空气动力学学报

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2022年6期pdf合集

2022, 40(6).

摘要(51) PDF(29)

摘要:

沈斌贤, 曾磊, 刘骁, 周述光, 葛强

2022, 40(6): 1-13. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0185

摘要(503) HTML (387) PDF(178)

摘要:
质量引射式热防护是解决未来长时间高超声速飞行器热防护问题的重要方案之一。本文介绍了发汗冷却、气膜冷却、逆向射流三种典型的主动质量引射热防护技术的作用机理，从冷却剂注入方式、流场特征及冷却效率三个方面比较了三种方案的特点。从应用的角度分析了三种方案现阶段的局限性，介绍了几种能够弥补各自缺陷的组合方案。最后从多场耦合分析方法、引射结构设计及优化、热防护系统的优化及效能评估三个方面对质量引射热防护的进一步发展提出展望。

大型飞机增升装置噪声特性风洞试验

宋玉宝, 张俊龙, 唐道锋, 赵佳锡, 李文建, 黄奔

2022, 40(6): 14-28. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0165

摘要(182) HTML (77) PDF(26)

摘要:
增升装置是大型飞机的主要噪声源之一，而大型飞机外部噪声是影响其适航取证的重要方面，因此开展其噪声分析与控制具有重要意义。基于5.5 m × 4.0 m大型航空声学风洞与配套的大型飞机气动噪声试验全机模型，进行了大型飞机增升装置噪声风洞试验研究。首先，对试验平台、试验模型与测试系统等进行了介绍。进而，基于试验测试结果，分析了增升装置噪声特性，对比了模型迎角、风速对噪声特性的影响情况，并进一步分析了噪声传播方向特性。结果表明，增升装置噪声以宽频噪声为主，并可能叠加少量峰值噪声成份；随着迎角增加，中高频模型噪声总体上呈增加趋势，且迎角的影响程度随风速而发生变化；随着风速增加，模型噪声明显增加，同时频谱特性保持良好的相似性；无论是在横侧面还是飞越面，噪声传播均具有一定的方向性。

火箭整流罩脉动压力环境数值模拟与优化设计

樊宇翔, 于洋, 席柯, 赵瑞, 任方

2022, 40(6): 29-37. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0314

摘要(181) HTML (60) PDF(45)

摘要:
采用雷诺平均N-S方程（RANS）求解流场与非线性噪声方程（NLAS）求解声场相结合的方法（RANS/NLAS），对跨声速条件下火箭整流罩外部的脉动压力环境进行数值模拟与气动外形优化设计研究。通过与国内外文献及风洞试验结果对比发现，使用NLAS方法能够利用较少的网格量准确模拟脉动压力的传播历程。同时，结果表明：跨声速流动中，在火箭整流罩的头锥肩部会出现激波/边界层干扰，而在后部倒锥部位会产生大分离区，因此在肩部和倒锥区域脉动压力环境最为恶劣；随着迎角的增加，背风面头锥肩部的脉动压力环境更加恶劣，倒锥区域减缓。为抑制倒锥区域的脉动压力，新设计了直线外形、正弦曲线外形、“切线弧+圆弧”外形三种倒锥轮廓线方案，对比分析了不同方案的倒锥区域时均摩擦力系数、分离区、均方根脉动压力系数，得出了“切线弧+圆弧”外形最有利于优化其脉动压力环境的结论。

雪橇项目滑行阶段的风阻力特征

李波, 张渊召, 沈梦, 徐金成, 胡齐, 洪平

2022, 40(6): 38-44. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0029

摘要(60) HTML (53) PDF(10)

摘要:
滑行阶段的风阻力是影响雪橇项目竞技成绩的重要因素，根据雪橇国家集训队10名运动员的风洞测试结果，对雪橇项目在滑行阶段的风阻力特性进行了研究，为提高该项目的竞技水平提供了支持。测试结果表明，当滑行速度超过20 m/s时，雪橇运动员风阻面积系数C_DA的雷诺数效应可以忽略；受窄道效应影响，风洞测试中增加赛道后，雪橇运动员受到的风阻力增加12%；运动员抬头调整滑行线路时，风阻力将增加16%，将头部倾斜有利于减小风阻力的不利影响，此时，风阻力仅增加10%；绷脚尖和翘脚尖姿态下的风阻力相差27%，对成绩影响很大，运动员应尽量保持脚尖绷紧，在绷脚尖的同时，将小腿下倾有利于减小风阻力。

基于飞行试验和风洞试验数据的融合算法研究

邓晨, 陈功, 王文正, 郑凤麒, 施孟佶

2022, 40(6): 45-50. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0257

摘要(354) HTML (93) PDF(89)

摘要:
飞行试验受飞行轨迹和试验激励的限制，通过飞行遥测数据辨识得到的实飞气动数据只能分布于飞行轨迹上的少量特征段。风洞试验由于受地面模拟能力的限制，试验数据与实飞飞行数据存在一定的天地差异。为了弥补飞行试验辨识数据和风洞试验数据的“缺陷”，以一种典型轴对称飞行器为研究对象，对上述两种不同来源的气动数据进行数据融合方法研究。首先，通过气动力参数辨识方法得到飞行器沿实际飞行轨迹的六分量真实气动数据，然后比较与地面试验数据的差异性和一致性；最后分别采用基于梯度信息和基于高斯过程回归的数据融合方法对两种来源的气动数据进行融合。融合建模结果表明，两种融合模型预测数据均比单源模型精度更高；如果高、低精度数据的梯度信息较为一致，则基于梯度信息的数据融合方法效果更好；而基于高斯过程回归的数据融合方法能够给出融合数据的置信区间，有利于分析不确定度。

针对高阶DG数值格式的非定常流场预测建模

丁子元, 安慰, 刘学军, 吕宏强

2022, 40(6): 51-63. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0174

摘要(164) HTML (75) PDF(27)

摘要:
高阶间断伽辽金方法作为一种数值求解方法，具备精度高和适用于复杂外形等特点，同时由于其良好的色散以及耗散特性，非常适用于隐式大涡模拟。然而在求解非定常流场时，通常需要计算很长的时长，如何降低计算代价仍然是一个挑战。针对这一问题，提出了一种由三维卷积、二维残差网络和注意力机制组成的深度神经网络，该网络能够从数据中捕捉隐含的流场时空特征。对不同雷诺数下的圆柱绕流进行数值模拟得到用于训练的数据集，将训练完成后的网络用于预测未来时间段的流场原始数据，实验结果显示深度神经网络对圆柱绕流实验数据具备良好的建模能力，用该深度神经网络预测的流场与直接用CFD求解器计算出的结果高度一致。

一种气动大差异性数据多任务学习方法

张骏, 张广博, 程艳青, 胡力卫, 向渝, 汪文勇

2022, 40(6): 64-72. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0222

摘要(175) HTML (47) PDF(26)

摘要:
与传统方法相比，基于深度学习的空气动力学建模方法建模速度快、精度高。但是传统深度学习采用的全连接神经网络或卷积神经网络往往没有考虑输入数据本身的差异对预测结果的影响，而飞行器的外形特征参数和飞行状态参数在数据类型上存在较大差异。在同时使用这两种参数预测气动特性时，如果忽视这些差异性，预测结果的精度势必会损失。受到多任务学习和集群网络方法的启发，提出了一种基于多任务学习的翼型外形参数与飞行状态参数联合建模方法：大差异性多任务学习网络（LD-MTL）。该方法首先将数据集划分为多个任务，随后将整个学习网络分为多个集群，分别根据不同的任务学习所预测的气动性能相关知识，最终对每个集群所学习到的相关知识进行融合，得到预测结果。通过对比实验，证明了在进行气动大差异性数据建模时，本文提出的结构能更好地反映数据差异性对模型预测精度的影响程度，有更高的预测精度，且能对此差异性进行量化分析。

基于X2TD高速直升机的前行桨叶概念旋翼翼型指标设计方法

张威, 胡偶, 王菲, 招启军

2022, 40(6): 73-82. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0170

摘要(134) HTML (43) PDF(18)

摘要:
为准确模拟高速旋翼机桨叶剖面气动特性，发展了基于CFD/CAMRAD Ⅱ耦合算法的直升机旋翼翼型工作环境分析方法，并对方法进行了验证。在此基础上针对直升机旋翼桨叶变迎角、变马赫数的工作特点，构建了基于“α-Ma平面升阻比等高线”的全方位/全剖面旋翼翼型指标设计方法。从研究前行桨叶概念旋翼大反流、强径向流、强压缩性流场特点和升力偏置、变转速工作方式入手，针对X2TD直升机高速飞行状态下上/下旋翼、前/后行侧桨叶翼型剖面的气动特征，有针对性地提出旋翼翼型选择标准或设计、改进方向，并与国外设计结果进行了对比分析，得到了一些有意义的结论。所建立的翼型指标设计方法和计算分析结果可为高速直升机旋翼气动设计的深入研究提供参考。

直升机旋翼涡环状态的气动噪声特性

王亮权, 何龙, 徐国华, 杨仕鹏, 李丹

2022, 40(6): 83-91. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0113

摘要(212) HTML (79) PDF(35)

摘要:
使用一种鲁棒的CFD/涡粒子耦合方法，以Caradonna-Tung旋翼为研究对象，采用固定旋翼总距、逐步增大垂直下降率的计算策略，对直升机旋翼垂直下降时可能出现的涡环状态进行了数值模拟，展示了旋翼涡环状态高度紊乱的流场。数值模拟结果同时表明，旋翼垂直下降速度接近悬停诱导速度时，旋翼进入深度涡环状态，整体拉力及桨叶剖面的升力迅速下降。在流场模拟结果的基础上进行了旋翼气动噪声分析，结果表明随着垂直下降率的增加，旋翼载荷噪声频谱特性出现显著变化，频谱阶次在十倍频以上的中频噪声幅值有所提高。基于这一发现，提出了一种在直升机机身周围安装麦克风，通过实时分析旋翼噪声频谱成分，以对旋翼在进入涡环状态的早期就做出及时预警的新方法。

三段翼型气动噪声特性数值分析

薛丝丹, 何嘉华, 刘秋洪, 蔡晋生

2022, 40(6): 92-101. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0134

摘要(274) HTML (68) PDF(43)

摘要:
采用混合计算气动声学方法对某三段翼气动噪声特性进行分析，气动声源采用IDDES方法模拟，噪声传播预估采用Curle方程。利用圆柱-NACA0012翼型绕流算例对数值算法进行验证，近场气动声源与远场气动噪声的预测结果和实验相吻合，IDDES方法可以精细捕捉涡脱落、分离和再附着等非定常流动现象，能为气动噪声的预测提供足够精确的声源信息；采用Curle方程能够准确高效地预测远场气动噪声，对低马赫数流动可以忽略四极子声源对远场的贡献。在此基础上，对来流迎角7.5°、马赫数0.17和雷诺数1.71×10⁶的某三段翼气动特性和噪声特性进行预测，结果表明：襟翼表面脉动压力对噪声贡献最大，缝翼表面脉动压力对噪声贡献最小；1000 Hz附近的低频噪声源于襟翼尾缘剪切层流动分离和尾涡脱落；缝翼凹腔内的涡脱落、融合和撞击主要诱发500 Hz以下的低频噪声；襟翼尾涡脱落和主翼后缘下方流动分离则产生4500 Hz附近中频噪声。

亚声速射流轴对称模态的声辐射研究

宋正旋, 方一红

2022, 40(6): 102-107. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0260

摘要(68) HTML (21) PDF(13)

摘要:
亚声速射流噪声危害飞行器使用寿命，影响居民生活。为了进一步研究亚声速射流的声辐射机理和声场预测，通过直接数值模拟研究了Ma = 0.9、Re = 3600射流轴对称模态的演化；运用Wu理论模型预测远场声辐射，得到了四种情况下的声辐射强度和方向，并将这些结果与直接数值模拟结果进行对比。结果表明，不稳定波线性发展时，主波占主导地位，声源接近非紧致声源，以固定低角度（与射流轴线呈大约30°）向远场直接辐射噪声；非线性作用增强时，差频和次差频波占主导，声源略微紧致，总体声辐射方向依然是30°左右的小角度。

横流驻波增长因子模式在跨声速边界层的应用

王玉轩, 徐家宽, 张扬, 乔磊, 白俊强

2022, 40(6): 108-116. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0188

摘要(77) HTML (24) PDF(10)

摘要:
经过近半个世纪的研究表明，在航空航天飞行器表面边界层的转捩预测方面，基于线性稳定性理论（linear stability theory, LST）的e^N方法是国内外知名研究机构非常信赖的方法之一，然而传统的线性稳定性理论求解过程较为复杂，难以推广应用到复杂的气动外形。随着当地化转捩模式的快速发展，将传统线性稳定性理论的分析流程模式化，即将线性稳定性理论分析转化为一个CFD问题，成为研究热点。在Coder & Maughmer发展了二维Tollmien-Schlichting（T-S）波的增长因子输运方程之后，本文作者于2019年首次提出了低速边界层的横流驻波增长因子输运方程，并在2020年将其拓展至跨声速流动。本文选取了只针对跨声速后掠翼边界层横流转捩的试验标模验证该方法的合理性和精确性。经过验证，所提出的横流关键指示因子的当地化预测公式构造合理，增长因子模式的预测结果与标准LST和风洞试验结果吻合良好。

短舱边界层的稳定性分析及转捩预测

牛萌浩, 文豪, 韩宇峰, 苏彩虹, 孟晓轩

2022, 40(6): 117-128. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0204

摘要(151) HTML (39) PDF(27)

摘要:
当边界层从层流转变为湍流时，表面摩阻显著增加。因此，准确预测短舱表面边界层的转捩位置才能准确预估表面摩阻，从而有效评估短舱外罩型面设计对全机阻力带来的影响。目前，工程上被认为最有理论根据的转捩预测方法是基于线性稳定性理论的e^N方法。本文以宽体客机发动机翼吊短舱为研究对象，分析了巡航状态下短舱表面边界层的稳定性特征，并对边界层的转捩位置进行了预测。首先，基于多块网格并行计算的CFD求解器得到基本流场，采用线性稳定性理论分析了典型工况下短舱边界层的稳定性特征；之后，采用e^N方法给出了短舱表面转捩线的分布，并分析了攻角和巡航马赫数变化对边界层稳定性和转捩位置的影响规律。结果表明，巡航状态下，短舱表面边界层的转捩主要由T-S波失稳导致，横流方向的速度分量大小不到边界层外缘流速的3%，横流不稳定性的影响较小。攻角增大，短舱背风面及侧面大部分区域的转捩位置前移，而迎风面附近转捩位置明显后移。马赫数越大，T-S不稳定波的频率范围和增长率均减小，边界层更稳定，转捩位置更靠后。

翼型边界层脉动压力统计特征分析

魏斌斌, 高永卫, 孙博, 昔华倩, 邓磊

2022, 40(6): 129-137. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0263

摘要(77) HTML (22) PDF(24)

摘要:
为了研究物面边界层流态的脉动特征，使用脉动压力方法对翼型边界层进行了自然转捩探测，深入研究了翼型边界层不同流态的脉动压力统计特征，包括均方根值σ、偏度s、陡度k和信息熵I，绘制了不同流态的（s，k）相图。研究表明：层流信息的偏度与Gauss分布的偏度接近，湍流信息的陡度与Gauss分布的陡度接近，而转捩在（s，k）相图上的分布与Gauss分布相差较大。文章详细推导了I与σ、s、k之间的数学关系，建立了I与σ、s、k之间的显式表达式，从而将用于转捩判断的一维决策空间扩展为了四维决策空间（σ，s，k，I）。研究成果有助于人们深刻理解脉动压力信息熵与一般统计量之间的内在关系，同时对后续的数据分析、分类模型建立以及规则提取等也有一定帮助。

限界约束下高铁升力翼气动布局研究

严日华, 高超, 武斌, 刘亚, 丁绍成, 倪章松, 薛明

2022, 40(6): 138-145. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0236

摘要(122) HTML (26) PDF(20)

摘要:
气动升力协同高速列车是一种通过布置串列升力翼提高列车气动升力、实现高速列车整体节能和降低列车全寿命周期成本的创新型高速列车概念。在高铁限界约束下，串列升力翼布局受壁面干扰及翼间流动影响显著。通过数值计算方法研究了升力翼壁面效应及翼间干扰影响规律，在此基础上提出了一种较优的六翼布局方式。研究表明：随着升力翼距壁面高度的增加，机翼受到的壁面效应逐渐减弱，壁面高度大于机翼一倍弦长时，壁面效应对升力翼的影响将消失。双翼布局下翼间距和翼间高度差对该布局的气动性能影响较大，随着翼间距及翼间高度差的增加，前翼对后翼升力系数产生的影响逐渐减小。六翼布局下，同一高度布放方式提供的升力最大，此时平均升力系数为1.1184，平均阻力系数为0.21，总升力为单节车厢总重量的26.66%。

真空管道磁浮交通管内波系时空分布特征

胡啸, 邓自刚, 张银龙, 张继旺, 张卫华

2022, 40(6): 146-154. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0242

摘要(196) HTML (57) PDF(26)

摘要:
为了避免列车直接起动带来的非物理现象，通过自定义程序和重叠网格技术分别控制列车速度和运动，基于IDDES湍流模型研究高温超导磁浮列车在加速启动阶段和匀速阶段的管内波系形成过程和传播特性，揭示了不对称模型下的波系时空分布特征。结果表明：列车加速向前运动，车前会不断产生压缩波，这一系列压缩波形成一道正激波。在匀速运行阶段，车前空间流场呈现准一维分布特性。尾流区较为复杂，存在着激波、膨胀波、涡对以及它们间的相互作用等复杂流动现象。在考虑悬浮间隙下，尾流区域的波系分布呈现明显的上下不对称性。由于反向旋转涡对的存在，不同高度水平面的尾流流场结构差异较大。在匀速运行阶段，扰动区长度均随着运行时间线性增加。

列车空调出风口导流板高度对冷凝风量影响研究

李雪亮, 伍钒, 王田天, 陶羽, 徐任泽

2022, 40(6): 155-162. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0269

摘要(702) HTML (77) PDF(30)

摘要:
高速列车运行过程中空调系统冷凝风量会出现下降趋势，导致空调散热困难甚至停机。基于三维非定常不可压缩雷诺时均N-S方程，采用k-ε湍流模型和DDES方法，研究导流板高度对冷凝风量的优化效果，同时分析了不同导流板高度下阻力的变化规律。研究结果表明：在出风口外侧安装锲状导流板对缓解冷凝风量随车速快速下降的情况有显著效果。导流板通过改变出风口处流动结构，扬起车侧的高速气流形成负压区，达到缓解风量下降的目的。导流板高度直接决定了冷凝风量的大小，导流板越高，冷凝风量越大，但同时也会带来阻力增加的问题。综合考虑，导流板高度取45 mm即可有效改善冷凝风量下降的问题，同时阻力增幅相对较小。

面向爆轰冲击的分离式流固耦合数值模拟

张森, 郭晓威, 甘新标, 龚春叶, 杨文祥, 李超

2022, 40(6): 163-172. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0095

摘要(546) HTML (163) PDF(93)

摘要:
为准确高效地模拟爆轰冲击作用下固体响应的过程，对爆轰波传播、损伤评估等领域的工程应用提供技术支持，采用分离式流固耦合的方法，基于开源软件实现面向爆轰冲击的分离式流固耦合数值模拟求解系统。爆轰波传播模型建立在基于OpenFOAM的开源多分量求解器blastFoam之上，同时利用deal.Ⅱ有限元库对固体形变响应进行模拟，流体与固体求解器之间通过适配开源多物理场耦合库preCICE进行耦合。通过三维竖直墙体在高爆轰作用下的运动过程验证求解系统的正确性，模拟结果展示的爆轰过程与Beyer报告中的爆轰波传播过程一致。求解系统具有良好的并行可扩展性，在网格总规模为510万单元的案例中，总并行度达256核的加速比为178，并行效率为69.5%。总体而言，通过集成各开源软件，实现了适用于爆轰波冲击响应的分离式流固耦合求解系统，对诸多工程应用具有重要的现实意义。

致谢2022年度审稿专家

2022, 40(6): 173-173. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.202206zx

摘要(69) HTML (28) PDF(4)

摘要:

关于《空气动力学学报》变更为单月刊的通告

2022, 40(6): 174-174.

摘要(60) HTML (32) PDF(4)

摘要:

关于《空气动力学学报》编委会换届的公告

2022, 40(6): 175-175. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.202206bwmd

摘要(66) HTML (21) PDF(12)

摘要:

留言板

2022年第40卷第6期

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2022年 第40卷 第6期

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