空气动力学学报

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《空气动力学学报》2017年3期pdf合集

2017, 35(3).

摘要(24) PDF(6)

摘要:

陈坚强, 涂国华, 张毅锋, 徐国亮, 袁先旭, 陈诚

2017, 35(3): 311-337. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0030

摘要(754) HTML (301) PDF(873)

摘要:
高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩，层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别，转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一，是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状，并将其归为三类：已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响；已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响；未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出，在今后的高超声速边界层转捩研究中，建议把单个影响因素独立出来研究，尽量避免多因素相互干扰；高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用；转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响；转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法；转捩飞行试验十分重要，飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。

宽速域RANS-LES混合方法的发展及应用

肖志祥, 罗堃宇, 刘健

2017, 35(3): 338-353. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0048

摘要(247) HTML (55) PDF(561)

摘要:
传统的雷诺平均方法（RANS）已经不能满足大范围分离、激波振荡、压力脉动、动载荷等极端工况下的流动预测需求；大涡模拟（LES）、直接数值模拟（DNS）等方法资源耗费多、效率低，离工程湍流问题仍较为遥远。RANS-LES混合方法结合了RANS高效率和LES高精度的特点，近期有望大规模应用到工程湍流问题中。首先对现有的RANS-LES混合方法进行了归类，对各自的构造思想、特点进行了分析。然后报告了脱体涡模拟（DES）类方法的发展历程和现状，讨论了使用DES类方法计算分离流动时，对流项离散格式对分离特性、小尺度结构及频谱特性等的影响，并构造了自适应耗散函数。最后介绍了近年来国内外RANS-LES混合方法在宽马赫数范围（马赫数从0.1到20）内的机理研究和工程应用。现有的以DES类方法为代表的RANS-LES混合方法能够较为精细地模拟非定常大分离流动中的复杂现象，但在计算效率等方面还有较大的改进空间；植入式DES方法在模拟全机带部件流动上具有较高的效率和模拟精度，是重要的发展方向。RANS-LES混合方法在动态失速、燃烧、气动弹性、气动噪声、气动光学等与非定常流动密切相关的方面也有广阔的应用前景。

大迎角前体涡控制方法综述

翟建, 张伟伟, 王焕玲

2017, 35(3): 354-367. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0018

摘要(167) HTML (39) PDF(589)

摘要:
大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中，偏航控制能力严重下降。同时，背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布，从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力，并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩，在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中，被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等；主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中，涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力，具有一定的工程应用价值。最后，对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。

直线翼垂直轴风力机气动特性研究综述

李岩, 郑玉芳, 赵守阳, 冯放, 李建业, 王农祥, 白荣彬

2017, 35(3): 368-382. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0189

摘要(410) HTML (49) PDF(1139)

摘要:
直线翼垂直轴风力机是当前升力型垂直轴风力机的典型代表，凭借着无需对风、结构简单、造型独特等优点在中小型风能利用领域受到越来越多的关注。但由于其气动特性复杂，且研究时间相对较短，尚有许多问题需要研究，还有很广阔的发展空间。本文以直线翼垂直轴风力机的气动特性研究为对象，介绍了风力机气动特性研究历程、研究现状、主要工作原理，及气动特性分析理论、常用的研究方法，尤其是对如何改善直线翼垂直轴风力机在低风速下的起动特性问题和高转速下的气动特性发挥问题的国内外研究进展进行了分析和总结，并对今后的研究趋势进行了展望。

滑流对飞机纵向静稳定性影响的数值模拟

任晓峰, 段卓毅, 魏剑龙

2017, 35(3): 383-391. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0006

摘要(186) HTML (25) PDF(400)

摘要:
针对某“机身+机翼+襟翼+短舱+螺旋桨+平尾”简化构型，开展低速大拉力系数工况下强螺旋桨滑流的数值模拟。模型为翼吊双发布局，动力计算时分为三个计算域，分别为两个包含螺旋桨的旋转域和一个静止域。采用商业软件ICEM CFD生成多块面搭接非结构网格，在机体表面和滑流区域对网格进行加密以便于捕捉螺旋桨滑流的发展及其与机翼、尾翼等部件之间的干扰。采用ANSYS CFX软件求解雷诺平均Navier-Stokes方程，使用多参考坐标系（MFR）方法模拟螺旋桨的旋转。基本构型有/无动力的计算结果表明螺旋桨动力及其产生的滑流对模型的纵向静稳定性影响较大，模型的纵向静稳定性在迎角较小时下降明显甚至丧失，在迎角较大时反而略有增加。一般而言，涡桨飞机平尾处的流场受气动布局、迎角、机翼及襟翼的下洗和螺旋桨滑流及其强度等因素的共同影响。对模型各部件的俯仰力矩特性及尾翼区流场细节进行详细分析可知，小迎角时飞机纵向静稳定性的下降是由于平尾受到机翼及襟翼较强的下洗作用而导致效率下降，而此时平尾没能进入滑流区，不能有效利用滑流区内高能气流来提高平尾效率。并且由于两个螺旋桨同为逆时针旋转，右侧平尾的贡献高于左侧平尾。为了验证这一结论，分别将螺旋桨向上平移0.7m和将平尾下移0.86m并进行数值模拟，结果表明平尾对模型纵向静稳定性的贡献均有增加。

栅格翼大缩比模型超声速风洞试验方法研究

魏忠武, 秦永明, 杨学军, 张江, 欧平

2017, 35(3): 392-398. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0024

摘要(129) HTML (30) PDF(886)

摘要:
栅格翼大缩比模型在进行超声速风洞试验时，由于缩比模型的格栅厚度较小、格栅间距较小等问题使得模型加工困难，同时模型结构强度难以满足超声速风洞试验要求，风洞试验中无法真实模拟栅格翼模型的气动特性和飞行器的静稳定特性。针对该问题，基于超声速线化理论对栅格翼提出等效模拟方法。等效模拟方法是设计栅格翼的等效模型，该等效模型与原栅格翼模型气动特性相同。等效模拟方法处理方式为在保持栅格翼外轮廓尺寸及栅格四边之间几何角度不变情况下，按比例系数k减少栅格数，栅格间距增加k倍；保证栅格翼的格宽比不变，将栅格翼弦长增加k倍；保证栅格翼的相对厚度不变，栅格翼筋板厚度增加k倍；等效模型和实际模型纵向压心位置需保持不变。以等效模型和实际模型进行了超声速风洞对比试验，试验结果表明：等效模型和实际模型升力一致，阻力大致相同；飞行器等效模型的静稳定特性和实际模型的静稳定特性相同；栅格翼阻力对飞行器质心所产生的俯仰力矩较升力对飞行器质心所产生的俯仰力矩是小量，栅格翼等效模型在阻力上的微小差异对飞行器的静稳定性影响不大。等效模拟方法可以较好地模拟栅格翼的气动特性和飞行器的静稳定特性，同时解决了大比例缩比所遇到的加工问题和结构强度问题。

大型运输类飞机后缘襟翼气动载荷特性分析

熊磊, 刘洋, 毛俊

2017, 35(3): 399-403. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0072

摘要(170) HTML (39) PDF(418)

摘要:
后缘襟翼气动载荷计算是大型运输类飞机增升装置设计工作中的关键步骤之一。在新型民用运输机的研制与适航取证工作中，发现现有的襟翼载荷计算方法在某些特殊工况下并非足够保守。某型支线客机襟翼测压试飞中测得其巡航构型下襟翼气动载荷相对计算值有较为明显的增加。在分析对比了试飞与风洞试验的压力分布数据，并借助CFD工具进行定性分析后，最终证明气动载荷的增加主要由襟翼舱的密封失效所造成。以往载荷计算时，襟翼舱内部的襟翼表面压力通常赋值为0，这在襟翼舱保持密封时是可靠的；但在实际飞行中，襟翼舱处襟翼与机翼主翼面后缘之间的密封装置通常会由于制造或受载变形等原因失效，此外该位置附近的扰流板也会在飞行时浮动或偏转，这些都会导致襟翼舱内部气压降低到当地外界的静压值，使得巡航构型襟翼压力分布在头部有一个较为明显的平台式增加。另一型单通道干线客机通过低速风洞测压试验发现在小襟翼偏度构型时襟翼的法向气动力系数有明显增加，采用该试验结果作为输入，计算得到的考虑扰流板偏转影响的小襟翼偏度构型襟翼气动载荷，甚至超过了扰流板未偏转时所有增升构型下的襟翼最严重载荷。通过对压力分布数据及CFD计算得到的二维流场的分析，证明扰流板偏转造成襟翼载荷增加的主要原因是前者对后者的上洗效应。扰流板的偏转将增加其下游襟翼处的当地迎角，使得后者在小偏度时就接近其在大偏度时的法向力系数，之后由于小襟翼偏度构型时更大的襟翼设计速度与对应速压最终造成了载荷增加。针对上述两个问题提出了符合客观流动规律的方法进行补充和修正：在计算巡航构型襟翼载荷时，可在原有测压试验得到襟翼压力分布的基础上补充平顶型前缘分布作为载荷计算输入；而在计算小襟翼偏度增升构型襟翼载荷时，则可以采用工程方法预估扰流板偏转带来的载荷增量。上述方法已在实际工作中得到验证和应用。

高超声速再入飞行器头部辐射加热特性研究

陈思员, 陈亮, 苗文博

2017, 35(3): 404-407. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0053

摘要(203) HTML (64) PDF(527)

摘要:
高超声速再入飞行器的热环境特性是热防护设计的重要基础。它主要包括辐射加热和对流加热，一般情况辐射加热较小可以忽略，但部分再入飞行器在低空还具有极高的速度，辐射加热不能忽略。本文针对高超声速再入飞行器驻点的辐射加热特性开展了研究，采用高温空气辐射加热的四光谱带模型，同时计算方法中考虑了非平衡辐射加热及其“截断效应”。计算结果表明，在低空高速再入阶段，辐射加热比较明显，热防护设计需要考虑辐射加热。辐射加热主要由可见连续光谱辐射构成，红外线谱和紫外线谱的辐射加热也比较明显，紫外连续谱辐射以及非平衡辐射效应均不明显。辐射加热沿球头驻点至球头外边缘逐渐减小，影响辐射加热的主要因素有头部半径、飞行高度和飞行速度。

基于近似模型的空心弹气动外形数值优化

赵强, 陈志华

2017, 35(3): 408-414. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0056

摘要(166) HTML (27) PDF(415)

摘要:
作为一种新型超声速弹药，空心弹具有阻力小、精度高等优点，在航空与防空弹药领域具有广阔的发展前景。本文以课题组前期研究的某30mm空心弹为例，基于四阶多项式响应面近似模型，综合运用UG、ICEM CFD、FLUENT、MATLAB等软件，结合单纯形法，以最小阻力系数为目标对空心弹的气动外形进行了优化，得到了α=0°、Ma=3.0条件下的空心弹最小阻力系数及气动外形参数，该阻力系数与前期数值模拟研究结果相同。在此基础上，以最小阻力系数为目标对α=0°与4°、Ma=2.5~4.0条件下的气动外形进行了优化，得到了相应外形参数的变化范围。另外，利用Kriging近似模型和NSGA-Ⅱ优化算法等，并以最小阻力系数和最大升阻比为目标，对α=4°、Ma=3.0条件下的空心弹气动外形进行了优化，得到了相应的优化外形。与初始弹形相比，优化后空心弹的气动阻力明显减小。本文验证了近似模型可用于空心弹气动外形优化设计，可为相关工程应用与研究提供重要参考。

双向飞翼空天飞行器概念外形研究

刘晓斌, 徐柯哲, 朱国祥

2017, 35(3): 415-420. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0021

摘要(391) HTML (47) PDF(464)

摘要:
空天飞行器飞行速域宽，气动外形需同时考虑起飞高升力与超/高超声速高升阻比需求，给飞行器的气动布局设计带来很大难度。双向飞翼飞行器概念具有两个互相垂直的对称面，在亚声速时以大展弦比模态飞行，可获得足够的升力，超/高超声速时以小展弦比模态飞行，可尽量降低激波阻力，飞行模态转换的转换通过机身旋转90°实现，可能解决宽速域高升阻比设计矛盾。本文据此构建了一种双向飞行空天飞行器外形，并开展了CFD数值仿真。结果表明，与Sanger类常规布局的空天飞行器相比，双向飞翼概念外形的亚声速时最大升阻比为16，提升30%~50%；高超声速段升阻比性能基本相当，最大升阻比4，说明该外形是一种有潜力的空天往返飞行器方案。在此基础上，从飞行器技术实现角度，系统梳理了双向飞翼飞行器方案面临的三大技术难点，并提出了可行的解决途径或可能的攻关方向。针对飞行器纵向静不稳定度偏大问题，提出调整机身平面形状和剖面形状等，可使静不稳定度降低至10%以内；针对飞行模态转换控制困难问题，创新性地提出了一种基于非对称垂尾的控制方法，在飞行器两个飞行模态下各安置一片垂尾，在提供了足够的模态转换控制力矩的同时，改善了飞行器的横航向稳定性；针对发动机耦合设计问题，提出了一种新的涡轮和火箭发动机独立垂直布置的方法，降低了空天飞行器对组合动力技术的依赖性，有助于双向飞翼空天飞行器的早日实现。

基于激波装配法的乘波体设计与分析

陈冰雁, 刘传振, 纪楚群

2017, 35(3): 421-428. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0039

摘要(217) HTML (55) PDF(545)

摘要:
乘波体外形通过在给定的高超声速激波流场中使用流线追踪法设计得到，传统的乘波体设计一般采用二维楔形或者轴对称锥形流场生成，设计空间受限。为拓展乘波体设计空间，引入激波装配法，数值计算带激波的流场，建立了普适于一般三维流场的乘波体设计方法，突破了传统乘波体设计方法的流场限制。引入“导波体”定义三维流场的生成外形，采用平切导波体流场激波及正向追踪流线的方法设计乘波体外形。通过几类导波体流场生成乘波体的算例，分析了导波体与乘波体之间的关系，包括纵向截面外形、横截面外形以及前缘外形等。分析表明，双锥体在后体产生的激波或膨胀波能有效地改变导波体速度沿纵向的分布特性，利用该特性可在俯视平面形状受约束的情况下实现对乘波体构型纵向稳定性的按需设计；通过改变导波体横截面外形，可以改变速度沿展向的分布特性，从而实现乘波体横截面外形改变；乘波体前缘外形主要与导波体激波在俯视面上的外形相关，通过后体扩张的双锥外形能够生成双前缘乘波体外形。本文指出乘波体与导波体外形之间存在定性对应关系，其关系可作为乘波体设计时导波体选择的参考依据，为扩大设计空间、设计优良乘波体奠定了基础。

三维超声速流动的压力反问题

蓝庆生, 赵玉新, 赵一龙, 刘红阳

2017, 35(3): 429-435. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0156

摘要(174) HTML (38) PDF(355)

摘要:
为了进一步探索三维超声速流道的设计方法，采用一种预设壁面压力分布计算壁面型线的思想，并结合双特征线方法提出一种全三维超声速流动压力反问题的求解方法。在三维超声速流场设计中，可直接根据来流条件和壁面压力分布求解壁面的三维坐标，通过空间步进的方式，使得解在一系列解平面上推进，从而使得所设计的型面与预设的壁面压力分布相容。通过Prandtl-Meyer膨胀波的理论解验证了该格式的设计精度。根据预设的压力分布，设计了圆形和椭圆形入口的三维超声速喷管，并将设计方法与数值模拟进行对比验证。验证结果表明：所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好，因此基于双特征线的压力反问题求解方法具备三维超声速气动设计的能力，并具有纯三维、高精度、壁面压力分布可控的优势，对未来高超声速气动设计应用将起到重要的支撑作用。

高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析

张胜涛, 陈方, 刘洪

2017, 35(3): 436-443. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0036

摘要(222) HTML (45) PDF(426)

摘要:
通过分析高超声速流场-热-结构耦合问题的机理过程，对多场耦合模型进行了数学物理描述，以此发展了松耦合分析策略框架。在此基础上，采用自适应耦合计算时间步长、混合插值策略和复杂外形网格变形等方法，实现了多场耦合分析平台。针对高超声速飞行器进气道前缘结构的耦合特征进行了初步分析研究，计算结果揭示了在持续长时间飞行条件下流场-热-结构耦合的时空分布特征，为深入开展高超声速飞行器热防护系统的综合性能评估及优化提供了理论与技术支撑。

乘波体荷兰滚模态特性研究

刘文, 张陈安, 王发民

2017, 35(3): 444-453. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0024

摘要(208) HTML (31) PDF(305)

摘要:
乘波体非轴对称、扁平、大长细比的几何外形特点决定了其存在严重的横航向耦合动稳定性问题。目前对乘波体横航向稳定性的研究还相对较少，且一般只针对单一外形，对飞行器设计未能获得有指导意义的定性、定量结论。以幂次乘波体为研究对象，首先引入设计参数kw和φ描述其外形特点，然后结合CFD数值模拟和Kriging代理模型，获得了整个设计参数空间内乘波体的静/动导数，进而通过求解飞行动力学耦合方程特征根获得乘波体的横航向耦合动稳定荷兰滚模态特性。定义了荷兰滚动稳定性导数的概念，推导了荷兰滚阻尼近似表达式，解释了不同攻角下荷兰滚模态发散/收敛的成因，获得了荷兰滚阻尼随设计参数和攻角的分布规律。推导了荷兰滚频率近似表达式，获得了荷兰滚频率随设计参数和攻角的分布规律。

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2017年第35卷第3期

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