空气动力学学报

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

《空气动力学学报》2018年6期pdf合集

2018, 36(6).

摘要(20) PDF(8)

摘要:

《空气动力学学报》2018年总目次

2018, 36(6): 1071-1078.

摘要(52) PDF(61)

摘要:

NS-SDBD等离子体流动控制研究现状与展望

孟宣市, 宋科, 龙玥霄, 李华星

2018, 36(6): 901-916. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0078

摘要(502) HTML (126) PDF(194)

摘要:
纳秒脉冲表面介质阻挡放电等离子体在高速、高雷诺数下的流动控制领域具有非常大的潜力。文章对纳秒脉冲等离子体流动控制发展的起源、现状和趋势进行了综述。分别从实验研究和数值模拟两方面进行，主要以气动激励机理探索、现象研究以及流动控制机理为主线进行相关文献的总结归纳。目前，纳秒脉冲等离子体研究的关键科学问题集中在电场激励-气动诱导过程的机理探索与流动控制应用机理研究两方面，研究的难点在于涉及多时间尺度、多物理场耦合。注重解决多时间尺度、多物理场耦合问题的数值模拟算法、实验技术将成为解决上述科学问题的关键突破点。关键科学问题的解决有利于为激励器及控制系统的设计提供优化准则。

有限差分法中几何守恒律的机理及算法

刘君, 韩芳, 夏冰

2018, 36(6): 917-926. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0034

摘要(157) HTML (101) PDF(95)

摘要:
采用有限差分法求解复杂外形物体绕流场时经常进行坐标变换，由此会引入坐标变换系数等几何参数，采用不同的差分格式离散坐标变换系数得到的结果不同，导致在计算过程中可能出现均匀流场不能保持均匀的现象，消除这种误差需要研究几何守恒律。本文对坐标变换过程进行理论分析，发现坐标变换过程中采用的数学恒等式在离散条件下不再成立，这是引起物理量不守恒的本质机理，认为增加坐标变换系数恒等式作为源项的方程形式才是曲线贴体坐标系下的离散等价方程，提出只要源项和对流项的离散格式相同就能满足几何守恒律的构造准则。按照上述理论准则建立了基于离散等价方程的几何守恒律算法，通过AUSM、HLLC、Roe、VanLeer四种分裂格式的算例，表明这种新的几何守恒律算法适用于通量差分裂格式（Flux-Difference Splitting，FDS）和矢通量分裂格式（Flux-Vector Splitting，FVS），且均能消除由坐标变换（包括网格运动）引起的误差，保持流场的均匀特性。

一种两级入轨可重复使用飞行器规模评估方法

刘磊, 杨肖锋, 肖光明, 魏东, 唐伟

2018, 36(6): 927-933. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0075

摘要(168) HTML (37) PDF(174)

摘要:
以水平起降两级入轨可重复使用天地往返飞行器为研究对象，在考虑发动机模态转换条件及性能和飞行器推阻特性的情况下，提出了一种基于运载任务能力的飞行器结构质量和容积规模评估的逆向分析方法。根据飞行任务特点，分别借鉴提出了一种运载系统一级和二级的飞行器气动布局方案。以2 T有效载荷、LEO近地轨道为任务需求，以马赫数6.0、高度30 km为分离点，对飞行器外形尺寸和结构质量及燃料装填进行了评估，并探讨了飞行器结构质量与尺寸间的关系，以及推进剂参数、发动机性能和飞行剖面等对飞行器规模的影响。结果表明，发动机效率对飞行器整体规模影响显著，液体燃料在起飞总重方面有优势，更适合于两级入轨飞行器。同时，不同飞行剖面对飞行器规模有一定影响，概念设计阶段应合理选择飞行剖面以减轻设计难度。

基于风洞试验和数值模拟的超临界机翼雷诺数修正方法研究

张彦军, 段卓毅, 魏剑龙, 雷武涛, 赵轲

2018, 36(6): 934-940. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0213

摘要(72) HTML (26) PDF(102)

摘要:
结合风洞试验方法和数值模拟，对采用超临界机翼的大型飞机进行雷诺数影响规律研究。对比分析了不同雷诺数下的试验结果和数值模拟结果，在此基础上研究了基于数值模拟结果的雷诺数修正方法，将低雷诺数试验结果向高雷诺数进行修正。修正结果与相应雷诺数试验结果相比，阻力系数相差不超过0.0004，升阻比最大误差约为0.2。针对于力矩系数修正误差问题进行了修正方法改进，改进后的修正误差从0.01降为0.001，表明了修正结果在飞行雷诺数下的适用性。

民机飞发集成构型中机翼多目标优化设计

薛帮猛, 张文升, 张志雄

2018, 36(6): 941-948. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0126

摘要(105) HTML (23) PDF(115)

摘要:
利用超级计算机资源求解雷诺平均N-S方程（RANS），计算评估大量外形方案性能，在可接受的时间周期内完成民机飞发集成构型下机翼多目标优化设计。搭建了集成机翼CST参数化、复杂外形网格变形、快速CFD流场解算和自动后处理等关键环节，用遗传算法全局寻优的优化系统。合理的流程设计使该系统可在“天河2号”超级计算机上同时对数百个方案实施计算评估。在并行计算、加速收敛等技术的综合运用下，使用包含800万单元的多块结构化网格，对NASA CRM（Common Research Model）机翼/机身/短舱/吊挂构型的计算分析可在15 min内结束。在3点3目标优化案例中，用90个设计变量表达CRM机翼9个控制剖面的中弧线和扭转角，60 h内完成了超过10000个外形方案的计算分析，遗传进化40代。与初始外形相比，PARETO前缘上选择的最优解的各设计点取得了2~10 count（1 count=阻力系数0.0001）的减阻效果。

湍流度对覆冰八分裂导线舞动的影响分析

徐倩, 蔡萌琦, 周林抒, 严波, 王清远

2018, 36(6): 949-957. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0045

摘要(111) HTML (31) PDF(73)

摘要:
受地面粗糙度的影响，越靠近地面，湍流度越高。采用风洞试验可发现不同湍流度下覆冰八分裂导线的空气动力系数存在较大的差异，且由气动系数确定的Den Hartog系数和Nigol系数也不相同。基于试验结果，利用有限元软件分析了不同湍流度下覆冰八分裂导线的舞动现象。结果表明，湍流风作用下，导线舞动现象更为明显，且增大了起舞风攻角范围。最后，讨论了不同参数对分裂导线舞动的作用，获得了风速、风攻角及线路档距对湍流风作用下导线舞动的影响规律，对覆冰八分裂导线舞动特性及防舞的后续研究有一定的参考意义。

积冰密度对机翼除冰过程影响的数值研究

雷桂林, 郑梅, 董威, 郭之强

2018, 36(6): 958-965. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0144

摘要(113) HTML (25) PDF(107)

摘要:
针对不同类型的积冰，采用数值方法研究了不同冰密度对于电加热除冰过程中热传导及冰融化过程的影响。选取了典型结冰条件下所生成的两种霜冰及明冰作为分析对象，以标准的三维电加热除冰模型作为数值模拟研究模型，设置温度监测点，取金属蒙皮与冰的交界面作为监测面，在电加热除冰过程中记录监测点及监测面的温度变化情况。通过比较不同密度积冰融化过程中监测点与监测面的温度变化情况，分析积冰密度对冰融化过程的影响。计算结果表明，冰密度对电热除冰过程具有明显的影响，积冰密度降低会提高积冰温度升高的速度，使得积冰初始融化的时刻提前，整个融化过程缩短。

考虑空间三维模态及振型修正的高耸结构风振响应分析

吴玖荣, 钟文坤, 徐安

2018, 36(6): 966-973. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0111

摘要(113) HTML (25) PDF(226)

摘要:
采用某假想格构式高耸结构电视塔的高频天平测力风洞试验结果，在对其进行半刚性处理的基础上，用六种不同的方法分别考虑空间三维模态、非直线振型及各方向气动载荷耦合等因素，并考虑单方向一维直线振型的风致位移响应计算结果，在五个不同风向角下进行了电视塔顶部位移均方根响应的对比分析，对比结果表明五个风向角工况下得到的结论基本一致，对比本文算例考虑空间三维模态、非直线振型及各方向气动载荷耦合等因素，进行修正计算的结果在x和y方向减少近21%~37%。相比而言仅考虑振型修正的结果，比仅考虑三维空间振型耦合或基底气动载荷的相关性所产生的差异要大。

煤油简化化学反应机理在超燃数值模拟中的应用

樊孝峰, 王江峰, 赵法明, 杨天鹏

2018, 36(6): 974-982. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0189

摘要(108) HTML (47) PDF(82)

摘要:
针对一种适用于超声速燃烧流场数值模拟的新型26组元89反应简化燃烧反应机理，在RP-3航空煤油点火、定常/非定常燃烧流场数值模拟方面的效率与精度进行了研究。首先，对定常燃烧流场进行了典型算例数值模拟，得到了与试验数据相吻合的结果，分析表明该简化机理在计算精度方面具有明显优势。然后，针对气态煤油在超燃冲压发动机燃烧室内的非定常燃烧流场，将该简化机理与总包反应简化机理进行了对比，验证了该简化机理可以更准确地描述燃料燃烧过程中化学能的释放过程，并能够获得烯烃、炔烃等重要中间燃烧产物的空间分布规律，给出包括点火延迟等参数在内的更为全面的流场信息。研究结果表明，该新型燃烧反应简化机理在煤油燃料超声速燃烧流场的数值模拟方面具有较高的精度与效率，可以用于超燃冲压发动机内流燃烧流场的模拟与分析。

“气动弹性与流固耦合”专栏简介

2018, 36(6): 1-1.

摘要(52) HTML (40) PDF(44)

摘要:

高超声速飞行器气动弹性的近期进展与发展展望

叶正寅, 孟宪宗, 刘成, 叶柳青

2018, 36(6): 984-994. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0060

摘要(289) HTML (82) PDF(253)

摘要:
近年来高超声速飞行器气动弹性（尤其是热气动弹性）问题的关注度不断增强，相关内容已成为学术界的重点研究方向。本文旨在总结高超声速气动弹性问题的近期研究成果，并对进一步发展做出展望。首先从三个方面综述了气动弹性的计算方法：气动力的计算、常温下气动弹性求解方法及热环境下气动弹性的研究方法。然后，按照工程实际中出现的相关问题，将高速飞行器的热气动弹性问题分为与外流相关的飞行器热气动弹性问题以及与内流道相关的热气动弹性问题，分别探讨其研究情况及未来发展。其中，比较详细地论述了围绕发动机相关的热气动弹性问题（包括冲压发动机内部的壁板颤振和火箭发动机喷管的气动弹性），指出该问题有可能成为未来一个重要的研究范畴。

飞行器气动弹性风洞试验技术综述

杨希明, 刘南, 郭承鹏, 张颖, 孙健, 张戈, 于贤鹏, 于金革, 侯良学

2018, 36(6): 995-1008. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0039

摘要(309) HTML (103) PDF(141)

摘要:
研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种，气动弹性风洞试验具有可靠性高（相比数值计算）和代价低（相比飞行试验）等优势，已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主，分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度，阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作，总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义，并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。

大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展

杨超, 杨澜, 谢长川

2018, 36(6): 1009-1018. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0237

摘要(202) HTML (42) PDF(111)

摘要:
近20年来长航时飞行的需求强烈，大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显，使得气动弹性力学面临新的挑战。本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器，调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法，着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况，并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议，供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考。

超大规模气动弹性数值模拟软件研制(2017)

王运涛, 孟德虹, 孙岩, 洪俊武

2018, 36(6): 1019-1026. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0030

摘要(114) HTML (35) PDF(137)

摘要:
在国家重点研发计划“数值飞行器原型系统开发”（2016YFB0200700）的支持下，超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况，主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟，十亿量级结构网格的高质量自动变形；开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作；结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题，通过与相应试验结果的对比，开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。

超声速物面振动气动力的非线性效应研究

刘成, 叶正寅

2018, 36(6): 1027-1033. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0057

摘要(116) HTML (34) PDF(120)

摘要:
研究了超声速物面振动中气动力非线性的主要来源，分析了影响非线性效应的主要因素。首先建立考虑激波膨胀波的活塞理论，将其计算结果与活塞理论、Euler方程的结果进行对比，明确了活塞理论高阶项所代表的物理意义。同时研究活塞理论在具有单侧气流的壁板振动以及具有双侧气流的物面振动中的应用，分析这两种不同研究对象的气动力非线性效应。探究了振动频率对气动力非线性的影响规律，重新标定了线性活塞理论的应用范围。得出主要结论：（1）超声速物面振动过程中产生的激波膨胀波是气动力非线性的主要来源，壁板模态的对称性加剧了这种非线性效应；（2）在具有双面超声速气流的物面振动中，气动力的非线性效应显著减弱；（3）活塞理论的高阶项的物理意义是激波膨胀波带来的非线性效应，这种非线性效应随振动频率的增长先减弱后加强。

低质量比圆柱涡致振动风洞实验研究

吕振, 刘芙群, 张伟伟, 李新涛, 第五强强

2018, 36(6): 1034-1040. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0048

摘要(105) HTML (31) PDF(109)

摘要:
以低质量比圆柱为研究对象展开涡致振动风洞实验，研究其涡致振动中最大位移响应分支转换特性。实验中针对传统涡致振动风洞实验中质量比难以降低的问题，提出了弹簧-张力线式支撑方式，将模型的等效质量比由1×10²的量级降至20.4。实验中测量了不同状态下圆柱的位移时域响应，发现高雷诺数圆柱涡致振动的最大结构位移响应呈现出初始分支和低幅分支，且在一定的风速范围下会随机切换。在此风速范围内，当初始分支向低幅分支转换时，相角变化相对位移变化的超前量比低幅分支向初始分支转换时大4个振动周期左右。以上结果表明：低质量比圆柱涡致振动最大位移响应存在两分支的转换区，在转换区内，同时存在两个亚稳定的最大位移响应分支，且低幅分支稳定性较高。

倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究

邓旭东, 胡和平

2018, 36(6): 1041-1046. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0051

摘要(181) HTML (39) PDF(114)

摘要:
为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制，探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法，采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程，建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转旋翼机为例，计算了风车状态下机翼的模态特性，结果表明当前进比超过0.9，机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域；经与参考文献数据对比，验证了理论模型的有效性。研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响，结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼。最后通过对比不同设计组合，总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法。

大展弦比机翼翼段气动弹性效应下拓扑优化分析

吕计男, 郭力, 范学领, 陈刚, 刘子强

2018, 36(6): 1047-1051. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0024

摘要(164) HTML (49) PDF(132)

摘要:
针对大展弦比机翼，根据巡航飞行状态气动载荷，采用拓扑优化方法进行结构优化及减重设计。机翼气动载荷由CFD/CSD耦合数值计算方法获得，载荷分布考虑了气动弹性变形下载荷大小和分布形式的变化。拓扑优化采用密度法，以结构减重指标为约束，以整体柔度最小为目标，采用商用软件开展分析。采用选择性激光烧结工艺并使用尼龙材料进行3D打印拓扑优化结构，验证了优化后结构的可加工性。

不同飞行状态下机体耦合桨叶的阵风响应分析

王林鹏, 戴玉婷, 唐长红

2018, 36(6): 1052-1060. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0036

摘要(146) HTML (29) PDF(114)

摘要:
由阵风引起的动态载荷直接影响直升机的飞行品质和结构应力。为在详细设计阶段获得更加真实的直升机载荷信息，在时域中基于中等变形梁理论和非线性气动力模型建立了考虑机体和桨叶耦合效应的气动弹性模型。借助该模型对两种阵风下直升机悬停和前飞的飞行表现进行了考察，并将计算结果与孤立桨叶模型的计算结果进行了对比。在悬停状态下，当桨叶遭受向下的阵风，考虑耦合效应的模型和孤立桨叶模型中的桨根处剪切力以及桨盘的拉力系数均减小。且考虑机体耦合效应的模型计算数值小于孤立桨叶模型计算的数值。在前飞状态下，当模型添加阵风后，桨根剪切力增加，考虑机体耦合效应的桨盘升力系数减小。在前飞状态下，前进比为0.35的计算结果和前进比为0.2的计算结果不同。从计算结果来看，孤立桨叶模型计算结果偏保守。为获得更精确的阵风响应预测信息，必须考虑机体耦合效应。

空间再入充气结构的流固及热固单向耦合研究

张章, 吴杰, 侯安平, 王立武, 竺梅芳

2018, 36(6): 1061-1070. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0033

摘要(111) HTML (30) PDF(55)

摘要:
为描述空间再入充气结构的非线性结构动力学行为，基于二维坐标系计算了再入返回过程中的弹道方程，利用CFD数值模拟研究了不同再入高度处的流场及表面热流分布。同时基于有限元理论建立了空间再入充气结构的有限元模型，研究了充气压力、薄膜厚度等材料非线性因素对静力学特性和模态特征的影响，并利用流固及热固单向耦合的方法，分析了考虑高超声速流场气动压力和气动热作用下空间再入充气结构的特性变化。研究表明：驻点最大热流密度随半锥角的增大而减小，随初始再入角的增大而增大；当飞行高度大于40 km时需着重考虑气动加热效应对结构热应力及热模态的影响，而飞行高度小于40 km时气动压力对结构静应力及模态特征影响更大。

留言板

2018年第36卷第6期

留言板

2018年 第36卷 第6期

2018年第36卷第6期