空气动力学学报

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《空气动力学学报》2019年2期pdf合集

2019, 37(2): 169-344.

摘要(99) PDF(327)

摘要:

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矩方法及其在水凝结研究中的应用与发展

罗喜胜, 曹赟, 秦丰华

2019, 37(2): 169-185. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0273

摘要(111) HTML (40) PDF(88)

摘要:
矩方法（Method of Moments，MOM），又可以称作内部坐标矩方法，通过求解液滴尺寸分布函数对内部坐标的各阶矩的输运方程，反映粒子数量及尺寸分布的演化。在各种有关伴随凝结流动的数值方法中，矩方法兼顾了计算效率和液滴分布信息，因此被广泛应用于水凝结的研究。本文首先介绍了经典矩方法，综述了矩方法的最新发展。然后应用经典凝结矩方法，研究了伴随同质凝结的Prandtl-Meyer膨胀流动问题，计算发现随着来流水蒸气饱和度的提高，凝结诱导的激波由定常状态向非定常状态转变，出现自激振荡现象；进一步，将经典凝结矩方法推广到异质凝结领域。通过引入"瞬间活化"假设，简化了异质成核模型，将此方法应用到伴随异质凝结的激波管问题中，进行了参数研究，加深了对异质凝结和流动相互作用的认识；最后针对经典矩方法无法处理相间相互作用的问题，将经典矩方法中的矩方程改写为基于液相平均速度的形式，发展了一套考虑相间质量、动量、能量交换的矩方法，应用此方法研究了伴随同质凝结的旋涡运动问题，分析了旋涡中凝结的产生过程，以及凝结与流动相互作用对液相分布的影响，计算结果显示了凝结生成的液滴在离心力作用下离开旋涡中心的现象。

计算气动光学研究进展

史可天, 马汉东

2019, 37(2): 186-192. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0180

摘要(132) HTML (39) PDF(151)

摘要:
计算气动光学是采用数值计算的方法研究高速空气动力流场对光波传输和光学成像影响的一门交叉学科，在红外成像制导设计等工程应用中发挥着重要的作用。总结了计算气动光学研究的三种基本计算方法，包括基于CFD简化方法的光学统计估算、基于RANS流场的计算和基于LES/DNS瞬态流场的计算，对这三种计算方法的基本理论、计算过程进行了介绍，综述了新近的一些计算气动光学研究进展，最后指出了未来的研究重点和方向。

有局部稀薄气体效应的高超声速流动数值模拟

欧吉辉, 赵磊, 陈杰

2019, 37(2): 193-200. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0179

摘要(166) HTML (24) PDF(106)

摘要:
近空间高超声速飞行器当飞行高度和速度足够高时，其流场计算可能要考虑稀薄气体效应，传统的计算流体力学（CFD）方法预测的阻力和升阻比将不够准确。而现有的模拟稀薄气体流动的计算方法由于其计算量巨大，难以在工程实际中应用。因此需要发展能用于近空间高超声速飞行器流场的可行、可靠的计算方法。陈杰和赵磊在文献[1]中针对边界层中既有强剪切而气体分子自由程又相对较大的情况进行分析，提出了刻画此类局部稀薄效应的无量纲参数Zh，并提出了在传统CFD中通过采用依赖于Zh参数的等效黏性系数考虑局部稀薄效应对阻力计算影响的研究思路。因此，本文尝试将此等效黏性系数纳入CFD模型中，以在70 km高空，以马赫数15飞行的小迎角钝平板为例，来检验计算方法是否合理可行。结果表明：和传统的CFD方法所得结果相比，新模型计算的阻力减小，升阻比增加，其改进的方向与现有飞行试验结果定性相符，且所增加的计算时间非常有限，可方便地应用于现有的计算空气动力学中。

MF-1弹道设计与蒙特卡罗飞行仿真

和争春, 车竞, 肖涵山, 袁先旭

2019, 37(2): 201-206. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0062

摘要(117) HTML (32) PDF(102)

摘要:
MF-1是我国的首次高超声速空气动力学基础问题研究模型飞行试验。本文研究建立了MF-1试验飞行器弹道设计与拉偏仿真数学模型，开展了MF-1弹道设计和拉偏仿真计算。对结果分析表明，对于MF-1这类无控飞行器，某些条件下可能在飞行过程中发生滚转共振现象，导致飞行总迎角迅速发散，气动过载显著增加，飞行弹道严重偏离设计弹道，甚至可能出现解体风险。通过严格控制飞行器加工和安装偏差，有助于降低滚转共振发生概率。

Soret和Dufour效应对方腔内双扩散自然对流影响的格子Boltzmann模拟

张拴羊, 徐洪涛, 梁天生, 娄钦, 杨茉

2019, 37(2): 207-215. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0116

摘要(156) HTML (65) PDF(83)

摘要:
采用格子Boltzmann方法，并考虑双扩散过程中的Soret和Dufour耦合效应，对内置高浓度发热圆的方腔内双扩散自然对流现象进行数值模拟，高温高浓度发热圆位于方腔中心，四周壁面均为低温低浓度。在不同的浮升力比Br（-5 ≤ Br ≤ 5）、Soret数Sr（-0.4 ≤ Sr ≤ 0.4）和Dufour数Df（-0.4 ≤ Df ≤ 0.4）条件下，分析了方腔内部自然对流双扩散特性。研究结果表明：在相同的Br条件下，随着Sr和Df数同时增大，方腔内传热能力和传质能力均有所减弱；在相同Sr和Df数条件下，随着Br的增大，传热能力和传质能力均先减弱后增强。

三类气动导纳数值识别方法的适应性研究

张伟峰, 张志田, 张显雄, 陈政清

2019, 37(2): 216-225. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0099

摘要(108) HTML (52) PDF(62)

摘要:
针对气动导纳函数的数值识别方法，借助于CFD，在简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流下对平板断面和箱梁断面的导纳函数函数进行研究。首先，在无断面存在的空流域内详细研究了简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流的传播特性及其数值计算方法。其次，对有断面存在的情况进行了数值计算。最后，识别得到了平板断面和箱梁断面在三种不同来流下的气动导纳函数。结果表明：对平板断面，三种方法识别得到的气动导纳函数与Sears函数吻合良好，验证了三种数值计算方法的可行性；对箱梁断面，简谐来流和湍流下识别的气动导纳差别不大。相比之下，完全基于线性叠加原理的阶跃来流方法产生了实质性的偏差，表明该法不宜用于钝体断面。计算效率方面，湍流的计算效率适中且对任意断面适用；简谐脉动来流的计算效率最低，适用于气动导纳与风场无关和弱相关的断面；竖向阶跃流方法具有计算时间短的优势，但它仅能用于气动导纳与风场完全无关的断面。

类AHW助推滑翔飞行器气动布局优化设计分析

刘深深, 冯毅, 杨肖峰, 唐伟, 桂业伟

2019, 37(2): 226-233. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0105

摘要(170) HTML (36) PDF(115)

摘要:
AHW作为美国首飞即成功完成高超声速助推滑翔飞行试验的飞行器受到越来越多的关注。本文针对该类钝双锥十字形小尺寸弹翼外形气动布局阶段的共性问题进行了研究。基于参数化方法建立的基本外形和工程气动力估算模型，采用正交设计方法进行了参数敏感性分析，并对正交优化结果进行了数值模拟验证分析，在此基础上利用多目标优化方法完成了弹体布局的进一步优化。同时在优化外形基础上考虑气动特性以及总体和防热需求，对操纵面的类型、质心与操纵面尺寸配置以及操纵效率进行了探讨分析，给出了气动布局建议。研究表明，该类布局方式可以获得较高的配平升力、配平升阻比及容积率，并且合理的质心位置/舵面尺寸的组合可以实现操纵性需求，是高超声速滑翔飞行器的一种潜在布局方案。

扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

丛戎飞, 吴军强, 张长丰, 叶友达

2019, 37(2): 234-241. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0115

摘要(180) HTML (34) PDF(108)

摘要:
为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求，本文选取了三种几何外形的扰流片，并通过数值模拟手段，研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律，提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明，推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加；对于矩形扰流片，可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失，对于扇形扰流片，可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失；在插入高度及面积一定时，对比不同形状的扰流片，弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大，圆形扰流片均为最小。

民用飞机迎角传感器布局气动分析

杨士普, 孙一峰, 方阳, 杨慧

2019, 37(2): 242-245. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0097

摘要(106) HTML (28) PDF(84)

摘要:
民用飞机迎角传感器布局设计的首要目标是使得迎角信号具有高鲁棒性及高信噪比的品质。在迎角传感器布局设计中，迎角信号的高鲁棒性体现为迎角校线不受侧滑角因素影响，高信噪比体现为迎角校线受机身迎角因素影响明显。本文通过CFD方法研究了迎角传感器布局在某民机机身不同位置时迎角校线随机身迎角及侧滑角的变化规律；获得了迎角校线随侧滑角变化不敏感的机身区域，及迎角校线随机身迎角变化敏感的机身区域，即在机身最大半宽线附近。该研究可为迎角传感器的布局设计提供参考。

“CFD验证与确认”专栏简介

2019, 37(2): 1-1.

摘要(65) HTML (27) PDF(76)

摘要:

第一届航空CFD可信度研讨会总结

王运涛, 刘刚, 陈作斌

2019, 37(2): 247-261. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0219

摘要(175) HTML (24) PDF(133)

摘要:
总结了第一届航空可信度研讨会（AeCW-1）的数值模拟结果。AeCW-1会议由中国空气动力学会计算空气动力学专委会主办，并在第一届空气动力学大会上做了专题研讨。本次研讨会吸引了14家单位参与，共提交了26组计算结果。活动的主要目的是针对典型运输机巡航构型，评估国内CFD当前技术状态，探索CFD进一步发展的研究方向，促进CFD验证和确认工作的开展，为大型客机的研制提供技术支撑。AeCW-1选择的研究模型为中国空气动力研究与发展中心（CARDC）设计的单通道运输机模型（CHN-T1），CHN-T1包括机身/机翼/平尾/立尾等部件，分别在CRADC的2.4 m×2.4 m风洞（FL-26）、欧洲的2.4 m×2.0 m风洞中（European Transonic Wind Tunnel，ETW）开展了风洞试验。AeCW-1组委会提供了系列结构网格和非结构网格，研究工况主要包括网格收敛性研究、抖振特性研究、雷诺数影响研究，风洞模型支撑装置和静气动弹性变形对数值模拟结果的影响是重要的研究内容。本文对提交组委会的数值模拟结果进行统计分析，并与FL-26及部分ETW的风洞试验结果进行了对比，对未来的研究工作提出了意见和建议。

基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测

张耀冰, 唐静, 陈江涛, 邓有奇

2019, 37(2): 262-271. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0201

摘要(142) HTML (37) PDF(107)

摘要:
本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow，对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况，重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密，对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显，特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明，MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。

采用TRIP3.0模拟CHN-T1模型气动特性

李伟, 王运涛, 洪俊武, 孟德虹, 李桦

2019, 37(2): 272-279. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0225

摘要(156) HTML (10) PDF(86)

摘要:
采用TRIP3.0软件平台（TRIsonic Platform version 3.0），对第一届航空CFD（Computational Fluid Dynamics）可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型（CHiNa-Transport，CHN-T1）进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究；采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析，研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果；支撑装置对力矩特性影响较大；机翼静弹性变形对气动特性影响较小；雷诺数效应对气动力特性影响较大。

基于嵌套网格的CHN-T1标模数值模拟

杜一鸣, 庞超, 舒博文, 高正红

2019, 37(2): 280-290. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0195

摘要(137) HTML (43) PDF(82)

摘要:
为响应第一届航空CFD可信度研讨会（AeCW-1），对CHN-T1标模翼身-尾翼组合体构型采用两种RANS求解器进行了基于结构化嵌套网格的网格收敛性研究和抖振特性计算，并与对接网格结果进行了对比分析。参考AeCW-1网格生成指南自主研发了一族以约3.3倍规模增长的稀-中等-密-特密嵌套网格系列。相比于分区点对接网格，融合了贴体网格和笛卡尔网格优势的嵌套网格从根本上降低了网格生成难度，单块网格拓扑形式更为合理且正交性较好，同时能够有效地平衡近场和远场的网格量。对于跨音速运输机构型，同等规模下嵌套网格的物面网格密度较对接网格更大，能够对激波和分离等复杂流动进行更理想的预测。对比计算过程中，自研求解器OFS3D表现出了较高的嵌套网格计算效率和可靠性，而NASA CFL3D求解器的嵌套网格计算能力有待进一步挖掘和验证。计算还发现，不同湍流模型得到的表面压力分布、分离区大小以及最大升力系数存在差别，而风洞模型支撑和机翼静气弹变形对飞行器力矩特性预测影响较大。

基于非结构网格求解器的CHN-T1标模气动特性计算研究

许晨舟, 乔建领, 聂晗, 汪远, 宋敏华, 张阳, 韩忠华, 宋文萍

2019, 37(2): 291-300. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0198

摘要(124) HTML (23) PDF(113)

摘要:
高可信度计算流体力学（CFD）技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中，但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模，采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算，并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外，还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响，以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明，TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好，计算结果完全位于试验值误差带内，验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。

基于HyperFLOW平台的客机标模CHN-T1气动性能预测及可信度研究

王年华, 常兴华, 赵钟, 马戎, 张来平

2019, 37(2): 301-309. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0183

摘要(139) HTML (37) PDF(73)

摘要:
近年来，针对实际飞行器外形的CFD气动性能预测及可信度研究逐步得到重视，国内也召开了第一届航空CFD可信度研讨会（AeCW-1）。本文首先基于自主研发的CFD软件平台HyperFLOW对NACA0012翼型低速绕流进行了网格收敛性研究，验证了软件对简单湍流问题的模拟能力且具备良好的网格收敛性。其次，针对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1，选用其中的两个算例：（1）定升力系数的网格收敛性研究；（2）考虑模型支撑和模型静气动弹性变形的抖振特性研究，研究了计算结果的网格收敛性及模型支撑、静气动弹性变形和湍流模型等对气动特性预测精度的影响。结果表明：观测精度阶和网格收敛性指数显示数值结果具有良好的网格收敛性和可信度；是否考虑模型支撑对力矩的预测精度影响较大，引入尾撑和弹性变形后，数值结果与实验结果吻合较好；对于CHN-T1标模，采用QCR关系式对原始SA模型进行修正对标模力矩特性有一定影响。

基于S-A与SSG/LRR-ω两种湍流模型的CHN-T1标模计算与分析

聂胜阳, 王垠, 刘志强, 金朋, 焦瑾

2019, 37(2): 310-319,328. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0207

摘要(103) HTML (41) PDF(59)

摘要:
通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程，对第一届AeCW-1研讨会上要求的所有工况进行了计算，着重研究S-A湍流模型和雷诺应力模型在CHN-T1标模上的表现，评估两种湍流模型的网格收敛性，对抖振特性的模拟能力以及对雷诺数的敏感性。根据与实验数据的对比分析，得出主要结论如下：两种湍流模型都能趋向于网格收敛，雷诺应力模型的网格收敛更快。在较大迎角的工况，两种湍流模型对机翼上激波诱导的分离流有较大的差别。CHN-T1标模的尾撑，改变了飞机平尾的压力分布，并且在飞机机尾上产生复杂的三维分离流动，对俯仰力矩系数的准确计算产生了较大的影响。考虑静气弹效应，两种湍流模型计算的力矩系数比不考虑静气弹效应更大，雷诺应力模型的偏差更大。在高雷诺数工况，两种湍流模型的计算结果趋于一致。

运输机标模CHN-T1的验证确认计算研究

章锦威, 张小亮, 孙晓玲, 戚淑妮

2019, 37(2): 320-328. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0216

摘要(86) HTML (25) PDF(79)

摘要:
采用自研的非结构混合网格解算器CARIA-OVERSET对我国第一届航空CFD可信度研讨会提供的运输机标模CHN-T1进行了验证确认计算。重点研究了网格形式、网格尺度、湍流模型等对运输机标模CHN-T1的总体气动特性、局部流场特征、压力分布以及计算收敛性等的影响，并把计算结果与风洞试验数据进行比较分析。分析结果表明，非结构混合网格解算器的计算结果与风洞试验数据吻合度较好。在固定升力条件下，非结构网格的网格尺度误差大于结构网格，湍流模型对迎角和俯仰力矩的影响较大，翼身结合处的分离特性模拟差异较小。带支撑构型的全机升力和低头力矩增加、阻力减小，机翼静气弹变形后升力、阻力和低头力矩均减小。全湍和自由转捩模型的计算结果存在一定差异，差异随着雷诺数的增大而变小。

CHN-T1标模的数值计算及气动特性研究

李浩然, 李亚坤, 张宇飞, 陈海昕

2019, 37(2): 329-336. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0255

摘要(119) HTML (33) PDF(81)

摘要:
基于"第一届CHN-T1标模CFD可信度研讨会"的相关计算安排，采用CFL3D求解器结合组委会提供的结构网格进行CHN-T1标模的气动特性计算。对比发现CFL3D求解器的SST湍流模式相对SA模式具有更好的网格收敛性。对标模的抖振特性进行了分析，发现抖振起源于机翼中段的激波/边界层干扰，进入抖振状态后当迎角继续增大，激波将持续增强，同时外翼段的后加载减小，使得低头力矩下降，操纵特性变差。对静气弹效应进行了分析，发现该效应主要影响了变形较大位置的升力系数以及激波强度。大雷诺数下机翼截面压力分布后加载包围的面积增大，机翼上表面超声速区的吸力平台有所下降。

CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究

李强, 刘大伟, 许新, 陈德华

2019, 37(2): 337-344. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0099

摘要(166) HTML (91) PDF(92)

摘要:
大飞机标模可用来校验风洞流场品质，检验和提高大型飞机风洞试验数据质量，标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制，为了验证设计结果，在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验，试验Ma数范围0.40~0.90，模型名义迎角-6°~15°，侧滑角-3°~12°，雷诺数Re=（3.3~7.5）×10⁶。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明，该飞机外形具有良好的升阻特性，符合现代大展弦比飞机的典型气动特征，可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。

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2019年第37卷第2期

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