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2023年  第41卷  第1期

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2023年1期pdf合集
2023, 41(1).
摘要:
主编寄语
主编寄语
2023, 41(1): .
摘要:

风洞被誉为航空航天飞行器的“摇篮”。一个国家风洞设备的试验能力,在很大程度上决定了该国航空航天产业的发展水平。美国、俄罗斯和欧洲在二十世纪都建成了体系庞大、功能齐全的风洞设备体系,支撑其航空航天飞行器快速发展,助推波音、空客等公司实现技术领先、形成市场垄断。进入二十一世纪,我国在风洞试验领域加快追赶步伐,建成了大、中、小配套,低速、高速、超高速衔接,常规风洞和特种风洞互补的风洞设备群,整体规模和试验能力达到世界先进水平。特别是相继建成了结冰风洞、声学风洞、低温高雷诺数风洞、连续式跨声速风洞、爆轰驱动激波风洞、高超声速燃烧风洞等大型特种风洞,发展了先进的试验技术,解决了我国航空航天飞行器飞行雷诺数模拟、结冰适航取证、噪声评估与降噪、高温热结构等特种试验的“卡脖子”难题。

为了展现该领域的成就,《空气动力学学报》组织了“特种风洞研制及应用”专栏,刊登5篇论文,介绍我国2.4 m 连续式跨声速风洞、3 m × 2 m结冰风洞、5.5 m × 4 m声学风洞、Φ 0.5 m路德维希管风洞等的最新进展。这些论文是我国风洞群建设的一个小缩影,我们希望能起到“管中窥豹”的作用,进一步激发风洞设计建设者们以国家需求为己任,解决重大工程问题的决心,铸就风洞建设丰碑。

笃行致远,初心如磐。新的一年,《空气动力学学报》由双月刊发展为月刊,编辑部将继续创新内容、创新形式、创新手段,向着办高质量精品期刊目标努力奋斗!在此,我谨代表《空气动力学学报》向长期以来关心和支持期刊发展的朋友们致以诚挚的谢意!期望大家和我们一起,满怀信心,奋进新时代、迈上新征程!

主编  唐志共  

唐志共,中国空气动力研究与发展中心研究员,中国科学院院士。主要从事高超声速空气动力学研究与应用,在高超声速风洞试验系统研制、新型高超声速飞行器气动设计等方面取得系统性创新性成果。获国家科技进步二等奖6项、部委级科技进步一等奖7项,以及全国创新争先奖、何梁何利奖、钱学森杰出贡献奖等,是新世纪百千万人才工程国家级人选、全国优秀科技工作者。现任中国空气动力学会理事长,《空气动力学学报》和Advances in Aerodynamics期刊主编。

研究综述
美国空气动力地面试验能力及发展趋势分析
孙宗祥, 李文佳, 唐志共, 郭楚微, 罗月培, 孙杭义
2023, 41(1): 1-21. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0179
摘要(183) HTML (64) PDF(87)
摘要:
空气动力地面试验能力是衡量一个国家航空航天飞行器发展水平的重要因素。美国作为世界航空航天大国,其空气动力试验模拟能力、飞行器创新研究以及空气动力学学科发展等都处于世界领先水平。本文概述了美国空气动力相关研究机构基本情况,重点列举了11个主要机构的核心空气动力试验研究能力和技术支撑能力,分类阐述了美国空气动力试验设备与试验技术能力现状,简要分析了美国空气动力地面试验能力的优势与不足、经验与教训,最后综合研判了其未来发展趋势。
研究专栏——特种风洞研制与应用
2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究
张刃, 杜文天, 李庆利, 崔晓春
2023, 41(1): 22-38. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0185
摘要(92) HTML (32) PDF(37)
摘要:
连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。
华中科技大学Φ 0.5 m马赫6 Ludwieg管风洞设计与流场初步校测
黄冉冉, 张成键, 李创创, 徐冰慧, 许多龙, 袁先旭, 吴杰
2023, 41(1): 39-48, 85. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0146
摘要(101) HTML (11) PDF(33)
摘要:
高超声速风洞是研究高超声速空气动力学关键问题的重要手段,但是常规高超声速风洞建设和运行成本偏高,不利于深入开展高超声速飞行器部分空气动力学基础问题研究。本文以低成本研究型高超声速风洞设计为目标,基于Ludwieg管设计原理,开展了Φ 0.5 m口径马赫数6高超声速Ludwieg管的气动设计。首先采用数值手段对储气段、快开阀以及Laval喷管设计进行了分析,重点关注了采用弯曲储气段的Ludwieg管风洞非定常启动过程,之后使用皮托耙和皮托管等对风洞实验段的自由来流进行了初步校测。结果表明,采用快开阀主控的Ludwieg管高超声速风洞可以获得良好的流动品质,弯曲储气段虽然会影响膨胀波系的传播强度,但对其传播速度以及风洞的流场品质影响不大;风洞初步校测的数据显示,该风洞的来流马赫数分布品质优良,且来流压力脉动幅值低于德国与美国同类管风洞。该研究为设计低成本、大口径、研究型高超声速风洞提供了参考,可服务于高超声速空气动力学关键气动问题的实验研究。
大流量高压气体减压器技术研究进展及应用
徐万武, 叶伟, 李智严, 张振康, 张富强
2023, 41(1): 49-56. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0173
摘要(84) HTML (7) PDF(32)
摘要:
大流量高压气体减压器是大型连续式高超声速试验系统的核心设备,其气体减压供应能力、工作稳定性和可靠性等对高超声速试验系统的试验能力有重大影响。本文对气体减压器的减压原理、技术方案、评价指标和技术难点进行了梳理,介绍了国防科技大学在大流量高压气体减压器技术方面的研究进展,展望了大流量高压气体减压器技术在高超声速试验领域未来的发展趋势。
3 m × 2 m结冰风洞试验技术新进展(2020−2022年)
刘森云, 王桥, 易贤, 张平涛, 左承林, 郭奇灵
2023, 41(1): 57-65. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0167
摘要(66) HTML (19) PDF(21)
摘要:
3 m × 2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施,也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来,已经完成了70余项试验,有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m × 2 m结冰风洞的组成和特点,其次重点阐述了2020年至2022年间风洞试验能力和试验技术的若干新进展,通过发展双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、冰形在线测量技术、发动机进气精确模拟技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等,使风洞的温度场模拟能力、热气防冰试验能力、冰形测量能力、进气模拟能力和直升机旋翼结冰试验能力得到增强,综合试验效率显著提升。最后,针对大型结冰风洞过冷大水滴试验面临的挑战,对下一步试验技术的发展进行了展望。
5.5 m × 4 m声学风洞在中俄民机起落架噪声特性及控制技术联合研究中的应用
赵鲲, 王勋年, 宋玉宝, 范正磊, KOPIEV Victor
2023, 41(1): 66-76. doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0152
摘要(79) HTML (14) PDF(25)
摘要:
以中国-俄罗斯民用飞机起落架噪声特性及控制技术联合研究中所使用的5.5 m × 4 m声学风洞(FL-17 风洞)为例,介绍了大型声学风洞在科研工作中的应用情况。首先介绍了FL-17风洞的研制历程与各项性能指标;然后基于中俄联合研究中的大尺度起落架气动噪声风洞试验,概述了起落架噪声相关领域的研究现状,以及利用FL-17风洞开展的起落架噪声机理与控制技术方面的研究内容与成果,如试验、数值模拟和噪声预测数据库,以及基于非常规截面方法和空气幕方法的起落架降噪技术等;最后,对于大型声学风洞的科研使用给出了一些经验和建议。
研究论文
格尼襟翼对旋转导弹气动特性的影响
寇少博, 冯立好, 李晓, 杨欣, 刘松彬, 徐华松
2023, 41(1): 77-85. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0401
摘要(190) HTML (56) PDF(54)
摘要:
旋转导弹多采用斜置尾翼产生滚转力矩,但存在转速稳定性差等问题,影响了命中精度。为改善旋转导弹气动特性,本文采用在导弹尾翼后缘放置格尼襟翼的方式代替传统斜置尾翼产生滚转力矩。通过数值模拟方法,研究了不同高度格尼襟翼对导弹气动特性的影响规律,并与斜置尾翼模型进行对比。结果表明:格尼襟翼能够产生保持导弹旋转的滚转力矩,且格尼襟翼高度增加,滚转力矩增大;相比斜置尾翼,格尼襟翼能够为导弹提供更大的滚转力矩,对导弹侧向力的影响相对更小。不同来流马赫数下格尼襟翼的操纵效率略有差异,亚声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩随着导弹迎角增加而减小;超声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩几乎不随迎角变化而改变,与亚声速来流相比,格尼襟翼的操纵效率降低。进一步通过分析流场揭示了格尼襟翼产生滚转力矩的流动机理:格尼襟翼使得导弹尾翼后缘附近产生非对称流动,以致各尾翼出现非对称的压力差,从而产生保持导弹旋转的滚转力矩。
基于离散优化的飞行试验点优化设计方法
刘思余, 梁言, 马明明
2023, 41(1): 86-92. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0347
摘要(153) HTML (58) PDF(12)
摘要:
为了更好地规划飞行试验点以提高试验效率,本文进行了基于离散优化的飞行试验点优化设计。通过显著性检验量化不同自变量对推力模型的影响大小,并依次剔除影响较小的自变量,得到了航空发动机推力模型。首先采用D-最优准则评估试验点组合集的优劣,然后利用自适应遗传算法进行试验点离散优化,并以试验点组合的方式取代遗传算法中的二进制编码过程,在试验限制条件下计算试验点最优组合集。以航空发动机性能试飞为案例进行应用,结果表明:试验点优化设计不仅与试验点的分布有关,也与试验点的数量有关。初始试验点最优组合集的试验点数量为12,得到的推力模型最大误差达到2.45%;最终试验点最优组合集的试验点数量为23,得到的推力模型最大误差不超过0.81%。通过研究表明,本文采用的试验点优化设计方法能够有效得到试验点最优组合集,提高模型精度,满足工程使用需求。
串列深腔流致声共鸣特性研究
张正凡, 王鹏, 王炜哲, 刘应征
2023, 41(1): 93-100. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0275
摘要(621) HTML (35) PDF(4)
摘要:
深腔结构在管路中串列布置时会形成强烈的声学耦合效应,内部存在固有声学驻波模态等特征。尤其是当主管路流体掠过串列深腔结构时,前缘流动分离形成剪切涡脱,一旦与侧边腔体固有声模态达到频率锁定和相位匹配,则会产生强烈的流致声共鸣现象。本文有效结合了声模态有限元分析和传感器阵列实验测量,研究了腔体间距和来流雷诺数等对串列深腔流致声共鸣特性的影响。其中的声模态有限元分析获取了无来流状态下的串列深腔声学驻波模态的频率大小和声压空间分布;传感器阵列测量获取了来流雷诺数在(0.26~2.17)×105之间的串列深腔壁面压力脉动的幅频信息和波形规律。研究结果表明:当串列深腔处于半波长布置时,会产生最为强烈的声共鸣现象,腔体内部声压脉动处于同相位振荡模式,同时能够诱发主管路声压与腔体声压反相位振荡;其次,当串列深腔近距离布置时,腔体内部声压脉动处于反相位振荡模式;而处于其他间距布置时,未发生明显的声共鸣现象,压力脉动幅值较低。
亚临界雷诺数圆柱涡致振动的实验研究
吕振, 张伟伟, 寇家庆
2023, 41(1): 101-107. doi: 10.7638/kqdlxxb-2021.0395
摘要(242) HTML (56) PDF(31)
摘要:
近年来,数值模拟结果表明圆柱涡致振动现象可在低至20的亚临界雷诺数下发生,但目前尚无相关实验证明该种现象的存在。本文首先研发了适用于低雷诺数流固耦合实验的旋转水槽,而后在此基础上开展了亚临界雷诺数下圆柱涡致振动实验,分别研究了支撑频率和雷诺数对涡致振动响应的影响。发现圆柱涡致振动存在的最低雷诺数为23,与数值模拟结果接近,证实了亚临界雷诺数涡致振动的存在;另外,发生亚临界涡致振动时,在尾迹区观测到了频率与圆柱振动频率一致的卡门涡脱,说明弹性支撑特性会使得流动稳定性降低,证实了相关数值模拟结果的正确性。
2023 年 1 期目录
2023, 41(1): 1-4.
摘要(24) HTML (16) PDF(3)
摘要: