空气动力学学报

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《空气动力学学报》2017年5期pdf合集

2017, 35(5).

摘要(18) PDF(8)

摘要:

王建杰, 易海明, 潘翀, 王晋军, 李天

2017, 35(5): 611-619. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0033

摘要(213) HTML (29) PDF(1071)

摘要:
研究粗糙壁湍流的统计特性和流动结构对于丰富湍流理论和指导工程实践具有重要意义。壁面相似律是粗糙壁湍流研究取得的经典理论，最近关于湍流边界层内-外区不同尺度结构之间存在相互作用的新的认识，对壁面相似律的有效性提出了挑战，壁面相似律的适用性成为目前研究的一个热点问题。针对这一现状，本文概述了近期国内外在粗糙壁湍流研究中的重要成果，并进一步讨论了今后研究的可能方向。

TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证

孙岩, 黄勇, 王运涛, 孟德虹, 王昊

2017, 35(5): 620-624. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0154

摘要(172) HTML (30) PDF(607)

摘要:
在结构网格流场求解软件TRIP基础上，发展了一套静气动弹性计算模块。首先简要介绍了静气动弹性计算模块总体架构、构成单元和耦合策略，然后详细介绍了构成单元中采用的一些数值计算方法。最后利用大展弦比机翼、DLR-F6翼身组合体模型和HIRENASD机翼模型对静气动弹性计算模块进行了测试和精度验证。大展弦比机翼计算结果表明柔度矩阵、模态叠加和有限元数值求解在模态选取合适的情况下能够得到一致的变形计算结果。DLR-F6和HIRENASD模型不同计算软件的结果一致性表明本文静气动弹性计算模块采用了正确的算法流程，而计算与试验的结果一致性表明静气动弹性计算模块具有很好的预测精度。

面向飞行器概念设计的全速域气动分析工具

吕凡熹, 李正洲, 邓经枢, 肖天航, 余雄庆

2017, 35(5): 625-632. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0152

摘要(206) HTML (39) PDF(610)

摘要:
为满足飞行器概念设计中快速气动计算的需求，研究和开发了一种全自动化全速域气动分析集成工具。针对不同的速度域，该工具由三种计算方法组成：1）亚、跨声速情况，采用基于自适应直角网格的非线性全速势方程有限体积解法；2）超声速情况，采用基于自适应直角网格的欧拉方程有限体积解法；3）高超声速情况，采用基于当地表面斜度法的面元法。不同速度域的多种构型飞行器的算例结果表明，该集成工具的计算精度满足要求，且自动化程度高、收敛速度快，可应用于飞行器概念设计的快速气动分析。

Φ240mm高超声速风洞扩压器设计研究

范孝华, 杨波, 朱涛, 钟俊

2017, 35(5): 633-639. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0077

摘要(136) HTML (38) PDF(529)

摘要:
采用一维管流方法对口径为Φ240mm、马赫数6.0的自由射流高超声速风洞扩压器进行设计，运用数值模拟方法对扩压器结构形式进行了筛选，并通过试验验证扩压器设计方法的有效性。结果表明：综合考虑风洞流场品质、扩压器抗反压能力以及扩压器总压恢复等指标，确定单级15°-0.8D_e扩压器方案为最优设计方案；该方案扩压器的试验与数值模拟结果吻合较好，能够使风洞正常起动，并长时间维持风洞正常运行；筛选得到的扩压器方案可用于风洞建设，其设计方法可为同类高超声速风洞扩压器的研制提供参考。

空天飞行器高超声速气动热特性计算方法

王鹏, 房帅, 金鑫, 张卫民

2017, 35(5): 640-644. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0067

摘要(206) HTML (45) PDF(505)

摘要:
通过数值方法和基于无粘表面流线的工程快速方法，计算了空天飞行器基本型在Ma=8.0及Ma=10.2状态下的气动热特性。数值方法计算格式选用Roe的FDS格式，工程快速方法中飞行器的表面流线是通过基于直角网格的无粘Euler方程计算得到的，采用参考焓理论沿流线积分即得到沿流线的表面热流分布。结果表明，本文建立的气动热工程方法及数值方法得到的机身及机翼的热流分布与试验数据吻合较好，得到的驻点热流值与试验数据的误差小于5%。

后壁倒角对开式空腔气动噪声抑制作用研究

吴继飞, 徐来武, 范召林, 罗新福

2017, 35(5): 645-649. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0047

摘要(231) HTML (30) PDF(338)

摘要:
在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究，对空腔后壁进行倒角，以降低气流在该处的撞击强度，从而达到抑制空腔流场气动噪声的目的。试验马赫数（Ma）为0.6~1.2，空腔长深比（L/D）为4.1、4.7。试验结果表明：亚跨声速范围内，随马赫数增大，开式空腔流场气动声学环境恶劣程度加剧，最大总声压级高达170dB以上，声压频谱曲线上存在多个不同模态的单调声；后壁倒角后，腔底总声压级强度明显降低，且其降低程度随马赫数增大愈趋明显，最大可降低近7dB，空腔后壁上主噪声源附近总声压级强度可降低约1dB，声压频谱曲线上的能量峰值明显减弱。

直升机旋翼的瞬态飞行地面效应流场模拟

辛冀, 马成江, 李攀, 陈仁良

2017, 35(5): 650-654. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0066

摘要(154) HTML (59) PDF(456)

摘要:
发展了一种用于分析地面效应中瞬态飞行状态旋翼流场的理论模型，采用CB3D时间步进自由尾迹格式求解旋翼的尾迹结构，并采用面元法模拟地面对旋翼流场的影响，针对离散数值计算中出现的部分尾迹涡线落入地面下方的非物理现象，引入了“等体积”修正方法对地面下方尾迹节点的位置进行修正。新模型计算结果显示，计算所得到的地面效应中“环流”和“地面涡”等特殊流动现象的位置和涡强与试验图像符合良好，可以反映瞬态飞行旋翼地面效应中的旋翼气动力变化机理。

地效机翼气动特性及端板效应数值研究

喻海川, 李盾, 何跃龙, 刘帅

2017, 35(5): 655-658. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0198

摘要(163) HTML (30) PDF(444)

摘要:
采用基于三维非结构直角网格的N-S求解器对机翼模型地效区的流场进行数值模拟。模型剖面为NACA4415，展弦比为2.33，并带有20%平均弦长的副翼及不同尺寸可移除的端板和中心板。通过对副翼偏转角、迎角、相对高度、端板尺寸及是否使用中心板和端板等因素对气动特性影响的研究，表明地面效应在相对高度小于一倍平均弦长时，影响较强；超过这个区域，影响逐渐较弱。其他条件相同时，增加端板尺寸，可有效提高升阻比；端板尺寸相同时，相对高度越小，端板效应越强。

风力机叶片旋转平面内弯曲对动力学响应的影响

李义金, 王同光, 钱耀如

2017, 35(5): 659-664. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0119

摘要(114) HTML (24) PDF(376)

摘要:
采用变分渐近梁截面分析方法（VABS）精确计算旋转平面内弯曲的复合材料叶片截面特性，耦合空间一维Euler-Bernoulli梁模型，分析了不同弯曲幅度对考虑弯扭耦合特性的风力机叶片动力学性能的影响。并采用非定常叶素动量理论，考虑动态入流和动态失速模型求解叶片的气动载荷，分析了叶片前掠和后掠在相同控制策略时各风速下对气动功率的影响，以及在极端阵风条件下的气动弹性响应情况。结果表明叶片弯曲对截面特性和前几阶的固有频率的影响较小，但在扭转方向具有较大影响。同时在相同控制策略下，叶片后掠会使风力机的功率降低，但能有效降低极端阵风下的载荷波动。

超高层建筑涡激振动若干现象

王磊, 张振华, 梁枢果, 王述良, 邹良浩

2017, 35(5): 665-669. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0184

摘要(115) HTML (18) PDF(392)

摘要:
基于超高层建筑多自由度气弹模型风洞试验测得了横风向风致响应，通过测压试验获得了和振动位移同步的表面风压，借助随机减量法识别了不同折算风速下的气动阻尼，通过位移响应谱和风压谱识别得到不同折算风速下模型振动和流体涡脱的主频率。结果表明：在共振风速附近，气动刚度造成的频率改变量不可忽略，并且结构频率与涡脱频率并不是传统认为的锁定与被锁定关系，而是相互影响、动态近似相等的关系。

缩比模型演示验证飞行试验及关键技术

何开锋, 毛仲君, 汪清, 陈海

2017, 35(5): 671-679. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0089

摘要(216) HTML (41) PDF(1410)

摘要:
首先介绍了国内外缩比模型验证机飞行试验及其应用情况，总结了模型飞行试验的四大研究领域：气动布局演示验证、气动力飞行试验、危险边界飞行试验、新概念新技术演示验证试验；其次，分析了模型飞行试验在带动力自主飞行、模型快速结构设计与制造、模型动力系统设计与测试、飞行控制设计与测试、高精度测量与气动参数辨识等关键技术领域的发展趋势，并给出了中国空气动力研究与发展中心在这些技术方面的部分研究结果；最后，对模型飞行试验的未来发展方向进行了展望。

高速风洞模型自由飞试验技术

蒋增辉, 宋威, 鲁伟

2017, 35(5): 680-686, 692. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0101

摘要(154) HTML (21) PDF(493)

摘要:
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍，对风洞模型自由飞试验技术的共性特点，及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是：没有支撑干扰，能够实现模型在风洞中的自由飞行；能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟；试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点：其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究，多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题，而由于试验技术的差异，使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。

串联飞行器级间分离风洞自由飞试验

宋威, 蒋增辉

2017, 35(5): 687-692. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0077

摘要(164) HTML (42) PDF(471)

摘要:
针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题，采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法，很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程，且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。在试验马赫数Ma=2.5，侧滑角β=0°条件下，通过改变初始分离迎角α（0°、5°），研究了分离迎角α对主级与助推级分离后级间相对位置的影响规律。结果表明：初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数，当初始分离迎角α=5°时，主级与助推级分离后级间相对位置变化较α=0°迅速，适当增加初始分离迎角α更有利于飞行器的级间分离；助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后的级间相对位置影响较小，这表明超声速串联布局飞行器在大气层内级间分离的运动特性由主级与助推级所受的气动力主导。

低速风洞模型自由飞试验飞行控制系统相似准则及模拟方法研究

刘志涛, 岑飞, 聂博文, 范利涛, 孙海生

2017, 35(5): 693-699. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0029

摘要(193) HTML (48) PDF(460)

摘要:
低速风洞模型自由飞试验技术具有试验成本低、风险低、试验条件可控、试验数据精度高等优点，是支撑新型飞行器研制和新技术验证的重要试验技术。飞行控制系统作为风洞模型自由飞试验平台的核心系统，与原型机的系统相似是保证试验结果反映原型机稳定与控制特性的关键。从试验相似准则出发，针对飞行控制系统的相似要求进行分析和仿真，研究了其需要满足的相似关系及其模拟方法，分析了飞行控制律相似性转换的方法、系统采样频率的确定以及飞控系统部件动态特性对飞机响应的影响等问题，最后开展了试验验证，验证了飞行控制系统实现以及试验结果应用于原型机飞行稳定与控制响应特性预测的可行性，为低速风洞模型自由飞试验技术的发展与完善提供依据，为其工程化应用奠定基础。

风洞虚拟飞行试验中的飞行控制系统快速原型设计与部署技术

刘志涛, 聂博文, 郭林亮, 祝明红

2017, 35(5): 700-707. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0026

摘要(210) HTML (32) PDF(373)

摘要:
利用风洞虚拟飞行技术可在风洞中开展飞行器的飞行控制验证与评估研究。飞行控制子系统是虚拟飞行试验技术的核心，采用控制系统快速原型技术，可实现嵌入式实时飞行控制代码自动生成和快速部署，从而大幅降低飞行控制系统集成难度，有效提高风洞虚拟飞行试验效率。本文概述了Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统组成和现状，详细介绍了基于该系统的飞行控制系统快速原型开发平台和部署方法，通过某飞机缩比模型全数字仿真、半实物仿真和风洞虚拟飞行试验，验证了该技术具有良好的通用性和开放性等特点，可以满足不同型号飞行器风洞虚拟飞行试验飞行控制系统集成需求。

一种低速风洞虚拟飞行试验装置的建模与仿真

郭林亮, 祝明红, 傅澔, 孔鹏, 钟诚文

2017, 35(5): 708-717, 726. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0164

摘要(176) HTML (27) PDF(459)

摘要:
为实现大角度范围、多自由度的机动动作模拟，研发一种低速风洞三自由度动态试验支撑机构，可模拟绕速度矢滚转机动动作以及失速偏离、尾旋等危险飞行状态。该机构通过两自由度转台和旋转曲杆的组合运动模拟飞机模型的三轴姿态变化。基于多体动力学理论，采用拉格朗日乘子法推导出该机构曲杆-飞机模型的动力学数学模型；模型中考虑了机构与试验模型的约束关系、机构摩擦力矩的影响。仿真结果表明：采用该支撑机构，飞机模型可在水平风洞中实现绕速度矢量滚转等典型机动动作；曲杆和试验模型的滚转运动基本同步；曲杆主要影响速率响应的动态过程，摩擦力矩对速率的动态过程和稳态值有一定影响。以上数学建模和仿真验证可为风洞试验提供理论依据。

改进动态面控制方法及其在过失速机动中的应用

章胜, 汪清, 何开锋, 邵元培

2017, 35(5): 718-726. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0092

摘要(127) HTML (20) PDF(340)

摘要:
为提高模型飞行试验中飞机过失速机动控制品质，发展了一种考虑非定常气动力效应与舵回路作动器模型的改进动态面飞行控制律。针对一般仿射模型情形的控制律设计了流程：首先针对子系统推导动态面控制律，然后综合全系统并考虑控制约束导出滑模控制律，在一定的假设条件下，证明了闭环控制系统为输入-状态稳定。在应用提出的控制方法进行过失速机动控制律设计中，为准确预测飞机非定常气动力效应，利用过载测量量反解飞机气动力、采用微分方程模型计算飞机非定常力矩。由于综合了作动器动力学模型，控制律的控制效果受作动器带宽影响较小，可以有效消除由作动器动态响应引起的控制效果变差问题，同时控制律中对非定常气动力效应的有效预测也有利于过失速机动品质的改善。

一种采用氦气球带飞的高速模型飞行试验方法探索

邵元培, 程焰青, 何开锋, 余永刚, 周宇

2017, 35(5): 727-731, 741. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0122

摘要(177) HTML (29) PDF(439)

摘要:
目前高亚声速以及超声速模型飞行试验存在的困难主要是动力系统难以提供足够推力和短周期自由振荡频率急剧升高等。本文以一典型战斗机为例作了剖析，从剖析结果来看，在高速模型飞行试验中，模型缩尺比例K是最关键的参数。在中国空气动力研究与发展中心设计的翼身融合飞行器C2基础上，探讨了一种新的高速模型飞行试验方法：采用氦气球带飞，自22km高度投放实现超声速飞行，最大飞行速度达到马赫数1.18，这种采用重力克服发动机能力不足的思路是值得深入研究的，按照这种思路，完成了马赫数0.85的6g过载的高能量机动仿真。

MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究

杨庆涛, 周宇, 袁先旭, 官睿, 裘进浩

2017, 35(5): 732-741. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0167

摘要(182) HTML (20) PDF(510)

摘要:
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验，试验模型为锥-柱-裙体，主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求，引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术，设计了一种新型变厚度薄壁测温结构，有效抑制了侧向导热损失，可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据；与现有风洞试验薄壁测热技术相比，该方法可提高有效测量时间，降低时间延迟效应，适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求，采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案，通过改进装配工艺，提高了系统耐压能力，实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明：MF-1模型飞行试验测量系统可靠，获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据；在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差，以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足，是需要进一步改进的问题。

MF-1模型飞行试验结构与热防护关键问题研究

欧朝, 吉洪亮, 肖涵山, 袁先旭, 王安龄

2017, 35(5): 742-749. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0170

摘要(198) HTML (24) PDF(589)

摘要:
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验，试验模型为锥-柱-裙体，主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统，既要满足飞行安全的基本要求，又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求，将“#”字形加强筋结构优化为“米”字形，有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生；针对4片尾翼安装偏角的控制要求，通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法，确保了总安装偏角（代数和）小于7'，有效抑制了弹体滚转；针对表面精度控制要求，提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案，有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明，MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明，MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功，但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差，从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象，凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。

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2017年第35卷第5期

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