空气动力学学报

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《空气动力学学报》2018年1期pdf合集

2018, 36(1).

摘要(32) PDF(7)

摘要:

流体力学研究要创造应用理论

童秉纲, 余永亮

2018, 36(1): 1-3. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0012

摘要(179) HTML (49) PDF(435)

摘要:

高超声速流存在局部稀薄效应的一个判据及相应的流动特性

陈杰, 赵磊

2018, 36(1): 4-11. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0179

摘要(213) HTML (52) PDF(813)

摘要:
对于近空间高超声速飞行器的研制，计算流体力学（CFD）起着非常重要的作用。但若流场中存在必须考虑气体稀薄效应的地方，传统的CFD就要做相应的改变，这时首先遇到的问题将是判断是否需要考虑气体的稀薄效应的判据应该是什么?^[1]其次就是气体稀薄效应的影响表现在什么地方?如何在CFD中考虑这一效应?本文选取具有代表性的高超声速剪切流为研究对象，采用直接模拟Monte Carlo（DSMC）方法，对剪切强度和稀薄程度不断增强的流动，研究了分子运动速度分布函数以及剪切力的相应变化规律；找到了一个可以判别气体稀薄效应程度的无量纲参数Zh，以及传统连续介质模型下的剪切力和由DSMC所得剪切力随参数Zh的增大而出现的有规律性的差别。

基于CFD/CSD方法的跨声速静气动弹性数值模拟应用研究

郭洪涛, 陈德华, 张昌荣, 吕彬彬, 王晓冰

2018, 36(1): 12-16. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0144

摘要(143) HTML (31) PDF(299)

摘要:
针对大型飞机跨声速静气动弹性问题，基于CFD/CSD流固耦合方法开展了数值模拟应用研究。具体方法是：采用RANS方程与静气动弹性平衡方程作为计算控制方程，CFD采用多块对接结构化网格进行分区并行计算，并利用多重网格技术加速收敛；使用RBF结合TFI方法进行网格变形；通过TPS插值实现多场数据交换。基于上述方法开发了计算程序，并与典型风洞试验结果开展了对比研究，验证了方法和程序的有效性。最后通过数值模拟结果，分析了跨声速时静气动弹性对典型大型飞机机翼的几何变形、表面压力及气动性能的影响特性。

Q-K模型在氮氧离解复合反应中的评估

陈浩, 李林颖, 张斌, 刘洪

2018, 36(1): 17-21. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0189

摘要(167) HTML (34) PDF(239)

摘要:
总能碰撞模型（TCE）是直接模拟蒙特卡洛（DSMC）方法中最为广泛使用的化学反应模型，本文通过对比TCE模型对最近提出的量子-动理学（Q-K，quantum-kinetic）模型进行数值评估，并对二者之间的差异给出合理的分析说明。研究结果表明，Q-K模型在整个离解度范围内与理论值精准吻合，TCE模型在低离解度时则具有较大的误差。在描述离解速率中的非平衡效应时，Q-K模型与Park双温度模型高度吻合，而TCE模型却高估了这种非平衡效应。此外，本文结果还表明，TCE模型实现的非平衡离解速率比Q-K模型更接近Park双温度模型的结果。

合成射流低速射流矢量偏转控制的PIV实验研究

李斌斌, 姚勇, 顾蕴松, 程克明

2018, 36(1): 22-25, 30. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0194

摘要(121) HTML (29) PDF(242)

摘要:
通过在二元矩形射流风洞出口两侧布置斜置扩张的斜出口合成射流激励器，并调整到合适的扩张角，在主射流未形成Coanda效应的前提下，利用合成射流非定常扰动来“激发”诱导主射流剪切层，使主射流发生矢量偏转。结合PIV测试技术，对合成射流在不同电压和频率参数下控制低速主射流的时均流场进行了测试。结果表明仅需改变激励器的电压和频率电参数，就可实现对主射流矢量偏转的主动控制。随电压的逐渐增加，可实现对主射流的比例偏转控制。频率变化对主射流矢量偏转角的影响较显著，在共振频率下可以获得最大的矢量偏转角。通过控制两侧激励器的“开—关”控制，可以实现对主射流矢量偏转的切换控制，PIV瞬态流场测试结果表明该切换过程是连续可控的。

跨声速风洞现代试验设计方法应用研究

李多, 曹军义, 张征宇, 黄叙辉

2018, 36(1): 26-30. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0196

摘要(140) HTML (31) PDF(309)

摘要:
针对单变量风洞试验方法存在试验结果表达不直观、试验效率低、忽略变量间交互作用等缺点，在2.4m×2.4m跨声速风洞开展了现代试验设计方法应用研究。分析了试验区间划分、数据量确定、数据点分布等试验设计重要环节，开展风洞试验获取了各试验点的气动系数，建立了试验数据的响应面模型，并通过查看额外试验点是否落入模型95%置信区间的方式评价了所建立模型的拟合精度。结果表明，本文提出的MDOE风洞试验方法仅需传统方法20%的数据量，吹风时间仅占传统方法的50%，同时在试验结果表达、更多响应值的提供、交互作用体现等方面更有优势。

基于桨盘倾角的直升机涡环状态边界修正计算方法

马鸿儒, 穆志韬, 李洪伟, 孙文胜

2018, 36(1): 31-34. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0203

摘要(179) HTML (51) PDF(306)

摘要:
首先对模型试验直升机和实飞直升机下滑角进行了对比，明确了桨盘倾角是使理想涡环曲线存在误差的主要原因，分析了斜下滑时直升机各姿态角随前飞速度增大的变化趋势，结合平衡方程和高-辛涡环判据，提出了计入桨盘倾角的实飞涡环状态边界计算方法，最后通过算例对计算方法进行了验证和分析。结果表明，基于桨盘倾角修正的涡环边界与试飞数据基本吻合，桨盘倾角对旋翼涡环临界值影响较大，且影响程度因机型而异。

基于参数化气动模型的机载导弹分离轨迹优化

宋文斌, 李响, 王晓鹏, 左英桃

2018, 36(1): 35-40. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0207

摘要(207) HTML (35) PDF(357)

摘要:
论述了机载导弹分离过程中导弹气动参数化建模的方法。该方法将导弹在分离过程中的气动力视为导弹在无载机干扰的自由流场中的气动力与载机对导弹干扰气动力的叠加，建立了变系数多项式模型来描述干扰气动力的变化规律，采用多元正交函数最小二乘法和混合优化算法求解出模型中的未知参数。通过与CFD计算数据和CTS风洞试验数据的对比，本文方法得到的模型预测值与实验值相吻合，验证了参数化建模及计算方法的可行性。在上述参数化气动模型基础上，为保证分离过程的安全性并且使分离终端时刻姿态稳定，构建了纵向平面内的分离轨迹优化问题，采用高斯伪谱法将其转化为非线性规划问题并通过序列二次规划算法求解。计算结果表明，优化得到的分离轨迹可以保证分离过程的安全平稳。

尾缘襟翼缝隙大小对风力机翼型气动性能的影响

贾亚雷, 韩中合, 安鹏, 李恒凡, 董帅

2018, 36(1): 41-46. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0209

摘要(185) HTML (38) PDF(393)

摘要:
分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙，针对缝隙会对翼型气动性能产生影响，以S809翼型为研究对象，建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构，缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算，并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明：缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低，阻力系数增加；随着缝隙的增大，升力系数降低幅值增大，阻力系数增大幅值也增加；小迎角范围内，随着迎角的逐渐增大，缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时，分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致，缝隙对翼型气动性能的影响很小，襟翼结构设计时可以作为设计参考参数。

基于尾气排放控制尾涡的新型减阻方法研究

文琪, 谷正气, 黄泰明, 陈阵, 唐江明

2018, 36(1): 47-51. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0229

摘要(198) HTML (32) PDF(258)

摘要:
以某微型客车为研究对象，采用大涡模拟的计算方法，研究尾气排放控制尾涡的新型减阻方法。首先，通过风洞试验验证仿真方法的准确性；然后通过瞬态计算，分析了尾涡对气动阻力的影响机理，以及基于尾气排放控制尾涡的可行性；最后，研究了尾气管布置在不同位置时对减阻的影响。提出了尾气脉动排放来进行减阻，研究了尾气排放周期对减阻的影响，并对比分析了尾气以定常与脉动排放的减阻机理。结果表明：与未考虑尾气排放情况相比，考虑尾气排放会有一定的减阻效果，按一定位置布置的圆形尾气管减阻达到3.64%，并且尾气脉动排放较定常排放减阻效果更明显，当尾气以0.08s为排放周期时，最优减阻达4.76%。

DSMC计算中碰撞对取样和时间推进环节的高效处理方法

屈程, 王江峰

2018, 36(1): 52-56. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0230

摘要(114) HTML (27) PDF(275)

摘要:
针对DSMC（Direct Simulation Monte Carlo）计算中的碰撞对取样和时间推进环节，发展了一类高效处理方法。首先引入碰撞距离的思想，发展了一种自适应碰撞距离的分子碰撞对选取方法；随后在自适应当地时间步长方法和DSMC方法数据结构特点的启发下，以模拟分子为最小时间步长调整单位，发展了一种自适应分子时间步长方法；最后以圆柱外形为例，验证了本文高效处理方法的可行性与正确性。结果表明：发展的高效处理方法能够有效放宽DSMC方法对网格尺寸的限制，显著缩短流场达到稳定所需的计算时间，并且得到满足计算精度要求的结果。

基于DES方法的倾转旋翼悬停计算研究

王娜, 叶靓, 戚姝妮

2018, 36(1): 57-63. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0105

摘要(134) HTML (29) PDF(281)

摘要:
针对倾转旋翼悬停工作状态，在嵌套网格下数值求解非定常Navier-Stokes方程，研究了流场中的流动及旋翼/机翼间气动干扰。在网格系统中，采用了可自适应的背景直角网格，用于精确捕捉流场中的大尺度涡及其他流动细节。涡粘性计算采用了Spalart-Allmaras（SA）的脱体涡模拟（Detached Eddy Simulations，DES）方法。计算结果与相应的雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds Averaged Navier-Stokes，RANS）方法结果进行了对比，目的在于考察采用不同计算方法得到的流场结构和气动力差异。计算表明，DES方法更细致地描述了机翼下方的分离流动，桨叶通过机翼上方时拉力变化更剧烈，机翼向下载荷比RANS结果小2.3%左右。

仿生微型飞行器悬停飞行的空气动力学研究

吴江浩, 周超

2018, 36(1): 64-79. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0174

摘要(252) HTML (43) PDF(506)

摘要:
鉴于仿生微型飞行器在军事及民用领域的广阔应用前景，其一经提出便成为研究热点。仿生微型飞行器悬停飞行的空气动力学是微型飞行器设计的基础，因此伴随仿生微型飞行器的研制，相关空气动力学理论和设计方法也得到了丰富和发展。本文回顾了仿生微型飞行器悬停飞行空气动力学研究的相关进展。首先，介绍目前用于研究仿生微型飞行器空气动力学问题的一系列实验和数值仿真方法；然后，介绍悬停飞行下仿生微型飞行器高升力机理（如打开合拢机制、延迟失速等），并着重讨论了前缘涡稳定性等前沿问题；之后，介绍关于仿生微型飞行器的气动设计流程及方法的研究进展，包括仿生翼的流固耦合研究以及翼的几何、运动及结构参数优化设计研究；最后，对该领域未来的研究方向做了初步探讨，提出应针对蝴蝶、瓢虫等昆虫的飞行高升力机理做进一步探索，并在微型飞行器仿生翼设计及优化技术、仿生微型飞行器飞行动稳定性及控制等方面开展深入研究和关键技术攻关。

仿生飞行器非定常气动优化设计研究进展与挑战

肖天航, 罗东明, 郑祥明, 昂海松, 吉爱红

2018, 36(1): 80-87. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0171

摘要(268) HTML (47) PDF(433)

摘要:
从气动建模、设计变量参数化和优化方法策略等方面，论述了仿生飞行器非定常气动优化设计技术的应用和发展，总结了不同优化设计方法的优缺点，分析了发展趋势和未来的研究重点，为进一步开展仿生飞行器气动优化设计研究提供参考。

仿鸟型扑翼飞行器气动/结构/飞行力学耦合研究进展

薛栋, 宋笔锋, 宋文萍, 杨文青

2018, 36(1): 88-97. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0153

摘要(200) HTML (39) PDF(517)

摘要:
仿鸟型扑翼飞行器在飞行机动性和飞行效率上有巨大发展潜力，是一种具有较高研究价值和应用前景的微型飞行器。由于仿鸟型扑翼飞行器的柔性扑动翼在扑动过程中会产生较大结构变形，同时扑动翼的扑动运动与机体的刚体运动会产生高度耦合，因此需要从气动、结构与飞行力学多学科耦合的角度对该类飞行器的气动特性和飞行稳定性进行分析。针对该类飞行器的气动机理、气动/结构耦合研究、飞行稳定性分析方法以及扑动翼的柔性对飞行稳定性的影响等方面进行了国内外现状的分析和总结。目前仿鸟型扑翼飞行器的发展还面临着诸多难题，尤其在非定常气动机理、气动/结构耦合的尺度律以及气动/结构/飞行力学的耦合方法等方面亟需进一步的突破和发展。

仿生学气动噪声控制研究的历史、现状和进展

乔渭阳, 仝帆, 陈伟杰, 王勋年, 陈正武

2018, 36(1): 98-121. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0162

摘要(438) HTML (82) PDF(726)

摘要:
飞机/发动机噪声控制技术是目前绿色航空概念的主要目标之一，也是航空领域大国间竞争的关键技术。经过半个多世纪气动声学理论和飞机/发动机噪声控制技术研究后，进一步降低飞机噪声遇到了技术瓶颈。湍流宽频噪声由于其物理机制的复杂性、流动过程的无法避免性和在飞机/发动机流场中存在的普遍性，已成为当前气动噪声控制的难点和重点。以“师法自然”为核心的仿生学气动噪声控制，得到了前所未有的重视和研究，为气动噪声控制提供了新的思想，并构成了气动噪声控制的新方向。以飞机/发动机湍流宽频噪声控制为对象，首先回顾了仿生学气动噪声控制技术的研究历史，并详细介绍了机翼/叶片尾缘和前缘的仿生学降噪研究现状和发展动态，分析了目前仿生学气动噪声控制理论和技术的主要问题及未来的研究重点和发展方向。

动物飞行的空气动力学

孙茂

2018, 36(1): 122-128. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0195

摘要(215) HTML (42) PDF(959)

摘要:
昆虫、鸟和兽（蝙蝠）的飞行是由作用于其上的气动力所决定的。了解这些力的产生机制和规律，是研究相关动物的比较生理学、行为学、生态学及进化的基础，也能为发展新型飞行器提供仿生学指导。本文介绍了近二十余年来该领域的主要研究进展，并讨论未来发展趋势和需要开展的工作。文中依次讨论了昆虫、鸟类和蝙蝠拍动飞行的空气动力学机理；最后提出了今后5~10年的工作建议。

蝙蝠飞行的空气动力学研究进展

余永亮

2018, 36(1): 129-134. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0207

摘要(176) HTML (40) PDF(470)

摘要:
蝙蝠飞行的空气动力学研究是近二十年来关注的热点问题，其中蕴含着翼主动大变形的流动控制机理，对其进行研究可以揭示不同于鸟类和昆虫的非定常空气动力产生的机制。首先，根据研究工具的进步程度，把对蝙蝠飞行的研究分为了三个历史阶段，即在第一和第二阶段通过获得部分“静态”的数据来研究，在第三阶段对蝙蝠翅膀飞行中的动态变形进行测量和流场结构测量。然后陈述了蝙蝠翼的特征，飞行中挥拍运动及变形规律特征，并简述了特征的四类变形模型（扭转变形、弦向弓形变形、展向弯曲变形和翼面积改变）。有了初步的变形模型后，对主动变形产生非定常空气动力产生机制和气动性能调控进行了探讨。最后提出了当前对蝙蝠飞行的空气动力学研究面临的困难和挑战。

海鸥翼折转运动的数值模拟及分析

常兴华, 马戎, 张来平

2018, 36(1): 135-143. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0168

摘要(175) HTML (45) PDF(334)

摘要:
扑翼的非定常流动及气动特性分析对微型飞行器设计具有重要意义。本文采用动态混合网格技术以及非定常数值计算方法，对海鸥翼的拍动过程进行了数值研究。采用基于径向基函数的插值技术实现网格的变形，为了提高插值效率，发展了基于最大物面误差的参考点选择算法。基于文献观测数据建立了海鸥翼的三维模型，并设计了相应的拍动以及变形规律，对拍动角、折转角的影响进行了分析。分析结果表明，折转角可以减小上拍过程的不利影响，对提高整个扑翼周期的时均升力、减少时均阻力和能耗是有益的。进一步通过调整折转的相位来增加翼的折转时间，并减少其展开的时间，对提高扑翼过程的平均气动力特性是有益的。

鸟翼表面非光滑结构流动控制机理研究

汪睿, 李典, 刘小民

2018, 36(1): 144-150. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0156

摘要(195) HTML (34) PDF(548)

摘要:
本文拟通过对鸽子翅翼表面非光滑结构对仿生翅翼气动性能影响的研究，揭示了鸟类翅翼表面非光滑结构的流动控制机理，从而为飞行器的优化设计提供理论参考。首先结合逆向工程技术和3D扫描结果对活体鸽子进行翅翼的仿生重构，分别建立了光滑结构和非光滑结构的仿生翅翼模型。然后采用数值模拟方法对仿生鸽子翅翼模型进行空气动力学特性分析，研究了滑翔状态下飞行速度和飞行迎角对仿生翅翼气动性能的影响。在18m/s的飞行速度条件下，对不同飞行姿态时光滑仿生翅翼和非光滑仿生翅翼的气动性能及其流动结构进行了分析比较。研究结果表明：大迎角条件下，非光滑仿生翅翼具有较好的流动控制能力和气动性能，这也正是鸟类高效飞行的原因之一。

间歇式俯仰转动扑翼的自主推进

戴龙珍, 张星

2018, 36(1): 151-155. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0198

摘要(140) HTML (26) PDF(371)

摘要:
很多飞行和游动的生物采用主动驱动和被动滑行交替的运动方式。本研究通过比较间歇式和连续式驱动扑翼的自主推进性能，试图回答间歇式驱动能否节省能耗的问题。研究采用数值方法求解耦合的Navier-Stokes方程和扑翼运动的动力学方程。我们模拟了不同频率的连续式驱动以及给定频率不同占空比的间歇式驱动。结果表明，在达到相同平均推进速度条件下，如果推进速度较高间歇式驱动所需的能耗更低，如果速度较低则连续式驱动的能耗较低。我们还对比了连续式和间歇式驱动产生的不同流场结构。该研究得到的结果可以为高效仿生水下航行器的设计提供帮助。

低雷诺数下展弦比对仿生拍动翼推进性能的影响研究

苑宗敬, 韩佳坤, 陈刚

2018, 36(1): 156-162. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0147

摘要(158) HTML (36) PDF(399)

摘要:
研究自然界中生物的非定常运动对于人类开发新概念飞行器和水下航行器具有重要指导意义。本文采用浸入边界格子玻尔兹曼方法（IB-LBM），发展了一套三维IB-LBM并行求解器。以NACA0012仿生拍动翼为对象，在中国天河2号超级计算机上对不同展弦比在低雷诺数条件下对其推进性能影响进行大规模数值。捕捉到了NACA0012拍动翼尾迹区中的精细涡系结构及其演化过程，给出了NACA0012翼拍动过程中产生的非定常力的变化趋势。研究结果表明：随着展弦比增加NACA0012拍动翼尾迹区中涡系结构二维效应越发明显，而其推进性能则随着展弦比增大先增加后减小。因此在设计仿生扑动翼时必须仔细选择仿生翼的展弦比。

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2018年第36卷第1期

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