空气动力学学报

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《空气动力学学报》2019年4期pdf合集

2019, 37(4): .

摘要(78) PDF(77)

摘要:

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飞机尾流观测研究进展

潘卫军, 栾天, 康贤彪, 张庆宇, 任杰, 张强

2019, 37(4): 511-521. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0136

摘要(197) HTML (42) PDF(89)

摘要:
飞机尾流观测试验是研究飞机尾流演化耗散行为的基础。受到不同大气环境的影响，针对巡航、进近等阶段的飞机尾流观测具备一定的挑战性。本文综述了以风洞和拖曳水池为主的飞机尾流实验室观测，以及以激光雷达及微波雷达为主的飞机尾流现场观测的研究成果和研究进展。尾流的风洞观测试验能较好地实现对近区内飞机尾流卷起、发展、脱落，特别是对近区内尾流合并过程（包括飞机翼尖涡、襟翼涡、水平尾翼涡、发动机喷流间的合并）的观测；尾流的拖曳水池观测试验能较好地实现对飞机尾流在扩展近区、及中区内演化过程的观测。尾流的现场观测试验能有效地获取飞机尾流在真实大气背景场中的演化耗散过程，从而为研究不同大气背景条件对飞机尾流的影响，并进而建立飞机尾流动态间隔标准提供重要参考。

高超声速三维边界层横流转捩的数值研究

韩宇峰, 马绍贤, 苏彩虹

2019, 37(4): 522-529. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0015

摘要(175) HTML (36) PDF(100)

摘要:
横流失稳是高超声速三维边界层转捩的主要机制。然而到目前为止，由横流失稳导致高超声速三维边界层转捩的数值研究还不多见。本文采用直接数值模拟方法计算了马赫数6、后掠角45°钝板边界层中定常横流涡的演化，在此基础上引入高频二次失稳模态，计算了二次失稳模态的非线性演化，直至湍流发生。计算结果表明：横流定常涡的非线性作用引起平均流修正，可使壁面摩擦系数曲线有一定程度的抬升。而高频二次失稳波的增长导致低频及定常扰动快速增长，促使壁面摩擦系数急剧抬升，同时饱和横流涡结构破碎，最终触发转捩发生。

SAS与PANS模型在圆柱绕流中的应用比较

刘跃, 管小荣, 徐诚

2019, 37(4): 530-540. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0072

摘要(166) HTML (41) PDF(42)

摘要:
分别运用SST（Shear Stress Transport）、SST-SAS（Scale-Adaptive Simulation）、两种变f_k（模化湍动能的比例）函数的SST-PANS（Partially Averaged Navier-Stokes）湍流模型对Re=3900的圆柱绕流进行了数值研究，重点从湍流结构捕捉、气动力计算、涡黏性控制等方面，比较了SAS与PANS两类RANS/LES混合模型的计算能力，并通过不同网格计算分析了模型的网格敏感性。数值结果表明：SAS及两种变f_k方法的PANS模型均具有求解小尺度涡运动的能力，并能较好地反映出绕流尾迹的三维非定常特性，同时PANS模型能捕捉到更多的非定常结构；SAS模型中自适应尺度L_vk立足于当地流动，对网格依赖较小，计算的湍动粘度分布更合理，能够更好地计算剪切层及回流区；两种PANS模型网格独立性较差，出现了雷诺应力不足的现象；类DES可变f_k函数构造相对简单，所得f_k分布更准确，使用tanh函数计算的尾迹区f_k值偏低，对流场调控能力稍差。

自适应的高精度中心-WENO混合格式

田奇, 郭元, 梁贤, 李新亮

2019, 37(4): 541-545, 577. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0050

摘要(103) HTML (33) PDF(59)

摘要:
为对可压缩流动进行高精度高分辨率的数值模拟，基于模板的光滑度量函数，构造了新型的加权因子，在此基础上将7阶精度的WENO格式与8阶中心格式进行加权组合，构造了一种自适应低耗散的中心-WENO混合格式（H-WENO7-CD8），并采用Fourier方法对离散格式数学特性进行了理论分析。该自适应的高精度中心-WENO混合格式相比于七阶的WENO格式具有更小的耗散误差。通过对激波-密度干扰问题、Rayleigh-Taylor不稳定性问题和双Mach反射问题的数值模拟，并与WENO-JS格式的计算结果对比，结果表明：该格式结合了WENO格式和中心格式的特点，能更好地捕捉激波，对物理脉动也具有较高的分辨率，适合于复杂流体流动的数值模拟。

叶轮机械全环非定常大规模并行模拟程序设计

张健, 唐静, 邱名, 邓有奇, 龚小权

2019, 37(4): 546-554. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0065

摘要(116) HTML (19) PDF(53)

摘要:
为了更加精确地模拟叶轮机械内部复杂的三维非定常流动，开展了全环网格模拟方法探索，提出了针对滑移面的守恒变量插值和高效的大规模并行计算解决方案。基于千万亿次高性能计算平台，自主开发了非定常数值模拟程序，采用单级压气机、1.5级涡轮和3.5级高负荷压气机三个算例进行了程序的验证与确认，以及并行效率测试工作。模拟采用的最大网格数为2亿，计算核心数为4096个。结果表明：程序计算得到的整体气动性能与试验数据吻合良好；程序所采用的全环非定常计算模型能保证交界面处物理量的连续，削弱非物理熵增，得到更加可信的流场解；所采用的METIS的网格分区方法以及MPI并行策略使程序具有良好的负载均衡和并行效率；同时程序对超大规模的复杂问题具备良好的可扩展性和适应性，能够满足工程实际问题的流动分析和叶轮机械的精细流动研究要求。

基于神经网络的表面热流辨识三维效应修正

潘学浩, 陈伟芳, 彭玉酌, 杨华

2019, 37(4): 555-562. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0069

摘要(92) HTML (35) PDF(60)

摘要:
在已有顺序函数法对一维、二维表面热流辨识的研究基础上，考虑到三维辨识实时性的困难，提出神经网络和顺序函数法结合的方法。在顺序函数法一维辨识结果的基础上，利用人工神经网络对热传导三维效应进行修正，从而获得峰值热流实时准确的辨识结果。为了获得更优的神经网络模型，引入粒子群算法优化神经网络的初始权值和阈值。通过数值仿真的算例测试结果可以看出，本文提出的方法对于峰值热流的辨识结果准确度在4%以内，避免了三维辨识的时间复杂性，同时具有良好的抗噪性和稳定性。

考虑约束的材料热传导系数辨识方法

周宇, 钱炜祺, 邵元培, 颜维旭

2019, 37(4): 563-568. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0080

摘要(130) HTML (28) PDF(69)

摘要:
材料热传导系数的辨识是一类典型的热传导逆问题。本文建立了辨识随温度变化的热传导系数的遗传算法，并通过辨识增量和引入罚函数等方法，考虑了一类典型防热材料热传导系数值随温度增加不减小的物理约束，以及一项工程应用中的约束，即温度较高时温度的仿真计算结果应高于温度实测值，建立起了考虑约束的材料热传导系数辨识方法。通过典型算例的分析计算结果表明，所建立的辨识算法是有效的，克服了原有算法在测量误差较大情况下辨识结果出现非物理振荡的不足，辨识结果也具有更强的工程实用价值。

民用飞机低速俯仰力矩特性改善研究

钟园, 杨小权, 刘凯礼, 吴大卫, 司江涛

2019, 37(4): 569-577. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0097

摘要(97) HTML (42) PDF(52)

摘要:
针对某民用尾吊飞机低速时俯仰力矩上仰的情况，研究了一种新型的改善措施——内侧缝翼截短。采用数值模拟方法对其基本着陆构型以及改善措施的气动特性进行研究，给出了在大迎角下工作的流场特征，分析了改善措施改善俯仰力矩特性的流动机理，并对改善措施对发动机进气畸变的影响进行了评估。研究结果表明：低速俯仰力矩形态取决于机翼的分离位置；分离从外侧开始会使飞机"抬头"，分离从内侧开始会使飞机"低头"；平尾提供的俯仰力矩决定了总的俯仰力矩；分离从内侧开始使飞机"低头"的主要原因是降低了机翼对平尾的下洗；改善措施在失速迎角内不会对尾吊飞机的发动机进气产生影响。

飞翼布局无人机喷流对气动特性影响研究

张翔, 曹德一, 何海波, 崔飞

2019, 37(4): 578-585. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0052

摘要(115) HTML (28) PDF(149)

摘要:
采用计算流体力学方法，针对飞翼布局无人机涡扇发动机喷流问题开展了数值模拟研究。首先，应用Reynolds平均Navier-Stokes方程数值模拟方法，对典型飞翼布局无人机数值模拟进行了网格无关性验证；其次，探讨了在工程设计中，由于喷流导致无人机产生的外形变化带来的气动特性差异；最后，针对典型工况下不同落压比喷流条件，研究分析了涡扇发动机喷流效应对无人机气动特性的影响规律。研究结果表明：喷流导致飞翼布局无人机外形发生变化，因此带来6%~9%阻力系数的增量，并使俯仰力矩系数下移；而喷流效应主要影响无人机阻力系数和俯仰力矩系数，影响规律随落压比而变化。

跨声速叶栅叶片快速响应PSP测量研究

张雪, 衷洪杰, 王猛, 赵民

2019, 37(4): 586-592, 599. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0031

摘要(163) HTML (39) PDF(51)

摘要:
开展了快速响应PSP技术在高速叶栅中的非定常测量应用研究。使用压力-温度校准系统与激波管对FIB类快速响应PSP涂料的温度压力和时间响应特性进行了测量，结果表明该类涂料具有较低的温度敏感度和亚毫秒量级的响应时间。在高速叶栅试验中，采用吹吸装置在叶片表面形成了主动控制的非定常流场，利用快速响应PSP与动态压力传感器进行同步测量，同时利用红外技术对叶片表面温度进行监测。快速响应PSP的测量结果与压力传感器比较，在叶片表面平均场、脉动场、单点时频等方面具有很好的一致性，同时快速响应PSP技术可以动态地显示激波位置和分离区域的变化。

流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究

曹永飞, 顾蕴松, 韩杰星

2019, 37(4): 593-599. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0202

摘要(153) HTML (35) PDF(71)

摘要:
为验证被动二次流推力矢量技术的有效性，评估其飞行控制能力，研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记录了验证机模型在有无流体矢量作用时完成筋斗动作的俯仰角和俯仰角速度数据，并通过无线数据传输装置传回地面加以储存和分析。飞行试验结果显示，在使用流体矢量情况下，验证机完成筋斗机动动作的半径由单独舵面控制时的约9倍机身长度减小为2倍机身长度、平均时间由4.93 s降为2.28 s、最大俯仰角速度的均值由114.5°/s提高到了270.3°/s。该结果证实了被动二次流推力矢量技术在急剧飞行状态下能够发挥作用，且具有较强的姿态控制效能。

“声爆研究”专栏简介

2019, 37(4): 1-1.

摘要(73) HTML (75) PDF(52)

摘要:

声爆研究的现状与挑战

钱战森, 韩忠华

2019, 37(4): 601-619. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0054

摘要(254) HTML (36) PDF(115)

摘要:
声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象，其涉及空气动力学和非线性声学等研究领域，开展相关研究具有重要的学术意义和应用前景。本文简述了声爆的基本概念、主要特征和主要危害，简要回顾了声爆的产生、发展和演化的研究历史，重点介绍了声爆的数值模拟、风洞试验和飞行试验预测方法，以及近年来提出的声爆抑制方法和低声爆气动优化设计方法的发展现状；最后总结了当前声爆预测方法面临的技术难点和挑战。

新一代环保型超声速客机气动相关关键技术与研究进展

韩忠华, 乔建领, 丁玉临, 王刚, 宋笔锋, 宋文萍

2019, 37(4): 620-635. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0288

摘要(286) HTML (73) PDF(132)

摘要:
更快的旅行速度是人类永恒的追求。虽然以"协和"号和"图144"为代表的第一代超声速客机商业运营失败，但之后人类从来就没有停止过对新一代更加环保的超声速客机的探索与研究。本文首先梳理总结了其中首要突破的四大关键技术（声爆预测及其抑制技术、超声速减阻技术、变循环发动机技术、低声爆低阻布局与综合优化设计技术），并对其国内外研究进展情况进行了文献综述，对研究现状进行了分析。其次，介绍了西北工业大学超声速客机研究中心在声爆预测理论与方法、声爆抑制技术、低声爆低阻布局与综合优化技术、超声速层流减阻技术等方面的研究进展。最后，针对发展新一代环保型超声速客机当前急需突破的关键科学与技术问题，探讨了未来需重点研究的方向。

声爆近场压力测量风洞试验技术研究进展

刘中臣, 钱战森, 冷岩

2019, 37(4): 636-645. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0282

摘要(145) HTML (43) PDF(213)

摘要:
声爆是超声速民用飞机研制的关键问题之一，风洞试验作为开展声爆研究必不可少的技术手段具有重要研究意义。简要介绍了声爆风洞试验的特点与难点，分析了声爆风洞试验技术的发展趋势。按照空间压力测量装置的不同，将试验技术归纳为测压板、静压探针、测压轨、无反射测压轨等四类空间压力测量技术。重点针对基于无反射测压轨的空间压力精确测量技术和数据修正技术进行了总结与分析。无反射测压轨具有试验效率高、测量精度高、可有效降低流场非均匀扰动误差等优点，是声爆近场压力测量技术的重要发展方向。

超声速民机声爆理论、预测和最小化方法概述

兰世隆

2019, 37(4): 646-654, 645. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0294

摘要(150) HTML (33) PDF(129)

摘要:
超声速民机的低声爆设计涉及到多个相互制约的因素，要实现较理想的声爆水平设计难度相当大，发展准确快速有效的设计方法是非常必要的。在超声速民机概念设计阶段，关于声爆计算的理论方法寥寥可数，标准声爆理论和声爆最小化方法不仅有重要的理论意义，在概念设计中也很有实用价值，因此，我们需要对其有全面深入的认识。文中主要对这两个理论方法及应用进行评述和展望。标准声爆理论以F函数为核心建立了飞机横截面积与声压及声爆之间的关系。声爆最小化方法给出了设计合适的F函数以达到尽可能小的声爆的思路。声爆最小化方法的应用效果受制于初始构型，当应用声爆最小化方法不能达到设计目标时，可能不得不尝试修改初始构型。考虑到该方法的局限性，减小声爆还需要开拓新思路。

超声速条件下旋成体声爆典型影响因素分析

冷岩, 钱战森, 刘中臣

2019, 37(4): 655-662, 689. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0291

摘要(116) HTML (58) PDF(100)

摘要:
声爆问题是制约未来超声速客机进入真正商业运营的关键技术之一。航空工业气动院发展了基于近场CFD模拟和远场传播模型相结合的混合声爆数值预测平台ARI_Boom，基于典型旋成体模型。在Ma=1.41~6.0范围内，研究了飞行参数和外形参数对地面声爆特征（包括最大过压和特征正冲量）的影响。首先给出了ARI_Boom预测平台计算方法介绍，并通过典型算例对其进行验证；其次，基于所建立平台研究了飞行参数和外形参数对地面声爆特征影响。结果表明：针对所研究构型，减小半锥角、减小长细比、降低飞行马赫数和提高飞行高度均能减弱地面声爆特征；随着钝度系数的增加，最大过压先减小后增加，并存在最佳钝度。

基于广义Burgers方程的超声速客机远场声爆高精度预测方法

乔建领, 韩忠华, 丁玉临, 池江波, 孟冠宇, 宋笔锋, 宋文萍

2019, 37(4): 663-674. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0267

摘要(248) HTML (88) PDF(73)

摘要:
声爆高精度预测技术是新一代环保型超声速客机设计的核心关键技术之一。基于广义Burgers方程发展了可考虑"大气风"效应的远场高精度预测方法，开发了声爆预测程序"bBoom"，并研究了近场声爆信号提取位置和"大气风"对远场声爆计算结果的影响。首先，给出了广义Burgers方程和声爆传播射线的计算方法，重点讨论了方程中计算分子弛豫效应和热黏吸收效应的关键参数。其次，通过简单轴对称构型标模算例、NASA的C25D构型和洛马的LM1021构型等复杂超声速客机算例对所发展的方法进行了验证，表明本文发展的方法在预测远场声爆时具有较高可信度。最后，基于所发展的方法对比了由不同近场提取位置传播到地面的波形，研究了飞机向不同方向飞行时，"大气风"对地面声爆强度和地面影响域的影响。结果表明：对于类C25D标模构型，为了确保远场声爆预测结果具有较高精度，应取机身下方约3倍机身长度位置处的近场压强信号作为传播方程的输入；另外，"大气风"会影响地面声爆强度及地面影响域，在预测时有必要加以考虑。

OS-X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

钱战森, 刘中臣, 冷岩, 张雪, 高亮杰, 邓帆

2019, 37(4): 675-682. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0276

摘要(132) HTML (50) PDF(67)

摘要:
声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是，目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏，严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器，航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号，借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好，但仍存在一定差异，这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多，在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究，同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。

史蒂文斯响度在超声速民机低声爆设计中的应用

王宇航, 徐悦

2019, 37(4): 683-689. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0285

摘要(138) HTML (17) PDF(63)

摘要:
低声爆设计是超声速民机设计中的关键技术之一，其核心问题在于选择合适的声爆衡量参量作为优化目标。将史蒂文斯响度计算方法集成至现有的超声速民机低声爆优化设计平台，并以Seeb-ALR锥体模型为例，分别选取声爆史蒂文斯总响度级与近场最大过压值为优化目标，以锥体轮廓线为优化对象进行低声爆设计。相比Seeb-ALR原始模型，锥体轮廓线优化后的总响度级优化与近场最大过压值优化使最大过压值分别降低了18.4%和40.6%，地面声爆响度级分别降低了2.2PLdB和1.4PLdB。优化结果表明该超声速民机低声爆设计平台实现了史蒂文斯响度方法的应用，可以通过响度级反映对地面人员的影响，并将其应用于低声爆设计。选择不同的声爆评价参量作为优化目标，优化后的模型轮廓线和远近场过压分布形态均存在较大差异，与近场过压最大值优化相比，基于声爆响度级的优化策略能更有效地降低地面声爆。

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2019年第37卷第4期

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