空气动力学学报

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《空气动力学学报》2017年6期pdf合集

2017, 35(6).

摘要(20) PDF(5)

摘要:

刘沛清, 邢宇, 李玲, 郭昊

2017, 35(6): 751-759. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0063

摘要(167) HTML (22) PDF(321)

摘要:
起落架部件是现代大型飞机在起飞、着陆阶段时最主要的一类机体气动噪声源。本文主要概括了国内外利用风洞试验、飞行试验和数值模拟等手段在大型飞机起落架气动噪声研究领域所取得的研究成果和最新进展，主要包括起落架噪声的产生机理、起落架降噪的主要方法、风洞试验需要遵循的相似律和工程预测起落架噪声方法的发展等。已有的研究表明，起落架宽频噪声主要包括分离噪声和上下游部件相互干扰噪声两类，而纯音噪声主要来自空腔结构的声激振现象。使用整流罩、等离子体激励等主、被动控制技术抑制钝体分离和流动干扰现象，这些方法能够显著降低起落架噪声。文末还对起落架噪声的未来研究进行了展望。

基于POD方法的复杂外形飞行器热环境快速预测方法

聂春生, 黄建栋, 王迅, 李宇

2017, 35(6): 760-765. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0157

摘要(140) HTML (26) PDF(223)

摘要:
使用CFD数值方法获得三维热环境数据库，利用本征正交分解对CFD数据库进行降阶处理，结合相应的基系数插值方法，快速预测出未知状态下满足精度要求的表面热环境参数。以Hermes外形为研究对象，建立热环境数据库，使用本文提出的方法预测未知来流状态下模型表面热流，并和CFD结果进行对比。结果表明，该方法可大幅提高计算效率，不损失预测精度。分析了数据库包络性对重构精度的影响。实现了沿给定弹道的三维热环境快速预测。该方法能够反映真实的热流空间分布特征，快速获得精确的激波干扰区热流，有力地弥补了工程算法的不足。

高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计

胡振震, 李震乾, 陈爱国, 石义雷

2017, 35(6): 766-771. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0141

摘要(129) HTML (35) PDF(205)

摘要:
开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。利用构造的AQA分段曲线，分析喉道上游圆弧长度和喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函数的两种收缩曲线，借助控制参数使得出入口曲率半径任意可调。采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连续对于Cresci和Sivells喷管出口流场的影响。研究表明：喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致的关键；当无法保证喉道曲率半径连续时，应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小。

高超声速壁湍流入口条件生成方法的比较

禹旻, 袁湘江, 朱志斌

2017, 35(6): 772-776. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0177

摘要(142) HTML (16) PDF(334)

摘要:
给定恰当的入口条件是开展壁湍流数值模拟的关键问题。选取基于有限差分的直接数值模拟方法结合高精度的计算格式，详细讨论了自然转捩、波纹壁面结构导致的“Bypass”转捩和利用时间发展湍流场进行参数回收促发转捩这几种湍流入口生成方法在高超声速条件下的可行性，分析了这几种方法各自存在的优点和不足之处。计算结果表明，Bypass转捩和利用时间发展流场进行参数回收方法相比自然转捩能快速促发转捩，但自然转捩得到的湍流场品质更好。该项研究为高马赫数壁湍流数值模拟入口条件的选取提供参考依据。

尖楔前体飞行器FADS系统的神经网络算法

王鹏, 胡远思, 金鑫, 张卫民

2017, 35(6): 777-780, 791. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0064

摘要(128) HTML (31) PDF(255)

摘要:
对人工神经网络算法在尖楔前体飞行器用嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System，FADS）中的应用进行了探讨。针对该FADS系统存在的建模困难及解算精度低的问题，采用BP神经网络算法代替传统的空气动力学模型，通过合理选择网络结构参数及训练验证，分别建立了FADS系统的含有单隐含层的三层网络模型及含有双隐含层的四层网络模型，对攻角、侧滑角、自由来流静压及马赫数等参数进行求解。数值仿真结果表明，建立的用于尖楔前体飞行器的FADS系统的神经网络算法求解精度较高，且含有双隐含层的网络模型精度优于单隐含层的模型精度。

翼吊布局民机短舱位置气动影响

张冬云, 张美红, 王美黎, 向传涛

2017, 35(6): 781-786. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0069

摘要(195) HTML (39) PDF(207)

摘要:
高涵道比发动机使得飞机/发动机近距耦合，造成气动力特性恶化。本文使用CFD方法对孤立通气短舱、某型民机机翼/机身组合体以及机翼/机身/短舱组合体构型进行黏性绕流数值模拟，分析流场特征，得出短舱安装干扰阻力水平；分别改变短舱安装的前伸量、下沉量、俯仰角、内撇角等参数，研究短舱不同在翼位置对高速巡航升阻特性的影响，支持短舱在翼位置气动优化。

一种仿HX扁平面对称类升力体布局气动特性分析

刘深深, 解静, 冯毅, 唐伟, 桂业伟

2017, 35(6): 787-791. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0187

摘要(161) HTML (70) PDF(195)

摘要:
为解决HTV-2飞行器存在的横侧向稳定性问题，采用二次曲线方法及CST方法，提出了一种对HTV-2外形进行改进的仿HX气动模型，并对二者气动特性进行了综合对比分析。重点探究了仿HX外形在横侧向稳定性方面相比于HTV-2的改进，同时对仿HX飞行器两侧小翼采用正交设计进行了关键气动布局参数分析，并对尾部控制舵进行了匹配设计。结果表明，HX外形在保持HTV-2外形高升阻比特性的同时，能够显著地增强偏航方向的稳定性，改进效果主要与两侧小翼翼高及面积呈正相关，在小安装角度下对安装角度变化不敏感。同时经过质心与控制舵匹配设计，该方案具备较高的控制效率和合理的配平攻角范围。

过失速薄翼增升流动控制方法

吴继飞, 王志金, GURSULIsmet

2017, 35(6): 792-796. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0068

摘要(132) HTML (43) PDF(214)

摘要:
在低速风洞中对薄翼升力特性进行了试验研究。采用吸气装置在翼型上表面进行流动控制，利用外式天平测量翼型气动力，利用PIV测试设备获取翼型表面流场。试验来流速度为5m/s，雷诺数6.7×10⁴。研究结果表明：过失速条件下，合适的吸气控制可以使翼型失速迎角延迟近7°，最大升力系数可增大近一倍；在翼型前缘进行吸气流动控制时，较小吸气流量即可延缓翼型失速，但当吸气流量达到一定值时后，随吸气流量增大翼型升力基本保持不变；流动控制参数存在优化空间，当吸气相对位置位于x/c=0.4附近时，吸气流量小于3%即可产生较大的升力增量。

电大尺寸目标电磁散射的并行FVTD计算

许勇, 黄勇, 余永刚

2017, 35(6): 797-800. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0071

摘要(114) HTML (26) PDF(236)

摘要:
实际目标的高频电磁散射模拟属于电大尺寸目标电磁计算问题，其高精度数值计算通常伴随着大存储量和大计算量的沉重负担。为保证高精度数值计算，构建了直接求解电磁学麦克斯韦方程组，采用贴体多块结构网格的时域有限体积法（FVTD）解算器。为解决大规模网格带来的大计算量问题，则采用MPI并行编程，进行网格多进程分割、负载平衡以及进程通信设置和程序并行化处理，成功地对电大尺寸飞翼外形进行了L波段双站电磁散射场和雷达截面（RCS）计算。结果表明pmbRCS3d这一并行高精度电磁散射模拟软件具有稳定和鲁棒特性，适合进一步应用于目标更高频段电磁散射计算。

城市地貌高空台风特性及湍流积分尺度的研究

王澈泉, 李正农, 胡佳星, 张学文, 周利芬, 曹守坤

2017, 35(6): 801-806, 822. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0090

摘要(111) HTML (19) PDF(247)

摘要:
基于2014年第10号台风“麦德姆”在城市地貌的高空实测风场资料，共选取五个时距（30s、1min、5min、10min和20min）进行分析，得到平均风速、风向、湍流度、阵风因子和脉动风速谱等强风特性；然后采用两种基于Taylor假定的方法来计算湍流积分尺度，分别从平均风速、湍流度和阵风因子等要素来探讨不同时距对湍流积分尺度的影响。分析结果表明：当平均时距为5min时，计算得到的平均风速较大、湍流度和阵风因子均较小，对应的方差与变异系数也较小，根据其计算得到的湍流积分尺度分布最为集中，其中又以自相关函数积分法得到的方差最小，最为合理。

基于网格框架的结构网格自动重构技术

庞宇飞, 卢风顺, 蔡云龙, 张书俊, 孙俊峰

2017, 35(6): 807-811. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0179

摘要(143) HTML (26) PDF(204)

摘要:
针对气动弹性等多学科耦合计算过程中出现的外形剧烈变化情况，提出了一种基于网格框架的多块结构网格自动重构技术，基本思想是：首先提取多块分区结构网格的网格框架，然后借助其它学科计算得到的物面变形信息以及拟合样条曲线来重构框架线，最后利用更新的框架线自动生成变形网格。该方法已被应用到某翼身组合体外形的气动弹性计算。

基于Pareto分布的风压极值计算方法

李正农, 曹守坤, 王澈泉

2017, 35(6): 812-816. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0143

摘要(149) HTML (24) PDF(289)

摘要:
为了利用短时距样本得到具有指定保证率的风压极值，根据风压时程的自相关分析，从短时距风压样本中得到足够的峰值风压样本，通过Pareto分布Ⅰ型分布拟合峰值样本的高尾部数据，并利用广义极值分布和广义Pareto分布之间的关系对风压的极值做出估计，得到基于Pareto分布的风压极值计算方法。高层建筑表面的围护结构设计取决于结构的表面风压极值的选取。为了获得准确的风压极值，利用高层建筑风洞试验多次独立采样得到的数据，将基于Pareto分布的风压极值计算方法与基于经典极值理论改进的Gumbel法、改进峰值因子法和Sadek-Simiu法进行了比较，从风压极值的期望值和指定保证率的极值两个方面对比可以发现，前者可以得到更为准确的估计。

荧光油流显示技术在高超声速风洞中的应用

陈磊, 朱涛, 徐筠, 江涛

2017, 35(6): 817-822. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0150

摘要(146) HTML (53) PDF(196)

摘要:
通过原理性试验分析了系统组成中主要部件的参数指标，搭建了试验平台，完成不同颜色和类型荧光示踪剂的对比试验，筛选出性能可靠的荧光示踪剂，制作了荧光油膜，最后成功地将荧光油流显示技术应用到CARDC中的Φ1m高超声速风洞中。并对荧光油流图像定量化显示技术进行了研究，结果表明，根据荧光油膜发出的荧光信号，能够推算出荧光油膜的厚度信息。

民用飞机静压孔布局规律

周峰, 赵克良, 张淼, 汪君红

2017, 35(6): 823-827. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0140

摘要(180) HTML (52) PDF(216)

摘要:
对民用飞机静压孔布局规律进行了研究。确定相关条例中静压孔的安装使用要求，将其转换成具体的设计分析技术指标；利用数值模拟方法对翼身组合体构型进行气动计算，得到不同状态下机身表面压力分布；对机身表面压力分布均方根进行分析，得到机身表面静压随马赫数、攻角变化较小的区域，定义为稳压线；将机身等直段等效为圆柱体，将来流分解为轴向平直流动和圆柱周向绕流，通过圆柱绕流C_p分布理论分析，获得与计算结果一致的稳压线分布规律，表明稳压线分布规律的普适性。开展高低速测压风洞试验，对稳压线规律进行验证，结果表明稳压线上压力分布变化范围趋近于0，试验结果与CFD计算结果以及理论分析结果高度一致，证明了稳压线计算及分析方法合理、可行，静压孔布局规律的正确、普适。所得稳压线分布规律可为常规布局民用飞机静压孔布局提供直接参考。

电弧风洞转动部件动密封试验

杨远剑, 陈德江, 赵文峰, 张松贺, 江波

2017, 35(6): 828-831. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0147

摘要(130) HTML (31) PDF(161)

摘要:
翼/舵等部件在转动条件下热结构/匹配/密封考核一直是高超声速飞行器研制阶段的技术难点，以前该类考核基本采用高超声速验证器在飞行条件下直接考核。基于该地面考核难题，在电弧风洞上开展了相应的试验技术研究，针对如何建立流场、解决流场堵塞、转动条件下流场控制等技术问题提出了相应的解决方案，并成功应用于转动部件热结构、热匹配及热密封试验中，结果表明：试验模型表面热流分布与飞行条件下较为一致，转动过程中流场稳定，在国内首次实现了高超声速飞行器转动部件动密封地面试验考核。

飞翼布局气动外形设计

余永刚, 黄勇, 周铸, 黄江涛

2017, 35(6): 832-836. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0163

摘要(186) HTML (37) PDF(322)

摘要:
双后掠前缘飞翼布局具有较好的气动隐身特性，是近年的一项研究热点。其纵向气动特性设计的主要难点是如何在小俯仰力矩的约束下实现高升阻比设计。本文从平面形状选择、重心位置选择、翼型选择/优化与配置等方面提出了一些设计思路，设计了一种双后掠前缘飞翼布局，并通过数值模拟和风洞试验两种手段，验证了设计思路的合理性。CFD计算表明该布局在亚声速设计点具有较高升阻比和较小的俯仰力矩系数。

导弹侧向喷流干扰及多喷口耦合效应数值模拟

贾洪印, 吴晓军, 周乃春, 赵辉

2017, 35(6): 837-840. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0083

摘要(112) HTML (35) PDF(211)

摘要:
侧向喷流与外部来流的干扰流场相当复杂，流场内会出现弓形激波、再附激波和分离旋涡等复杂的物理现象。通过数值求解NS方程，对导弹的侧向喷流干扰流场进行了数值模拟研究，重点讨论了采用空气冷喷流进行喷流干扰模拟的相似模拟准则，通过与燃气喷流的对比，验证了喷流干扰模拟准则在导弹侧向喷流干扰数值模拟中的可靠性。利用建立的侧向喷流模拟方法，对某导弹外形的多喷口耦合效应进行了数值模拟研究，分析了侧向多喷口耦合干扰下的放大因子及流场结构，相关结论可为导弹喷流控制系统设计提供参考依据。

大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验

郭洪涛, 陈德华, 吕彬彬, 余立, 祖孝勇

2017, 35(6): 841-845. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0075

摘要(160) HTML (48) PDF(210)

摘要:
基于静气动弹性风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应。试验结果表明：在设计巡航点，静气动弹性对大展弦比超临界机翼的气动特性影响明显，可使机翼的升力系数降低21%、升阻比增加8%、焦点前移约1%b_A；在超过巡航马赫数后，静气动弹性效应使得机翼气动特性有恶化的趋势。跨声速时，马赫数和速压对机翼的静气动弹性效应具有较大影响，且影响规律呈复杂非线性，难以依据现有理论分析准确预计。

考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析

李继广, 陈欣, 李震

2017, 35(6): 846-849. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0061

摘要(142) HTML (48) PDF(252)

摘要:
在隐身要求约束下，设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术，分析了增升装置对尾流消弱的作用，从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明，该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比，并能起到减弱尾流的作用。最后分析了增升、减阻、消弱尾流的机理，解释了在大迎角条件下气动优化效果更好的原因，并与常规布局飞机翼尖小翼的作用作了对比。

飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响

姚军锴, 曹德一, 何海波

2017, 35(6): 850-854. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0088

摘要(139) HTML (42) PDF(219)

摘要:
采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响。结果表明：舵面缝隙使得内侧、外侧升降副翼的操纵效率均有所降低，且舵面缝隙越大，操纵效率的降低量越多；有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高。内、外侧升降副翼操纵效率降低的原因是下表面气流通过舵面缝隙流至上表面从而降低了上下表面压力差和阻滞了主流；开裂式方向舵大舵偏时操纵效率增加的机理在于有缝隙时下翼面高压气流通过缝隙注入上翼面回流区从而降低回流范围。

移动式冰风洞试验方法研究和应用

李斯, 于雷, 金沙, 裴如男

2017, 35(6): 855-859. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0121

摘要(142) HTML (43) PDF(160)

摘要:
为了探索掌握移动式冰风洞校测、结冰和防/除冰试验的一般方法，使其可用于飞机进气系统地面防冰试验，开展了对移动式冰风洞模拟云雾参数的校测。通过金属圆柱管结冰对比确定水滴过冷距离，采用格栅测量云雾均匀性，利用机载雾滴组合探测器测量水滴直径与液态水含量，并对发动机短舱唇口模型、NACA23012翼型模型进行了结冰和防/除冰研究试验。研究表明虽然户外模拟结冰条件受环境因素影响较大，但移动式冰风洞喷雾性能良好，试验能够反映在各因素影响下的一般结冰规律，可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求。

空气动力分析中动网格技术的数值阻尼

赵张峰, 邓洪洲

2017, 35(6): 860-865. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0080

摘要(102) HTML (22) PDF(201)

摘要:
利用FLUENT进行空气动力分析，并采用常加速度Newmark法计算物体运动参数时，动网格宏模块由于数据传递方式的限制，修改了常加速度Newmark法的原有算法，动网格宏模块的软件算法其有效性存在质疑。针对以上问题，首先给出数值算例以显示软件算法的缺陷特征，提出软件算法会引入数值阻尼的假定，而后通过数学手段证明数值阻尼的存在，并给出数值阻尼的理论计算公式。之后，给出算例，得出算例的数值阻尼，并利用数值阻尼修正软件算法，同时验证理论公式的有效性。最后给出文章理论的工程应用。

渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却特性数值模拟

黄康, 马护生

2017, 35(6): 866-869. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0081

摘要(104) HTML (35) PDF(142)

摘要:
为进一步改善气膜冷却效果，提出了渐扩后倾肩臂孔的构型。对圆形孔、扩张孔、原肩臂孔和渐扩后倾肩臂孔的平板气膜冷却特性进行数值计算研究，主要分析了各孔型在吹风比0.5~2.0情况下的展向平均气膜冷却效率。研究表明：采用渐扩后倾肩臂孔的平板模型可提高展向平均气膜冷却效率，在各吹风比方案下气膜冷却性能均优于其它三种孔型，扩张孔方案气膜冷却性能次之，原肩臂孔方案略优于圆形孔方案。对吹风比2.0情况下各孔型方案的流场和被冷却壁面气膜冷却效率分布对比得知，渐扩后倾肩臂孔与扩张孔出流口下游截面中心处的流场及温度场相似，但渐扩后倾肩臂孔两侧的出流小孔对中心的肾形涡有一定的抑制作用，从而使渐扩后倾肩臂孔中心线附近的绝热气膜冷却效率也比渐扩孔还要高。圆形孔数值计算结果与试验数据对比的一致性验证了计算模型的可靠性。

低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究

郑新军, 焦仁山, 苏文华, 马洪雷, 张连河

2017, 35(6): 870-874. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0114

摘要(117) HTML (32) PDF(183)

摘要:
针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题，采用风洞试验研究的方法，开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验，对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三维外形、支杆直径选取原则等进行了研究。获得了对雷诺数不敏感、支架干扰量小且稳定的腹撑支杆，并通过与其他风洞试验对比，进一步验证了FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度。

8m×6m风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术

陈洪, 刘李涛, 巫朝君

2017, 35(6): 875-878. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0133

摘要(104) HTML (42) PDF(197)

摘要:
采用单台抽吸流量达383m³/min的真空泵抽吸系统和最大落压比达3.5的喷流模拟器，在8m×6m风洞建立了大尺度模型进气道和喷流试验技术，可实现8m×6m试验段大尺度战斗机100%进气流量和高落压比模拟要求，通过将3m量级风洞试验模型的比例增大1倍，能够更为精细地模拟战斗机气动外形，获得更为准确的飞机进气道性能、喷流对战斗机气动特性影响及矢量喷管性能参数。

扇翼飞行器气动特性优化设计

李仁凤, 乐贵高, 马大为, 陈帅

2017, 35(6): 879-882, 892. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0173

摘要(137) HTML (33) PDF(164)

摘要:
采用多目标优化和数值模拟结合的方法对扇翼飞行器气动特性进行了优化研究。CFD计算结果与文献结果对比，验证了数值方法的可靠性。计算得到多结构参数影响下扇翼飞行器高升力、低阻力的优化结构参数和主要影响因素。研究结果表明，建立的近似数学模型和优化结果精度较高，满足工程需要。优化后，扇翼飞行器的升力和推力较大，飞行器气动特性得到显著改善。

偏转头弹箭飞行特性

张志勇, 陈志华, 黄振贵

2017, 35(6): 883-886. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0182

摘要(122) HTML (31) PDF(162)

摘要:
偏转头弹箭通过头部偏转来改变气动力，达到增加弹箭射程与提高机动性的目的。对头部偏转角0°~8°、迎角0°~8°、马赫数2~5条件下的飞行流场进行了数值模拟，并与相关实验数据进行对比，验证仿真方法的可靠性。然后利用仿真数据数值模拟偏转头弹箭的外弹道轨迹，分析研究偏转头弹箭的增程原理和其机动飞行的特性。结果表明，偏转头弹箭能带迎角稳定飞行，其升阻比远大于普通弹箭，弹箭射程提高且机动性能优于普通弹箭。

分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法

邓祥东, 郭大鹏, 季军, 白玉平, 杨庆华

2017, 35(6): 887-892. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0113

摘要(123) HTML (24) PDF(163)

摘要:
详细介绍了分离形式后体喷流模型设计中需要注意的关键技术问题，以及相应的设计方法。针对某型飞机高速风洞后体喷流测力试验，以提高分离形式后体喷流试验中的阻力测量精度为目的，精细化设计后体喷流模型的密封以及内外腔压监测点，采用对风洞试验中天平阻力项结果进行修正的方法，得到与国外同类型试验阻力测量精度相一致的结果，阻力测量精度0.0005，证明该修正方法能有效地应用于分离形式后体喷流试验阻力数据的修正，精度满足国军标阻力测量指标。

基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算

王娜, 叶靓

2017, 35(6): 893-896. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0138

摘要(128) HTML (30) PDF(157)

摘要:
在自适应重叠网格系统下，数值求解非定常Navier-Stokes方程，开展了钝前缘三角翼跨声速流场的计算研究。目的在于考察交叠网格系统下，不同迎角的跨声速来流条件时流场细节的捕捉能力。其中，网格方面采用了贴体网格块精确描述机体外形，采用与之交叠的可自适应的直角网格捕捉脱体涡系的发展变化及涡与激波的干扰；求解涡黏性计算方面，采用了Spalart-Allmaras（SA）及其对应的Detached Eddy Simulation（DES）模型。基于以上描述的方法，针对钝前缘三角翼在来流马赫数0.85不同迎角状态进行了计算，比较了雷诺平均与DES计算的结果差异。计算结果表明，在重叠网格系统下，网格构建简便，适用性好，计算具备一定的数值精度；对于大迎角状态，DES方法能够有效地模拟脱体涡系的发展变化，获得更好的计算结果。

低亚声速火箭橇尾流场特性分析

房明, 孙建红, 王从磊, 余元元, 张延泰

2017, 35(6): 897-901. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0132

摘要(150) HTML (28) PDF(146)

摘要:
采用三维不可压Navier-Stokes方程和Realizable k-ε湍流模型，对低亚声速条件下火箭橇试验的流场进行数值模拟，得到了有/无护板火箭橇的流场特性，并对比分析了火箭橇尾流场与飞机尾流场。结果表明，60~90m/s速度条件下，火箭橇受到的气动阻力约为自重的4.8%~8.6%，阻力系数约为0.65，气动升力仅为自重的0.84%~1.9%，升力系数约为-0.005，动力学分析中可以忽略气动升力的影响。不同来流速度下，尾流探测区的无量纲流向速度差值小于8%，无量纲压力差值小于0.5%。低亚声速情况下，来流速度对尾流场特性的影响可以忽略。此外，火箭橇尾流场结构与飞机尾流场结构具有较好的相似性，满足相关速度条件下的动态试验要求。

留言板

2017年第35卷第6期

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