空气动力学学报

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《空气动力学学报》2019年6期pdf合集

2019, 37(6): .

摘要(78) PDF(429)

摘要:

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定常黏性外流气动力分量的同源性及流场断层扫描诊断原理

邹舒帆, 吴介之

2019, 37(6): 871-882. doi: 10.7638/kqdlxxb-2019.0099

摘要(124) HTML (56) PDF(153)

摘要:
减阻是空气动力学的基本任务之一。传统流场诊断和减阻方案基于线性分解、各个击破和线性叠加的思路。最近的研究表明：对于给定构型与流动条件的定常绕流，型阻和诱导阻力不是纯数而是尾流截面位置的函数，而且目前广泛采用的诱导阻力公式仅适用于简单附着流。基于这些认识，证明了升力、型阻和诱导阻力在物理上是同源的，可分别定义为Lamb矢量的体积分或其矩的面积分；面对真实的复杂流场，提出了采用Lamb矢量场在一族流场截面上的性状来定义和诊断升力、阻力各分量的技术原理，作为对传统方法的扬弃。以大攻角三角翼流场为例，采用该原理判明了气动力分量对应的流动结构，指出三角翼尾部的二次涡产生负升力和型阻峰值。该结构可以根据边界涡量动力学溯源到局部壁面区域，从而提出了增加升阻比的概念性优化方案。

湍流模拟壁面距离MPI/OpenMP混合并行计算方法

赵钟, 何磊, 张健, 徐庆新, 张来平

2019, 37(6): 883-892. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0199

摘要(88) HTML (37) PDF(337)

摘要:
针对计算流体力学在湍流数值模拟过程中壁面距离计算效率不高的问题，设计了一种基于ADT数据结构搜索的MPI/OpenMP混合并行计算方法，以大幅提高大规模网格壁面距离的计算效率，降低因内存消耗而对网格规模的限制。首先分析了壁面距离计算精度对湍流模拟的重要性，介绍了壁面距离计算的几何基础。随后基于区域分解思想，将计算域划分为不同的子分区，服务器进程收集全局壁面面元网格信息后发送给其他所有进程，各进程根据全局壁面信息，基于ADT数据结构搜索其网格分区内的单元，精确计算壁面距离。为了解决全局壁面信息内存过大的问题，采用MPI/OpenMP混合并行算法，使得各计算节点中仅有一个或少数几个壁面信息备份，这些壁面信息备份被节点内的其他各进程所共享。最后采用大规模网格进行了壁面距离计算测试，网格规模最大达到33.2亿，结果表明，该方法的计算精度和直接搜索法一致，内存耗费下降70%，计算时间减少约1个量级，能满足大规模CFD数值模拟的需求。

基于声压相消的旋翼厚度噪声控制机理

贺祥, 史勇杰, 徐国华

2019, 37(6): 893-900. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0049

摘要(148) HTML (35) PDF(110)

摘要:
低频、面内传播的旋翼厚度噪声对于直升机适航及声隐身特性具有重要影响。本文基于声压相消原理，建立一种通过在桨叶外端布置阻力激励器来进行旋翼厚度噪声降噪的控制方案，并开展了其控制机理的数值模拟研究。以AH-1/OLS旋翼为研究对象，分析了厚度噪声的组成以及展弦比等参数对噪声特性的影响；进行了控制力噪声形成特性以及控制力幅值、频率等参数的影响规律研究；并分析了不同飞行状态下阻力激励控制方法对旋翼厚度噪声降噪特性的影响。结果表明：当桨尖阻力激励器产生的非定常阻力在桨盘平面90°方位角处变化率最大时，阻力产生的抑制声波可以有效降低旋翼前方区域的噪声；相比于高阶谐波控制力，采用低阶谐波控制力进行厚度噪声降噪时，降噪区域范围大，但所需的控制力幅值较大；相同的桨尖阻力，前飞状态下的降噪效果更好。

三棱柱尺度比对尾流场的影响

江裕荣, 江建华, 鲍锋

2019, 37(6): 901-907. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0015

摘要(111) HTML (39) PDF(116)

摘要:
应用粒子成像测速技术（Particle Image Velocimetry，PIV）对不同柱体截面尺度比H（H=3.8、1.9、1.2、0.9、0.7）的三棱柱在雷诺数Re=500条件下的尾流场进行定量测量。对尾流场进行定常和非定常分析，同时结合本征正交分解法和时间空间关联法，研究尺度比H对尾流场相干结构以及尾流场中涡街稳定运输区和涡街流向运输速率的影响。研究发现，三棱柱尺度比H的减小对尾流宽度、尾涡形成长度都有明显的促进作用，但旋涡脱落变慢，非定常性变弱。分析各阶模态对湍动能的贡献，发现随着尺度比H的减小，高阶模态湍动能占比之和有所增加。这就导致尾流场愈加不稳定，涡街稳定运输区域、涡街流向输运速率均减小。同时尾流宽度增大，尾流场阻力系数C_D增大。

特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性

崔钊, 谢强, 张华, 韩东, 李建波

2019, 37(6): 908-914. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0190

摘要(108) HTML (39) PDF(81)

摘要:
临近空间飞行器和火星探测飞行器首要面临低雷诺数、跨声速的特殊气动问题，针对此特殊环境下低雷诺数翼型的格尼襟翼增升方案，基于CFD方法开展了数值计算研究。对不同雷诺数、马赫数条件下，后缘加装不同高度格尼襟翼的Eppler387翼型的气动特性进行了对比分析，结果表明格尼襟翼增大了翼型的前缘吸力和后缘压差，从而显著增大了翼型环量和升力。在较高的马赫数下，格尼襟翼使翼型上表面低压区的范围扩大，对激波位置略有推迟。合适高度的格尼襟翼提高了翼型的最大升阻比，在中高升力系数下能够明显增大翼型的升阻比。研究结果能够为临近空间飞行器和火星探测飞行器的设计及改进提供技术支持。

低雷诺数翼型层流分离现象大涡模拟方法

朱志斌, 刘强, 白鹏

2019, 37(6): 915-923. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0025

摘要(149) HTML (36) PDF(221)

摘要:
为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象，发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程，并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式，时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象，对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明：划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构，基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象，计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明：发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程，为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。

类探月返回试验器稀薄气体电离特性分析

方明, 李丹杨, 徐昆

2019, 37(6): 924-930. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0206

摘要(125) HTML (54) PDF(91)

摘要:
探月返回试验器以接近第二宇宙速度再入，绕流气体将发生较为严重的化学反应和电离，传统上发生在连续流区的通信黑障大幅向稀薄区域延伸。本文基于自主开发的稀有组分权重因子方法的DSMC计算平台，采用公开的外形和与探月返回试验器相似的飞行条件，针对第一次再入、第一次跳出和第二次再入的稀薄流域，重点考察类探月返回试验器的稀薄气体电离特性。通过电子数密度预测通信中断发生高度，其结果与飞行试验观测值具有良好的一致性，误差在2 km以内。计算结果还表明，与RAM-C Ⅱ等细长体的联合电离不同，对于类探月返回试验器的大钝头体再入，主要电离来源是N、O与中性分子或原子碰撞导致的直接电离。

考虑空腔的高超声速多流动区域同步数值模拟

沈恩楠, 陆志良, 郭同庆, 周迪

2019, 37(6): 931-937. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0081

摘要(110) HTML (20) PDF(67)

摘要:
先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构，在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象，从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的，发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法，并以高超声速带空腔结构物体为例，数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础，为了进一步考虑空腔内低速流场，采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元，从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明，由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下，封闭圆环的前缘温度在35 s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环，其孔壁周边温度在0.5 s内能够超过外流前缘驻点温度。

MF-1飞行试验表面热流辨识

周宇, 杨庆涛, 王安龄, 袁先旭, 钱炜祺

2019, 37(6): 938-944. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0071

摘要(139) HTML (37) PDF(80)

摘要:
利用物体内部测点温度辨识表面热流，是一典型热传导逆问题。利用一维表面热流辨识方法处理分析MF-1航天模型飞行试验的温度测量数据，获得了表面热流数据。辨识结果结合数值模拟预测结果可以有效地判断边界层流态变化（再层流化、转捩）发生的区域，达到了预期目标。一维辨识方法模型过于简单有其局限性，比如一维方法没有考虑到测温结构与飞行器壳体之间的横向传热，辨识结果中出现了不合理的负热流，精度不足以支持深入定量对比分析。为了克服这一缺陷，提高辨识精度，采用三维传热模型来分析处理温度测量数据、辨识表面热流，由此得到的辨识结果比一维辨识结果更加合理。在三维传热模型的表面热流辨识计算中，还考虑了接触热阻对测温部件表面温度辨识结果的影响，并通过模拟计算给出了他们的影响规律。通过这一系列分析可以看到，飞行试验中测温部件传热较为复杂，而基于精细传热模型的表面热流辨识方法可以有效获得精度较高的辨识结果。同时这也预示了这一方法在航天飞行试验中应用的潜力。

简化三方程转捩模型在高超声速流动中的应用

蔡林峰, 李昊歌, 赵文文, 陈伟芳

2019, 37(6): 945-949. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0172

摘要(109) HTML (24) PDF(143)

摘要:
在雷诺平均方法的基础上，通过耦合k-ω SST湍流模型和间歇因子转捩模型，引入湍流模型和转捩模型的可压缩修正方法，对高超声速平板、双楔、尖锥三类模型边界层转捩流动开展了数值模拟研究。与实验结果的对比分析表明基于压力梯度表征参数T_w=R_TΩ/ω的简化三方程转捩模型，能够准确捕捉高超声速平板边界层流动的转捩起始位置、转捩区域长度以及湍流区壁面热流。而对于双楔、尖锥模型，改进前的简化三方程转捩模型由于受到流动可压缩效应的影响，边界层转捩后湍流区的壁面热流模拟预测结果明显高于实验值。在添加模型可压缩修正方法后，转捩区域长度和湍流区壁面热流模拟结果得到有效改善，与实验值吻合较好。可见，简化三方程转捩模型在添加可压缩修正方法后具备准确模拟预测高超声速边界层流动转捩的潜力。

旋转开槽圆筒式阵风发生器流场特性数值模拟

向正平, 戴玉婷, 黄广靖

2019, 37(6): 950-955. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0175

摘要(83) HTML (18) PDF(76)

摘要:
在OpenFOAM开源代码框架下开发求解器，对旋转开槽圆筒式阵风发生器的动态等效升力系数进行数值模拟，与试验结果吻合较好，验证了求解器的正确性。在此基础上，对该型阵风发生器的下游流场扰动风速进行了数值模拟和流场分析，分析了开槽圆筒旋转方向、下游流场位置、减缩频率等因素对下游流场扰动阵风的影响规律。结果表明，开槽圆筒的旋转方向对中心线上下两侧流场产生不同影响，对中心线附近的流场干扰较大。阵风幅值的变化与减缩频率有关，当减缩频率值在0.2~0.25之间时，产生阵风的正弦特性最佳。该数值模拟的结果对阵风发生器试验装置的设计具有一定的指导意义。

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

李佳伟, 王江峰, 程克明, 伍贻兆

2019, 37(6): 956-965. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0192

摘要(176) HTML (54) PDF(167)

摘要:
发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点，将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流（边界层以外）数值解和边界层内热流求解两个部分，同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法，可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CII、类X-37B等典型高超声速飞行器为研究对象，在设定的飞行条件及热防护方案下，进行了气动加热与结构传热问题的求解，给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明，所发展的方法具有快速、高效的特点，且计算精度可满足工程设计初期选型需求，可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。

基于复合弯掠技术的轴流风机叶轮优化

胡俊, 金光远, 崔政伟, 陈海英

2019, 37(6): 966-973. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0197

摘要(140) HTML (33) PDF(121)

摘要:
基于叶轮机械全三维优化设计平台NUMECA/Design 3D，采用人工神经网络和遗传算法相结合的方法，通过复合弯掠技术对一低压轴流风机叶轮空间弯掠积叠线进行三维优化设计。优化目标为在设计工况点保持风机流量不变，尽可能提高气动效率和全压升。结果表明：复合弯掠优化使叶轮设计工况点的效率和全压升分别提升约1.92%和3.98%。复合弯掠优化使叶片负荷重新分布，改善了叶顶和叶根区域的流动，同时抑制了叶轮近吸力面叶根角区的流动分离和减小了叶顶泄漏涡的强度和影响范围，降低了流动损失，提高了叶轮气动性能。

宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术

王斌, 郝璇, 郭少杰, 苏诚

2019, 37(6): 974-982. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0215

摘要(167) HTML (77) PDF(134)

摘要:
针对宽体客机可变弯度机翼，建立了适用于原理性研究的参数化模型，验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象，开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析，研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度，并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明：宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化，其中后缘变弯度的影响更为显著；定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布，从而减小激波阻力或诱导阻力；在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001，而较大升力系数时可达0.0010，并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离；相比于单独变后缘弯度，前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势，得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。

结冰风洞云雾参数不同测量手段的试验对比

郑梅, 郑莉, 郭之强, 董威

2019, 37(6): 983-989. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0019

摘要(161) HTML (66) PDF(100)

摘要:
为研究YBF-04结冰风洞试验段内云雾均匀性和液态水含量分布情况，采用冰生长测量法，搭建结冰格栅和多圆柱试验件，在相同的来流条件和喷雾条件下开展结冰试验。其中，多圆柱试验装置可分别在旋转和静止两种状态下进行试验。格栅试验装置表面结冰情况，可直观反映试验段内云雾分布区域及均匀性情况；通过测量试验件表面结冰厚度，可计算试验段内局部液态水含量分布。试验结果表明，YBF-04结冰风洞内云雾分布范围主要集中在试验段截面75%区域内，但由于试验过程中喷雾水滴的沉降和喷嘴堵塞，云雾均匀性有待提高；格栅结冰后风洞阻塞比增加，风洞试验段内参数发生明显变化，而多圆柱在试验过程中对风洞流场参数影响较小，液态水含量测量准确度相对更高。

双孔射流对圆柱表面水滴撞击特性影响的数值分析

李峰梅, 柯鹏

2019, 37(6): 990-997. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0022

摘要(124) HTML (27) PDF(94)

摘要:
对于低导热系数复合材料制作的发动机进气部件防冰问题，冲击-热气膜复合防冰技术应用前景较好，但是射流对水滴撞击影响的还缺少研究。本文以三维开双孔圆柱为对象，采用基于欧拉-欧拉框架的三维水滴撞击数值模拟方法，分析了双孔射流对水滴撞击特性的影响。研究发现，由于开孔射流与主流之间的强耦合，射流对来流水滴存在吹袭和扩散等不同作用机制，影响规律与射流强度和物面位置密切相关。针对典型水滴直径（20 μm）和来流速度（30 m/s）的工况，取沿展向六个截面及孔间中心截面的水滴运动轨迹和涡量场进行了分析。在小吹风比（0.5和1.0）时，射流影响仅限于展向近孔截面，孔间水滴撞击系数相比于无气膜工况最大降幅为7.51%。吹风比为1.5时，射流吹袭和扩散作用更强烈，孔间水滴沿展向被吹向外侧，造成近孔截面水滴量减少而远孔截面增加，孔间截面水滴撞击系数比无气膜工况最大降幅为8.95%，水滴撞击系数由展向外侧向孔间的最大降幅约17.65%。研究初步揭示了射流气膜对圆柱表面来流水滴撞击特性的影响规律和形成原因，为后续冲击-热气膜复合防冰系统的设计提供参考。

2.4 m跨声速风洞大振幅动态试验技术

马上, 赵忠良, 蒋明华, 杨海泳, 刘维亮, 李玉平, 王晓冰

2019, 37(6): 998-1003. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0151

摘要(101) HTML (35) PDF(106)

摘要:
现代先进飞行器在高机动飞行过程中，容易诱发非指令的多自由度耦合运动，呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求，中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4 m×2.4 m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究，结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠，变化规律正确，能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性，实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量，可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。

大数据分析方法在风洞试验中的应用

谢艳, 李平, 蒋鸿

2019, 37(6): 1004-1009. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0105

摘要(214) HTML (57) PDF(133)

摘要:
针对风洞常规试验采用阶梯抽样采集的方法，得到的试验数据和信息较少，导致试验数据分析和试验故障分析困难的问题，尝试在风洞常规试验中构建起风洞试验大数据的采集、收集和分析处理平台，并利用大数据较强的洞察能力，助力风洞试验中的疑难问题的分析。主要通过将风洞采集方法改为连续采集试验全程数据，开发杂混数据的通用风洞试验数据处理程序，开发海量试验数据分析显示软件等步骤，搭建起风洞试验大数据综合处理系统。并通过此平台对风洞试验大数据进行挖掘计算，使隐含的有用信息显现出来，为试验数据和试验故障深入分析指明方向。该平台在2 m量级的高速风洞试验中的应用表明，此系统实现了风洞试验全程全部试验数据信息的采集，实现了风洞试验大数据的处理分析和结果展示。通过大数据分析有助于快速理清常规试验中的疑难问题。通过对风洞传统采集、处理方法的改进，实现了风洞试验从传统的阶梯抽样采集的小数据时代到采集全部试验数据信息的大数据时代的转变。从风洞试验大数据中获取的频率、概率、相关关系等数据可以为故障的定位分析、事件因果关系的分析等提供有力的数据支持。

前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性计算

肖春华, 姜裕标, 李明

2019, 37(6): 1010-1017. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0094

摘要(140) HTML (42) PDF(98)

摘要:
结冰将改变飞机空气动力表面形状，不仅使飞机空气动力性能下降，还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响，采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分，采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算，采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数，获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明，0°或小攻角时，靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高；较大攻角时，靠近后缘的区域发生流动分离，使后缘的表面声功率增加，进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动噪声增加的主要原因。

《空气动力学学报》2019年总目次

2019, 37(6): 1018-1025.

摘要(52) PDF(63)

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2019年第37卷第6期

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