空气动力学学报

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《空气动力学学报》2019年第1期pdf合集

2019, 37(1): 1-167.

摘要(90) PDF(124)

摘要:
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佘振苏, 唐帆, 肖梦娟

2019, 37(1): 1-18. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0249

摘要(262) HTML (37) PDF(370)

摘要:
长期以来，工程湍流模型建立在量纲分析和经验修正的基础上，绝对预测能力不足而且模型参数的意义不明确。关于湍流边界层的理论研究一直平行地在两条路线上前行，或是经验性地构造有关平均速度或动能的分布，或是利用数值模拟等技术对于湍流脉动结构进行精细刻画。二者之间的分割导致对湍流边界层物理图像的不完整，从而限制了对一系列相似性关系的揭示。新近发展的结构系综理论，立足于探索由于固壁对于流场的雷诺应力各个分量所表现的拉伸对称性约束，完成了一个对于平均速度和动能剖面的统一描述，从而形成了一个构建工程湍流模型的新思路：一方面，理论指导如何开展湍流DNS（Direct Numerical Simulation）和LES（Large Eddy Simulation）的大数据分析，提炼对定量描述复杂流动有物理意义的多层结构参数；另一方面，指导开发物理图像清晰、定量描述精确的新型湍流（代数）模型。结构系综理论揭示了壁湍流所共有的普适多层结构，完整地刻画了边界层湍流的雷诺数、马赫数相似性，有望推动理论空气动力学研究进入一个定量化、精确化的新阶段。

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

张庆云, 王峥华, 魏猛, 林文杰

2019, 37(1): 19-32. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0110

摘要(370) HTML (108) PDF(217)

摘要:
为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术，设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置，围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异，在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上，针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标，对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求，探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性，分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律，剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系，对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据，总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案，已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证，结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象，耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求，从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性，且具有较强的工程应用价值，可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。

飞机尾涡流场参数的仿真计算方法研究综述

魏志强, 屈秋林, 刘薇, 徐肖豪

2019, 37(1): 33-42. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0160

摘要(166) HTML (47) PDF(250)

摘要:
作为缩减尾流间隔、提高运行效率的研究基础，尾涡流场的仿真计算技术是国内外民航空管研究领域的一个研究热点。在飞机尾涡流场的数值模拟方面，介绍了雷诺平均、大涡模拟和分离涡模拟方法在流场数值模拟方面的研究现状及存在问题；在尾涡流场参数的快速仿真计算方面，综述了典型计算模型的特点及存在的主要问题，包括CROW不稳定性、Greene消散模型、APA消散模型、TDAWP消散模型、D2P消散模型和三阶段消散模型等，分析了上述模型的精度与应用情况。最后对国内外研究现状进行了总结分析，提出了该领域未来的研究方向。

超强台风山竹近地层外围风速剖面演变特性现场实测

赵林, 杨绪南, 方根深, 崔巍, 宋丽莉, 葛耀君

2019, 37(1): 43-54. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0297

摘要(312) HTML (49) PDF(132)

摘要:
利用多普勒激光雷达在琼州海峡北岸徐闻地区从2018年9月15日12：28到2018年9月17日13：53对1822号超强台风山竹外围风场进行实测，获得台风登陆前29个小时至登陆后21个小时时间范围内每隔10 min一次的近地层风速剖面演变数据。总结台风远端风场演变过程的4个阶段：外围小风、登陆前强风切变、登陆后低空急流、台风远离时风速衰减；发现台风远端风场S形和反C形2种风剖面形态；总结距离台风中心230~750 km范围内最大风速高度沿台风半径向外先增大后减小的趋势；发现台风登陆前远端风场平均最大风速高度约360 m，平均风剖面幂指数0.41，登陆后平均最大风速高度约800 m，平均风剖面幂指数0.28；验证Vickery提出的对数律修正模型对台风远端风场风剖面形态的适用性，发现该模型对反C形风剖面拟合度较好，对S形风剖面上部重现度较差。

可压缩流体热线探针校准方法研究

马护生, 时培杰, 李学臣, 杜钰锋, 任思源, 杜炜

2019, 37(1): 55-60. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0093

摘要(158) HTML (41) PDF(106)

摘要:
在可压缩流体中利用热线技术进行湍流度测量时，其输出不仅与脉动速度有关，而且也与流体温度、密度紧密相关。因此，需要在与高速可压缩流体特征相似的校准装置中，在使用前对热线探针进行准确校准。本文提出了可压缩流体热线探针校准方法，建立了热线校准（工作）数学模型，并利用自建的热线校准风洞开展了热线校准实验和湍流度测量风洞试验验证，结果表明：热线校准方法可行，校准数学模型合理可靠，热线探针校准精度较高，湍流度测量结果可信，基本可满足高速可压缩流体湍流度测量的工程需要。

基于非结构网格流场超大规模并行计算

唐静, 李彬, 周乃春, 郑鸣

2019, 37(1): 61-67. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0088

摘要(121) HTML (39) PDF(156)

摘要:
大规模并行的计算流体力学已成为现代航空工业研发的核心手段之一。基于非结构混合网格和有限体积法，发展了适用于工业级复杂外形气动计算的并行流动数值模拟方法。文中首先介绍了紧致数值离散格式、基于Metis的分布式多核系统网格分区技术、并行边界虚拟单元技术和MPI并行实现等相关算法。采用网格量相对较小的旋成体构型绕流模型对比分析多核并行计算结果与单核计算结果以验证并行计算的正确性，比较了不同并行规模下并行效率和残差收敛情况。然后通过对上亿网格单元的运输机复杂构型绕流模拟，开展并行效率的测试，结果表明，本文方法并行加速性能高，直到多达18816核并行效率都保持在80%以上。

高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究

李强, 刘大伟, 许新, 陈德华, 魏志

2019, 37(1): 68-74. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0133

摘要(104) HTML (49) PDF(77)

摘要:
分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式（尾支撑、腹支撑和条带支撑）的干扰特性，比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量，为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象，基于结构嵌套网格，通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量，分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态，探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明：数值模拟与试验结果吻合较好，研究结果可靠性高；尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大，条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小，腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大，对俯仰力矩系数干扰较小；Ma>0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加，腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈；在尾支撑干扰修正试验中，腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小，工程应用可忽略。

飞翼布局无人机腹襟翼气动设计研究

张同鑫, 赵轲, 李权

2019, 37(1): 75-82. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0135

摘要(248) HTML (71) PDF(167)

摘要:
为了提高飞翼布局无人机的起降气动特性，引入了一种新颖的低速控制装置——腹襟翼。基于CFD技术研究了腹襟翼对飞翼布局无人机低速气动特性的影响，并对腹襟翼安装位置，偏角和实度参数进行了气动优化设计研究。经过优化设计的腹襟翼能够大幅提高无人机起飞离地迎角的升力系数和俯仰力矩系数，能够提高无人机的起降气动特性。

非定常激励下等离子体DBD诱导涡特性研究

薛明, 高超, 刘峰, 王玉帅, 郑博睿

2019, 37(1): 83-88. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0210

摘要(116) HTML (29) PDF(68)

摘要:
在非定常激励下，等离子体DBD诱导涡是影响等离子体流动控制效果的关键因素，研究静止大气下DBD诱导涡结构特性对进一步理解等离子体DBD流动控制机理具有重要意义。采用高频PIV与高速纹影系统对静止大气下DBD诱导涡结构进行了研究，通过λ₂法则分析了诱导涡涡核移动规律，获得了非定常激励下诱导涡的演化规律以及脉冲频率对诱导涡结构以及尺度的影响。在一定脉冲频率内，DBD诱导涡生成速率与脉冲频率一一对应，诱导涡涡核移动方向与壁面呈16°~21°，随着脉冲频率的增加，诱导涡尺度逐渐变小，且越来越靠近壁面。全文总结了不同脉冲频率下涡的相互作用以及黏性耗散对诱导涡发展过程的影响。

不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究

杨小川, 王运涛, 孟德虹, 缪涛, 王伟

2019, 37(1): 89-98. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0168

摘要(228) HTML (54) PDF(132)

摘要:
目前航空喷气式发动机仍为运输类飞行器的主要动力且仍在不断进步，但关于未来航空运输的分布式螺旋桨推进、分布式涵道推进等各类电推进概念研究早已开始，并将成为未来运输类航空飞行器的核心竞争力。文中首先采用等效盘方法对单独螺旋桨进行算例验证，计算得到的拉力、扭矩与试验结果吻合较好，且与非定常时间平均的滑流速度分布相近；然后，基于雷诺平均N-S方程，结合SA湍流模型，运用无厚度圆盘代替真实分布式螺旋桨，完成四种分布式螺旋桨旋转组合下的机翼滑流效应研究；最后，对单个螺旋桨正反转情况下的滑流效应进行研究，特别是单个螺旋桨滑流对机翼升阻力增量影响情况。分析结果表明：四种分布式螺旋桨转向组合下的滑流效应均引起机翼升阻力增大；机翼升力与其上下表面吸力峰数量关系密切，而分布式螺旋桨的转向组合直接决定了机翼吸力峰数量，特别是翼尖螺旋桨转向；相邻桨叶转向相反时，其转轴中间位置桨叶均处于上行或下行状态，使得转轴中间区域机翼前缘吸力相对转向同向状态有所加强或减弱；翼尖螺旋桨逆翼尖涡方向旋转具有增升减阻效果，反之则增阻减升。

跨声速嗡鸣诱发机理及其失稳参数研究

高传强, 张伟伟

2019, 37(1): 99-106. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0204

摘要(116) HTML (34) PDF(86)

摘要:
跨声速嗡鸣问题是现代飞行器设计和使用过程中的拦路虎，会造成操纵面的损坏或严重变形。目前嗡鸣研究的局限在于缺乏预测嗡鸣触发参数范围的有效方法，难以指导工程实践。本文通过基于ROM的气动弹性分析模型和CFD/CSD时域仿真方法，研究了三种类型嗡鸣的触发条件及其参数的物理意义。相关结果表明，三种嗡鸣本质都是亚稳定的流动模态和结构模态耦合诱发结构失稳。降阶模型进一步揭示嗡鸣的触发要求流动的稳定裕量足够低（往往在抖振边界附近），同时结构频率在开环伯德图的零极点频率之间。该研究有助于对嗡鸣物理更深入的理解以及提出新的嗡鸣抑制方法。

大跨度桥梁龙卷风荷载物理模拟的关键相似参数

操金鑫, 任少岚, 曹曙阳, 葛耀君

2019, 37(1): 107-114. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0246

摘要(101) HTML (38) PDF(118)

摘要:
为识别大跨度桥梁主梁断面在龙卷风作用下的风荷载特性及其主要影响实验参数，在龙卷风风场特性模拟的基础上，基于龙卷风模拟装置和刚体模型测压实验方法，对流线型扁平钢箱主梁表面风压分布、断面三分力系数等风荷载特性进行了识别，并讨论了涡流比、高宽比等龙卷风相似参数对风荷载识别结果的影响。结果表明，桥梁主梁在模拟龙卷风作用下的风荷载特性与常规边界层风洞实验结果明显不同。高宽比对风荷载特性的影响程度远大于其对风场特性的影响。不同涡流比下，高宽比对风荷载特性的影响程度不同。高宽比和涡流比是影响桥梁主梁龙卷风荷载的关键相似参数。风荷载模拟结果及其关键相似参数的影响规律将为桥梁抗龙卷风设计提供基础气动参数数据。

基于电磁干风洞的大柔性结构准模态试验研究

侯英昱, 刘子强

2019, 37(1): 115-120. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0162

摘要(113) HTML (41) PDF(52)

摘要:
结构的频率是结构的重要动力学特性，对于飞行器来说，当机翼等大型结构在非定常气动力作用下发生变形时，其频率也会发生变化。本文介绍了一种地面电磁干风洞试验方法，利用电磁场和安培力实现气动力的模拟，在不接触模型的情况下对模型进行静动态加载。基于这种新的试验技术，建立了一种地面电磁干风洞实验方法，利用电磁场和安培力实现气动力的模拟，可有效实现对模型结构的非接触式静态和动态气动力跟随加载。利用该实验系统，研究了静动态条件下，结构质量、刚度分布对飞机内载荷的影响；结构变形对结构动力学特征的影响。结果表明，结构的弯曲变形会影响结构的弯曲和扭转频率，结构的质量和刚度分布会对结构内载荷产生较大影响。这种新的试验方法有利于研究大柔性结构的气动弹性特性，对新型飞机的设计和研制具有重要意义。

基于雅可比矩阵精确计算的GMRES隐式方法在间断Galerkin有限元中的应用

龚小权, 贾洪印, 陈江涛, 赵辉, 周桂宇

2019, 37(1): 121-132. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0189

摘要(169) HTML (38) PDF(119)

摘要:
为改善高阶间断Galerkin有限元方法（DG）时间推进效率，在三维非结构网格下针对该方法建立了并行广义最小残差（Generalized Minimal Residual，GMRES）隐式时间迭代方法，GMRES方法基于科学计算工具包PETSc中的Krylov子空间求解器实现。为进一步提高GMRES的计算效率，发展了方程组右端项残值雅可比精确计算方法，针对无黏通量Roe格式和黏性通量BR2（Bassi Rebay 2）黏性计算方法，分别解析给出其对守恒变量多项式自由度的雅可比矩阵。基于建立的方法首先采用NACA0012翼型研究了GMRES的重启次数及收敛参数对方法收敛性影响，然后采用无黏及黏性算例对比研究了基于雅可比矩阵不同计算方法的GMRES计算效率，同时对比研究了雅可比矩阵完全近似求解下GMRES和LU-SGS（Lower Upper-Symmetric Gauss-Seidel）的计算效率。结果表明，建立的基于右端项残值雅可比矩阵精确求解的GMRES方法能够大幅提高不同精度DG方法的CFL（Courant-Friedrichs-Lewy）数，相比前面提到的其它方法具有更高的计算效率，其收敛速度实现量级以上的提高。

高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究

吴宁宁, 康宏琳, 罗金玲

2019, 37(1): 133-139. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0156

摘要(141) HTML (44) PDF(111)

摘要:
高速飞行器的气动控制翼舵面，为了转动灵活，在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入，在舵轴根部产生强分离再附区域，形成高热、高压、高剪切严酷热环境，对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂，缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2 mm直径，只能在分离再附区布置有限测点，无法捕捉到热流峰值，导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点，针对精细测量的可行性，从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析，提出了分布式热电偶精细测量方法，实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型，完成翼舵缝隙精细测热试验，获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律，试验结果表明：翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强，随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时，试验结果与CFD计算结果对比表明，两者基本吻合。

空中加油机加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术

黄霞, 卢静, 张海酉, 王学

2019, 37(1): 140-146. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0165

摘要(119) HTML (34) PDF(66)

摘要:
软式加油方式中加油软管锥套受气流影响会发生气动不稳定现象，严重影响空中加/受油的成功率和安全性，其中加油机的尾流场是影响软管锥套稳定性的主要因素。本文研究了空中加油机加油软管锥套的气动稳定性风洞试验方法，建立并分析了相似准则，给出了双目系统测量软管锥套位移的具体方法，利用自动舵机实现了加油软管自动收放，形成了完整的加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术，并将其应用于某型加油机加油吊舱、中心线平台等部件的选型优化。结果表明，该试验技术能有效模拟处于加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长时的气动稳定性，试验获得的锥套下沉量和振动幅值明确了不同加油吊舱、中心线平台构型的优劣性，能够为加油机关键加油部件选型优化及飞行试验提供可靠的试验数据。

粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律研究

王桥, 赵献礼, 刘森云, 肖京平, 马军林

2019, 37(1): 147-152. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0231

摘要(153) HTML (59) PDF(103)

摘要:
为研究表面粗糙度对水滴撞击飞溅特性的影响，在不同温度、不同粗糙度表面条件下开展了水滴撞击飞溅动力学实验。实验通过高速摄像机，观察记录了水滴撞击不同粗糙度表面时，飞溅子液滴的直径、反射角度与速度等信息，由此分析了表面粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律。研究结果表明：在一定撞击参数K范围，子液滴直径主要受粗糙度的影响，表面越粗糙，子液滴平均直径越大；粗糙度对子液滴法向和切向速度的影响呈现出相反的规律；子水滴无量纲角度与粗糙度St呈现正相关，尽管在St>0.1时，温度影响开始出现，但相比粗糙度仍然是小量。

高超声速平板/空气舵热环境数值模拟研究

谭杰, 孙晓峰, 刘芙群, 杨鸿俊, 陈政

2019, 37(1): 153-159. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0234

摘要(214) HTML (52) PDF(123)

摘要:
针对高超声速平板/空气舵模型开展了热环境数值模拟研究，重点分析了舵偏角δ_r、舵缝高度h和边界层流态对缝隙内舵轴及干扰区热环境的影响规律。研究结果表明：零舵偏状态缝隙内气流速度为亚声速，热环境可以忽略；舵面偏转时，缝隙入口气流速度和压力显著增大，在δ_r=5°~15°范围内，舵轴及干扰区热环境随舵偏近似线性增长；舵轴及干扰区热流随h增大呈现先上升后缓慢下降的趋势，h从5 mm增大到7 mm时，舵轴热环境增加超过1倍；边界层流态对空气舵缝隙内热环境影响很大，在15°舵偏条件下，层流状态舵轴及干扰区热环境约是湍流的3~5倍，这是因为层流边界层较薄，缝隙内流速更高。

红外热像边界层转捩探测的飞行试验应用研究

王猛, 钟海, 衷洪杰, 王红州, 李玉军

2019, 37(1): 160-167. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0240

摘要(112) HTML (35) PDF(94)

摘要:
针对飞行试验层流测试，开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素，包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等，有针对性地提出红外测试方案。在此基础上，以某民用飞机为试验平台，开展飞行演示验证试验，飞行海拔高度范围5 km至7 km，马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集，对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性，通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判，提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法，提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据，雷诺数达到1.5×10⁷。演示验证飞行试验结果表明，通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比，利用固定转捩方法验证探测结果，使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。

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2019年第37卷第1期

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