文 章 導(dǎo) 讀

文 章 導(dǎo) 讀

為研究尾支撐和腹支撐的干擾特性，進(jìn)行了0°、5°、15°、30°假尾支撐與葉片腹支撐／垂尾支撐的組合試驗(yàn)。采用0°尾支撐與假葉片腹支撐的組合試驗(yàn)獲得葉片腹支撐的干擾特性。研究得到：0°／5°尾支撐與前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果一致性較好，表明0°／5°尾支撐作為主支撐、前位葉片腹支撐作為輔助支撐是運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)較好的一種支撐系統(tǒng)；由于很難準(zhǔn)確獲得大偏度尾支撐的支撐干擾，選擇大偏度（例如30°）尾支撐作為主支撐進(jìn)行運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)是不合適的。

基于多輸出高斯過(guò)程的超臨界翼型優(yōu)化（728-732，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0059）吳寬展，劉學(xué)軍，呂宏強(qiáng)

基于多輸出高斯過(guò)程（MOGP）回歸模型和模擬退火算法相結(jié)合的思路提出了一種翼型優(yōu)化方法。采用拉丁超立方抽樣方法在設(shè)計(jì)空間內(nèi)構(gòu)造一系列樣本點(diǎn)，優(yōu)化設(shè)計(jì)采用CST參數(shù)化方法對(duì)翼型的幾何外形進(jìn)行參數(shù)化表示。通過(guò)CFD計(jì)算得到其響應(yīng)值來(lái)建立初始的MOGP代理模型。以阻力最小化為設(shè)計(jì)目標(biāo)，考慮面積、升力等約束條件。通過(guò)單點(diǎn)優(yōu)化和多點(diǎn)優(yōu)化試驗(yàn)表明，該翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法達(dá)到了優(yōu)化設(shè)計(jì)目的，同時(shí)也說(shuō)明基于MOGP模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法在氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)中的應(yīng)用是可行的。

BLU-SGS方法在WCNS高階精度格式上的數(shù)值分析（733-739，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0061）王光學(xué)，張玉倫，王運(yùn)濤，李松，孟德虹，李偉

應(yīng)用多塊對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)，基于雷諾平均的N-S方程（RANS）和五階空間離散精度的顯式加權(quán)緊致非線性格式（WCNS-E），針對(duì)NLR7301兩段翼型和Trap Wing梯形翼兩個(gè)低速算例，重點(diǎn)研究了BLU-SGS迭代方法應(yīng)用于WCNS-E高階精度格式上的收斂效率問(wèn)題。通過(guò)與LU-SGS迭代方法收斂效率和計(jì)算結(jié)果的比較，研究表明：BLU-SGS迭代方法的收斂效率明顯優(yōu)于LU-SGS迭代方法；對(duì)于收斂的流場(chǎng)，BLU-SGS迭代方法的計(jì)算結(jié)果與LU-SGS方法的結(jié)果基本相同。

等離子體控制下前體分離渦的研究（740-746，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0053）王健磊，孟宣市，李華星，劉鋒，羅時(shí)鈞

在半頂角為10°的圓錐前體尖端附近布置介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器，采用正弦高壓電源進(jìn)行等離子體定常激勵(lì)。實(shí)驗(yàn)迎角為45°，基于圓錐前體底面直徑的雷諾數(shù)為5×104。通過(guò)分析截面壓力分布和空間流場(chǎng)的PIV結(jié)果，給出了側(cè)向力、渦核中心位置、軸向渦量、渦核半徑、次渦核半徑、旋渦最大切向速度、環(huán)量等參數(shù)隨等離子體激勵(lì)的變化特性。結(jié)果表明：在等離子體的作用下，同側(cè)的分離剪切層及其卷起的渦向外移動(dòng)，同時(shí)另一側(cè)的向著靠近模型的方向移動(dòng)；激勵(lì)器的作用使左舷側(cè)渦心位置偏離次渦核的幾何中心，且增大了雙側(cè)的渦核和次渦核的尺寸。

適于旋翼CFD模擬的高效預(yù)定邊界運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法（747-756，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0057）李鵬，招啟軍，王博

綜合新的預(yù)定邊界嵌套策略、“逆向邊界”和“Local Direct-Map”（LDP）技術(shù)，建立了預(yù)定邊界嵌套網(wǎng)格方法?！澳嫦蜻吔纭蓖ㄟ^(guò)動(dòng)態(tài)調(diào)整邊界，克服了透視圖方法較難避開(kāi)流動(dòng)非線性區(qū)的缺點(diǎn)；LDP方法解決了基于Inverse-map透視圖的嵌套方法中分辨率與計(jì)算效率矛盾的問(wèn)題。分析相同嵌套網(wǎng)格的洞邊界得出，預(yù)定邊界嵌套方法保持了高魯棒性且嵌套效率提高了16.7倍。然后，基于可壓雷諾平均N-S方程數(shù)值模擬方法對(duì)C-T旋翼和UH-60A旋翼進(jìn)行了數(shù)值分析。模擬結(jié)果表明預(yù)定邊界嵌套網(wǎng)格方法能夠有效地用于旋翼非定常流場(chǎng)和氣動(dòng)特性的模擬分析。

低雷諾數(shù)下翼型分離流動(dòng)抽吸控制優(yōu)化（757-764，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0063）張旺龍，譚俊杰，陳志華，任登鳳

為獲得不同目標(biāo)下最優(yōu)抽吸控制參數(shù)，開(kāi)展分離流動(dòng)抽吸控制的優(yōu)化研究?；赗BF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)與遺傳算法，發(fā)展了求解單目標(biāo)和Pareto多目標(biāo)問(wèn)題的優(yōu)化平臺(tái)。針對(duì)NACA0012翼型表面分離流動(dòng)，在其上表面設(shè)計(jì)了局部多孔分布式抽吸結(jié)構(gòu)，將徑向基函數(shù)（RBF）神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為CFD計(jì)算的代理模型，以減小計(jì)算量；采用遺傳算法開(kāi)展了單目標(biāo)和Pareto多目標(biāo)優(yōu)化。優(yōu)化結(jié)果表明：該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)具有良好的收斂性和準(zhǔn)確度；以升阻比為單目標(biāo)的優(yōu)化使升阻比最大增加了2.4倍；Pareto多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)獲得了分布均勻的、令人滿意的Pareto解集，為設(shè)計(jì)者提供了一個(gè)可選的有效解數(shù)據(jù)庫(kù)。

ALE方法中一種新的二階保界守恒重映算法（765-771，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0078）李珍珍，蔚喜軍，賈祖朋，安娜，黃朝寶

為解決拉格朗日格式求解時(shí)，計(jì)算網(wǎng)格隨時(shí)間的推進(jìn)產(chǎn)生扭曲變形的問(wèn)題，需在網(wǎng)格變形較大時(shí)進(jìn)行網(wǎng)格重分和物理量重映。針對(duì)間斷有限元方法求解流體力學(xué)問(wèn)題的二階拉格朗日格式，給出了一種守恒重映算法。該重映算法包括兩步：第一步是用已有重映方法計(jì)算新網(wǎng)格上的單元平均值，并用相應(yīng)修補(bǔ)算法對(duì)單元平均值進(jìn)行調(diào)整；第二步是由已得到的新單元平均值重構(gòu)出新網(wǎng)格上分片一次多項(xiàng)式，再使用Van Leer限制器對(duì)新網(wǎng)格上的梯度進(jìn)行限制。最后，數(shù)值算例驗(yàn)證了該重映算法的保界性和二階收斂性。

基于鈍頭球體繞流速度的大氣參數(shù)估計(jì)（772-779，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0069）錢立林，陶建武，楊越明，虞飛

提出了一種基于氣流繞鈍頭球體速度模型的新型大氣參數(shù)估計(jì)方法，主要解決大氣參數(shù)中的攻角、側(cè)滑角、自由流速度的求解問(wèn)題。首先，根據(jù)勢(shì)流模型推導(dǎo)了可壓縮流下的速度模型，利用氣體熱力學(xué)公式和可壓縮性系數(shù)對(duì)模型進(jìn)行了校正。其次，通過(guò)傳感器策略組合，推導(dǎo)了基于氣流速度值進(jìn)行大氣參數(shù)的求解公式。最后，利用Fluent軟件仿真數(shù)據(jù)對(duì)各公式進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明：基于氣流速度值的大氣參數(shù)估計(jì)方法是可行的，該方法能夠?qū)崿F(xiàn)較大的攻角和速度的測(cè)量并且明顯提高大氣參數(shù)估計(jì)的實(shí)時(shí)性。

三分支管接頭可壓縮流壓力損失的試驗(yàn)研究（780-786，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0039）汪文輝，陸振華，鄧康耀，劉勝

以三分支管接頭可壓縮流動(dòng)損失研究為背景，對(duì)分支夾角為45°、相對(duì)面積為1和1.56的三分支管接頭在匯合流時(shí)的流動(dòng)進(jìn)行定常流試驗(yàn)研究。結(jié)果表明：相比于接頭處的壓力損失，管壁摩擦的影響較?。粎R合流時(shí)兩個(gè)入流管端的靜壓幾乎相等，出流端壓力總是小于入流端壓力，且隨著氣流馬赫數(shù)的增大，壓差越大；流動(dòng)參數(shù)對(duì)壓力損失的影響表現(xiàn)為，隨著支管和總管流量比的增大，總壓損失系數(shù)先增大后減小，但峰值點(diǎn)的位置隨工況參數(shù)的不同而變化；出流端馬赫數(shù)也影響壓力損失的大小，當(dāng)馬赫數(shù)增大到0.59時(shí)，總壓損失系數(shù)大幅度增加。

多分裂子導(dǎo)線氣動(dòng)力系數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究（787-792，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0056）樓文娟，李天昊，呂中賓，盧明

為研究多分裂子導(dǎo)線氣動(dòng)力系數(shù)隨雷諾數(shù)和風(fēng)向角的變化規(guī)律，設(shè)計(jì)制作了模擬真實(shí)導(dǎo)線表面粗糙度的二、四、八分裂導(dǎo)線的剛性模型，進(jìn)行了不同風(fēng)速和風(fēng)向角下的高頻測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)，并與國(guó)內(nèi)外已有結(jié)果進(jìn)行比較。結(jié)果表明：雷諾數(shù)對(duì)多分裂子導(dǎo)線阻力系數(shù)的影響和單導(dǎo)線是不同的；盡管隨著湍流度的提高，遮擋效應(yīng)對(duì)阻力系數(shù)的影響被削弱，尾流處子導(dǎo)線阻力系數(shù)有所增大，但遮擋效應(yīng)依然明顯，子導(dǎo)線尾流干擾對(duì)阻力系數(shù)的影響不可忽視，建議規(guī)范在考慮遮擋效應(yīng)后增加對(duì)子導(dǎo)線阻力系數(shù)的規(guī)定。

圓盤表面出氣環(huán)境散射返回流TPMC模擬（793-798，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0077）靳旭紅，黃飛，程曉麗，王強(qiáng)

針對(duì)航天器工作中的返回流污染問(wèn)題，利用試驗(yàn)粒子Monte Carlo方法對(duì)圓盤表面出氣分子形成的環(huán)境散射返回流進(jìn)行數(shù)值模擬。結(jié)果表明：返回通量比隨圓盤表面半徑、來(lái)流氣體速度、來(lái)流氣體分子數(shù)密度的增加呈線性增大；隨出氣分子質(zhì)量、來(lái)流氣體攻角的增加而先增大后減?。浑S出氣表面溫度的增加而減小并漸趨于穩(wěn)定，隨來(lái)流氣體分子質(zhì)量的增加而增大并漸趨于穩(wěn)定，隨來(lái)流氣體溫度的增加而增大。同時(shí)，采用分子動(dòng)理學(xué)的觀點(diǎn)，分析了這些因素影響返回通量比的物理機(jī)制。

兩電極等離子體合成射流性能及出口構(gòu)型影響仿真研究（799-805，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0037）周巖，劉冰，王林，羅振兵，夏智勛

通過(guò)在N-S方程中加入能量源項(xiàng)來(lái)模擬氣體焦耳加熱過(guò)程，進(jìn)行了兩電極等離子體合成射流的唯象模擬。提出將等離子體合成射流對(duì)外界流場(chǎng)的動(dòng)能和熱能注入分別作為表征射流“沖擊效應(yīng)”和“熱效應(yīng)”的參數(shù)。研究表明，在單次放電條件下射流建立的自維持振蕩過(guò)程中，射流動(dòng)能和熱能主要集中于主射流階段且射流的“沖擊效應(yīng)”相比“熱效應(yīng)”衰減更快，在一個(gè)大氣壓下兩電極激勵(lì)器總的能量轉(zhuǎn)化效率約為2.3%。出口構(gòu)型對(duì)射流的影響研究表明，收縮孔結(jié)構(gòu)可以有效提高射流速度，但將導(dǎo)致射流動(dòng)量及飽和頻率的降低。

多段翼型非定常地面效應(yīng)數(shù)值模擬（806-811，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0048）朱一西，陸志良，郭同慶

針對(duì)著陸過(guò)程中翼型大位移運(yùn)動(dòng)問(wèn)題，提出盡量保持翼型周圍和尾跡區(qū)域網(wǎng)格隨翼型做剛體運(yùn)動(dòng)的動(dòng)網(wǎng)格策略，并采用一種簡(jiǎn)單的網(wǎng)格重構(gòu)方法以保證計(jì)算過(guò)程中的整體網(wǎng)格質(zhì)量。進(jìn)一步建立多段翼型非定常地面效應(yīng)N-S方程計(jì)算方法，對(duì)起降過(guò)程中多段翼型考慮非定常地面效應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬。GAW-（1）兩段翼型非定常和下降速度折合迎角加至翼型的準(zhǔn)定常計(jì)算比較表明：多段翼型升力均隨離地高度減小而降低，而非定常地面效應(yīng)的影響隨著離地高度的減小先小于準(zhǔn)定常地面效應(yīng)，而后有所增大。

自然層流機(jī)翼氣動(dòng)外形優(yōu)化研究（812-817，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0054）馬曉永，張彥軍，段卓毅，郭洪濤，李權(quán)

采用全速勢(shì)方程、序列二次規(guī)劃優(yōu)化算法及自適應(yīng)笛卡爾網(wǎng)格技術(shù)，用兩種不同的參數(shù)化建模方法，類函數(shù)／型函數(shù)變換和非均勻有理B樣條方法，在升力、俯仰力矩和翼型最大厚度約束條件下，對(duì)某自然層流機(jī)翼進(jìn)行了多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化結(jié)果表明：對(duì)于文中自然層流機(jī)翼算例，NURBS的優(yōu)化效果更好；在CL＝0.45（M：0.755）狀態(tài)下，優(yōu)化后上翼面轉(zhuǎn)捩位置明顯后移，層流區(qū)域變廣，總阻力減小了4.5%；采用的優(yōu)化方法在進(jìn)行五點(diǎn)優(yōu)化時(shí)仍然具有較高的計(jì)算效率，具有較強(qiáng)的工程實(shí)用能力。

單噴管液體火箭發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)研究（818-822，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0052）陳勁松，曾玲芳，胡小偉，范虹

圍繞捆綁式運(yùn)載火箭發(fā)射噪聲問(wèn)題，研制了一種相對(duì)簡(jiǎn)化的單噴管液體火箭發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，試驗(yàn)研究表明：受發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)擾動(dòng)效應(yīng)影響，空間高度方向發(fā)射噴流噪聲變化規(guī)律不同于自由噴流噪聲變化規(guī)律，但相關(guān)測(cè)點(diǎn)噪聲聲壓級(jí)隨時(shí)間變化存在一致性；發(fā)射噴流噪聲頻譜存在寬頻特性，同時(shí)存在突出倍諧頻嘯叫特征或突出單基頻嘯叫特征。在噴流流場(chǎng)研究中發(fā)現(xiàn)：噴流噪聲聲壓時(shí)域變化規(guī)律與發(fā)動(dòng)機(jī)工作壓力、噴流流場(chǎng)壓力時(shí)域變化規(guī)律存在相似性。

等離子體用于飛翼布局模型增升減阻試驗(yàn)研究（823-827，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0055）于金革，牛中國(guó)，梁華，管佳明，胡秋琦

在30m／s、40m／s風(fēng)速條件下，在飛翼布局模型上布置納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器，通過(guò)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)，研究了等離子體激勵(lì)電壓、激勵(lì)電極數(shù)目和激勵(lì)位置變化對(duì)飛翼布局模型增升減阻的效果影響。研究表明：與激勵(lì)電壓和激勵(lì)電極數(shù)目相比，激勵(lì)位置對(duì)流動(dòng)控制的效果有決定性的影響，同時(shí)相對(duì)于其他控制位置，等離子體激勵(lì)抑制模型翼面前緣渦分離效果明顯；在一定試驗(yàn)條件下，施加等離子體氣動(dòng)激勵(lì)后，最大升力系數(shù)由0.97增大到1.1，增大13.2%，失速迎角由17.4增大到21.4，推遲了4°，阻力系數(shù)最大減小量達(dá)到24.6%。

高速下集束薄片初始分離過(guò)程仿真研究（828-834，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0076）王政偉，王浩，阮文俊，寧惠君，王金龍，王鵬新

為研究諸如美國(guó)MJU-50B型面源式干擾彈拋撒出的干擾薄片串在高速氣流中的初始分離過(guò)程，建立了薄片剛體運(yùn)動(dòng)模型，薄片間的碰撞判定及碰撞模型，并耦合流體計(jì)算方程，數(shù)值模擬了多個(gè)薄片的初始分離過(guò)程。數(shù)值研究結(jié)果表明：集束薄片分離初期碰撞頻繁，擾亂了薄片的一致性運(yùn)動(dòng)，加速了薄片分離過(guò)程，但是薄片的分離次序主要受薄片間的多體干擾影響，驗(yàn)證了動(dòng)態(tài)拋撒試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)的薄片次序分離特性，為大數(shù)量薄片云團(tuán)的分離散布仿真模型的建立提供了理論依據(jù)。

尾緣襟翼長(zhǎng)度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響（834-842，doi：10.7638／kqdlxxb-2015.0021）韓中合，賈亞雷，李恒凡，朱霄珣，董帥

分別以S809翼型與DU翼型為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)了6種襟翼長(zhǎng)度的襟翼模型，采用計(jì)算流體力學(xué)軟件Fluent 14.0中k-ω二方程湍流模型，對(duì)各襟翼模型進(jìn)行不同攻角下的氣動(dòng)性能計(jì)算，對(duì)翼型邊界附近流場(chǎng)及壓力系數(shù)等進(jìn)行了分析比較。通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析，得到了不同襟翼長(zhǎng)度對(duì)翼型的氣動(dòng)性能的影響規(guī)律：襟翼長(zhǎng)度不僅對(duì)襟翼附近的流場(chǎng)產(chǎn)生影響，對(duì)整個(gè)翼型的流場(chǎng)都有較大影響；帶襟翼模型升力系數(shù)比無(wú)襟翼模型大大提高，且隨著襟翼長(zhǎng)度增加，升力系數(shù)逐漸增大；帶襟翼模型阻力系數(shù)比無(wú)襟翼模型大，且隨襟翼長(zhǎng)度增大而增大；帶襟翼模型升阻比在一定范圍內(nèi)比無(wú)襟翼模型大。

機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐形式及支撐干擾研究（721-727，

10.7638／kqdlxxb-2014.0064）楊賢文，劉昕