空气动力学学报

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《空气动力学学报》2017年2期pdf合集

2017, 35(2).

摘要(22) PDF(6)

摘要:

周恒, 张涵信

2017, 35(2): 151-155. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0016

摘要(344) HTML (39) PDF(882)

摘要:
和一般的飞行器一样，在近空间飞行器的研制中，其边界层的转捩和湍流也是需要考虑的两个重要问题。但即使是对一般的飞行器，“转捩”和“湍流”也还是两个历经百年而仍未很好解决的问题，而对近空间飞行器来说，空气动力学本身就还存在若干新的需要研究解决的基础问题，边界层的转捩和湍流就更是没有很好解决的问题。本文讨论了两个问题：1) 为增强对高超声速飞行器边界层转捩预测的能力，需要开展哪些方面的研究工作及其困难；2) 是否有可能当飞行器飞行高度足够大时，其边界层就不会再有湍流问题?

高空长航时太阳能无人机高效气动力设计新挑战

段卓毅, 王伟, 耿建中, 张健, 李军府

2017, 35(2): 156-171. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0012

摘要(256) HTML (72) PDF(769)

摘要:
高空长航时太阳能无人机具有飞行雷诺数低、结构柔性大等设计特点，在气动力设计时，一般采用单设计点的设计思想，即在预定设计状态下具有较为优异的气动特性，但稍微偏离该设计点时，将显著地削弱其气动力特性，为其高效气动力设计带来诸多新挑战。本文首先简要回顾了太阳能飞机的发展历程，并分析了该类飞机的设计特点；随后，重点介绍了该类飞机的高效低雷诺数气动力设计面临的挑战及机翼气动弹性效应对全机气动力特性的影响；最后，分析展望了缩比自由飞验证技术在该类飞机高效气动力设计中的应用。

气动模型在现代气动试验设计中的应用研究

唐志共, 王文正, 陈功, 袁先旭

2017, 35(2): 172-176. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0190

摘要(206) HTML (31) PDF(566)

摘要:
简要比较分析了MDOE方法相对于传统OFAT方法的优势，研究了MDOE方法的关键影响因素。研究表明气动模型是现代试验设计的关键因素之一，提出基于气动模型的试验设计新方法。为此，文章研究了一类带电缆罩的轴对称飞行器的气动数学模型，并以三角级数的形式给出了模型的通用形式。以某飞行器为对象，以饱和D-最优为准则，分别采用三角级数模型和常用的响应面模型，开展了气动模型对现代试验设计的影响研究，验证了气动数学模型在现代试验设计中的重要作用以及试验设计新方法的有效性，获得了有价值的研究结果。

民用运输机着陆构型纵向失速特性改善研究

刘岳锋, 段卓毅, 刘南, 陈迎春, 李亚林, 鲁岱晓

2017, 35(2): 177-185. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0059

摘要(190) HTML (38) PDF(412)

摘要:
采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略，研究某大型民用运输机着陆构型纵向失速特性的改善措施，将全机分为七大部件：机身、内翼段、中翼段、外翼段、翼梢、短舱和平尾，分别分析各部件的影响。研究结果表明：内中翼段对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为负，恶化其气动性能可以在一定程度上改善全机力矩特性，但是与此同时会降低最大升力系数和失速迎角；翼梢小翼在低速大迎角时发生大面积分离，对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正，修形后构型的翼梢前缘产生很强的空间涡，很好地抑制分离区的产生和发展，改善了全机俯仰力矩特性，但是简单的翼梢修形会增大巡航时的诱导阻力，需要在高/低速之间进行权衡；平尾对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正，其中内襟翼翼根涡对平尾当地来流的影响最为显著，通过修形整流包可以很好地解决这个问题，使全机俯仰力矩曲线上拐迎角增加4°。

典型高超声速翼身组合体粘性干扰效应模型研究

张益荣, 张毅锋, 解静, 陈坚强

2017, 35(2): 186-191. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0031

摘要(112) HTML (23) PDF(325)

摘要:
基于粘性干扰效应的理论研究基础，利用数值模手段获得复杂高超声速外形的气动力数据，建立了完全气体条件下纵向气动力系数的粘性干扰模型；以相对正交距离的形式，给出了粘性干扰模型预测结果的不确定度量化分析。研究表明：从粘性干扰参数的理论研究出发，结合数值模拟手段，是研究高超声速复杂外形粘性干扰效应的有效手段；利用粘性干扰参数和迎角的组合，可以建立具有一定精度的粘性干扰模型，从而将不同高度、马赫数和迎角下的高超声速气动力数据进行关联；利用具有较高计算效率的Euler方程结果，结合粘性干扰模型的修正，获得大规模的用于飞行器设计的气动数据，并建立相应的气动数据库，对于工程设计是一种较为高效、经济的选择。

变形体超临界翼型动态气动特性

施文奎, 王元靖, 张兆

2017, 35(2): 192-197. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0110

摘要(178) HTML (32) PDF(347)

摘要:
为实现飞行器外形根据来流条件变化做出相应调整，需深入了解变形体非定常气动现象和机理。以典型超临界翼型为研究对象，分别制定了翼型厚度及弯度变形方案，实现了翼型柔性变形。利用数值仿真方法在高雷诺数条件下开展了翼型厚度、弯度连续变形带来的非定常效应。结果表明，翼型厚度、弯度连续变形均会形成明显的升、阻力系数迟滞环，且频率越高、幅度越大，变形导致的非定常效应也越强；相对而言，翼型弯度变形产生的非定常效应较厚度变形产生的非定常效应更明显。最后通过分析流线图及压力系数分布图发现，流动结构随几何变形的迟滞性会导致非定常效应的产生。

俯仰角对鸭式布局飞机摇滚运动的影响与机理分析

魏德宸, 史志伟, 昂海松, 付军泉, 朱佳晨

2017, 35(2): 198-204. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0162

摘要(173) HTML (24) PDF(409)

摘要:
为了研究鸭式布局飞机的摇滚运动，设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型，进行滚转自由度释放、静态测力、动导数试验和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。首先为了得到摇滚从发生到消失的全过程，进行了俯仰角范围为12°~52°、间隔1°测量的滚转自由度释放试验；结果表明对应于不同的俯仰角，鸭翼布局飞机的摇滚运动也具有不同的性质，其平衡点和运动形式均发生变化。接着静态测力和动导数试验证实：在翼体结构的多涡系影响下，摇滚可在零度平衡点和非零平衡点位置处发生；且运动可为极限环和非极限环形式。最后通过流场显示，分析了在不同迎角时鸭式布局飞机形成翼体摇滚的可能的流动机理。

一种高泛化能力的神经网络气动力降阶模型

尹明朗, 寇家庆, 张伟伟

2017, 35(2): 205-213. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0210

摘要(233) HTML (38) PDF(817)

摘要:
神经网络模型的泛化能力是指模型对于新样本的适应能力，而当前基于神经网络的非线性气动力模型往往泛化能力不足。针对这一局限，发展了一种基于计算流体力学的带验证信号气动力降阶模型，用于跨声速气动力预测。采用递归径向基函数神经网络，通过引入差分进化算法，对模型中隐含层神经元宽度进行优化，优化目标为验证信号的均方根误差最小。训练信号采用结构大幅振荡的位移和气动力响应，用小扰动下微幅运动的信号作为验证信号。算例表明建立的降阶模型不仅具有比全阶数值模拟更短的计算时长，并且由于采用了小幅运动的验证信号，使模型在不同频率和振幅下的泛化能力得到增强。

细长体导弹高速动导数试验技术研究

么虹, 才义, 徐志福

2017, 35(2): 214-219. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0147

摘要(148) HTML (30) PDF(283)

摘要:
随着导弹技术的发展，导弹的种类越来越多，细长体导弹不断出现，对高速动导数试验也提出了相应特殊的要求。相比于常规布局导弹，细长体导弹高速动导数试验面临着角度天平无法在模型内腔安装、动态滚转力矩小导致测量精度低等技术问题。为实现细长体导弹滚转动导数测量，在FL-1风洞中建立了一套滚转动导数测量机构，相比于原始机构，进行了三方面改造：运动转换形式由“导轨”形式变为“内外环”形式、角度天平从模型内腔后移置尾支杆末端、测力天平采用特殊的结构形式设计。试验结果显示，同一模型、不同机构、不同期的重复性试验结果一致性较好，证明了试验机构的可靠性。目前，该装置已成功应用于某长细比达18的导弹型号试验任务，试验精度满足型号要求。

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

杨茵, 陈迎春, 李栋

2017, 35(2): 220-228. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0062

摘要(288) HTML (26) PDF(538)

摘要:
为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响，通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数，利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到：前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响，其中，主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。

不同占空比的双喷嘴狭缝冲击射流强化传热的数值模拟

吕海彬, 耿丽萍, 徐鹏, 王玉刚, 周静伟

2017, 35(2): 229-233. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0041

摘要(140) HTML (29) PDF(279)

摘要:
采用RNG k-ε模型并结合壁面函数对不同占空比的双喷嘴狭缝冲击射流强化传热进行数值模拟，以定性评价占空比对多喷嘴冲击射流强化传热的影响，通过计算分别得到了不同占空比、相位差以及射流频率条件下射流冲击传热的效果。研究表明：在相同的雷诺数和相位差θ为0°的情况下，由于非稳态冲击射流在相邻喷嘴之间的射流相互干扰比稳态的强，因而其在双狭缝情况下的传热性能低于稳态射流。与稳态射流的传热性能相比，相位差使相邻两喷嘴间的速度错开，且错开的速度无相互影响或者相互影响较小时，强化传热效果达到最好。在频率为0~100Hz之间，占空比为0.5时频率大于阈值50Hz的强化传热减弱，而占空比为0.25的传热效果受频率的影响较小。

汽车刮水器气动升力的风洞试验及数值研究

谭鹏, 谷正气, 陈阵, 丰成杰, 张启东

2017, 35(2): 234-241. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0011

摘要(285) HTML (44) PDF(438)

摘要:
目前国内外有关汽车刮水器气动升力的研究仅局限于静态转角的稳态数值计算，且尚无相关验证性的试验结果。对此设计和完成了刮水器静态转角的验证性风洞试验，采用多点测试方法测得了四种刮水器在不同风速和转角下的稳态气动升力，辅以稳态数值计算分析了刮水器气动升力产生与变化机理，同时以测试结果验证了相关数值计算方法真实可靠。此外提出了一种新型动网格策略—动网格域盒，结合动网格域盒与用户自定义函数UDF计算分析了刮水器动态转角的瞬态气动升力。研究结果表明，气动升力对刮水器稳定性的影响不容忽视，且在某一特定风速及转角下存在最大值；刮水器上行的气动升力明显小于稳态值，下行的气动升力明显大于稳态值。

近海岸强风风场特性现场实测研究

胡尚瑜, 聂功恒, 李秋胜, 张敏

2017, 35(2): 242-250. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0009

摘要(146) HTML (36) PDF(518)

摘要:
基于近海岸100m测风塔获取的近海面地貌条件5个不同高度风速数据。以10m标准高度平均风速大于10m/s为强风标准，选取台风和季风风场强风样本，应用Bootstrap统计分析法，对强风条件下近地层平均风剖面、湍流强度剖面、湍流特征参数进行分析，探讨了台风和季风条件下这些参数的差异，并将实测结果与风荷载规范规定值进行比较，检验风载荷规范的适宜性。分析结果表明：近地边界层的平均风剖面符合指数律或对数律，台风和季风风剖面指数分别约为0.12和0.06；近地平均湍流度剖面符合指数律，台风风场各高度平均湍流度与现行规范相接近；台风风场各高度阵风因子均值较风荷载规范推算值要大，但季风风场阵风因子均值与规范推算值相接近。

合成双射流及其流动控制技术研究进展

罗振兵, 夏智勋, 邓雄, 王林, 李玉杰, 马瑶, 王俊伟, 彭磊, 蒋浩, 杨升科, 杨瑞

2017, 35(2): 252-264. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0053

摘要(344) HTML (75) PDF(433)

摘要:
主动流动控制技术一直以来都是流体力学研究的前沿和热点。针对传统合成射流流动控制环境适应性差和能量效率不高的问题，发展了合成双射流及其流动控制技术。本文对其主要研究进展进行了综述。研究提出了基于能量综合利用和气体增压原理的合成射流激励器设计基本思想，发明了合成双射流、矢量合成双射流、合成双射流基连续射流、合成热/冷射流、自持式合成双射流等系列化新型合成射流激励器。合成双射流激励器解决了压载失效带来的环境适应性问题，且具有能量效率、可控频率倍增特性以及特有的矢量功能。开展了合成双射流分离流控制、矢量控制、超声速/高超声速进气道流场控制、气动热控制、散热冷却、防除冰、水下仿生推进等应用方向，验证了合成双射流控制效率倍增和应用于极端环境的新功能。

覆盖多孔介质的圆柱尾迹实验研究

魏峥, 夏超, 袁海东, 李启良, 杨志刚

2017, 35(2): 265-270, 289. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0169

摘要(122) HTML (27) PDF(371)

摘要:
利用风洞试验研究了多孔介质对圆柱绕流的影响，通过热线、烟线和粒子图像测速对有/无覆盖多孔介质柱体尾迹的频率特征、平均流场和瞬时流场进行了测量和分析，进而探究多孔介质与流场之间的作用机理。结果表明：引入多孔介质后，尾迹的大尺度涡脱落结构得到有效抑制，圆柱涡脱落频率降低；多孔介质减弱了近尾迹场的速度功率谱密度峰值，增大了远场的速度功率谱密度峰值，涡脱落位置延后；多孔介质减小了尾迹区的速度，拓宽了尾迹的宽度，使得两侧剪切层变得细长，削弱了它们之间的相互作用，减缓了两侧涡相互作用的速率；同时，多孔介质减小了尾迹区的速度脉动以及雷诺应力，雷诺应力和平均涡量的峰值更加远离圆柱，减弱了剪切层的不稳定性，增大了涡形成长度。

湍流角区三维分离空间与表面流动结构研究

刘明鑫, 张华, MalikShaheryar Raza

2017, 35(2): 271-276. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0166

摘要(132) HTML (24) PDF(267)

摘要:
针对湍流角区三维分离流动中表面油流图画（油流显示）出现的差异和不同性质，综合采用表面油流流动显示、空间PIV实验以及数值模拟探究不同表面流动结构的性质、产生差异的原因及其与空间流动结构的关系。研究表明，较强分离情况下表面油流呈现的两条油流线均为三维分离线，即一次分离线（上游）与二次分离线（下游）。油流线是空间非定常流动的时均结果，空间非定常流动以四涡结构为主。一次分离线（上游）符合Lighthill的收拢渐进线三维分离模式，二次分离线（下游）则符合Maskell的包络线三维分离模式。由于较强的第一主涡和二次涡在近壁面产生强剪切，二次分离线体现出与一次分离线不同的狭窄而清晰的油迹堆积以及低剪切应力特征，因此二次分离线又可称为低剪切应力线。在低剪切应力线两侧是由第一主涡和二次涡引起的较高剪切应力区。

低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制

孙圣舒, 顾蕴松, 陈勇亮, 赵雄

2017, 35(2): 277-282. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0165

摘要(211) HTML (33) PDF(282)

摘要:
采用斜出口合成射流对低雷诺数自由翼进行分离流主动流动控制，通过可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术的同步测量，探究了合成射流对自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突跃的物理机制。实验结果表明：在低雷诺数来流条件下（Re=1.24×10⁵），自由翼的最大平衡迎角仅为5°；合成射流控制下，最大平衡迎角增至16.8°。无控制状态下，当自由翼平衡迎角达到5°时，上翼面流动分离，处于分离区内的操纵舵面舵效降低。斜出口合成射流激励器在边界层内的能量注入，使自由翼上翼面分离流再附，提高了操纵舵效，促使自由翼迎角突跃，在较大的迎角下保持稳定。在斜出口合成射流激励器的作用下，自由翼可以配平在大迎角飞行状态，对于实现短距起降具有重要的意义。

微型扑旋翼的运动测量与气动特性分析

邱健, 吴江浩, 张艳来

2017, 35(2): 283-289. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0154

摘要(131) HTML (50) PDF(327)

摘要:
采用实验测量和数值仿真相结合的方法研究了微型扑旋翼多自由度复杂运动及运动与气动特性之间的相互作用。基于机械式扑旋翼运动模型，使用高速摄影测量和数字图像处理的方法，测量了扑旋翼的运动与变形，并将此结果作为数值仿真的输入，进一步研究了翼的气动特性。结果表明：1）扑旋翼的拍动角近似三角波变化，旋转角随时间线性增加，俯仰角在初始迎角附近波动，并有三个波峰；2）弦向弯曲度的变化规律近似为三角波，沿展向不同位置有相位差异，展向扭转角的变化规律接近于梯形波；3）扑旋翼运动产生的翼尖涡、前缘涡与后缘涡形成了复杂的涡环，涡结构的变化决定了翼的瞬态气动力的产生；4）扑旋翼的柔性变形能够带来平均和峰值升力的提高。

水下合成双射流流场特性与推力特性实验研究

彭磊, 罗振兵, 邓雄, 杨升科

2017, 35(2): 290-298. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0183

摘要(172) HTML (37) PDF(273)

摘要:
为实现合成双射流技术在水下航行器上的应用，对水下合成双射流开展了流场特性和推力特性的实验研究，分析了水下合成双射流的平均流场特性和推力特性。实验得到了激励器出口不同位置处平均流场流向速度分布情况和水下合成双射流峰值推力随激励器驱动频率的变化规律，并研究了驱动电压幅值和波形对流场及推力的影响。实验发现：存在最佳频率使得水下合成双射流推力达到最大；驱动电压幅值越大，推力越大；不同波形的电压所产生的推力不同，矩形波所产生的推力相对正弦波和三角波所产生的推力更大。

低雷诺数下翼型不同分离流态的大涡模拟

艾国远, 叶建

2017, 35(2): 299-304. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0159

摘要(190) HTML (49) PDF(529)

摘要:
采用高精度大涡模拟方法，对5°来流迎角、马赫数0.4、三个不同雷诺数（55000、100000和150000）的NACA 0025翼型进行仿真，研究低雷诺数条件下翼型的气动特性。通过对比分析3种工况的计算结果，发现翼型绕流存在两种不同的分离流态：Re=55000和100000时，翼型上表面出现大尺度的开式分离，形成宽的尾迹区；Re=150000时，上表面边界层分离后再附到翼型表面，形成时均化的闭式分离泡，尾迹宽度明显减小。无论哪种流态，Kelvin-Helmholtz（K-H）不稳定性均对层流分离诱导转捩过程起重要作用，雷诺数的增加导致转捩过程加速，时均化的分离区也从开式变为闭式。

等离子体用于三角翼模型流动控制试验研究

于金革, 牛中国, 梁华, 孙楠, 刘捷

2017, 35(2): 305-309. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0158

摘要(370) HTML (36) PDF(678)

摘要:
在不同试验风速下，通过风洞天平测力试验，研究了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励频率和激励电压对三角翼模型流动控制效果的影响。研究表明：激励频率和激励电压是等离子体流动控制效果的重要影响因素，在所研究的激励频率和激励电压范围中，当激励频率f=200Hz、激励电压为13kV时，等离子体激励可有效抑制三角翼前缘涡分离，流动控制效果最佳。试验风速30m/s时，最大升力系数由1.32增大到1.45，增大9.8%，最大升阻比提高2.9%；试验风速45m/s时，最大升力系数由1.33增大到1.45，增大9.0%，最大升阻比提高0.64%。

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2017年第35卷第2期

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