空气动力学学报

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《空气动力学学报》2016年5期pdf合集

2016, 34(5).

摘要(13) PDF(6)

摘要:

桑为民, 胡少华, 鲁天

2016, 34(5): 549-555. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0222

摘要(304) PDF(527)

摘要:
对比常规水滴，过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。在常规水滴结冰过程数值模拟基础上，针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解N-S方程获得空气流场，用拉格朗日法求解水滴流场，基于改进的Messinger热力学模型完成结冰过程模拟；对于过冷大水滴，采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型，对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响；通过数值模拟获得了水滴Langmuir D分布的撞击特性及结冰计算结果，研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。通过一些典型结冰算例的数值模拟，并与参考文献结果及实验数据的对比分析，说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。

一种结冰外形相似度评估方法

周志宏, 易贤, 郭龙, 桂业伟, 郭民

2016, 34(5): 556-561. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0221

摘要(192) PDF(364)

摘要:
针对现阶段飞机结冰研究中难以进行量化的冰形相似度对比这一问题，以冰对飞行器气动特性的影响为依据，提出了一种基于几何特征量、冰形差异率的冰形相似度量化评估方法，给出了这种评估方法中的各分量的具体物理含义和计算方法，并采用CFD手段分析了不同相似度的冰块对NACA0012翼型气动性能的影响，结果表明，相似度越大的冰，对飞行器的气动性能影响也就越相似，验证了该方法的正确性。

非结冰气象条件下机翼热气防冰系统数值模拟

郁嘉, 卜雪琴, 林贵平, 申晓斌, 马文涛

2016, 34(5): 562-567. doi: 10.7638/kqdlxxb-2012.0212

摘要(185) PDF(820)

摘要:
为了在自然结冰飞行前预估飞机防冰系统的性能，减少飞行风险，开展了非结冰气象条件下飞机机翼热气防冰系统的数值模拟研究。数值模拟采用了计算流体力学方法；外部对流传热系数的计算采用附面层积分方法。机翼热气防冰系统表面温度的计算是将蒙皮外部散热热流、内部热气加热热流以及蒙皮导热三者进行热耦合，并进行了改进，改进的方法不要求防冰腔内、外两套网格在重合面网格处一致，是通过双向线性插值将一方面网格信息插值传递到另一方表面网格上，提高了计算效率。

小型垂直轴风力机叶片结冰风洞试验与数值计算

李岩, 刘钦东, 王绍龙, 冯放, 田川公太朗

2016, 34(5): 568-572. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0214

摘要(180) PDF(379)

摘要:
利用风洞试验和数值模拟相结合的手段，研究了小型垂直轴风力机叶片在旋转状态下的结冰特性以及结冰后翼型与风力机的气动特性变化，以期为建立较复杂的大型水平轴风力机叶片旋转试验系统和研究其结冰机理、防除冰技术提供参考。试验在东北农业大学自行设计的利用自然低温的结冰风洞中进行，获得了采用NACA0018翼型的小型2叶片垂直轴风力机风轮在5种尖速比下的结冰分布：风力机叶片结冰遍布叶片整个表面，随着尖速比的增大，结冰形状出现不对称性。同时，数值模拟结果表明：叶片结冰后，随着尖速比的增加和结冰量的增多，升力系数降低阻力系数增大的趋势明显，风力机的功率系数也随之下降。分析发现，叶片结冰导致不同旋转角下叶片翼型周围的压力场和速度场发生了不同程度的变化，从而气动特性发生变化，影响了风力机性能。

大水滴撞击壁面的动态特性数值模拟

郭宇翔, 刘荫泽, 董威, 雷桂林, 朱剑鋆

2016, 34(5): 573-580. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0220

摘要(214) PDF(346)

摘要:
采用VOF方法建立了大水滴撞击壁面的计算模型，模拟了大水滴以不同直径、不同速度撞击光滑壁面的动态撞击过程和撞击特性。计算结果表明：在大韦伯数情况下，水滴撞击光滑壁面会在铺展过程中发生边缘水滴飞溅；在水滴撞击壁面的收缩阶段，随着水滴直径的减小和水滴速度的提高，会发生液膜缓慢收缩、边缘液环和液膜分离、中心处部分液膜和边缘液膜分离、液膜完全破裂等不同结果；当水滴直径和撞击速度增大时，同一时刻水滴的铺展半径、最大铺展半径、最大铺展系数增大；水滴在壁面上达到最大铺展系数所用的无量纲时间随水滴直径增大而增大，同一直径水滴不同初始速度下达到最大铺展系数所用的无量纲时间变化较小。

多体分离风洞自由飞试验

蒋增辉, 宋威, 贾区耀, 陈农

2016, 34(5): 581-586. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0137

摘要(201) PDF(365)

摘要:
根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验，对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍，并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类，对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述，并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。

高超声速1MHz高频脉动压力测试技术及其应用

纪锋, 解少飞, 沈清

2016, 34(5): 587-591. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0117

摘要(160) PDF(603)

摘要:
为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构，特别是第二模态不稳定波，在FD-07风洞中搭建了一套1MHz量级高频脉动压力采集系统。风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。在风洞流场品质无法改变的前提下，对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进，包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。通过改进措施，采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善，其信噪比得以显著提升。结果表明，改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400kHz以下，噪声能谱密度降低了一个量级以上)。最后，利用该测试技术成功地在FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验，捕捉到了第二模态不稳定波，其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。

气动热环境下玻璃窗口热应力试验分析

吴东, 陈德江, 马昊军

2016, 34(5): 592-597. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0129

摘要(160) PDF(407)

摘要:
飞行器在大气层内高速飞行，气动加热会引起飞行器玻璃窗口损坏。为分析玻璃窗口在气动热环境下热应力状态，在高频等离子体风洞中采用电阻应变计测量方法开展了试验研究。本文针对玻璃窗口的特点，介绍了玻璃窗口模型的固定支架设计以及在玻璃上安装应变计的方法和特点。针对试验快速升温的特点，对应变计标定了瞬时热输出，并与稳态热输出进行了对比。通过风洞试验得到了气动热环境下玻璃窗口模型应变应力变化结果，并利用有限元计算验证了该试验结果。试验结果表明，玻璃窗口模型在最高温度300℃试验状态下应力状态处于合理水平，热应力不会对玻璃窗口造成损坏。

2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究

陈建中, 赵忠良, 范长海, 李玉平, 谭显慧, 王晓冰

2016, 34(5): 598-605. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0165

摘要(158) PDF(352)

摘要:
为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求，基于小振幅强迫振动动导数试验原理，在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞(FL-26和FL-28)建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中，首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题；其次，结合动力学和运动学仿真分析手段，实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题；最后，在测控系统研制部分，通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4~4.25，迎角α=-35°~35°，侧滑角β=-15°~15°，传动机构法向承载载荷≤10 000N。SDM标模的验证试验结果表明，直接阻尼导数与文献值一致性较好，重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前，该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。

高速风洞动导数试验精准度提升研究

潘金柱, 张杰, 才义, 徐明

2016, 34(5): 606-610. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0110

摘要(155) PDF(382)

摘要:
随着高机动性飞行器的发展，准确获取飞行器的动导数尤为重要，进而对传统动导数试验技术的精准度要求越来越高。然而，在高速风洞试验中，由于模型尺寸小、气动载荷大、振动幅值小，与低速动导数试验相比，高速动导数试验面临的困难更大。为了提高高速动导数的试验精准度，针对以上特点，对模型在振动过程中的受力情况、振动机构设计以及信号干扰等问题进行了详细分析与总结，并应用于型号试验中，试验结果显示高速风洞动导数重复性精度提高至10%以内。通过所做的研究工作，高速动导数试验技术得到了提升，同时，文中对高速动导数试验技术的未来发展趋势也做了简要介绍。

跨声速自由滚转试验技术研究

张杰, 才义, 吴佳莉, 潘金柱, 卜忱

2016, 34(5): 611-616. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0111

摘要(126) PDF(332)

摘要:
采用中等展弦比、薄翼型、边条、锯齿、折叠翼等设计的先进作战飞机在跨声速易出现机翼突然失速现象，从而引起非指令性横滚运动。为研究该问题，在FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置，设计某验证性模型，选取马赫数范围0.8~0.95的典型飞行状态进行了静态测力和自由滚转验证性试验。试验结果预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围，并评估了非指令性横滚运动的严重程度，从而验证了试验机构的可靠性，建立了评估方法，实现了跨声速自由滚转试验技术。

三维可压缩Navier-Stokes方程的间断Galerkin有限元方法研究

秦望龙, 吕宏强, 伍贻兆, 陈正武

2016, 34(5): 617-624. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0060

摘要(125) PDF(413)

摘要:
拓展了二维间断Galerkin(DG)有限元方法研究，将该数值方法用于三维可压缩欧拉方程和Navier-Stokes方程的求解。基于六面体网格单元，采用插值方法将物面的四边形面网格单元构造为弯曲面网格单元，更好地表述了真实物面特征；物面边界相邻体网格单元相应构造为高阶体网格单元，其余体网格单元采用八节点六面体单元，以较小的计算代价使网格满足DG方法计算需求。通过对三维带bump管道内流、圆球绕流以及旋转流线体绕流进行的数值求解，验证了边界弯曲方法的可行性及DG方法的高精度特性。此外,由于采用了隐式计算方法，仅需较少的时间步就能迭代收敛。

基于CFD和推阻分解技术的全机溢流阻力预测与分析

张美红, 张冬云, 王美黎, 薛飞, 马涂亮

2016, 34(5): 625-630. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0141

摘要(180) PDF(312)

摘要:
飞机在飞行过程中，根据性能需求，需要不断调整发动机活门流量系数，因此发动机短舱唇口的压力分布形态会发生很大变化，前方外流作用于进气道内流管上的合力也将改变，从而引起溢流阻力变化。本文基于某型号飞机，结合CFD动力模拟和推阻分解方法，获得不同流量系数下的溢流阻力，并分析流量系数、马赫数、高度、迎角对溢流阻力的影响。溢流阻力预测方法和影响研究可为飞机/涡扇发动机一体化设计、大涵道比短舱设计和气动力预测提供参考。

基于谐波平衡法和V-g法的高效颤振预测分析

刘南, 白俊强, 刘艳, 华俊

2016, 34(5): 631-637. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0178

摘要(264) PDF(734)

摘要:
提出了一种高效的颤振预测分析方法，将之应用于跨声速颤振边界分析及结构参数影响研究中。本方法基于频域颤振分析V-g方法，为气弹系统提供一定的人工阻尼使之保持简谐运动状态，从而将结构动力学方程转换到频域内。然后通过高效的谐波平衡法得到一系列简谐运动频率下的气动力描述函数矩阵，结合频域结构方程，将气弹系统的稳定性问题转化为广义特征值求解。结果表明：本方法计算得到的颤振边界与高精度的时间推进方法非常吻合，分析效率有了明显的提升，而且当结构参数发生变化后，只需进行若干次广义特征值求解即可得到新的颤振边界，无需像时间推进方法一样开展大量的气动/结构耦合数值模拟。

消除小展弦比尾舵大舵偏非对称流动现象的方法研究

李巍, 李永红, 畅利侠, 史晓军, 杨可, 王晓冰

2016, 34(5): 638-645. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0044

摘要(125) PDF(272)

摘要:
在前期的风洞试验结果中已经证实，跨声速条件下，俯仰舵偏角增大到一定程度时，呈开口布局的一对尾舵形成的翼尖涡会相互干扰，使得两侧的翼尖涡强度不同，形成非对称流动现象，进而使全弹产生较大的横侧向气动力，对尾舵的控制能力提出了挑战，需要开展消除非对称流动的方法研究。本文基于数值模拟方法对非对称流场随舵偏角的变化进行了研究，并对该非对称流动现象产生的机理进行了分析，基于此，在保持舵面效率不降低的情况下开展了消除非对称流动现象的方法研究。研究结果表明，随着舵偏角的增加，呈开口布局一对尾舵的翼尖涡距离逐渐减小，翼尖涡由弱的不对称性，逐渐发展直到其中的一侧翼尖涡消失，研究结果还表明通过尾舵前缘局部切角和降低尾舵根弦长的方法在保持尾舵效率不降低的情况下，能够有效消除非对称流动现象，对类似布局设计具有指导意义。

尖前缘一体化高温热管启动性能计算分析

邓代英, 陈思员, 艾邦成, 曲伟, 俞继军

2016, 34(5): 646-651. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0114

摘要(165) PDF(292)

摘要:
针对尖前缘高温热管工程设计与启动性能评估需求，基于描述碱金属高温热管启动过程的“温度锋面”模型，建立了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能工程计算方法。该方法结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计算节点划分，采用热管基本理论和局部能量守恒原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置，实现尖前缘热管启动过程的理论预测。同时，采用均匀受热圆柱热管和尖前缘一体化热管启动试验结果对计算方法进行了验证。最后针对某尖前缘一体化高温热管结构在气动加热环境下的启动性能进行计算分析，提出了减小尖前缘高温热管启动时间的可能方法和措施：尖前缘高温热管启动后等温性良好，通过控制热管总长、壳体厚度、工质充装量等设计参数或调整热管初始温度可进一步缩短热管启动时间。

考虑低温增压真实气体效应的运输机气动特性数值模拟研究

江雄, 牟斌, 王建涛, 肖中云

2016, 34(5): 652-658. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0073

摘要(158) PDF(266)

摘要:
为了给低温风洞试验数据修正提供参考，本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响，以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用Aungier-Redlich-Kwongz方程，发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的RANS求解软件。与NIST数据的对比表明，该状态方程在5倍大气压下，比热比等参数误差在0.3%以下。同时，标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应：以典型运输机构型DLRF6为模型，分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明，在低温增压情况下，真实气体效应引起的气动力差异很小，升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下，与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此，以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。

非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

张程远, 方一红

2016, 34(5): 659-665. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0117

摘要(134) PDF(819)

摘要:
在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在，研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维Blasius 相似性解作为基本流场，以超声速混合层作为研究对象，采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数，分别研究对流马赫数M_c=0.5(<1)和M_c=1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制，结果表明：当对流马赫数M_c<1时，流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声，且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度；当对流马赫数M_c≥1时，根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速，可以进一步分为快慢两种模态，分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究，计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场，即马赫波辐射，其辐角的计算结果与理论值相符。

存在烧蚀的高超声速压缩拐角流动数值研究

葛明明, 曾明, 王东方, 柳军

2016, 34(5): 666-673. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0033

摘要(260) PDF(655)

摘要:
耦合求解热化学非平衡流控制方程和烧蚀壁面边界条件，进行存在石墨烧蚀的压缩拐角流场数值模拟。流场化学反应采用16组元(N₂，O₂，NO，N，O，NO⁺，N⁺₂，O⁺，N⁺，CO，CO₂，C，C₂，C₃，CN，e^-)29个反应的非平衡模型，热力非平衡的双温度模型下，不同反应采用不同控制温度。石墨材料表面反应包括碳的氧化反应、碳催化的O原子复合反应和碳的升华反应。对15°、18°、24°压缩拐角模型，在自由流Ma=10~30，总焓值6~55MJ/kg范围，分别进行无烧蚀的壁面催化与非催化条件和石墨烧蚀条件下的流场计算，分析各类条件下的流场结构、流动分离特性以及流场热化学参数分布特点，研究壁面条件对流动特性的影响。结果表明：流动分离可能性和分离区范围随着压缩拐角斜面倾角增大而增大，随来流马赫数增大而减小；相对于低壁温条件，无烧蚀的辐射平衡壁温和壁面烧蚀条件下流动分离区增大，斜面上压力、摩阻和热流峰值点也有所后移。

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

吴云鹏

2016, 34(5): 674-679. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0130

摘要(148) PDF(693)

摘要:
通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制，展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究，探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟，重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288K增大到432K时，边界层转捩雷诺数增大约36%，表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强，雷诺切应力和湍动能减小，流动更加稳定；而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小，导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩，减小湍流区摩阻系数，并减小平板摩擦阻力。

特高压八分裂导线尾流驰振研究

严波, 蔡萌琦, 何小宝, 周林抒

2016, 34(5): 680-686. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0126

摘要(131) PDF(227)

摘要:
由于多分裂导线的子导线排列密集，尾流引起的驰振问题可能会严重危害输电系统的安全运行。为研究特高压八分裂导线的尾流驰振特征，通过风洞试验测量了八分裂导线各子导线的气动力系数随风攻角的变化情况，可以看出：由于子导线之间尾流的干扰，八根子导线的气动力系数存在较明显差异，尤其是当子导线处于上风子导线的尾流区时，作用于其上的阻力会明显下降；同时，利用ABAQUS有限元软件模拟研究了档距分别为308m和405m的两条八分裂孤立档线路的尾流驰振过程，基于该数值模拟结果，可以分析得到：八分裂导线尾流驰振存在一个临界风速，当风速小于临界风速时，没有发生尾流驰振现象；当线路发生尾流驰振时,子导线的运动轨迹近似为椭圆；在相同风速下，大档距线路的尾流驰振幅值大于小档距线路。

典型山体地貌下受山坡坡度影响的低矮房屋风荷载风洞试验研究

钟旻, 李正农, 邱敏, 史文海, 吴红华

2016, 34(5): 687-695. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0135

摘要(203) PDF(319)

摘要:
通过风洞实验对三种典型山体地貌中低矮房屋的风压分布规律进行了研究，并与无周边时的低矮房屋风压分布状况进行了对比，重点讨论了低矮房屋在0°风向角下，随山坡坡度变化时平均风压系数、体型系数的变化规律，进而分析了低矮房屋在0°~90°风向角下的平均风压系数的变化趋势。结果表明：低矮房屋的风压分布受山体的坡度影响较为明显，其中背风墙面较为显著；随着山坡坡度的增大，屋面的平均风压逐渐由负压变为正压，山坡坡度β=90°时，背风屋面体型系数相对无周边时增大250%；某些部位(迎风墙面中线、背风屋檐、迎风屋檐)等处测点出现绝对值较大的平均风压系数，应在设计时引起注意；测点在不同风向角下的平均风压系数与山体环境有很大关系，在考虑低矮房屋设计时，应取最不利风向角下的风荷载进行计算。

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2016年第34卷第5期

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