空气动力学学报

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《空气动力学学报》2019年5期pdf合集

2019, 37(5): .

摘要(84) PDF(165)

摘要:

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气体稀薄效应对热流计算的影响

陈杰, 张家骐, 欧吉辉

2019, 37(5): 691-697. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0008

摘要(144) HTML (13) PDF(119)

摘要:
临近空间高超声速飞行器的研发越来越受到关注。周恒和张涵信在《中国科学》上的《空气动力学的新问题》一文中分析了在此情况下现有的空气动力学的不足，其中之一就是需要考虑流场中可能出现的局部稀薄气体效应，并且针对临近空间高超声速飞行器边界层进行了详细的分析。陈杰和赵磊在此基础上研究了强剪切下的气体稀薄效应，给出了判别气体稀薄效应的无量纲参数Zh，并提出对传统连续介质模型中的黏性系数基于Zh参数进行修正。本文将通过类似的研究方法，采用DSMC（Direct Simulation Monte Carlo）研究纯导热问题中的气体稀薄效应，通过对粒子速度分布函数的分析提出了相应的刻画气体稀薄效应的参数Zh_T，获得了依赖参数Zh_T的导热系数修正规律，并进一步将该修正规律纳入CFD（Computational Fluid Dynamics）计算，验证了该算法对圆柱绕流问题表面热流预测的精度。

用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计

唐伟, 刘深深, 余雷, 冯毅, 刘磊, 赵鹏, 朱言旦

2019, 37(5): 698-704,721. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0059

摘要(235) HTML (85) PDF(340)

摘要:
基于涡轮/冲压组合动力的水平起降两级入轨飞行模式是重复使用飞行器降低发射成本、缩短发射周期的重要途径之一，气动布局设计需要在飞行器总体规模尺度约束下满足全速域全空域的气动特性、操稳特性及防热特性需求。为研究级间分离特性，讨论了任务使命、动力配置、飞行模式及总体规模限制下的两级入轨（TSTO）重复使用飞行器的气动布局设计，针对二级及一级面临的飞行任务需求和气动特性需求，分别提出了多种气动布局方案。对两种改进方案进行了初步的气动计算，并进行了上升段升重平衡下的飞行剖面重构。为提高级间分离的安全性并提高超声速/高超声速的升阻效率和航向稳定性，对双垂尾及可下折翼梢进行了适当修改，形成了TSTO系统新一轮研究方案，并在此基础上规划了后续研究工作。

基于浸润边界-格子波尔兹曼通量求解器的柔性结构流固耦合数值模拟

刘钒, 刘刚, 江雄, 舒昌

2019, 37(5): 705-714. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0167

摘要(158) HTML (43) PDF(142)

摘要:
浸润边界-格子玻尔兹曼通量求解器（Immersed Boundary-Lattice Boltzmann Flux Solver，IB-LBFS）在处理复杂动态边界流动中具有计算精度高和灵活性强的特点，可应用于柔性体流固耦合数值模拟中。本文对IB-LBFS进行了算法效率上的优化改进，设计和实现了并行计算能力，使之可求解具有较大规模网格的流动问题，且通过旋转球体的绕流计算进行了验证。在此基础上，通过应用基于绝对节点坐标法的柔性结构动力学方法，与IB-LBFS结合，建立了可处理大变形柔性结构的流固耦合问题的数值模拟平台，通过旗帜摆动问题和固支板受流体载荷的弯曲变形问题验证并实现了大变形柔性结构的流固耦合高效仿真。

非定常多体分离风洞试验技术几个关键问题

蒋增辉, 薛飞, 鲁伟, 宋威, 王誉超

2019, 37(5): 715-721. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0230

摘要(117) HTML (22) PDF(118)

摘要:
为完善非定常多体分离风洞试验技术，增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解，对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术，技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了总结和分析。比较了两种试验技术相似准则问题中的轻、重模型两种方法的优缺点，给出了两种非定常多体分离风洞试验技术在级间分离、子母弹抛撒分离和导弹蒙皮/壳片抛撒分离、重块抛撒分离和整流罩分离、飞机外挂物投放分离和内埋武器投放分离等各类多体分离问题的适用性对比分析。

基于网格缩小的非结构网格梯度重构及制造解精度测试与验证

王年华, 张来平, 李明

2019, 37(5): 722-730. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0106

摘要(111) HTML (23) PDF(73)

摘要:
网格收敛性研究是验证与确认中的重要手段，本文针对一般非结构网格难以自相似加密的问题，实现了基于网格缩小的精度测试方法。在典型的各向同性和各向异性拉伸网格上，利用网格缩小精度测试方法分别考察了梯度重构精度以及制造解流动模拟精度，将网格缩小精度测试结果与传统的网格加密精度测试结果以及理论分析结果进行对比，验证了网格缩小精度测试方法与网格加密精度测试方法及理论分析的一致性。最后将网格缩小精度测试方法应用到各向异性拉伸网格粘性制造解精度测试中，得到了预期中的结果，并初步考察了梯度重构方法、网格类型对数值模拟精度的影响，显示出网格缩小精度测试方法在一般非结构网格精度测试上的优势，具有一定应用前景。

基于动理学模型的多尺度随机粒子方法

费飞, 张俊, 柳朝晖

2019, 37(5): 731-739. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0164

摘要(123) HTML (44) PDF(105)

摘要:
传统随机粒子方法的时空离散步长受分子碰撞尺度（分子平均自由程和平均碰撞时间）的限制，当空间和时间离散尺度远大于碰撞特征尺度时，其输运系数的数值误差显著增加，因此如直接利用这类方法对跨流域流动精确求解，其计算效率往往是极低的（如DSMC方法，Fokker-Planck和BGK模型随机粒子方法）。通过对随机粒子方法输运系数离散误差的分析可知，这主要是因为传统算法将模拟分子的运动和碰撞解耦计算引起的。针对这一问题，本文介绍了适合于跨流域流动模拟的多尺度Fokker-Planck和BGK模型随机粒子方法。通过分子运动求解中耦合碰撞作用，在连续流区域，改进的随机粒子方法在较大的时间步长下仍能够满足宏观流体力学方程的输运性质。理论和计算结果显示，多尺度Fokker-Planck和BGK模型随机粒子方法可以高效准确地模拟从稀薄流到连续流的跨流域气体流动。

入射激波边界层干扰分离流场结构研究

姚瑶, 高波

2019, 37(5): 740-747, 769. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0155

摘要(138) HTML (61) PDF(247)

摘要:
入射激波边界层干扰易导致边界层分离，为了分析其局部流场结构，捕获局部高压、高热区，掌握分离泡的大小，本文针对入射激波导致的边界层分离流场，构造简化模型，辅助以极曲线理论分析描述，结合自由干扰理论、激波关系式以及分离区长度工程估算首次给出完整的理论求解。该理论模型可快速获得流动图画，给出流场参数分布，便于分析整体流场结构，并得到了很好的数值验证。运用该理论模型对分离泡高度进行了参数化分析，分离泡高度随来流马赫数的增大先略有减小再增大，同时是外压缩角以及飞行高度的增函数。

温度对动态结冰微观结构特性影响定量分析

李伟斌, 马洪林, 易贤, 杜雁霞, 赵凡

2019, 37(5): 748-753. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0270

摘要(116) HTML (20) PDF(62)

摘要:
飞机结冰是动态冻结的过程，在微观上会形成类似多孔介质的孔隙结构，该微观结构直接影响结冰的物理特性，同时又因结冰条件的不同而呈现一定差异化。针对温度对飞机结冰微观特性定量影响这一难点问题，首先结合图像分割方法，提出结冰微观信息提取方法；其次，结合结冰微观形态的定量结果提出合理假设，建立结冰微观结构的三维数学模型，并提出计算密度的概念，以此作为衡量结冰内部孔隙分布特性的定量指标；最后，以风洞试验显微图像为对象，验证孔隙提取方法和微观结构数学模型的适用性与合理性，并开展了温度对孔隙分布和计算密度的定量影响研究，微观定量结果与宏观特性具有较高的一致性。本研究可以为结冰微观定量研究提供方法手段，为结冰物理现象及物理特性的深入认识提供定量依据。

一种给定容积空间的乘波构型参数化设计方法

吴乔, 卢笙, 叶友达, 张启明

2019, 37(5): 754-761. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0113

摘要(140) HTML (43) PDF(114)

摘要:
乘波构型高超声速飞行器布局具有高升阻比的优点，但有效容积低和尖锐前缘使其在实际工程应用中受限。为弥补乘波构型飞行器有效容积低的不足，提出了一种乘波构型上表面参数化设计方法，同时开展了前缘钝化研究，采用增加前缘材料的方法进行钝化。分析了上表面不同设计参数对乘波构型飞行器容积率和气动性能的影响，研究了飞行器气动特性随迎角和马赫数的变化规律。计算结果表明，钝化后的经给定容积上表面设计的乘波构型有效提升了有效容积及容积率，并且仍能保持良好的乘波特性。数值仿真结果表明容积效率和气动性能是相互矛盾的关系，需要根据实际情况进行权衡。对于给定有效容积上表面设计的乘波构型高超声速飞行器，适合在一定范围的正迎角下飞行，并且能在较大的马赫数范围内保持优良的气动特性。研究可为提升高超声速乘波飞行器有效容积提供参考，提高了乘波构型飞行器的工程应用性。

基于NPLS的静压比对高超声速光学头罩冷却气膜影响作用研究

张锋, 易仕和, 吴宇阳, 易司琪

2019, 37(5): 762-769. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0154

摘要(84) HTML (31) PDF(122)

摘要:
超声速冷却气膜是应用于高超声速成像制导飞行器上的一项关键技术，静压比是影响超声速冷却气膜流场发展的重要因素。为研究静压比对该流场的影响规律，在M6高超声速风洞中采用基于纳米粒子的平面激光散射技术，对不同静压比下的马赫数3超声速冷却气膜流场进行了实验研究，获得了流场的瞬态流动显示图像。通过瞬态流动显示图像分析，研究了高超声速主流与超声速喷流之间边界面的发展过程；通过分形维数及间歇性分析，研究了静压比对湍流化程度的影响。结果表明在波系结构、喷流厚度及湍流化程度等方面，静压比对超声速冷却气膜产生了明显的影响：气膜总体厚度和静压比正相关，欠压状态和匹配状态气膜厚度增长先慢后快，过压状态先快后慢；欠压状态和匹配状态湍流破碎因子在流场前段普遍小于过压状态，但其沿流向增长较快，最终压力匹配状态湍流破碎因子最大，湍流化程度最高。

超声速混合层气动声场的数值模拟

马利宇, 方一红

2019, 37(5): 770-776. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0123

摘要(96) HTML (22) PDF(120)

摘要:
超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题，制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究，具体方法：用抛物化稳定性方程（PSE）计算混合层近场大尺度扰动演化，结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压，得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响，结果表明，上下侧温度比小于1时，慢模态占优；而上下侧温度比大于1时，快模态占优。

MF-1飞行试验弹道差异分析及弹道重建研究

和争春, 肖涵山, 袁先旭, 何开锋

2019, 37(5): 777-784. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0065

摘要(102) HTML (45) PDF(93)

摘要:
MF-1作为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项目，真实飞行取得了圆满成功。但是其无控飞行弹道与设计弹道之间还是存在较明显偏差，本文首先对于MF-1实际飞行试验弹道与设计弹道之间的偏差原因，通过理论分析和弹道仿真开展了研究，结果表明风场偏差和气动力偏差可能是导致MF-1飞行弹道与设计弹道差异的最主要因素。然后，基于飞行实测的过载角速率数据和外弹道测量数据对MF-1飞行弹道进行了重建，得到了包括迎角、侧滑角在内的完整可靠的弹道数据。研究还表明，风场对迎角、侧滑角的准确估计有显著影响，应尽量提高风场测量的实时性和准确性。

弹道靶火星探测器试验模型动态特性研究

毕林, 袁先旭, 吴波佼, 陈浩, 唐志共

2019, 37(5): 785-794. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0239

摘要(97) HTML (37) PDF(46)

摘要:
火星探测器一般为球冠倒锥构型的钝体飞行器；对于此类飞行器，其后体流动较为复杂，存在大范围的分离与再附、激波/旋涡干扰等；相应地，其动态特性也较为复杂，是设计关键问题之一。本文针对弹道靶火星探测器试验模型，采用近似比热比方法模拟火星大气环境，在验证所开发的数值方法与软件（in-house program FLY3D-Mars）正确性基础上，数值研究了其俯仰动态特性随比热比γ的变化规律。结果表明：在所考察范围内，试验外形均为动稳定，比热比γ越小，压缩性增强，动导数减小，动稳定性增强。分析认为导致动稳定性随γ变化的原因是不同比热比γ条件下流场的压缩性不同，与弹道靶试验结论一致。

高空长航时无人机螺旋桨后掠桨叶气动研究

马成宇, 何国毅, 王琦

2019, 37(5): 795-803. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0144

摘要(168) HTML (70) PDF(153)

摘要:
由于螺旋桨高速性能欠佳，飞行速度在偏离设计点时气动效率下降很快，以螺旋桨为推进系统的高空长航时无人机难以满足快速爬升和快速机动的设计要求。针对这一问题，将桨叶后掠设计方法应用于高空长航时无人机螺旋桨上，在无后掠桨叶的基础上，分别设计了后掠角为10°、20°、30°、40°、50°五个后掠桨叶。基于周期性边界条件和多重参考系方法求解三维N-S方程，对不同后掠桨叶的气动性能进行了计算。根据计算结果，分析了无后掠螺旋桨气动性能下降的原因和后掠对桨叶气动性能的影响。研究结果表明：高空长航时无人机螺旋桨气动性能下降的原因是定桨距螺旋桨桨叶迎角随飞行速度提高而减小以及桨尖压缩效应的影响；后掠桨叶能提供更大的拉力但也需要更大的功率，当后掠角度处在30°和50°之间时，螺旋桨高速性能最好；后掠桨叶螺旋桨的气动性能受迎角变化、桨尖三维效应、桨尖激波强度、激波-附面层干扰综合影响。

涡桨飞机滑流影响的非定常数值模拟验证

马率, 王建涛, 邱名, 刘刚

2019, 37(5): 804-812. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0146

摘要(193) HTML (33) PDF(127)

摘要:
通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，计算了螺旋桨非定常滑流对某涡桨飞机起飞构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动，采用了动态重叠网格技术，并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率，计算结果与试验值相当吻合，研究表明：滑流区内襟翼上的动压得到明显增强，同时高速滑流也起到一个吹除在大偏度襟翼上堆积的附面层作用，延迟了襟翼上气流的分离，这两个因素明显提高了襟翼效率，另外经过机翼的导流作用后，滑流对襟翼的洗流不像机翼那么明显。本文还将有无滑流的流场进行对比，通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界，以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象，初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点。

中空长航时无人机两段翼型设计研究

李建华, 李锋, 李茂强, 于悦洋

2019, 37(5): 813-818. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0130

摘要(145) HTML (47) PDF(93)

摘要:
中空长航时无人机存在高效巡航、短距起降以及抗变形等多性能要求，本文在原始飞机单段翼型的基础上，开展多约束条件下两段翼型设计方法研究和翼型设计。采用控制点加分段可控二次曲线方法构建两段翼型外形，并对生成外形的控制参数、缝道参数和转轴位置进行优化设计。分析结果表明：相比于常规直接切割法，本文采用的方法控制点和控制参数更多，对原始翼型适应性更好，生成的翼型压力分布更加合理；与原始翼型相比，新设计的两段翼型在续航因子、起飞升力和起飞升阻比方面得到大幅提升；同时襟翼大角度偏转还能起到阻力板作用，达到对巡航和起降多设计点综合设计要求。

关于混合气体输运系数计算方案的影响研究

王晓栋, 卢德勇

2019, 37(5): 819-826. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0137

摘要(111) HTML (38) PDF(134)

摘要:
为了研究混合气体分子输运系数的不同近似计算方案对边界层及射流剪切层流场计算的影响，以含双方程k-ω SST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程，分别采用两种计算方案：公式计算混合气体导热系数、扩散系数的直接计算方案和由普朗特数和施密特数等关联混合气体导热系数、扩散系数的关联计算方案，对Burrow和Kurkov实验流场进行了数值模拟。结果表明：与采用直接计算方案相比，采用关联计算方案，流场数值模拟在获得相当的计算结果的同时，大大降低了计算量；抛开与控制方程的相容性问题，混合气体扩散系数各直接计算方案对流场参数计算影响不明显；在湍流计算时，边界层/剪切层区域的混合气体湍流输运系数大于分子输运系数，由此弱化了混合气体分子输运系数不同的近似计算方案对流场数值模拟的影响；相对输运系数近似计算方案，湍流可压缩修正模型对组分剖面的影响更为明显。计算表明，在边界层近壁流场、剪切层流场以及层流流场的精细化数值模拟中，混合气体分子输运系数的计算方案有重要的影响。

基于熵产理论设计方法的多目标翼型优化

王威, 王军, 梁钟, 李佳峻

2019, 37(5): 827-833. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0055

摘要(133) HTML (36) PDF(111)

摘要:
将熵产理论引入翼型的多目标气动优化设计，通过理论推导湍流流场熵产率计算公式，进而阐述熵分析方法在翼型气动优化中的作用。通过CST参数化方法对翼型进行参数化建模，并将多目标优化算法与CFD计算耦合起来，计算翼型升阻比和流场熵产率，建立一种以最大升阻比和最小熵产率为目标的翼型优化方法，进而得到优化翼型的Pareto解，并与传统翼型优化方法进行对比。与初始种群相比，优化翼型具有更优的气动性能，在升阻比提高的条件下，流场熵产率减少，能量效率提高。采用多目标遗传算法得到的非支配解集分布均匀，质量较高，设计者可以根据设计需要选择具有相对低熵产的一组翼型来改善空气动力性能。结果分析表明，本文所建方法具有较强的全局收敛性，具有一定的工程应用前景。

适用于非定常流模拟的分布式并行GMRES方法

陈龙, 夏健, 田书玲

2019, 37(5): 834-843. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0185

摘要(164) HTML (55) PDF(293)

摘要:
为提高计算流体力学方法的收敛性和对高性能并行计算机的适应性，发展了适用于非定常流模拟的GMRES并行全隐式方法，并开展了相应的收敛和并行特性研究。采用变子空间数GMRES方法，减小重启过程计算时间；通过分区并行和Hybrid LU-SGS预处理算子实现方法的分布式并行化；采用鲁棒的Negative-SA湍流模型获得更大CFL数，采取计算和存储雅可比矩阵、网格重排序方法提高计算效率。利用这套方法完成了平面流、NACA0012翼型扰流、翼身组合体扰流、F-16战斗机非定常气动弹性和旋翼前飞流场的数值模拟。结果表明其计算效率较LU-SGS方法提高20%~200%；适用于当代高性能计算机分布式并行结构，并行效率非常高，在240个计算核心上出现了加速比的超线性。

非结构网格体心梯度求解方法的精度分析

赵辉, 张耀冰, 陈江涛, 邓有奇

2019, 37(5): 844-854. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0092

摘要(125) HTML (33) PDF(109)

摘要:
对于空间二阶精度的非结构网格求解器，无黏通量和黏性通量的计算都需要流场变量在单元体心处的梯度值。体心梯度求解的精度很大程度上决定了求解器整体的精度。本文推导了几种常用的梯度求解方法（包括格林高斯法，节点格林高斯法和最小二乘法）求解体心梯度的理论精度，并从数值方面对上述理论精度进行了验证。在数值测试过程中，通过以当前单元体心为基准进行坐标局部缩放的做法，保证了在非结构网格上做精度测试时，网格拓扑能够严格保持不变。理论推导和数值测试一致发现：使用保线性权插值到节点的节点格林高斯法、使用共面单元的最小二乘法和使用共点单元的最小二乘法，不管网格拓扑关系如何，都能保证梯度求解为一阶精度。而格林-高斯法和使用距离倒数权插值到节点的节点格林-高斯法在一般的网格中只有零阶精度，只有在特定的网格和权函数关系下，才能有一阶精度。最后用NACA 0012翼型亚声速绕流模拟进一步验证了梯度求解方法的收敛精度。

非结构网格上的TV-van Leer混合迎风格式

张帆, 张力丹, 刘君, 陈飙松

2019, 37(5): 855-863. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0109

摘要(102) HTML (24) PDF(131)

摘要:
为了改进迎风型对流通量格式的激波捕捉计算稳定性，对迎风格式产生数值激波不稳定现象的原因进行分析，并且在分析结果基础上构造新型迎风型格式。为此，首先设计了数值算例，分析非结构网格上迎风格式出现数值激波不稳定现象的主要影响因素。结果表明，在一定条件下，网格和流动状态共同作用导致产生不合理的数值结果，并影响计算的稳定。其中，网格间的动量通量对数值激波不稳定现象影响显著。因此，基于TV格式构造了一种自适应调节动量通量耗散项的混合格式，从而在激波附近引入耗散，抑制扰动的产生和传播。数值计算结果显示新型混合格式在非结构网格离散条件下能够稳定地捕捉激波，同时混合格式保持了TV格式原有的黏性流动计算分辨率。

水倾倒入燃烧油过程的数值模拟研究

白进维, 宗文刚, 李象远

2019, 37(5): 864-870. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0068

摘要(79) HTML (22) PDF(65)

摘要:
水倾倒入燃烧油会引发剧烈反应，整个过程极其复杂，实验方法难以捕捉其中细节。本文采用数值模拟方法重现了这一过程，对这一极具危险性的现象进行了深入分析，详细讨论了水倒入燃烧油池后引发的物理化学过程，建立了复杂过程的简化数学模型，并采用开源FDS火灾模拟软件进行了数值测试，验证了该模型的可行性。数值算例测试表明，喷溅油滴蒸发产生的油蒸汽，在热气流的带动下，快速弥漫于广大空间，因此油蒸汽在极短的时间内就可以被携带至远大于喷溅油滴所能到达的位置，造成火焰规模的急剧扩大，与此同时，爆发火焰的辐射热通量则急剧增长，会产生破坏性效果。

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2019年第37卷第5期

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