空气动力学学报

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张来平, 李明, 刘伟, 赫新, 张涵信

2014, 32(6): 717-726. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0123

[摘要](286) PDF(937)

摘要:
DG/FV混合方法因其具有紧致、易于推广获得高阶格式及相比同阶精度DG方法计算量、存储量小等优点，自提出以来已成功应用于一维、二维标量方程和Euler/N-S方程的求解。综述了DG/FV混合方法的研究进展，重点介绍了DG/FV混合方法的空间重构算法、针对RANS方程的求解方法、隐式时间离散格式、数值色散耗散及稳定性分析、计算量理论分析，并给出了系列粘性流算例的计算结果，包括用于验证混合方法数值精度的库埃特流，以及方腔流、亚声速剪切层、低速平板湍流、NACA0012翼型湍流绕流等。数值计算结果表明DG/FV混合方法达到了设计的精度阶，且相比同阶DG方法计算量减少约40%，而隐式方法能大幅提高定常流的收敛历程，较显式Runge-Kutta的收敛速度提高1~2个量级。

基于高阶谱差分的扑翼面运动学数值优化

于美琳, 王志坚, 胡晖

2014, 32(6): 727-740. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0122

[摘要](354) PDF(910)

摘要:

基于高阶谱差分（SD）格式的高成本效益的优化方法被用以优化扑翼面的运动学，从而达到最大推进效率。具体来说，基于梯度的优化算法与高阶谱差分的纳维-斯托克斯流动求解器被耦合用以研究一系列NACA对称翼型的最优运动学。在此研究中，翼型做沉浮和俯仰运动。数值优化在粗网格上进行。得到最优解后，在密网格上用高阶SD求解器捕获处于最优运动学状态下扑翼面的详细涡结构。提出的数值优化框架被用以研究翼型厚度，雷诺数和俯仰中心位置对最佳巡航飞行的影响。通过研究相关流场，气动力以及等效攻角（AOA）的变化，我们解释了与最佳扑翼面运动相关的流动物理特性。

基于HDCS-E8T7格式的气动噪声数值模拟方法研究进展

姜屹, 邓小刚, 毛枚良, 刘化勇

2014, 32(5): 559-574. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0103

[摘要](368) PDF(966)

摘要:
发展了气动噪声高精度数值模拟方法，空间导数离散采用了HDCS-E8T7格式及精度与之匹配的边界格式，时间离散方法采用了高精度多步龙格库塔方法和高精度隐式双时间步方法，发展了高精度对接边界算法，将方法推广至多块对接网格以满足解决复杂几何构型问题的需要，采用隐式大涡的概念处理可能出现的湍流问题。在此基础上，研究了几何守恒律对计算结果的影响，展示了复杂网格中高精度计算满足几何守恒律的重要性，完成了等熵涡、双圆柱散射、串列柱翼构型和喷嘴射流等典型噪声问题的求解，所得计算结果展示了所发展的模拟方法具有良好的预测精度和解决复杂构型气动噪声问题的潜力。

捕捉激波的群速度控制方法

李新亮, 傅德薰, 马延文

2014, 32(5): 575-580. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0104

[摘要](308) PDF(1104)

摘要:
回顾及综述了群速度控制方法基本原理、发展过程及最新进展。群速度控制方法是通过控制色散误差以捕捉间断的一种数值方法。该方法通过在间断两侧采用不同色散类型的格式，将数值波的传播压制在间断附近，避免数值振荡向周围扩散，从而达到抑制数值振荡的效果。该方法主体上采用数值色散抑制振荡，实际使用中仅需补充较低水平的数值耗散就可将振荡压制在可接受的范围内。因而群速度控制格式的总体耗散水平较低，易于实现小尺度波的高分辨率捕捉，是复杂流动高分辨率数值模拟的有效方法。

高超声速气动力数据天地相关性研究综述

陈坚强, 张益荣, 张毅锋, 陈亮中

2014, 32(5): 587-599. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0092

[摘要](424) PDF(1642)

摘要:
综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势，内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展，气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中，气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足，及相应的处理手段；气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述；气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研；在上述基础上，进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。

典型气动问题试验方法研究的综述

罗金玲, 周丹, 康宏琳, 王济康

2014, 32(5): 600-609. doi: 10.7638/kqdlxxb-2014.0086

[摘要](313) PDF(1131)

摘要:
吸气式高超声速飞行器机体与推进系统高度一体化，飞行器内外流场复杂及相互影响，地面试验模拟技术难度大，有必要开展风洞试验方法研究。本文简要分析了吸气式高超声速飞行器的主要气动问题和试验需求。针对机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型试验，梳理了国内外相关风洞试验的研究思路，提出了上述三类典型风洞试验应模拟的参数，对地面试验难以模拟的重要参数进行了影响分析。根据现有试验设施的模拟能力，总结了三类典型风洞试验方法，并提出了机体/推进一体化性能数据准确获取的有效方法。

可压缩混合层的涡结构演化与流质混合

周强, 何枫, 沈孟育

2014, 32(3): 273-279. doi: 10.7638/kqdlxxb-2013.0099

[摘要](330) PDF(1276)

摘要:
为研究可压缩混合层的流动结构，采用七阶精度广义紧致格式离散对流项和用显式八阶精度的中心格式离散粘性项，数值求解了非定常三维可压缩Navier-Stokes方程。用约4亿规模的网格，直接数值模拟了对流马赫数为0.7的超声速可压缩混合层的空间发展流动，获得了自初始流动失稳直至充分发展湍流流动结构的精细演化历程，所得结果表明：大尺度涡结构的生成使得混合层的动量厚度快速增长，并主宰了由被动标量质量分数展示的可视混合厚度的量级，充分发展湍流的小尺度的结构主要使得该量级厚度内的流质混合趋于均匀，对可视厚度增长的贡献非常有限。

含转动非平衡效应Boltzmann模型方程统一算法与跨流域绕流问题模拟研究

李志辉, 吴俊林, 蒋新宇, 张涵信

2014, 32(2): 137-145. doi: 10.7638/kqdlxxb-2013.0016

[摘要](306) PDF(1175)

摘要:
通过对转动自由度松弛变化特性的研究，采用转动惯量描述气体分子自旋运动，利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量，确立含转动非平衡效应各流域统一的Boltzmann模型方程。基于转动能量空间对分布函数进行守恒积分，得到计及转动非平衡效应的分子速度分布函数控制方程组，应用气体分子运动论离散速度坐标法对速度分布函数方程所依赖的速度空间离散降维，构造直接求解分子速度分布函数的气体动理论统一格式。基于物面质量流量通量守恒与能量平衡关系，发展计及转动非平衡影响的气体分子运动论边界条件数学模型及数值处理方法。由此提出模拟高稀薄自由分子流到连续流各流域转动非平衡效应的Boltzmann模型方程统一算法。通过对高、低不同马赫数1.5≤Ms≤25考虑转动非平衡效应的氮气激波结构与不同Knudsen数9×10-4≤Kn￥≤10再入竖直平板、Ramp制动器、尖双锥外形跨流域高超声速绕流问题模拟研究，将计算结果与有关实验数据、广义退化Boltzmann与ES椭球统计模型等研究结果对比分析，验证含转动非平衡效应Boltzmann模型方程统一算法求解自由分子流到连续流跨流域绕流问题可靠性。

采用不同气动控制舵面的临近空间高超声速滑翔飞行器舵效研究

邓帆, 任怀宇, 李绪国, 谢峰

2014, 32(2): 240-245. doi: 10.7638/kqdlxxb-2012.0135

[摘要](687) PDF(6386)

摘要:
在升力体构形的基础上，构造了3种不同布局方式的气动舵作为控制面，通过数值模拟手段对FLAP舵、后缘舵及全动舵的舵效进行了比较分析，并对带全动舵滑翔飞行器的气动特性进行了风洞试验研究。数据显示全动舵在纵向通道内调节压心位置的能力较大，有足够的配平能力，在偏航及滚转控制时舵效均高于FLAP舵及后缘舵，同时可有效降低对舵机载荷的要求。研究表明对于升力体构形的飞行器而言，全动舵在临近空间高超声速范围内作为气动控制舵面具有一定优势。

机翼边界层的横流稳定性分析和转捩预测

黄章峰, 逯学志, 于高通

2014, 32(1): 14-20. doi: 10.7638/kqdlxxb-2012.0062

[摘要](272) PDF(1571)

摘要:
通过求解经典O-S方程(LST)、扩展的O-S方程(EOS)和线性抛物化稳定性方程(LPSE)，对展向无限长、后掠角25°、迎角0°、来流Mach数0.8、单位Reynolds数6.79×10⁶/m的机翼边界层进行了稳定性分析，结合e^N方法进行了转捩预测。研究发现无限长后掠机翼在(x,ω)平面上的中性曲线没有下支，在(x,β)平面上的中性曲线呈反拇指的形状，横流不稳定性在机翼前缘占主导作用。当外界扰动进入边界层后，幅值将被直接放大，对于频率相同的扰动，首先是展向波数β大的增长起来，演化到一定位置开始衰减，然后是展向波数β小的逐渐增长起来，并且增长的指数N逐步超过波数大的扰动。转捩在机翼前缘完成，引起转捩的扰动波的展向波长约为2mm。

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2014年度优秀论文