空气动力学学报

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《空气动力学学报》2018年3期pdf合集

2018, 36(3).

摘要(19) PDF(7)

摘要:

气动声学和流动噪声发展综述：致初学者

钟思阳, 黄迅

2018, 36(3): 363-371. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0150

摘要(649) HTML (123) PDF(450)

摘要:
本文面向初学者介绍气动声学和流动噪声研究的过去和现况，以声比拟为主要线索展开讨论，澄清了一些常见概念和误区，并解释了代表性问题的气动发声机制，兼顾评述了计算方法和实验技术，最后展望了未来可能有所发展的研究方向。

大型客机增升装置噪声机理与噪声控制综述

李伟鹏

2018, 36(3): 372-384, 409. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0159

摘要(179) HTML (56) PDF(142)

摘要:
增升装置噪声是大型客机起降阶段总体噪声水平的重要组成部分。本文综述分析了增升装置噪声机理与噪声控制方法，指出了当前增升装置噪声研究中存在的几个关键难题。开展了高可靠性大涡模拟数值计算，利用相平均、本征正交分解、动态模态分解和相关性分析等方法，对缝翼噪声、襟翼尾缘噪声和襟翼侧缘噪声机理进行了深入研究，增强了对增升装置噪声机理的认识，研究结果有助于指导高效噪声控制方法设计。

国内高速列车气动噪声研究进展概述

孙振旭, 姚永芳, 杨焱, 杨国伟, 郭迪龙

2018, 36(3): 385-397. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0003

摘要(199) HTML (45) PDF(256)

摘要:
随着运行速度的提升，气动噪声逐渐成为高速列车最主要的噪声源，并极有可能成为新设计高速列车的一个技术瓶颈。开展高速列车气动噪声研究，明晰高速列车气动噪声机理与规律，发展低噪声高速列车外形设计对更高速度级的高速列车研发具有重要意义。本文主要对自2010年以来国内进行的高速列车气动噪声研究进行梳理总结。首先详细介绍了高速列车气动噪声研究采用的一系列方法，主要从实车试验、风洞实验以及数值模拟方法三个方面展开。在掌握高速列车气动噪声研究方法的基础上，进而探讨了当前高速列车气动噪声研究的现状，重点就高速列车气动噪声源识别、主要噪声源机理与特性、噪声源优化等方向进行了阐述，并明确了当前研究获得的一些主要结论。最后简要探讨了高速列车气动噪声未来可能的研究方向。

喷流噪声研究进展与展望

李晓东, 徐希海, 高军辉, 何敬玉

2018, 36(3): 398-409. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0069

摘要(143) HTML (35) PDF(358)

摘要:
喷流噪声在气动声学发展史上占据核心地位。本文首先简要回顾喷流噪声的发展历程，主要讲述喷流噪声产生机理和研究思路的演变，然后重点综述近20年来在喷流噪声测试技术、控制技术、数值模拟和预测方法等四个方面取得的若干进展，最后简要展望喷流噪声研究的未来发展趋势。

发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探

苏彩虹

2018, 36(3): 410-416. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0066

摘要(118) HTML (48) PDF(121)

摘要:
喷气发动机的射流是起飞过程中主要的噪声源之一。发动机外罩外的流动和外涵道内的环形射流在尾缘下游形成一个强剪切层。由剪切层的不稳定性产生的大尺度结构是一个重要的噪声源。近年发现，一些现代航空发动机外罩采用了波纹形尾缘的设计，被认为是一种降噪的措施。本文采用简化模型，即一个分割两层流体的平板后缘形成的剪切层，从流动稳定性的角度探讨其降噪的机理。研究发现，对于平直尾缘的情况，尾缘后会产生二维的非定常涡，对应的是剪切层中最不稳定的模态。而对于波纹形尾缘的情况，则不存在二维模态。对三维平均流的全局稳定性分析显示，所得三维最不稳定模态的增长率显著小于平滑尾缘的情况。数值模拟结果也证实了这一结论。因此，波纹形尾缘降噪的机理可以归结为，波纹形设计降低了平均流的不稳定性，从而降低了大尺度结构的增长率和幅值，使得Lighthill声源项中雷诺应力的二阶导数项也相应大幅减小，从而降低了噪声。

Parameter influence analyses of IBC active control on rotor BVI noise based upon an integrated CFD/CSD/FW-Hpds method

NI Tongbing, ZHAO Qijun, MA Li

2018, 36(3): 417-431. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0141

摘要(144) HTML (20) PDF(97)

摘要:
An integrated CFD/CSD/FW-Hpds method is established to investigate the individual blade control (IBC) technique for reducing rotor blade-vortex interaction (BVI) noise. Based on this integrated method, the main BVI noise, i.e., the medium-frequency noise of UH-60A rotor in an oblique descending flight can be reduced by more than 10 dB with the IBC control. The sound pressure level (SPL) of the BVI noise can get a reduction of more than 7 dB by selecting the reasonable IBC control inputs. The BVI noise can be effectively enervated in various flight conditions such as different flight trajectories, especially with a descent angle of 10°.

典型构型空腔模型设计与流动/噪声特性研究

杨党国, 刘俊, 王显圣, 施傲, 周方奇, 郑晓东

2018, 36(3): 432-439,448. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0201

摘要(171) HTML (53) PDF(148)

摘要:
空腔高速流动包含着复杂波系、旋涡、剪切层等空气动力学典型流动特征，空腔研究中的模型设计、来流马赫数和边界层等参数模拟，以及典型空腔流动/噪声计算与试验结果的差异、缘由等问题亟需解决。综合参考国内外空腔模型参数选取和设计方案，在分析前期前缘平板尖劈构型和角度对来流边界层形态和厚度的影响规律的基础上，通过改变空腔前缘平板尖劈构型和角度来解决上述参数模拟不准和引起计算与试验结果差异等问题，提出了一种典型结构平板-空腔标模（C201）的参数选取和设计方案，给定前缘平板尖劈角度为5°，并利用理论分析、数值计算和风洞试验对该模型设计方案进行了考核验证。综合利用表面流谱、空间流场结构和静/动压测量方法等，获得了亚跨超声速条件下（Ma：0.6~2.0）C201空腔流动/噪声的基本试验数据，并深入分析了该模型的流动/噪声特性及来流马赫数、攻角等参数的影响规律，可为数值计算方法的验证、空腔流动/噪声机理分析和控制方法的构建等提供基本验证数据和借鉴依据。

非紧致气动噪声传播的研究进展与分析

刘秋洪, 覃梦阳, 毛义军, 李波

2018, 36(3): 440-448. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0216

摘要(146) HTML (44) PDF(157)

摘要:
非均匀运动介质中非紧致气动噪声的传播是气动声学的一个研究热点与难点。本文围绕理论模型和数值方法，对非紧致气动噪声传播的研究进展进行了综述与分析。首先回顾了声传播理论模型的发展历程，对各模型的优缺点进行了总结分析；然后着重讨论了近20年来采用混合计算气动声学方法研究非紧致气动噪声传播的数值预测方法，包括有限元法、边界元法和精确格林函数法；最后对非紧致气动噪声传播数值方法的发展进行了展望。

含激波、旋涡和声波的复杂多尺度流动数值模拟研究

张树海, 李虎, 王益民

2018, 36(3): 449-462. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0135

摘要(100) HTML (55) PDF(161)

摘要:
近年来针对激波噪声计算，我们开展了较为系统性的数值方法研究，解决了计算激波噪声的一些方法上存在的问题。通过对典型问题的直接数值模拟，包括旋涡之间相互作用、激波与旋涡相互作用、激波与剪切层相互作用等模型问题和超声速喷流激波噪声问题，揭示了一系列激波噪声产生机理。本文对这些研究进行简要回顾。

使用IDDES方法预测飞行速度对喷流噪声的影响

朱文庆, 肖志祥, 符松

2018, 36(3): 463-469. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0087

摘要(109) HTML (21) PDF(118)

摘要:
使用变网格尺度定义的IDDES方法，预测了飞行速度对喷流噪声的影响。分析具有试验数据的喷流状态（Ma=0.9，基于喷管直径D的Re_D=1.1×10⁶），通过与试验结果的对比，验证方法的正确性，并做了网格敏感性分析，对比了不同FW-H方程积分面对结果的影响。增加自由来流马赫数会增加喷流势流核的长度，降低势流核结束位置的湍动能，降低远场噪声辐射。对远场噪声的影响规律与试验测量值相符，说明此方法适用于存在飞行速度的喷流噪声问题的预测。

基于CFD的涡扇发动机推阻分解方法及应用

张宇飞, 陈海昕, 方晓明

2018, 36(3): 470-479. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0114

摘要(147) HTML (37) PDF(193)

摘要:
瞄准民用航空发动机的动力短舱的推阻分解问题，应用基于计算流体力学的方法进行推力与阻力的计算。首先对动力短舱进行控制体受力分析，明确各项气动力的计算方法，然后采用三个验证算例对推阻分解方法进行应用验证：NACA 1-85-75进气道算例表明，该方法能够很好地计算进气道的溢流阻力，计算结果与试验符合较好；DSFR双涵道喷管算例显示该方法对喷管速度系数的计算误差大约为0.003~0.004左右，有良好的预测效果；最后采用NAL-AERO-02-01 TPS短舱算例演示和验证推阻分解过程，并应用该方法排除了喷管阻力的影响，分析了短舱外阻随马赫数的变化趋势。

Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术

吴杰

2018, 36(3): 480-492. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0042

摘要(187) HTML (49) PDF(229)

摘要:
Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流，被广泛用于高超声速（马赫数6及以上）基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及，但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见，制约了实验人员对超声速空气动力学问题的研究。本文以拓展德国不伦瑞克工业大学马赫数6 Ludwieg管风洞到马赫数3流域为例，详细介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的设计技术。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞在传统Ludwieg管风洞的结构基础上额外引入一个Laval喷管（第一段Laval喷管）和稳定段，并重新设计试验段对应的Laval喷管（第二段Laval喷管），最终获得超声速流动。文章首先介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的空气动力设计原理；之后分别介绍了不同部件在这种风洞上的优化设计方法；最后，针对这种风洞的独特设计特点，对其将来的发展方向以及科研应用背景进行了展望。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞基于常规的Ludwieg式管风洞改建而成，在继承原Ludwieg管风洞优点的同时，以极低的成本拓展了原风洞的运行速域，极其适合高校和科研机构用于开展超声速空气动力学的基础实验研究。

大型冷却塔考虑多种风载荷分布模式的结构优化选型

赵林, 王志男, 梁誉文, 葛耀君

2018, 36(3): 493-504. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0006

摘要(116) HTML (41) PDF(92)

摘要:
近年来，我国冷却塔建设趋向于大型化（高度>190m）、由双/四塔简单群体组合向六/八塔复杂群体组合发展。风致干扰效应是冷却塔群结构设计的关键控制因素，但目前以风载荷为主导的冷却塔结构优化设计和研究多局限于上部结构塔筒本身，且仅针对规范二维对称风压分布作用，难以满足超大型冷却塔的发展建设需求。为评估上述效应对于结构设计安全和经济性能的影响，计入了冷却塔上、下部结构共同作用，筛选并推荐复杂群塔干扰条件多种不利载荷模式，逐一实施整体结构响应面和梯度搜索优化分析，汇总形成了综合考虑复杂载荷分布模式的冷却塔结构优化评估算法和策略。以典型冷却塔六塔组合布置为例，具体实施了考虑群塔组合下复杂风载荷分布模式影响的分阶段优化过程：采用同步测压风洞试验，研究了典型塔群组合的风致干扰效应，对比归纳出基于典型六塔组合的最不利风载荷分布模式及特征，而后将响应面法和梯度搜索法结合并引入冷却塔结构优化选型分析，同时兼顾冷却塔结构的安全性和稳定性，推荐了适用于多种风载荷作用模式的最优化冷却塔结构设计方案。

单通道客机气动标模CHN-T1设计

余永刚, 周铸, 黄江涛, 牟斌, 黄勇, 王运涛

2018, 36(3): 505-513. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0072

摘要(169) HTML (41) PDF(205)

摘要:
发展单通道客机标模，特别是针对国内客机研制的标模，一方面利于确认CFD软件计算的可信度，从而促进CFD软件能力提升，为客机气动外形设计提供可靠的分析工具；另一方面有利于确认风洞试验品质，校对测量仪器，改良干扰修正方法，研发先进测量技术。本文介绍了用于确认风洞试验和CFD可信度的标模CHN-T1的气动外形设计。该标模包含机身、机翼、平尾、立尾、短舱、吊挂等部件。对机翼开展了详细优化设计，并配置单通道的窄体机身、满足稳定控制需求的平尾和立尾、翼下吊挂的通气模型短舱，组成全机干净构型，具有现代单通道客机的典型几何外形特征。标模设计马赫数为0.78，设计升力系数为0.5。机翼采用高气动效率的超临界翼型，在有/无短舱/吊挂组件的影响下，机翼均展示了良好的气动性能。相关信息可为即将召开的“第一届航空CFD可信度研讨会（AeCW-1）”提供基础。

类HTV-2控制翼诱导高超声速层流分离数值研究

陈政, 倪招勇, 王军旗

2018, 36(3): 514-517. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0141

摘要(112) HTML (39) PDF(108)

摘要:
针对类HTV-2控制翼诱导的局部层流分离开展了研究工作。结合实验结果，数值模拟了类HTV-2控制翼诱导的层流分离流动特性，发现其分离形态呈扁长尖形，分离区内存在一对反向对称旋涡，此类分离与矩形平板/三维楔诱导分离形式不同，前体形状对控制翼诱导层流分离具有重要影响。研究了类HTV-2控制翼诱导分离随偏转角的变化规律，受前体横流效应影响，控制翼前物面流动从两侧向中间聚拢，翼前逆压梯度增大，即使在5°小偏转角仍诱导分离，该现象与实验相符，较以往对典型矩形平板/三维楔层流分离初始分离角的认识不同。

基于DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究

叶坤, 叶正寅, 武洁, 屈展

2018, 36(3): 518-528. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0068

摘要(205) HTML (39) PDF(156)

摘要:
基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟，采用动力学模态分解（Dynamic Mode Decomposition，DMD）数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明：DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构；与FFT分析结果相比，频率最大差异小于0.16%；且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析，所有模态的放大率均非常小，所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构，前三阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致，更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差，说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。

悬停状态下倾转旋翼机向下载荷被动减缓措施研究

陈皓, 陆志良, 郭同庆

2018, 36(3): 529-534. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0090

摘要(104) HTML (46) PDF(156)

摘要:
基于SA一方程紊流模型的DES方法，发展了一种翼型在-90°来流迎角下非定常大分离流动的数值模拟方法，系统地研究了后缘襟翼、克鲁格襟翼、前缘下垂以及扰流板四种被动控制技术在悬停状态下倾转旋翼机向下载荷减缓中的应用，并分析了各影响参数对阻力系数的影响。计算结果表明：当后缘襟翼偏角60°时，垂直阻力最小；克鲁格襟翼偏角85°时，阻力系数最小；前缘下垂偏角45°时，阻力系数最小；当扰流板高度h/c=0.05时，阻力系数最小。最优组合构型为后缘襟翼偏角60°，克鲁格襟翼偏角85°，其向下载荷相对于原始翼型减小了55.4%。

用隐式高精度间断伽辽金方法模拟可压层流和湍流

党亚斌, 刘凯礼, 孙一峰, 杨小权

2018, 36(3): 535-541. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0183

摘要(175) HTML (45) PDF(152)

摘要:
为了提高隐式高阶间断伽辽金数值方法的稳定性，发展了一种基于解析精确Jacobian矩阵的GMRES隐式方法，用于求解可压缩层流和湍流问题。在GMRES的求解中，无黏通量和黏性通量的Jacobian矩阵采用链式法则解析精确求解，并用于线性系统方程的LU-SGS预处理和GMRES矩阵矢量生成；与此同时，对修正的负Spalart-Allmaras湍流模型的生成源项进行了修正，以避免隐式化求导时出现非物理解。通过典型层流和湍流算例对发展的方法进行了验证，研究结果表明：基于精确Jacobian矩阵的隐式GMRES方法，不仅能够提高隐式高精度间断伽辽金方法计算的稳定性，而且还能够提高计算效率。

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2018年第36卷第3期

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