 吕晗阳

2016, 34(3): 317-321. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0215

摘要(127) PDF(431)

摘要:
当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要。研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正。研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应。仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑。

升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究

赵俊波, 沈清

2016, 34(3): 322-326. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0010

摘要(245) PDF(494)

摘要:
针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法。通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静稳定性提高的目的。采用数值方法对单锥升力体布局进行了方法验证,算例表明较小的侧面切削可以大幅提高中小攻角状态偏航静稳定性,但也同时会不同程度地降低飞行器纵向静稳定性、升阻比以及横侧静稳定性。本方法在改善升力体布局航向静稳定性的同时,具有不带来航向附加气动安定面的优点,可引入相关布局设计优化之中。

高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究

朱广生, 刘文伶

2016, 34(3): 327-332. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0125

摘要(221) PDF(625)

摘要:
为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值。据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性。此外,针对优选出的＋字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于＋字布局但工程实现相对复杂的结论。

关于格子Boltzmann方法的几个问题(Ⅰ)

冉政, 陈健

2016, 34(3): 333-340. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0058

摘要(170) PDF(883)

摘要:
格子气方法及后续发展的格子Boltzmann方法,是一种完全不同于传统流场计算的基于介观物理的新方法。由于其内在的优势,尽管该方法问世不过几十年的时间,就在传统计算流体力学难于处理的研究领域得到了广泛的应用,被誉为是现代流体力学的一场变革。文章主要论述了格子Boltzmann方法有关学术思想的源头,论述在该论题发展过程中的一些关键性工作。

TSP转捩探测技术在民机风洞试验中的应用研究

尚金奎, 衷洪杰, 赵民, 陈柳生, 王鹏, 王猛, 张雪, 李玉军

2016, 34(3): 341-345. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0106

摘要(132) PDF(378)

摘要:
以ARJ-4模型为研究对象,在FL-3风洞中进行TSP转捩探测技术试验研究,并应用红外热成像转捩探测技术进行探测,获得对比验证结果,试验中还采用了基于柱状粗糙元的固定转捩试验方法。试验使用了自研TSP涂料,对模型进行了预加热,预加热模型的目的是增大模型表面层流区与湍流区之间的温度差异。模型表面粘贴了红外试验用标记点,也作为TSP技术图像对准控制点。试验状态为马赫数0.75和0.85, α由-4°变化到4°。试验结果清晰地显示了模型表面的层流区与湍流区及其随迎角的变化。

8米×6米风洞TPS反推力试验技术

黄勇, 胡卜元, 张卫国, 王勋年, 章荣平

2016, 34(3): 346-353. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0132

摘要(164) PDF(355)

摘要:
TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段。开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界。为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与发展中心在8米×6米风洞发展了全模TPS反推力试验技术。自主研制了TPS反推力试验专用的高精度六分量杆式应变天平、大流量空气桥和流量控制单元、TPS监视报警系统、数据采集系统、综合显示系统等TPS反推力试验系统,制定了试验模拟准则、试验流程和试验方法,建立了完善的全模TPS反推力试验技术。利用TPS反推力试验技术,开展了国内首期全模TPS反推力风洞试验,研究了某型飞机反推力发动机的再吸入特性,获得了反推力发动机的再吸入速度边界。

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

刘大伟, 陈德华, 尹陆平, 李强, 师建元, 彭超

2016, 34(3): 354-361. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0127

摘要(166) PDF(452)

摘要:
为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统。主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分。系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量。在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比。以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比。研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σ_{C_L}≤0.0012,σ_{C_D}≤0.00013,σ_{C_m}≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔC_L≤0.005,ΔC_D≤0.0008,ΔC_m≤0.005。

气体取样分析在脉冲燃烧风洞试验中的应用

伍军, 谭宇, 刘伟雄, 青龙, 张小庆

2016, 34(3): 362-367. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0130

摘要(128) PDF(462)

摘要:
针对脉冲燃烧风洞试验条件及超燃冲压发动机燃烧室出口流场环境,设计了用于脉冲燃烧风洞流场氧气组分浓度校核及发动机燃烧室出口气流组分分析的探针取样-气相色谱分析测量系统,并在此基础上完成了对取样探针内部流场特性及燃气化学反应冻结情况分析。分析结果表明,进入探针的气流被有效冷却,能够实现化学反应冻结。利用风洞试验气流进行了系统校核,系统控制方面能够满足脉冲风洞试验测量要求,所得到的气流中氧气含量测量值与理论值吻合较好,偏差小于5%,甚至低至0.4%。利用该系统对马赫数2.6来流条件、直连式燃烧室模型燃烧工况下,出口不同位置处燃气中O₂、N₂和CO₂等主要气体组分进行了直接测量,并进而估算了各测点处的表观燃烧效率,获得了其变化情况,所得到的结果在一定程度上反映了燃烧室中燃料的分布情况。

大飞机缝翼滑轨影响研究

许可, 章荣平, 张刘, 郝南松

2016, 34(3): 368-372. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0135

摘要(131) PDF(392)

摘要:
通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响。分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律。数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能。实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著。研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考。

基于荧光油膜的全局表面摩阻测量技术研究

黄湛, 王宏伟, 魏连风, 张淼, 程攀

2016, 34(3): 373-378. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0119

摘要(133) PDF(346)

摘要:
针对表面摩阻传统测量方法的单点性和间接性,探索了荧光油膜进行全局表面摩阻分布的直接测量方法。建立了表征荧光油膜厚度与表面摩阻之间关系的油膜控制方程,引入附加约束和积分最小化方法,采用变分迭代方法求解表面摩阻分布。研制了可用紫外光激发的荧光油膜,采用紫外光源和高分辨率CCD相机,建立荧光油膜表面摩阻测量硬件系统。针对特定的三角翼模型进行了表面摩阻分布测量实验,获得了高分辨率的表面摩阻分布和相对幅值分布,并与文献理论进行比较分析。实验结果与理论分析完全一致,表明了基于荧光油膜的全局表面摩阻测量技术的有效性。

襟翼边缘噪声的端板抑制技术试验研究

周国成, 谭啸, 陈宝

2016, 34(3): 379-385. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0201

摘要(137) PDF(359)

摘要:
在声学风洞中开展试验研究,采用传声器阵列以及远场传声器线阵,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法,验证了基于襟翼端板的襟翼边缘噪声抑制技术,研究了三种不同外形尺寸的襟翼端板对襟翼边缘噪声的影响。研究表明,襟翼边缘产生的噪声集中在(5~16)kHz频率范围内,针对襟翼边缘噪声的端板在该频率范围内有着显著的降噪效果,且对干净构型下的噪声影响很小,具有较好的工程应用前景。对比不同外形的端板的降噪性能,表明襟翼端板降噪量与襟翼偏角以及端板外形相关;现有的三种端板中,尺寸越大则降噪效果越明显。

小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究

马晓光, 程雅君, 赵绿波, 李家宏, 王旭东

2016, 34(3): 386-391. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0120

摘要(122) PDF(373)

摘要:
为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术。研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验流程,解决了环境污染、试验安全性、模型热防护等关键技术问题。试验表明利用现有暂冲式风洞,能够在地面试验阶段解决小型推进系统进发匹配问题,实现发动机高空试验台或推进风洞的进发匹配试验功能,能为小型推进系统在模拟外流条件下的进发匹配测试提供良好的试验环境,具有工程应用价值。

双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术

欧平, 陈强, 田晓虎, 吴军飞, 马汉东, 秦永明, 张江

2016, 34(3): 392-397. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0118

摘要(128) PDF(357)

摘要:
针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术。系统采用文氏流量计测量方法,以提高进气道流量测量的精度;采用在流量计末端直接加装中压环形引射器抽吸进气道主气流的方法,以满足不同类型进气道在不同工况下对吸入流量的需求;通过设计两套独立的管道系统并分别进行流量的测量与控制,以满足双发进气道不同工况性能匹配和耦合试验的需求。通过风洞验证试验验证了流量计的测量效果和引射器的引射能力,通过风洞应用试验验证了试验系统对不同形式进气道的综合试验能力。试验结果表明,试验系统测量精度高,引射抽吸能力和综合试验能力强,能全面满足各类进气道风洞试验的需求。

高超声速风洞变雷诺数试验技术研究

谢飞, 郭雷涛, 朱涛, 邹琼芬

2016, 34(3): 398-403. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0152

摘要(149) PDF(416)

摘要:
为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究。该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数。研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟。单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律。本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究。研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律。

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2016年第34卷第3期

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