空气动力学学报

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《空气动力学学报》2016年6期pdf合集

2016, 34(6).

摘要(29) PDF(6)

摘要:

易贤, 郭龙, 周志宏, 杜雁霞, 朱国林

2016, 34(6): 697-703. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0039

摘要(168) PDF(460)

摘要:
由于设备条件的限制，在进行结冰风洞试验时，试验Weber数与目标Weber数往往存在差异，为了获得与目标Weber数对应的冰形，需要对试验结果进行修正。本文分析了进行Weber数修正的原因，提出了根据几何特征量进行结冰外形修正的方法，并以某超临界翼型为对象，对不同Weber条件下的结冰外形进行了仿真，研究了Weber数变化对结冰的影响规律，在此基础上开展了基于等Weber数的结冰外形修正。研究发现：（1）Weber数主要影响冰角特征，对水滴收集特性、结冰极限及驻点冰厚度影响较小；（2）存在一个敏感Weber数，低于敏感值时，Weber数变化对结冰影响不大，当Weber数高于敏感值时，Weber数变化对结冰有明显影响；（3）采用本文提出的冰形修正方法，能保证冰形的宏观轮廓与目标冰形一致，修正后的冰形能适量消除由于Weber数误差导致的冰形差异，提高试验的精度。

飞机结冰在线辨识方法研究

丁娣, 车竞, 汪清, 钱炜祺

2016, 34(6): 704-708. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0042

摘要(108) PDF(405)

摘要:
开展飞机结冰气动特性在线辨识研究，不仅可以用于分析结冰对飞机气动特性的影响，而且对于飞机结冰在线识别具有重要的意义。近年来卡尔曼滤波和H_∞算法在飞机结冰在线辨识中应用较多，二者均具有可靠性高、收敛快等特点，但对于噪声环境下算法的可靠性和精度评估还不够充分。本文针对飞机结冰在线辨识需求，探讨了扩展卡尔曼滤波和H_∞算法作为结冰在线辨识算法的应用。首先通过NASA双水獭结冰研究飞机算例，利用扩展卡尔曼滤波和H_∞算法，辨识双水獭飞机结冰后的俯仰方向导数，通过考虑阵风扰动和测量噪声后的仿真数据快速估计该飞机俯仰方向上的三个稳定和控制导数，并将辨识结果与参考值对比，发现两种算法均能在2s之内快速收敛到参考值附近，且滤波得到的状态量与仿真数据吻合较好，说明算法可靠性高且收敛快，具备飞机结冰在线探测的能力。在此基础上利用不同测量噪声统计特性的仿真数据，评估测量噪声对两种算法辨识精度的影响，经分析发现随着测量噪声标准差取值增大，扩展卡尔曼滤波辨识结果精度明显降低，而H_∞算法的辨识精度变化较小，说明扩展卡尔曼滤波辨识精度依赖于噪声先验信息的准确性，而H_∞算法不依赖于噪声先验信息，即使数据质量较差，H_∞算法也能得到精度相当的辨识结果。

旋转部件复杂表面水滴撞击计算

申晓斌, 张志强, 林贵平, 穆作栋, 卜雪琴

2016, 34(6): 709-713. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0213

摘要(138) PDF(361)

摘要:
为模拟旋转体结冰问题的过冷水滴运动及撞击过程，基于欧拉方法及单旋转坐标系模型，建立了三维旋转水滴运动模型，并提出了相应的数值求解方法。采用单旋转坐标系对空气及水滴两相流动过程进行处理，通过引入惯性力，将惯性系下的周期转动边界转换为定常流动边界；利用欧拉方法，使用单向耦合形式描述空气—水滴流场；在单旋转坐标系下，向控制方程内引入科里奥利加速度及牵连加速度，进行非惯性系下欧拉方程的修正，从而描述水滴运动过程；采用有限容积求解器对空气及水滴运动的控制方程组进行求解，通过引入源项定义单旋转坐标系下的惯性力，得到空气流场及水滴场的速度、体积分数分布，进而得到表面水滴撞击特性。采用上述方法对旋转帽罩与叶片模型进行算例分析，结果表明所建立的旋转水滴计算方法有效，对比静止状态表面的结果，旋转对帽罩的水滴撞击特性影响甚小，而对桨叶存在显著影响；由于帽罩具有中心对称的特性，因而旋转带来的切向速度变化对其水滴撞击特性影响不明显；桨叶表面水滴收集系数随旋转角速度增大而增大，同时收集系数在表面的分布会向迎风方向偏移，较大的角速度对应了更为显著的收集系数增幅与偏移现象。

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

朱东宇, 张付昆, 裴如男, 吴渊, 于雷, 宁义君, 董军

2016, 34(6): 714-720. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0217

摘要(184) PDF(241)

摘要:
临界冰形是指在适航规章结冰包线内，每个可用飞行构型下，对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形，临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法，及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于CFD方法计算临界冰形的一般方法，包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台（UNSMB），基于Jameson中心格式的有限体积法求解N-S方程；水滴撞击特性计算采用Eulerian方法求解水滴轨迹运动方程；结冰计算采用经典的Messinger热力学模型。选取CRM飞机为研究对象，以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面，在典型飞行条件下，分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”，即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形，得到了CRM飞机的临界结冰条件和临界冰形，其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm时上冰角厚度和下冰角厚度最大，冰角最大厚度约41mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律，临界冰形对飞机气动性能影响严重，导致升力降低6.7%~23.8%，阻力增加17%~70.9%。发展了45min待机临界冰形确定方法，基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析，得到飞机的临界结冰条件和临界冰形，对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

杨秋明, 朱永峰, 刘清

2016, 34(6): 721-724. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0226

摘要(132) PDF(317)

摘要:
以机翼热气防冰系统为研究对象，建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型，对整个计算区域生成混合网格，边界条件为第三类边界条件，采用计算流体力学方法以FLUENT软件为工具，对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解，获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果，并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著，温度分布较均匀，防冰引气温度为200℃时，防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃，最低温度为21℃，3mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃，防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果，能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。

机翼电脉冲除冰效果的仿真分析

高珂, 张永杰, 朱永峰, 何舟东

2016, 34(6): 725-731. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0224

摘要(147) PDF(205)

摘要:
电脉冲除冰系统是保障飞机在结冰气象条件下安全飞行的一种机械除冰系统，它具有高效节能、稳定性好、通用性强等优点。国外研究机构从20世纪70年代起就针对电脉冲除冰系统开展了大量的研究工作，国内关于该方面的研究起步较晚。为研究不同因素对电脉冲除冰系统除冰效果的影响，本文分别建立了简单翼型前缘结构以及NACA2414、NACA2428、NACA2407等多种NACA翼型前缘结构的机翼电脉冲除冰系统的有限元模型，并提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则。基于机翼电脉冲除冰系统有限元模型，采用数值仿真，分别研究了不同幅值脉冲力作用下，脉冲力作用位置、翼型几何形状以及脉冲力作用序列对系统除冰效果的影响。通过对不同系统模型的仿真结果进行分析，可以发现：为达到相同除冰效果，采用对称双脉冲作用所需的幅值明显小于单脉冲作用；相同工况下，相对厚度较小的翼型前缘除冰效果较好，且同一翼型的下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果；通过适当调整脉冲触发顺序，可以达到或接近通过单纯增加脉冲载荷所达到的除冰效果。本文通过仿真计算，提炼了机翼电脉冲除冰系统除冰效果随各影响因素的变化规律，指出了机翼电脉冲除冰系统的优化方向，为机翼电脉冲除冰系统的设计奠定了基础。

平板压电除冰系统中压电元件排布规律研究

苗波, 朱春玲, 朱程香

2016, 34(6): 732-737. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0216

摘要(117) PDF(366)

摘要:
针对压电振动除冰方法在工程上的可用性，以平面铝板为研究对象，采用有限元模型和结构动力学分析的方法，对平板压电除冰系统中压电元件的排布规律进行了研究。以平板长度方向上的截面为研究对象，用有限元分析方法研究了二维压电耦合模型的模态振型，选取了长度方向上三阶模态振型为最佳除冰模态振型，并以此振型为后续三维模型的基础振型。针对压电元件数量、压电元件相对贴片数量和压电元件贴片集中度这三个不同的排布参数，利用三维压电耦合有限元模型，以冰层与平板交界面处的弹性应变作为激励效果的直接体现参数，仿真分析了压电元件在平板宽度方向上的排布规律。仿真结果表明：压电元件在宽度方向上排布在中间位置和边缘位置，对结构均具有较好的激励效果，压电元件的布局要避开宽度方向上弹性应变较小的位置，因此对于分布在平板宽度方向边缘的压电元件，仍然可以在目标结冰区激励出较强的振动效果；在相同的接触面积下，减小压电元件的相对贴片数量，提高压电元件的贴片集中度，均可以提高压电元件对平板的激励效果，因此在实际应用中，在尺寸和粘接结构情况允许的情况下，尽可能选择尺寸较大的压电元件；并且当曲面上压电元件的贴片范围被限制的情况下，适当提升某一方向上压电元件贴片集中度，可以提高对平板结构的激励效果。灵活结合压电元件排布规律，可以设计出可行的压电元件排布方式，为压电除冰系统的工程研究提供借鉴和参考。

CARDC激波风洞TSP技术研究进展

张扣立, 周嘉穗, 孔荣宗, 马晓伟, 江涛

2016, 34(6): 738-743. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0151

摘要(232) PDF(242)

摘要:
从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层（TSP）技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术，完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成，建立了一套适于激波风洞试验的高速TSP测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像，基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据，能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值，TSP技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息，可更加全面的测量模型外表面的热环境，并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明，TSP技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟，在Φ2m和Φ0.6m激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域，已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域

蒋增辉, 宋威, 鲁伟, 陈农

2016, 34(6): 744-749. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0195

摘要(186) PDF(379)

摘要:
基于高速风洞投放模型试验的经验，论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题：相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法，分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似，但实用性较差；而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用，因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用，但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟，通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现，弹簧具有简单、易行的特点，但模拟的准确性稍差；而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现，进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍，将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒，以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验，并对每一类试验在具体的试验技术，以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍，给出了具体试验的图像和曲线。

结冰风洞液态水含量测量装置设计与实现

赖庆仁, 郭龙, 李明, 梁鉴, 彭毅

2016, 34(6): 750-755. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0137

摘要(143) PDF(249)

摘要:
结冰风洞与常规风洞的重要区别就是结冰风洞能够模拟真实大气结冰云雾环境，研究飞行器的结冰特性，因此结冰云雾参数的模拟是结冰风洞主要而且关键的能力。液态水含量是结冰风洞云雾参数中一项重要参数，其准确测量是结冰试验开展的基本前提。冰刀法测量液态水含量在国内外被广泛认可，且冰刀装置作为风洞校测基本手段，写入了结冰风洞校准规范。针对结冰风洞中用于液态水含量测量的冰刀装置，根据其测量原理制定了试验方案；提出了整套装置设计的技术指标并指出其中的技术难点；对总体结构进行了设计，并对关键受力部件进行了强度、刚度分析；进行了关键技术研究，包括冰刀液态水收集系数计算和驱动控制系统设计等；最后将设计出的冰刀装置在结冰风洞中进行了试验验证。试验结果表明：冰刀装置设计合理，液态水收集效果良好，实现了结冰风洞液态水含量的测量标定，且防护罩开闭迅速，实现了结冰时间的精确控制，满足技术指标要求。

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

章荣平, 王勋年, 晋荣超

2016, 34(6): 756-761. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0136

摘要(157) PDF(232)

摘要:
引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响，并部分模拟进气影响，能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性，且具有研制周期短、造价低等特点，是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟，获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究，对引射喷嘴数量、位置进行了优化，增加了引射短舱的进气流量，改善了尾喷口流场均匀度，明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术，采用有限元方法进行了优化设计，对空气桥和天平进行一体化设计，并进一步发展了空气桥影响修正技术，解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术，采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术，提高了流量的控制测量精度及测量不确定度，流量控制精度达到了0.1%，流量测量不确定度达到了0.3%，引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置，能够实现引射短舱的独立支撑，并实现短舱前后和上下位置的变化，用于开展短舱位置优化研究。最后，介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用，给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果，试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小，升力线斜率增大，失速迎角推迟。

大幅振荡试验支架干扰研究

沈彦杰, 卜忱, 刘春明, 吕红, 眭建军

2016, 34(6): 762-769. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0109

摘要(103) PDF(244)

摘要:
低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制，特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中，必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验，并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究，但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度，掌握支架干扰影响规律，在FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理，认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系，没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架，利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大，进行大幅振荡试验时，需要进行相应的支架干扰试验，并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正，进而提高试验结果的准度。

喷管结构形式对两级PDE性能的影响分析

付春光, 曾昊, 何立明, 孙超娇, 赵坤

2016, 34(6): 770-777. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0063

摘要(150) PDF(213)

摘要:
为了研究喷管结构形式对两级PDE性能的影响及作用规律，以氢气和空气混合物为例，采用FLUENT软件中的k-ε湍流模型，使用非平衡壁面函数、PISO算法及基于梯度的动态自适应网格加密方法，对收敛、扩张、收扩等不同喷管结构形式的凹面腔内环形向心射流聚心碰撞产生激波会聚起爆爆震波的过程进行了数值模拟，并对两级脉冲爆震发动机产生的推力和冲量进行了计算。通过对不同时间点凹面腔产生的推力和冲量、喷管产生的推力和冲量、两级PDE总的推力和冲量三者之间的对比和分析，发现凹面腔产生的推力和冲量是两级PDE总的推力和冲量的主要来源，不同喷管结构形式对两级PDE推力和冲量性能的影响有较大的差别。以冲量为例，收敛喷管可以提高凹面腔的冲量，但是由于自身同时产生过多负的喷管冲量，因而总冲量较小；扩张喷管虽然对凹面腔冲量的提高作用不大，但是由于其自身可以提供正的喷管冲量，所以总冲量较大；收扩喷管的收敛段也可以较小幅度的提高凹面腔冲量，但同时产生的负喷管冲量会和扩张段产生的正喷管冲量发生抵消，使总的喷管冲量比较低，发动机总冲量也较小。综合考虑各方面因素，扩张喷管性能最优。可见在两级PDE喷管结构形式的选择上，要同时考虑凹面腔冲量和喷管冲量，权衡两者，才能选择出合适的喷管。

数据挖掘技术在飞行试验数据分析和气动参数辨识中的应用研究

王文正, 郑鹍鹏, 陈功, 何开锋

2016, 34(6): 778-782. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0032

摘要(278) PDF(780)

摘要:
为了检验飞行试验辨识结果的可信度，首次将数据挖掘技术用于飞行试验数据的分析和气动参数辨识，初步解决了试验数据有限、数据信息含量差别较大给聚类、分类、回归等分析处理带来的问题；提出了利用不同时间段、不同飞行批次的飞行数据在划分区间的气动特性分布来检验辨识结果可信度的方法；以某飞行器为对象，利用数据挖掘技术，建立了基于飞行试验数据的气动力数学模型，检验了辨识结果的一致性和可信度，并与地面试验结果进行了比较分析，给出了地面试验预测误差。多批次飞行试验数据的整体辨识结果表明，所发展的方法是可行和有效的。该项研究为验证辨识结果的可信度、建立基于飞行试验数据的气动模型提供了新的途径，并可应用于CFD和风洞试验的验证与确认。

激励器结构对三电极等离子体高能合成射流流场及其冲量特性的影响

张宇, 罗振兵, 李海鹏, 王林, 夏智勋

2016, 34(6): 783-789. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0002

摘要(211) PDF(460)

摘要:
等离子体激励器以其结构简单、响应速度快、环境适应性强等优势，已成为主动流动控制技术和流体力学研究的前沿与热点。相比于传统两电极激励器，三电极等离子体高能合成射流激励器具有更高的能量效率，形成射流冲量更大，有望成为新型快响应直接力产生装置。为揭示激励器结构对射流流场和冲量特性的影响规律，进而优化激励器结构参数，利用电参数测量装置、高速阴影系统及自主设计的单丝扭摆式微冲量测量系统对不同射流孔径、腔体体积和电极间距的三电极激励器放电特性、射流流场及其冲量进行了实验研究。为对比激励器在不同工况条件下的工作特性，定义无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量I^*，并分析了激励器结构参数对ε和I^*的影响。结果表明对于给定无量纲能量沉积ε，激励器存在最优射流孔径；激励器无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量I^*随腔体体积增加而减小，随激励器电极间距增加而增加；射流强度及其流场影响区域随腔体体积增加而减小，随激励器电极间距增加而增加。对比不同腔体体积和电极间距工况条件下I^*随ε的变化可知，为设计具有较好射流冲量水平的激励器，在相同无量纲能量沉积ε条件下，应尽量增大激励器无量纲射流冲量I^*。当设计激励器无量纲能量沉积ε小于初始工况时，应增大初始工况激励器腔体体积使无量纲能量沉积ε降低至设计值；当设计激励器无量纲能量沉积ε大于初始工况时，应增大初始工况激励器电极间距使无量纲能量沉积ε增加至设计值，使设计激励器具有较好的射流冲量水平。

固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

刘远, 程养民, 李晓晖, 闫宝任

2016, 34(6): 790-796. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0043

摘要(143) PDF(383)

摘要:
某固体火箭冲压发动机导弹存在着航程阻力大、静稳定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列问题。根据导弹的基准外形，结合相关理论，对影响导弹气动性能的关键部件进行了分析与比较研究，并对外形进行改进，建立了一系列差异化几何模型。用FLUENT软件，对导弹在不同攻角条件下外流场进行数值计算，得出了各模型的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化规律以及表面的压力分布情况。计算结果表明，就设计目标考虑，采用改进后的大进气道、小弹翼、舵面边条、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最优。为进一步研究该最优布局下各关键部件对导弹气动性能产生的影响，进行了组拆选型风洞试验。试验中将这些关键部件逐步组装到光弹体上，前后共测试了16种模型状态，经对比分析，确定了气动性能最优的外形，且该最优外形与数值计算所确定的最优模型一致。随后对该最优气动外形的导弹进行全弹风洞测力试验。试验表明，相较于基准弹，优化后的导弹模型各项气动性能均有所提高，其中，轴向力系数数值减小了3%～4%，纵向焦点位置平均后移3%左右，平衡攻角较基准弹减小1.5°（60%）左右，对质心的俯仰舵效减小了40%左右，滚转舵效减小了35%左右。试验结果与同条件下的数值计算结果吻合较好，同时这也验证了导弹气动优化过程中CFD数值计算方法的合理性。

基于N-S方程的飞机风挡雨刷气动力计算

苗新宇, 朱永峰, 胡泱

2016, 34(6): 797-802. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0225

摘要(140) PDF(314)

摘要:
风挡雨刷在飞行过程中易出现被气流吹离复位位置、飘起现象，阻碍飞行员视野，严重影响飞行安全。选取某型机风挡雨刷作为优化对象，采用了结构、非结构混合网格的办法，在机身壁面附近生成结构化网格，在雨刷机构表面生成非结构化网格，用Interface面将两部分结合生成雨刷最终计算模型。利用Fluent软件，基于N-S方程和S-A湍流模型，采用时间平均法对不可压缩流的参数进行时均化，计算了不同飞行状态下，风挡雨刷在复位位置以不同角度停放及增加扰流板时所受气动力，对风挡雨刷的外形及停放角度进行优化，比较分析了优化前后雨刷所受气动力。仿真计算结果表明，雨刷合理的停放角度、在刷臂上加装扰流板能有效引导风挡雨刷迎风面气流的方向，从而减小雨刷迎风面所受气动力。通过试飞验证了数值计算的可靠性及优化方案的可行性，为风挡雨刷预紧力的设置及复位位置的确定提供依据。

基于变精度遗传算法的翼型快速优化设计方法

梁宵, 孟光磊, 佟胜喜, 刘晓青

2016, 34(6): 803-812. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0050

摘要(139) PDF(451)

摘要:
低碳环保的电动飞机在要求较高升阻比的同时，需要尽量降低成本、缩短研制周期。但高精度的数值模拟时间代价很大，因此针对电动飞机翼型设计中初始翼型较难选取、优化速度较慢的问题，提出了一种基于变精度遗传算法的翼型多点快速优化方法。以常用的Hicks-Henne型函数为基础，改进了其对翼型后缘描述不精确的问题。在数值模拟阶段，介绍了一种快速气动参数计算软件XFOIL，并分析了该软件的适用性与局限。之后给出了使用XFOIL与Matlab进行联合求解的方法，在无人干预的情况下完全实现了翼型设计与优化的自动化，提高了设计效率。在翼型优化阶段，为保持较高的精度和寻优效率，设计了翼型参数的实数编码方法。针对传统遗传优化算法了改进，设计了染色体变精度杂交方法以及动态惩罚方法。最后，给出了基于遗传算法的多点优化方案，以及翼型多目标快速优化一体化设计方案。仿真分成两部分进行，首先改进的Hicks-Henne型函数能够有效实现参数化翼型的后缘夹角改变。通过与NSGA-II方法的优化结果对比，本文的方法在一定迭代次数范围内获得的升阻比更高，失速特性更加缓和，特别是在综合提高翼型优化效率方面表现较好。仿真结果表明，该方法能够快速获得多种工况下具有较高升阻比的翼型，也可以作为进一步优化的初始翼型，能提高翼型优化效率。

风力机对大气边界层近地层影响的数值模拟

吴正人, 靳超然, 李非, 刘维维

2016, 34(6): 813-818. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0046

摘要(132) PDF(323)

摘要:
为研究风力机运行对大气边界层近地层的潜在影响，采用Gambit软件建立风力机及风场模型，应用UDF加载边界层速度分布函数作为流场入口边界条件，基于尾流特性及湍流理论，应用Fluent软件模拟单台风力机运行对大气边界层近地层的影响，通过分析风力机下游不同位置处的速度及湍动能以及其随高度的变化情况来进行分析研究。模拟结果表明风力机的运行会造成近地层内原本均匀分布的大气流场发生明显变化。与初始速度分布相比，流体流经风力机后，轮毂处风速迅速降低，随后逐渐增加，但随着向下游的延伸，速度增加的梯度逐渐降低，且在距离风力机17倍风轮直径后仍未增至来流速度；在竖直方向上速度分布呈现出逐渐增加的趋势，但在风轮位置处明显下降，随着空气继续向后流动，影响面积在扩大，但是趋势逐渐变缓。同时湍动能也发生较大变化，在近风轮处，由于轮毂区域的风速与周边的风速存在较大差异，所以造成近风轮处的湍动能迅速增大，随着流体向下游的延伸，与周边流体逐渐混合扩散，湍动能逐渐降低；湍动能在竖直高度上的分布在近尾迹区呈现出由地面至高空先减小后增大，再减小再增大的趋势；而远尾迹区域则先减后增，不过在到达一定高度后几乎都不再变化。由于大气各种通量的变化等也与风速、湍动能相关，所以风力机会对对其周边环境造成影响而不仅仅局限于近地层的风速、湍动能。

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2016年第34卷第6期

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