空气动力学学报

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《空气动力学学报》2017年1期pdf合集

2017, 35(1).

摘要(24) PDF(7)

摘要:

毛枚良, 陈亮中, 万钊, 刘化勇, 燕振国

2017, 35(1): 1-12. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0159

摘要(237) HTML (40) PDF(809)

摘要:
临近空间高超声速流动往往存在真实气体效应、稀薄气体效应和粘性干扰效应等多种复杂的物理、化学和流动现象。围绕高超声速绕流中多物理效应这一主题，对美国航天飞机高超声速气动力研究的工作按飞行前与飞行后两个阶段进行了回顾。在飞行前阶段，主要介绍了气动力外推参数的研究和不确定度研究的内容，确定了以第三粘性系数V'_∞作为气动力特性外推参数，以及给出了气动力不确定的计算方法；而在飞行后阶段，主要介绍了飞行试验数据与预测数据的对比、纵向配平异常分析和外推方法，给出了初步的由风洞数据外推到飞行数据的外推方法，确认了真实气体效应对航天飞机气动特性影响，但是否对舵面效率产生影响没有达成一致的结论。而后，作者讨论了避免纵向配平异常的可能性、体襟翼效率数值计算与试验的差异、气动力不确定度研究和建立飞行试验/风洞试验/数值计算数据共享机制四个方面的问题。另外，早期的研究文献提到了航天飞机在再入过程中这些效应是同时存在的，在当时的研究条件下难以区分各自对气动力特性的影响，后来的研究文献也没有着力于研究其耦合影响效应对航天飞机气动力特性的影响，这为下一步研究再入飞行器高超声速绕流流动的多物理效应提供了指引。

制空型无人机的关键技术、气动布局及特性

车竞, 何开锋, 钱炜祺

2017, 35(1): 13-19. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0013

摘要(230) HTML (35) PDF(1031)

摘要:
制空型无人机是未来有人/无人战斗机的重要发展方向。本文分析了制空型无人机的技术特征，指出了它的两条发展途径--即有人战斗机的无人化，以及飞翼布局无人机的升级设计。研究了其技战术要求与关键技术，总结了制空型无人机的两大气动布局，即中小展弦比扁平融合体气动布局和中大展弦比飞翼/无尾布局，在此基础上提出了一种可能的气动布局形式，即小展弦比（鸭式）飞翼布局。最后，对制空型无人机的气动布局设计要求进行了提炼总结，希望能给相关设计人员带来一定的启示。

第Ⅳ类激波-激波干扰非定常性及其敏感因素分析

肖丰收, 李祝飞, 朱雨建, 杨基明

2017, 35(1): 20-26. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0028

摘要(143) HTML (32) PDF(560)

摘要:
针对高超声速二元进气道钝化唇缘位置可能出现的第Ⅳ类激波-激波干扰流动中的非定常振荡问题，采用基于有限体积方法结合网格自适应技术的VAS2D程序，数值求解二维可压缩层流Navier-Stokes方程，细致刻画了第Ⅳ类激波-激波干扰非定常流场中的复杂波系结构、壁面压力和热流分布，重点考察了入射激波位置、入射激波强度以及钝头体外形等对第Ⅳ类激波-激波干扰流动特性影响较为敏感的因素及其影响规律。数值模拟结果表明：第Ⅳ类激波-激波干扰流动可能出现非定常振荡，也可能呈现相对稳定的状态，入射激波条件和钝头体外形均可能对第Ⅳ类激波-激波干扰流动非定常性的显现及其振荡特征产生显著影响。采用无量纲的Strouhal数表征流动的非定常性，在文中数值模拟条件下，入射激波强度增大或者钝头体外形变钝，均会使得Strouhal数减小，而壁面热、力载荷有增大的趋势。合理地选择钝头体外形可望减小第Ⅳ类激波-激波干扰出现的比率，有效抑制流动中的非定常振荡现象，降低激波-激波干扰带来的热流和压力脉动峰值。

空化流动隐式求解方法研究

牟斌, 江雄, 王建涛

2017, 35(1): 27-32. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0027

摘要(167) HTML (47) PDF(446)

摘要:
空化流动问题本质上是可压缩流动，应用可压缩方法开展数值模拟研究更符合物理实际。气体和液体压缩性的显著差别使得低速空化流动数值模拟的刚性问题非常突出，通过引入预处理技术解决低速问题中由于特征值量值不一致导致的收敛刚性问题，提高收敛速度。同时，以预处理后的特征值构造Roe格式耗散项，提高低速流动计算精度。鉴于自然空化流动中气液组分转换现象和物质输运现象并存，且气体和液体的密度在常温状态下存在显著差别，预处理后的源项雅克比矩阵的特征值与无粘通量雅克比矩阵的特征值存在量级的差异，这会使得求解过程不稳定或收敛速度极慢，即出现“源项刚性”问题。为此，本文系统推导了预处理框架下的气液两相流隐式求解方法，采用点隐式方法处理源项，通过直接求逆的方式增强算法的稳定性。研究中分别考察了三种不同的算子分裂方式在LU-SGS（Lower-Upper Symmetric-Gauss-Seidel）隐式迭代中的模拟效果，并提出适用于DDADI（Diagonally Dominant Alternating Direction Implicit）的算子分裂方式，在NACA0015水翼空化算例模拟中综合比较了上述四种隐式迭代方式对低速空化问题收敛性的影响。最后，应用本方法对三维尖锥自然空化算例进行了考核模拟，捕捉到自然空泡流场中的主要特征，计算结果与试验测量结果吻合。

高超声速壁面黏性力快速计算方法

龚安龙, 刘晓文, 刘周, 周伟江, 纪楚群

2017, 35(1): 33-38. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0040

摘要(200) HTML (47) PDF(766)

摘要:
当前高超声速飞行器壁面黏性力的预测方法主要有精确的Novier-Stokes方程CFD方法（计算流体力学）和快速工程计算方法。前者计算精度高，但效率很低；后者效率极高，但精度难以满足工程应用要求。如何将两种方法有效结合，发展具有一定精度且效率也较高的壁面黏性力计算方法，一直是计算空气动力学研究的重要方向之一。为此，本文基于无黏Euler方程CFD方法获得的壁面流场参数，发展了一种更加精确的高超声速飞行器壁面黏性力快速工程计算方法。该方法以经典参考温度法为基础，以壁面当地流场参数替代自由来流参数，更加充分地考虑了高超声速复杂流动的特性，从理论上提高了壁面黏性力的预测精度。为验证该方法的准确性，以典型高超声速高升阻比飞行器外形为研究对象，分别采用精确Navier-Stokes方程CFD方法和本文发展的快速工程计算方法，预测了高空高马赫数飞行环境下飞行器壁面的黏性力；通过对比分析表明，本文所建立的快速计算方法预测偏差为10~20%，能够满足工程初步设计的要求。

球锥钝头体再入稀薄气体电离过程三维DSMC模拟与验证

方明, 李志辉, 李中华, 田颖

2017, 35(1): 39-45. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0086

摘要(165) HTML (43) PDF(489)

摘要:
采用增大电子质量三个数量级并相应调整离子质量的方法，拓展化学反应的DSMC仿真方法处理稀薄气体电离过程；采用单温度模型处理全部化学反应，修正涉及电子的反应速率常数以保证真实化学反应速率；以直角/非结构网格相结合，运用碰撞网格自适应技术，基于MPI并行环境，开发适用于真实复杂外形的三维稀薄气体电离DSMC计算程序。对RAM-C Ⅱ外形的再入绕流稀薄气体电子密度进行模拟验证，所得结果与飞行试验测量值吻合较好；对Stardust外形的再入稀薄段电离特性数值仿真分析，电子密度等值线云图与参考文献结果一致。相较于稀薄气体不含电离反应的DSMC方法，本文发展的模型和程序不会导致计算量的显著增大，可直接应用于三维复杂外形体极高速再入条件下的稀薄气体电离计算，为工程设计提供技术支持和指导作用。计算结果表明，极高速再入条件下传统稀薄流区的电子数密度足以引起通信黑障，需在通信设计上给予高度关注。

基于物面弱边界条件的并行全隐式流场求解方法

高宜胜, 伍贻兆, 夏健, 徐兆可

2017, 35(1): 46-56. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0121

摘要(126) HTML (25) PDF(391)

摘要:
提出了一种基于物面弱边界条件的Navier-Stokes方程并行全隐式求解方法。首先，实现了非结构网格格点格式有限体积法的粘性物面弱边界条件。以此为基础，推导了相应的粘性Jacobian矩阵。相比传统的物面强边界条件，弱边界条件的应用简化了该推导过程。接着，为了解决Spalart-Allmaras（S-A）模型的收敛和保正性问题，提出了基于物面弱边界条件的S-A模型无条件保正性收敛方法，通过构造特别的隐式矩阵同时保证S-A模型的收敛和湍流工作变量的正值。流场方程全隐式时间推进和无条件保正性收敛方法所得到的线性方程组采用多色高斯-塞德尔迭代法进行求解，并由MPI实现并行化。通过若干二维和三维算例对本文所提出的方法进行了测试，其结果表明：1）随着罚系数的增大，基于弱边界条件的结果趋向于基于强边界条件的结果；2）对于力的计算，弱边界条件自动满足通量一致关系而无需特别处理。

涡环旋转伞系统减速导旋效率研究

马晓冬, 郭锐, 刘荣忠, 胡志鹏, 吕胜涛

2017, 35(1): 57-61. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0003

摘要(302) HTML (44) PDF(797)

摘要:
为了解涡环旋转伞的减速导旋特性，提高旋转伞系统的减速导旋效率，以满足某些载物工作状态对转速、落速的苛刻需求，设计一种由涡环旋转伞和圆形减速伞构成的组合伞系统。制作单伞系统和组合伞系统的试验模型，分别进行伞塔试验。基于伞塔试验的高速摄影和图像处理技术，提取伞物系统的弹道数据点，结合弹道模型，用最小二乘法拟合时间弹道数据，得到单伞系统和组合伞系统的极限速度和阻力特征。基于姿态存储测量法，获得伞物系统的转速变化规律。对单伞系统和组合伞系统的弹道规律及减速导旋效率等数据进行对比分析，提出可有效提高旋转伞系统转速落速比的方法。结果表明：对高速录像进行图像处理可简单快速有效地提取伞物系统的极限速度和阻力特征；单具涡环旋转伞可提供更大扭矩，使载物旋转加速度更大，其导旋效率高；组合伞可提供更大阻力，使载物极限落速更低，其减速效率高；组合伞系统的转速落速比更大，整体性能优于单伞系统。

S1223翼型俯仰-沉浮运动的非定常气动特性分析

常兴华, 马戎, 张来平, 赫新

2017, 35(1): 62-70. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0183

摘要(242) HTML (30) PDF(933)

摘要:
扑翼飞行器是未来航空领域的重要发展方向之一，而鸟类、昆虫等自然界的飞行生物所具有的出色飞行能力，为人造扑翼飞行器的设计工作提供了很好的参照。本文以鸟类的扑翼飞行为研究背景，针对简化的二维S1223翼型的刚性俯仰-沉浮运动，对其非定常气动力特性进行了数值研究。研究采用了动态混合网格技术以及非定常数值计算方法。为了提高动态混合网格的变形能力，采用了基于径向基函数的插值方法求解空间点的位移，翼型整个俯仰-沉浮运动周期内计算网格均维持了较好的质量，没有发生网格重构。非定常算法方面，通过约束单元边界面的法向速度从而满足了运动网格下几何守恒律的要求。空间离散采用了二阶的有限体积格式，时间离散则采用了双时间步和BLU-SGS相结合的隐式时间推进策略。计算得到了不同下拍时间、不同拍动角等条件下的升力、推力以及能耗，对其升力、推力产生机制进行了分析，并通过对气动力以及流场进行对比，分析了各拍动参数的影响。计算结果表明，翼型自身的“静态因素”是其产生升力的主要原因，非定常流动对增加升力起到了促进作用，而下拍时间、拍动角等运动参数对翼型的气动性能影响较大。当下拍时间占到整个拍动周期的约65%-70%时，单位能耗下的时均升力最大，该结论和观测数据较为一致。此外，通过对比分析得到了一组具有较好气动特性的拍动角参数，为后续针对三维问题的研究提供了参考。

基于映射函数的中心型三阶格式

刘朋欣, 李沁, 张涵信

2017, 35(1): 71-77. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0172

摘要(172) HTML (32) PDF(432)

摘要:
高阶有限差分格式具有更小的数值耗散和色散误差，可以更好地捕捉流场的精细结构。在工程计算中，追求计算格式高分辨率的同时，也要兼顾其稳定性。Henrick首先提出映射函数的方法，作用于WENO5格式的非线性权，使其满足收敛阶数要求并提高了格式的性能。不同于Henrick的构造思路，李沁等提出了一种分段多项式形式的映射函数，改进后的WENO5格式在保证稳定性的前提下，拥有更好的分辨率。本文采用映射函数的思想，将一种五次分段多项式映射函数（Piecewise Polynomial Mapping Method，PPM）运用到中心型三阶格式上，构造出SWENO3-PPM5格式；将Henrick等提出的映射函数运用到中心型三阶格式上，构造出SWENO3-M格式，并与NND、WENO3格式的性能进行比较。近似色散关系分析表明，SWENO3-PPM5和SWENO3-M的色散和耗散关系相比于WENO3得到明显的提高。典型一维算例（Shu-osher问题）、二维算例（激波/层流边界层干扰问题、激波/旋涡干扰问题、绕25°/55°尖双锥流动问题）的计算结果表明，新格式具有比NND、WENO3更高的分辨能力，可以更好地捕捉到流场中的激波、接触间断面等复杂的流动现象，且由于分段多项式映射函数相比于Henrick提出的映射函数，可以使最终的非线性权值更加接近于格式的线性权，因此SWENO3-PPM5的分辨率要稍微高于SWENO3-M。

一种卫星天线罩上升过程定常流动数值模拟

徐国武, 杨云军, 周伟江

2017, 35(1): 78-83. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0005

摘要(167) HTML (32) PDF(575)

摘要:
在发射的主动上升段，由于天线罩突出卫星密封舱表面，天线罩将承受气流冲刷作用，为了准确设计天线罩抗力学环境，需要对上升段天线罩的受力情况进行详细计算和分析。根据具体的弹道参数，卫星上升过程中最大动压对应的马赫数约为1.4，基于此选择动压最大的马赫数段（Ma=1.0~1.8），采用数值模拟方法详细计算分析了定常状态下天线罩在不同马赫数、不同迎角下的气动力载荷和力矩载荷。结果表明：随着马赫数的增加，天线罩所承受的气动力载荷和力矩载荷均表现为先增大后减小，最大气动力载荷出现在Ma=1.2，大小约为435.5N，最大力矩载荷出现在Ma=1.4，大小约为14.5Nm；随着迎角的增加，天线罩气动力载荷呈现增大趋势，但增幅较小。在实际飞行中天线罩的局部或全部已经淹没在火箭弹身的边界层中，因此弹身的存在对天线罩的迎角效应会产生影响。

新型桨尖抑制旋翼跨声速噪声特性的影响机理分析

朱正, 招启军, 马奕扬

2017, 35(1): 84-92. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0084

摘要(144) HTML (33) PDF(437)

摘要:
为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速噪声特性方面的作用机理，以UH-1H模型旋翼为基准，开展了多种后掠和前掠桨尖对旋翼高速脉冲噪声特性的数值分析研究。采用积分形式的可压缩雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程作为旋翼流场求解控制方程，时间推进方法采用高效的隐式LU-SGS格式，空间方向采用高精度的Roe-MUSCL格式，湍流模型选用Baldwin-Lomax模型。在CFD方法验证基础上，采用基于可穿透旋转积分面的鲁棒性较好的FW-H_pds方程来求解旋翼高速脉冲（high-speed impulsive，HSI）噪声，并通过对UH-1H模型旋翼的跨声速噪声的计算，验证了噪声预测方法的有效性。在此基础上，研究了在不同桨尖马赫数下的旋翼桨尖附近的离域化（delocalization）现象以及高速脉冲噪声特性，通过四极子噪声和单极子噪声的对比分析，揭示了旋翼跨声速噪声产生机理。然后，着重研究了不同外形参数的后掠和前掠桨尖旋翼在抑制旋翼跨声速特性方面的影响规律。计算结果表明：随着桨尖马赫数的增加，旋翼高速脉冲噪声辐射愈加强烈，离域化现象愈加明显；后掠和前掠桨尖旋翼均可以不同程度地减弱激波强度，能有效抑制离域化现象的产生，从而降低旋翼跨声速噪声水平；前掠桨尖旋翼还可以驱使激波位置向桨叶内侧移动，减弱其对桨叶外部空间区域的影响，能更有效地抑制离域化现象的产生。

大振幅振荡来流条件下非定常气动力模型计算验证与弱可压缩性修正

郭力, 吕计男, 冯峰, 王强

2017, 35(1): 93-100. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0065

摘要(215) HTML (32) PDF(577)

摘要:
针对大振幅振荡来流条件下薄翼受到的非定常气动力，Isaccs和Greenberg分别发展了非定常气动力模型。这两种模型可以用于直升飞机桨叶与风力发电叶片的气动力分析，模型在不可压缩无黏来流条件下建立，但实际流动不可避免粘性和弱可压缩性的影响，需要检验两种模型的适用性。针对粘性效应的影响，2014年Strangfeld对于NACA0018翼型，通过风洞实验验证了在Reynolds数25万时，Isaccs和Greenberg的模型仍适用，实验的Mach数为0.0326，流动近似不可压缩流动。针对可压缩性的影响，通过数值模拟方法进行了研究。首先重复了实验在Mach数为0.0326时的结果，并进一步考察了当Mach数提高为0.1、0.2和0.3时非定常气动力的变化。结果表明随着Mach数的提高，升力系数的最高点逐渐高于模型，并且相位逐渐落后，在Mach数为0.3时差别最明显，非定常升力系数最高点计算与模型相差50%。此即表明弱可压缩性对模型的预测结果影响不可忽略。为了扩展模型在Mach数变化时的适用范围，对模型进行了弱可压缩性修正。通过考虑速度变化引起均匀来流中密度的变化，修正了翼型附近流体密度，使其跟随来流Mach数变化。采用此方法，将计算与模型的幅值差别减小到5%左右。

返回舱再入过程中烧蚀影响研究

徐国武, 杨云军, 周伟江

2017, 35(1): 101-107. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0019

摘要(127) HTML (31) PDF(384)

摘要:
返回舱再入过程中，气动外形随着防热材料的烧蚀后退逐渐发生改变，可能对返回舱的再入性能带来不利反应。笔者前期对类联盟号返回舱在再入末段单个弹道点开展过烧蚀对配平特性的影响研究，为进一步研究烧蚀潜在的影响，通过烧蚀模型和吸热机理对类联盟号返回舱进行材料烧蚀计算，获得再入过程中4个不同时刻的烧蚀外形，它们的最大烧蚀量分别为2.3mm、7.8mm、9.8mm及12.5mm，在此基础上采用数值模拟方法对返回舱的烧蚀影响进行了研究，对初始外形和4个不同时刻的烧蚀外形分别进行气动特性的计算与分析，并与前期研究结果进行比较。结果显示：返回舱的烧蚀后退量将随着弹道的推移逐渐增大；烧蚀将使返回舱配平迎角减小（绝对值增大），配平升阻比增加，纵向压心前移，且这种影响随着烧蚀量的增加而增大；在研究范围内，配平迎角变化量与烧蚀后退量基本呈线性关系。该研究结果与文献对CEV乘员舱的研究结论在定性上是相符的，同时也验证了前期的研究结论。

乘波构型钝化方法分析及性能研究

陈小庆, 贺国宏, 江增荣, 钟文丽, 侯中喜

2017, 35(1): 108-114. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0082

摘要(139) HTML (41) PDF(482)

摘要:
基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受热防护系统设计和材料加工工艺等限制，实际应用中需要对乘波构型具有的尖前缘进行钝化。本文针对移除材料和增加材料两种边缘钝化方法进行了对比研究，分析了两种方法的共同点，并采用典型外形阐明了这一共性。在此基础上，基于移除材料方法对典型外形进行了一致钝化和非一致边缘钝化，利用CFD方法对两种钝化外形气动性能进行了仿真分析。流场计算表明：和一致边缘钝化相比，非一致边缘钝化有效降低了下表面高压气体向上表面的渗透，提高了外形所受的升力，降低了边缘所受的阻力，从而提高了钝化外形的升阻比；尖前缘乘波构型最大升阻比位于零度迎角，而钝化之后乘波构型最大升阻比在2°迎角附近取得；随着迎角的增大，钝化外形升阻比变化趋势和尖前缘外形变化趋势一致，非一致钝化乘波构型气动性能和尖前缘乘波构型气动性能较接近，非一致钝化方法得到外形的气动性能优于一致钝化外形。研究可为高超声速乘波飞行器的钝化修形设计提供参考依据。

不同对接速度下软式加油管锥套运动特性数值模拟研究

陈乐乐, 刘学强

2017, 35(1): 115-122. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0038

摘要(212) HTML (35) PDF(552)

摘要:
采用CFD数值模拟的手段，模拟了飞机在不同对接速度下加油锥套的运动情况。空间离散采用了Osher格式，紊流模型采用了S-A一方程紊流模型，动网格采用了适合柔性变形的基于Delauney图的动网格技术，运用“刚杆-球铰”模型离散方法对软管锥套系统进行建模，建立了软管多体系统模型并得到其运动控制方程。计算结果表明，不同的对接速度对锥套的运动有较大的影响，低于3m/s时，锥套向上飘移并且伴有周期性摆动；当以3 m/s速度进行对接时，加油锥套存在向上移动，飘移距离在0.6 m左右，但周期性的振荡表现较小。本文的结果为该类飞机加油的对接速度提供参考。

气动悬浮列车单向翼翼型优化与地面效应分析

赖晨光, 任浡麒, 阎志刚, 魏园园

2017, 35(1): 123-128. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0043

摘要(185) HTML (45) PDF(520)

摘要:
高速气动悬浮列车（Aero-train）是一种利用机翼地面效应原理的创新型高效高速低能耗高速列车。本文以LA203A为基础翼型，利用遗传算法与数值模拟的方法对基础翼型进行气动优化设计。通过对优化翼型的地面效应模拟分析，得出优化后的翼型其气动特性有明显改善，并由此得出气动悬浮列车单向翼离地间隙、迎角与阻力、升力、升阻比之间的关系。利用CFD技术对安装有基础机翼和优化后机翼的气动悬浮列车初始研究模型（AERO-1）整车气动特性进行数值模拟以及分析前后端机翼的流场特性，并利用风洞实验方法对装有优化机翼的气动悬浮列车初始研究模型（AERO-1）气动特性进行研究。利用遗传算法优化后机翼翼型升阻比特性较基础翼型最高提升26%，具备优化机翼的气动悬浮列车（AERO-1）在地面效应下的气动特性优于原始模型。本文研究为机翼地面效应分析以及气动悬浮列车研究提供理论依据。

边界层转捩与压缩拐角分离流动的非定常作用

解少飞, 宫建, 高波, 杨学军, 沈清

2017, 35(1): 129-135. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0104

摘要(165) HTML (35) PDF(485)

摘要:
为了认识激波与转捩边界层之间的相互作用，选取压缩拐角模型为研究对象，在高超声速风洞中开展了激波/转捩边界层干扰试验研究。试验在FD-20炮风洞中进行，试验马赫数为8，雷诺数0.5×10⁷~2×10⁷/m。试验采用了薄膜电阻温度计和常规压力传感器，分别测量压缩拐角周围的热流和压力分布。根据干扰区上下游的边界层流态，将试验分为两部分：层流/湍流干扰和转捩/湍流干扰。对比分析了边界层转捩发生在干扰区时的热流分布、压力分布以及脉动热流的非定常特性。研究结果表明，激波/转捩边界层干扰的热流和压力分布特征，不同于常规的层流干扰和湍流干扰，其介于二者之间。层流/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于层流干扰；转捩/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于湍流干扰。互双谱分析结果表明，当边界层转捩发生在分离区时，转捩脉动与分离泡脉动同时出现并增长。当两者幅值足够大时，转捩脉动会与分离泡脉动发生非线性耦合作用。这种耦合作用会诱导出新的频率特征的脉动结构，从而使分离区内的脉动量显著增加。

高超平板边界层转捩的气动光学诊断技术

李睿劬, 宫建, 毕志献, 马汉东

2017, 35(1): 136-140. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0103

摘要(199) HTML (35) PDF(768)

摘要:
高超声速平板边界层转捩是基础研究和工程应用中的一个重要的难题，对于转捩区域的理论估计和试验诊断与实际飞行试验结果有较大的偏差。随着光学测试技术的发展，高超声速气动光学研究水平不断提升，在气动光学中，一个重要的问题是边界层流动对穿过流场的光束存在影响，使光束发生畸变，包括光束的偏折、模糊和抖动。将上述两个问题结合起来考虑，高超声速边界层的转捩过程会使穿过边界层的光束的畸变情况发生变化，通过研究流场状态变化与光束畸变的变化之间的关联，尝试建立一种以气动光学测试方法为基础的边界层转捩诊断技术。本文具体分析了高超平板边界层转捩与细光束抖动特性之间的联系，提出了可以通过气动光学的细光束技术和高速图像拍摄技术对高超平板边界层转捩进行检测识别的新思路，并在FD-20风洞中来流Ma=8，Re_L=1×10⁷/m条件下，采用SABT（Small-Aperture Beam Technique，即细光束技术）以及HICS（High-speed Imaging Camera System，即高速图像拍摄系统），开展了平板模型边界层转捩的细光束抖动特性实验。试验模型的中心子午线上布置了有机玻璃窗口，可通过窗口测量光束通过测点及边界层后的抖动情况，结果表明再边界层的不同流向位置，细光束的抖动出现了幅值方差的变化。将这一试验结果与同一模型中心子午线的气动热测试结果相比较表明，细光束抖动特性的变化趋势与转捩区中的热流增长趋势相同，因此，采用上述气动光学检测技术对高超平板边界层转捩进行诊断和识别，存在可行性。

电弧风洞热/透波联合试验技术研究及应用

张松贺, 杨远剑, 王茂刚, 马平

2017, 35(1): 141-145. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0146

摘要(146) HTML (43) PDF(449)

摘要:
介绍了在电弧风洞上发展的一种新型试验技术。针对某型飞行器，了解其在飞行条件下天线窗烧蚀透波特性对于了解及掌握“黑障”问题及通信信号特点至关重要。在电弧风洞内开展热/透波联合试验考核是地面试验考核的最佳选择，但存在若干技术难点。为此在电弧风洞开展热/透波联合试验技术研究，使用半椭圆喷管，改进进气方式，提升能量利用率；改进电弧加热器结构解决了铜离子对测试的干扰；设计定向天线，在关键部位布设吸波材料解决了试验段内微波反射问题；将收发天线均置于试验段内部，保证天线同频振动，解决了风洞启动时天线抖动导致的信号波动；设计水冷箱体解决了天线窗口长时间气动加热下天线的热防护问题。经试验验证，研究内容是有效的、成熟的、可行的。目前该技术已成功用于指导在电弧风洞上开展的数项试验。

三维荧光油流技术的试验研究

王鹏, 赵荣奂, 衷洪杰, 尚金奎, 刘国政, 孙健, 孙楠

2017, 35(1): 146-150. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0112

摘要(136) HTML (23) PDF(397)

摘要:
荧光油流摩擦力场测量技术可以得到模型表面的全局摩擦力信息。该技术基于传统荧光油流技术发展而来，运用荧光油流技术作为原始数据获取手段，对试验图像运用HS光学流动算法进行图像处理得到模型表面油膜厚度随时间轴的变化量，依据动量定理对油膜厚度变化量进行计算得到当地的相对摩擦力信息实现表面摩擦力的可视化测量。本文运用该技术在低速风洞中对平板模型、75°平板三角翼、平板-翼型角区三维模型的表面摩擦力场分布情况进行测量，得到各模型表面的相对摩擦力分布和摩擦力线，并与平板模型Blasius层流解和三角翼模型经典流场结构进行对比。试验结果表明：在低速环境下该测量技术可以应用于模型表面摩擦力的可视化测量，所得摩擦力分布及表面流动情况基本可靠。

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2017年第35卷第1期

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