空气动力学学报

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《空气动力学学报》2018年2期pdf合集

2018, 36(2).

摘要(18) PDF(9)

摘要:

寇家庆, 张伟伟

2018, 36(2): 163-179. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0134

摘要(1307) HTML (217) PDF(1237)

摘要:
随着计算流体力学和先进流动测试技术的发展，流动的刻画越来越精细，伴随而来的海量流场信息的模态提取与复杂动力学特征的模型化成为当前流体力学的研究热点。动力学模态分解（Dynamic Mode Decomposition，DMD）作为一个全新的时空耦合型动力学建模方法，得到迅速推广。DMD是一种数据驱动的非定常流场模态分析手段，可以准确捕捉各个流动模态的频率及增长特性，并建立流场演化的动力学降阶模型，以重构或预测流场动力学过程。本文针对DMD在流体力学研究的应用问题，重点综述了DMD算法自提出以来的一系列改进以及对不同流动现象的应用，并通过典型测试算例说明DMD的应用过程。在此基础上，讨论了DMD的研究现状及未来发展方向。

“流动稳定性与转捩”专栏前言

周恒

2018, 36(2): 181-182.

摘要(83) HTML (35) PDF(461)

摘要:

高超声速边界层转捩研究现状与趋势

杨武兵, 沈清, 朱德华, 禹旻, 刘智勇

2018, 36(2): 183-195. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0011

摘要(211) HTML (43) PDF(586)

摘要:
在过去15年间，随着高超声速技术快速发展，边界层转捩也得到了更加广泛和深入的研究。人们对流向行波失稳、横流失稳、Görtler涡失稳等转捩机理取得了较深刻认识，发展了可供工程设计的转捩判据、e^N方法和转捩模型等转捩预测方法，建设了高超声速静风洞，并努力改善大口径常规风洞的流场品质，显著提升了地面风洞的转捩模拟能力和测试能力。未来，边界层转捩研究仍将紧跟高超声速飞行器发展趋势，在模型上更加关注椭锥和裙锥等外形；在机理上用PSE和DNS研究Mack模态与横流模态、Görtler涡模态、流动分离的共同作用；在预测方法上发展基于PSE的e^N方法、专用的转捩判据和更物理的转捩模型；在试验能力上进一步提高静风洞来流雷诺数和喷管口径，降低常规风洞背景噪声，发展点-面结合的转捩测试技术和时空高分辨率的流动显示技术。

高超声速边界层转捩实验综述

刘向宏, 赖光伟, 吴杰

2018, 36(2): 196-212. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0017

摘要(340) HTML (65) PDF(475)

摘要:
高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布，对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪，但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多，研究人员对于转捩过程的认识并不透彻，阻碍了先进高超声速飞行器的设计。地面风洞实验作为高超声速空气动力学设计的重要手段之一，在可预见的将来仍是研究高超声速边界层转捩不可或缺的方法。本文以高超声速边界层稳定性与转捩的风洞实验为重点，按照边界层自然转捩的发展过程，分别回顾了国内外在边界层感受性问题以及线性化阶段风洞实验研究的现状，文章最后总结了风洞实验在未来高超声速边界层转捩研究中的工作与意义，并针对未来的实验研究给出了几点建议。

面向层流减阻设计的转捩预测方法研究

宋文萍, 吴猛猛, 朱震, 吴涛, 聂晗, 范天伦, 韩忠华

2018, 36(2): 213-228. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0035

摘要(160) HTML (37) PDF(402)

摘要:
发展高效可靠的转捩预测方法是飞行器层流减阻设计的关键。本文针对未来飞行器对层流减阻设计的强烈需求，发展了三种工程实用的转捩预测方法，分别为基于线性稳定性理论的双e^N方法、基于流场当地变量的γ-Re_θ转捩模型和一种基于动模态分解的DMD/e^N转捩预测新方法。通过DLR-F4翼身组合体、镰刀形机翼及NLF0416自然层流翼型转捩预测算例的计算值与实验值对比，验证了所发展的转捩预测方法的正确性。以双e^N方法为例，将转捩预测方法与优化方法结合，开展了针对中短程民机的跨声速层流机翼优化设计研究。结果表明，优化机翼相对于基准机翼减阻效果明显，证明了本文发展的转捩预测方法有较强的工程应用价值。

超声速/高超声速边界层转捩后期流场的模态分析

余明, 黄伟希, 许春晓

2018, 36(2): 229-237. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0020

摘要(146) HTML (29) PDF(288)

摘要:
将动力模态分解（DMD）方法应用到超声速和高超声速边界层转捩后期的流场分析中，通过获得流场主要的相干结构和对模态的重构，研究了相干结构与壁面阻力和热流的关系。结果表明超声速和高超声速边界层转捩的流场结构存在明显差别。超声速转捩流场由低频流向涡的模态主导，这些模态对转捩后期的壁面阻力和热流有重要贡献；高超声速转捩流场中存在多个不同量级频率的模态，在DMD频谱上表现为多个不同的分支，通过对不同分支能量最高的模态进行考察，我们发现低频模态的结构为流向条带，高频模态的结构为二维扰动波，这些模态对壁面阻力和热流的影响与模态的结构形式类似。

高超声速绕钝体熵层基本流特性研究

欧吉辉, 万兵兵, 刘建新, 曹伟

2018, 36(2): 238-246. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0032

摘要(231) HTML (40) PDF(343)

摘要:
基于N-S方程，针对超声速气体绕0°迎角钝锥流动采用三阶WENO（Weighed Essentially Non-Oscillatory）格式进行数值模拟，研究了熵层的基本流特性。研究给出了边界层及熵层外缘的确定方法，并分析了其适用性与局限性。数值计算结果显示基本流剖面存在"双广义拐点"现象，N-S方程与Euler方程数值结果对比发现，熵层区出现的广义拐点是由熵层区有旋运动引起的，而边界层的广义拐点由粘性作用导致。这是进行流动稳定性分析的基础。文章还分析了球头半径与马赫数对熵层特性的影响。结果表明，马赫数越大，熵层区的涡量越大，熵层影响的范围越大；雷诺数对无粘流的特征影响很小，熵层大小随球头半径几乎呈线性关系。

超声速绕钝板熵层不稳定性的研究

万兵兵, 罗纪生

2018, 36(2): 247-253. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0029

摘要(153) HTML (42) PDF(253)

摘要:
为了研究熵层的不稳定性，首先选择马赫数为4.5、前缘为圆头的0°钝板模型，利用直接数值模拟得到基本流场，然后在此基础上进行线性稳定性分析，同时通过经验方法确定熵层和边界层区域。研究发现，对于某一流向站位的基本流剖面，存在两个广义拐点，分别位于边界层和熵层。针对熵层的广义拐点，进行稳定性分析研究了熵层中不稳定模态特性，得出该模态的不稳定区域集中在前缘附近，且扰动增长率很小。通过直接数值模拟熵层扰动的演化，发现在前缘附近扰动幅值也是缓慢上升，之后缓慢下降。另外，距离前缘较远处的数值模拟得到的扰动幅值与LST结果比较，二者吻合得很好，说明熵层在下游具有很好的平行性。

横流转捩模型研究进展

向星皓, 张毅锋, 陈坚强, 袁先旭, 何琨

2018, 36(2): 254-264. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0041

摘要(192) HTML (41) PDF(503)

摘要:
本文对横流转捩模型的研究进展进行了整理与回顾。首先分类归纳了目前常用的多种边界层横流不稳定诱导转捩判据，详细分析其构建思路和判据特性，并介绍判据相关研究工作。其次分类探讨了基于不同横流转捩判据的各类横流转捩模型，给出模型的具体构造形式和耦合方法，指出模型的适用范围、优势和局限性。最后对横流转捩模型领域的发展方向进行了展望。

高超声速椭圆锥短轴流向涡的二维全局稳定性分析

李晓虎, 张绍龙, 刘建新, 黄章峰, 罗纪生, 张永明

2018, 36(2): 265-272. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0026

摘要(137) HTML (38) PDF(315)

摘要:
风洞实验观察到高超声速椭圆锥短轴处的转捩位置与其两侧相差很多，这是因为短轴处存在流向涡，基本流与其两侧明显不同，所以短轴处的稳定性与两侧有本质的区别，进而导致转捩位置与两侧不同。本文在短轴处进行二维全局稳定性分析，研究此处的稳定性。使用Arnoldi方法进行计算，并与其它方法结果进行了对比验证。找到了不稳定的外模态，研究了不稳定模态的增长率随频率、波数和流向位置的变化。发现了不稳定模态的产生机理，即由基本流剪切的无粘拐点不稳定性造成。阐明了不存在内模态的原因在于没有符合内模态特性的Fjortoft拐点。

多孔表面抑制第二模态失稳的最优开孔率和孔半径分析

涂国华, 陈坚强, 袁先旭, 杨强, 张毅锋

2018, 36(2): 273-278. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0038

摘要(205) HTML (27) PDF(315)

摘要:
多孔介质、微槽道和超声波吸声材料等可用于抑制高超声速边界层第二模态扰动波。通过声波在无穷长小管道中的传播模型给定多孔介质表面的扰动边界条件，采用时间模式的线性稳定性理论分析了多孔介质表面对边界层稳定性的影响。对马赫数6热壁平板边界层的考察表明，多孔介质表面不仅可以大大推迟第二模态扰动波的中性点，还可以大大抑制最不稳定第二模态扰动波的幅值增长率。为了找到最优控制参数，在较广的参数范围内考察了多孔介质表面的开孔率和孔半径对第二模态扰动波幅值增长率的影响，得到了最优开孔率和孔半径沿流向的分布。最后，还考察了基本流的当地非平行性（法向速度）对控制效果和最优控制参数的影响。

超声速边界层转捩预测e^N方法及其软件开发

黄章峰, 肖凌晨, 罗纪生

2018, 36(2): 279-285. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0023

摘要(166) HTML (24) PDF(339)

摘要:
首先论述了边界层转捩预测的研究现状，总结了目前三种边界层转捩预测方法的优缺点，重点从理论方面和工程应用方面分析了现有转捩预测e^N方法及其预测软件的不足，展望了未来转捩预测方法和预测软件的发展趋势，然后结合工程应用的需要，提出了面向工程的基于转捩预测e^N方法的超声速边界层转捩预测软件的实现途径。在对现有转捩预测e^N方法进行不断改进和完善的基础上，结合流动稳定性分析和转捩工程应用方面的经验，建立特征值、感受性系数、转捩判据等一系列知识库，有望开发一套实用、全自动、高效、用户接口友好的面向工程的超声速边界层转捩预测软件。

MF-1模型飞行试验转捩结果初步分析

袁先旭, 何琨, 陈坚强, 张毅锋, 王安龄, 国义军

2018, 36(2): 286-293. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0050

摘要(226) HTML (45) PDF(426)

摘要:
中国空气动力研究与发展中心于2015年12月在中国酒泉卫星发射中心成功实施了MF-1航天模型飞行试验，试验模型为锥-柱-裙轴对称体，半锥角为7°。这是我国首次针对高超声速空气动力学基础问题研究的航天模型飞行试验，飞行最大马赫数5.3、最大高度63.4 km，飞行迎角上升段 < 0.5°、下降段 < 5°。采用薄壁测温技术测量了锥面上50个点的温度数据，并采用三维热辨识方法给出了热流数据，从而判别转捩。初步分析表明，所获取的真实飞行条件下的上升段和下降段的转捩数据是可靠的，可用于验证与标定转捩预测模型；同时验证了现有转捩预测模型对于超声速/高超声速小公交圆锥转捩起始点预测的可行性；发现了上升段湍流-层流的再层流化与下降段层流-湍流转捩的临界高度差别，以及约0.2 mm的阶差即有可能诱发强制转捩。

基于深度学习的翼型气动系数预测

陈海, 钱炜祺, 何磊

2018, 36(2): 294-299. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0098

摘要(620) HTML (180) PDF(595)

摘要:
提出了一种基于深度学习的翼型气动系数预测方法，有效克服了以往方法依赖翼型设计参数以及算法复杂度随预测精度的提高呈指数级增长等缺点。首先，介绍了卷积神经网络（CNN）的基本原理、网络机构以及训练方法，给出了训练样本数、批量大小、批次数量、迭代次数、循环次数的关系；其次，设计了针对翼型图像处理的CNN结构，随机选择6000个样本对该网络进行了训练；最后，对561个翼型的法向力系数进行了预测，并与部分参数法方法的预测结果进行了比较。仿真结果表明，提出的图形化预测方法具有很高的预测精度。

机车斜流风机的流场数值分析与设计优化

侯志泉, 杨明智, 梁习锋, 温殿忠

2018, 36(2): 300-306. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0208

摘要(131) HTML (25) PDF(288)

摘要:
采用轴流风机工程方法和S₂设计方法设计了三种不同叶片角的机车用斜流风机，利用三维雷诺平均N-S方程和SST湍流模型，数值模拟了斜流风机的内部流场和气动性能，并通过试验验证了风机的性能。结果表明：叶片前缘、中部和尾缘的角度对斜流风机的内流场和气动性能影响较大。叶片进、出口角增加8°~10°，同时降低中部角度与尾缘角度的差距，压力-效率曲线呈抛物线分布。在设计点附近，风机效率提高约5%。叶片前缘吸力面的静压分布更加平缓，背力面5%叶高处静压分布明显改善，没有出现分离区域，叶片载荷分布更加均匀。斜流风机仿真与试验对比，全压相差不过3%，效率相差不到4%，结果基本一致。

基于HyShot发动机的试验介质影响数值研究

王晓栋, 卢德勇

2018, 36(2): 307-314. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0017

摘要(115) HTML (32) PDF(319)

摘要:
为了研究试验介质对超燃冲压发动机流场和性能的影响，以含双方程k-ω SST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程，对Hyshot发动机流场进行了数值模拟，对比研究了根据不同模拟准则、来流加热方式获得的来流条件对发动机流场及组合参数的影响。结果表明：直接燃烧加热方式改变了来流的组分和热力学特性；两种模拟（总焓模拟、静温模拟）准则中，依据总焓模拟准则给出的流场参数间的一致性较好；四种污染来流加热方式中，采用燃烧甲烷、补充氧气加热方式、依据两种模拟准则给出的来流参数之间相互一致，可减少对计算结果的偏差性修正；同一模拟准则中，基于不同加热方式提供的来流，计算给出的流场参数间的差异呈现系统性（整体性）偏差；对基于流场参数的组合参数来讲，马赫数和冲量函数系数受模拟准则、来流加热方式的影响程度小于比冲量受相关影响的程度，冲量函数系数可为作为发动机性能的一个关联参量。

变精度模型(VCM)的自适应预处理方法研究

杜涛, 陈闽慷, 李凰立, 苏虹

2018, 36(2): 315-319. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0040

摘要(151) HTML (32) PDF(259)

摘要:
在气动优化设计和气动数据库建立中，为了在不降低数据精度的同时提高效率降低成本，提出了变精度模型（VCM）。本文的研究发现，经典的变精度模型（VCM）方法在原始数据绝对值较小的情况下，微小的误差会被放大，损害变精度模型的质量。严重情况下甚至出现振荡，导致变精度模型气动数据失真。为此，提出了一种VCM方法的自适应预处理技术，通过自适应算法估算出合适的预处理参数平移气动数据，避开过零区域，解决了变精度模型的上述问题。在一个典型高超声速飞行器的六自由度气动特性数据库建立中应用校验该方法。新方法将风洞试验数据、CFD数据和工程计算数据融合在一起，得到了一致精度的完整气动特性数据库。

完全催化壁驻点高超声速流动加热地面模拟方法研究

聂春生, 黄建栋, 徐晓亮, 曹占伟

2018, 36(2): 320-326. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0089

摘要(143) HTML (31) PDF(327)

摘要:
在地面高焓风洞中准确模拟高超声速头部驻点区化学反应流动加热，从平衡边界层和冻结边界层驻点气动加热公式出发，分析了离解焓对不同催化特性驻点加热的影响、地面风洞非平衡来流条件下头激波后的流场参数变化规律和与天上飞行条件的差异，分析了壁面催化特性对流场参数的影响，建立了地面高焓风洞模拟完全催化壁驻点气动加热的模拟准则：只要在风洞条件下实现对驻点压力p_s、驻点速度梯度β_e、来流总焓h_s的模拟，则能够复现天上状态的气动热载荷。针对不同半径的飞行器头部驻点开展化学非平衡流场数值模拟进行了验证，表明：地面风洞无法完全模拟飞行器头部绕流流场参数，材料的催化特性对壁面附近流场中的N、O组元和壁面热流影响较大；地面风洞采用半径1：1的模型模拟完全催化壁驻点加热会偏低于天上状态，而根据三参数模拟准则确定的模型尺寸能够同时复现天上状态驻点区的焓、压力、热流，且随着飞行器头部半径增大头部驻点线近壁面附近的温度、组元N、O梯度与天上会趋于一致。

超声速飞行器低声爆气动布局优化设计研究

郝璇, 苏诚, 刘芳, 周家检

2018, 36(2): 327-333. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0047

摘要(308) HTML (73) PDF(393)

摘要:
降低声爆噪声水平是未来超声速运输机取得商业成功所必须解决的关键问题之一。针对超声速飞行器声爆噪声预测与控制，建立了基于超声速线化理论及波形参数法的声爆噪声计算方法，与标模lm1021试验结果符合较好，验证了预测方法的可靠性。开展了低声爆气动布局优化设计研究。首先计算了某公务机基本布局的声爆水平并分析了声爆形成原因，在此基础上采用遗传算法分别对机身和机翼平面形状进行了低声爆优化。经过优化后的飞行器布局声爆水平大大降低，地面声爆过压降低了41%，声爆A计权声级降低了7.55 dB。同时，采用CFD对优化布局气动力特性进行了计算分析，结果表明在巡航状态下阻力明显降低，而力矩特性基本没有变化。

转捩对某民机超临界机翼影响的数值模拟研究

李鹏飞, 冷智辉, 魏闯, 任园军, 梁斌

2018, 36(2): 334-338. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0043

摘要(99) HTML (45) PDF(322)

摘要:
基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程耦合e^N-Database转捩预测方法，对某超临界机翼风洞试验条件下自由转捩和固定转捩流动特性进行数值模拟，研究转捩对其气动性能的影响。计算结果和试验结果对比验证了本文计算方法的可靠性。计算表明：相同迎角下，机翼转捩位置前移，激波位置随之前移，超声速面积减小，机翼升力系数因而减小；Ma=0.8自由转捩时，在迎角0°~1°之间，机翼剖面上翼面压力分布由较为平坦变为尖峰型，造成转捩位置急剧前移，是小迎角升力线丧失线性的主要原因。

五种湍流涡粘模型在二维方柱绕流数值模拟中的对比研究

张显雄, 张志田, 张伟峰, 陈政清

2018, 36(2): 339-349. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0197

摘要(286) HTML (41) PDF(361)

摘要:
为研究不同雷诺时均Navier-Stokes（RANS）模型在求解钝体绕流场的差异，采用五种两方程湍流涡粘模型计算了二维方柱的绕流场（雷诺数Re=22 000），得到了不同湍流模型在不同网格离散方案下的方柱气动力与流场特性。结合以往文献数据，通过对比不同湍流模型计算结果的差异，揭示了不同湍流模型的特点。研究结果表明：网格离散方案对方柱绕流数值模拟结果有重要影响；RNG k-ε湍流模型的计算效率最高，SST k-ω湍流模型的计算效率最低；Standard k-ε湍流模型的计算结果准确程度整体弱于其余湍流模型；RNG k-ε湍流模型、Realizable k-ε湍流模型与Standard k-ω湍流模型的计算结果大致相当，较接近大涡模拟结果；SST k-ω湍流模型的模拟结果优于其余湍流模型，其尾流区速度场与试验结果吻合较好；两方程湍流模型计算的二维方柱绕流结果与试验结果以及大涡模拟结果相比，存在不可忽略的差异。

脊状结构对翼型边界层分离特性影响大涡模拟研究

戎瑞, 刘顺超, 王松岭, 吴正人, 崔可

2018, 36(2): 350-356. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0074

摘要(114) HTML (53) PDF(280)

摘要:
流动分离、湍流再附现象对翼型空气动力性能影响较大，为了改善翼型气动性能，研究了脊状结构对翼型边界层分离及尾迹速度的影响。采用数值计算方法，分别将脊状结构布置在NACA0018翼型的顺压梯度区（前段）和逆压梯度区（后段）内，分析了脊状结构对翼型边界层速度分布和尾迹速度分布的影响。研究结果表明：在迎角6°，来流速度为24 m/s和12 m/s下时，脊状结构前段布置时，翼型边界层分离点略有提前并且分离区域提前结束，其分离程度相对微弱。相比之下，脊状结构后段布置时，在推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域，其尾迹速度亏损更小，亏损区域的面积也更小，边界层控制效果更为明显。两种脊状结构均可以有效的控制边界层的分离，缩小边界层分离区域的范围，减小尾迹速度损失。在翼型表面合理的布置脊状结构为翼型流动控制提供了新的思路。

气动力模拟非接触式加载方法研究

侯英昱, 付志超, 朱剑, 刘子强, 吕计男

2018, 36(2): 357-361. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0035

摘要(126) HTML (24) PDF(343)

摘要:
介绍了一种地面电磁干风洞的实验方法，可以利用电磁场和安培力实现气动力的模拟，在不接触模型的条件下对模型进行静态和动态加载。这在一些非气动力因素起主导作用的多学科动力学过程的研究中具有重要意义。为了验证实验技术的有效性，进行了一系列的验证试验，给出了静载荷试验和动态准模态试验的结果，证明了实验技术的可行性和有效性。试验结果与经典有限元仿真计算结果基本一致，研究表明，电磁干风洞装置可以准确地进行加载，取得合理的试验结果。

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