文章導(dǎo)讀

高超聲速飛行器主動質(zhì)量引射熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展(1-13，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0185)沈斌賢，曾磊，劉驍，周述光，葛強(qiáng)

主動質(zhì)量引射是解決未來長時(shí)間高超聲速飛行器熱防護(hù)問題的重要方案之一。文章從冷卻劑注入方式、對流場影響及冷卻效率三個(gè)方面比較了發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻和逆向射流三種典型質(zhì)量引射熱防護(hù)方式的特點(diǎn)，分析了三種方案的局限性，其中發(fā)汗冷卻效率最高，逆向射流局部熱防護(hù)性能最好。最后從應(yīng)用角度對質(zhì)量引射熱防護(hù)的進(jìn)一步發(fā)展提出了展望。

大型飛機(jī)增升裝置噪聲特性風(fēng)洞試驗(yàn)(14-28，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0165)宋玉寶，張俊龍，唐道鋒，趙佳錫，李文建，黃奔

增升裝置是大型飛機(jī)主要外部噪聲源之一?；?.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞及配套的大型飛機(jī)氣動噪聲試驗(yàn)全機(jī)模型，開展了增升裝置噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究，分析了典型構(gòu)型噪聲特性，并對比了模型迎角、風(fēng)速、傳播方向?qū)υ肼暤挠绊憽?/p>

火箭整流罩脈動壓力環(huán)境數(shù)值模擬與優(yōu)化設(shè)計(jì)(29-37，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0314)樊宇翔，于洋，席柯，趙瑞，任方

圖11為NLAS計(jì)算所得的跨聲速火箭整流罩肩部瞬時(shí)數(shù)值紋影圖?？梢杂^察到兩道激波構(gòu)成“λ”型，其上游的斜激波主要在圓柱段與頭錐連接的拐角處附近；分離剪切層不穩(wěn)定、極易破碎，并向上游傳播，與激波相互作用使得分離區(qū)的范圍和激波位置前后震蕩。激波/邊界層的干擾導(dǎo)致了極其惡劣的脈動壓力環(huán)境。

雪橇項(xiàng)目滑行階段的風(fēng)阻力特征(38-44，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0029)李波，張淵召，沈夢，徐金成，胡齊，洪平

在我國第一座體育專業(yè)風(fēng)洞中進(jìn)行了雪橇項(xiàng)目的風(fēng)洞測試，根據(jù)雪橇國家集訓(xùn)隊(duì)10名運(yùn)動員的風(fēng)洞測試結(jié)果，對雪橇項(xiàng)目在滑行階段的風(fēng)阻力特性進(jìn)行了研究，為提高該項(xiàng)目的競技水平提供了支持。測試結(jié)果表明，雪橇運(yùn)動員在滑行中，在繃腳尖的同時(shí)，將小腿下傾是一種有效的減阻方式。

基于飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的融合算法研究(45-50，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0257)鄧晨，陳功，王文正，鄭鳳麒，施孟佶

對比分析飛行試驗(yàn)辨識數(shù)據(jù)和地面風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的差異性和一致性，采用基于梯度信息和高斯過程回歸的數(shù)據(jù)融合方法進(jìn)行融合，結(jié)果表明：兩種融合算法精度都比單源模型高。如果高低精度數(shù)據(jù)的梯度信息較為一致，則基于梯度信息的數(shù)據(jù)融合方法效果更好；而基于高斯過程回歸的數(shù)據(jù)融合方法能夠給出融合數(shù)據(jù)的置信區(qū)間，有利于分析數(shù)據(jù)的不確定度。

針對高階DG數(shù)值格式的非定常流場預(yù)測建模(51-63，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0174)丁子元，安慰，劉學(xué)軍，呂宏強(qiáng)

高階間斷伽遼金方法精度高、適用于復(fù)雜外形，良好的色散及耗散特性使其非常適用于隱式大渦模擬。然而求解非定常流場時(shí)的計(jì)算時(shí)間很長，如何降低計(jì)算代價(jià)仍然是一個(gè)挑戰(zhàn)。針對這一問題，提出了一種由三維卷積、二維殘差網(wǎng)絡(luò)和注意力機(jī)制組成的深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，該網(wǎng)絡(luò)能夠從數(shù)據(jù)中捕捉隱含的流場時(shí)空特征。對不同雷諾數(shù)下的圓柱繞流進(jìn)行數(shù)值模擬得到用于訓(xùn)練的數(shù)據(jù)集，將訓(xùn)練完成后的網(wǎng)絡(luò)用于預(yù)測未來時(shí)間段的流場原始數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對圓柱繞流實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)具有良好的建模能力，用其預(yù)測的流場與直接用CFD計(jì)算出的結(jié)果高度一致。

一種氣動大差異性數(shù)據(jù)多任務(wù)學(xué)習(xí)方法(64-72，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0222)張駿，張廣博，程艷青，胡力衛(wèi)，向渝，汪文勇

飛行器的外形特征和飛行狀態(tài)在數(shù)據(jù)類型上存在較大差異，傳統(tǒng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法預(yù)測氣動力時(shí)，未考慮此差異性對結(jié)果的影響。本文提出一種大差異性數(shù)據(jù)建模方法：大差異性多任務(wù)學(xué)習(xí)（LD-MTL），根據(jù)不同的數(shù)據(jù)類型劃分子任務(wù)并融合其提取的相關(guān)知識。實(shí)驗(yàn)證明該方法在預(yù)測時(shí)，能量化分析該差異性，并且速度和精度分別提升約20%和40%。

基于X2TD高速直升機(jī)的前行槳葉概念旋翼翼型指標(biāo)設(shè)計(jì)方法(73-82，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0170)張威，胡偶，王菲，招啟軍

在高速直升機(jī)旋翼槳葉內(nèi)段翼型設(shè)計(jì)中，應(yīng)充分考慮反流區(qū)的影響，并盡可能地降低氣流反向流動時(shí)的翼型阻力系數(shù)。由于ABC旋翼為剛性槳葉，為滿足槳葉剛度設(shè)計(jì)需求，槳葉根部剖面厚度不宜太薄。所以應(yīng)該在滿足槳葉剛度需求的情況下，盡量減小翼型厚度，最大可能地同時(shí)減小翼型正、反向流動時(shí)的阻力。

直升機(jī)旋翼渦環(huán)狀態(tài)的氣動噪聲特性(83-91，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0113)王亮權(quán)，何龍，徐國華，楊仕鵬，李丹

旋翼渦環(huán)狀態(tài)是直升機(jī)垂直下降飛行時(shí)的一種流場高度不穩(wěn)定、對飛行安全有嚴(yán)重危害的狀態(tài)。通過耦合CFD方法和渦粒子方法，發(fā)展了能夠準(zhǔn)確模擬旋翼槳葉附近可壓縮流場、同時(shí)能有效保持旋翼復(fù)雜尾跡的渦環(huán)狀態(tài)數(shù)值模擬策略?；谟?jì)算得到的渦環(huán)狀態(tài)流場，進(jìn)行了氣動噪聲頻譜特性分析，并提出了一種旋翼渦環(huán)狀態(tài)自動預(yù)警的新方法。

三段翼型氣動噪聲特性數(shù)值分析(92-101，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0134)薛絲丹，何嘉華，劉秋洪，蔡晉生

對于所研究的三段翼，襟翼表面脈動壓力對遠(yuǎn)場噪聲貢獻(xiàn)最大。脈動壓力動態(tài)模態(tài)分解（DMD）結(jié)果顯示，襟翼尾緣的剪切層流動分離和尾渦脫落以及兩者間的混合會產(chǎn)生836 Hz和1 060 Hz流動模態(tài)，而4 410 Hz的流動模態(tài)則由襟翼尾渦脫落引起。

亞聲速射流軸對稱模態(tài)的聲輻射研究(102-107，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0260)宋正旋，方一紅

本文發(fā)展了一種非聲比擬的氣動聲學(xué)混合算法，基于第一原理研究了亞聲速射流相干結(jié)構(gòu)的聲輻射。該方法在遵循物理機(jī)理的基礎(chǔ)上，簡明高效地給出亞聲速射流軸對稱模態(tài)的等效聲源，沒有復(fù)雜的公式推導(dǎo)，用指向性函數(shù)D(θ)清楚地刻畫了不穩(wěn)定波的聲源特性和聲輻射強(qiáng)度。

橫流駐波增長因子模式在跨聲速邊界層的應(yīng)用(108-116，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0188)王玉軒，徐家寬，張揚(yáng)，喬磊，白俊強(qiáng)

文章挑選了純粹針對跨聲速后掠翼邊界層的橫流轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)模進(jìn)行可壓縮橫流駐波增長因子輸運(yùn)模式的驗(yàn)證和分析工作。經(jīng)過對比分析可知，在不同迎角下（即不同壓力梯度），所構(gòu)造的橫流駐波增長因子模式預(yù)測所得包絡(luò)NCF結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn)線性穩(wěn)定性理論結(jié)果吻合較好，預(yù)測所得轉(zhuǎn)捩位置與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致。

短艙邊界層的穩(wěn)定性分析及轉(zhuǎn)捩預(yù)測(117-128，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0204)牛萌浩，文豪，韓宇峰，蘇彩虹，孟曉軒

以民用航空發(fā)動機(jī)短艙為研究對象，采用線性穩(wěn)定性理論分析了邊界層的穩(wěn)定性特征，并應(yīng)用eN方法對轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行了預(yù)測，分析了攻角和馬赫數(shù)對轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律。結(jié)果表明，巡航狀態(tài)下，短艙表面邊界層的轉(zhuǎn)捩由T-S波失穩(wěn)主導(dǎo)，橫流渦的影響很小。攻角增大，短艙背風(fēng)面及側(cè)面大部分區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置前移，迎風(fēng)面附近轉(zhuǎn)捩位置明顯后移。而馬赫數(shù)越大，邊界層越穩(wěn)定，轉(zhuǎn)捩位置越靠后。

翼型邊界層脈動壓力統(tǒng)計(jì)特征分析(129-137，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0263)魏斌斌，高永衛(wèi)，孫博，昔華倩，鄧?yán)?/p>

本文研究發(fā)現(xiàn)，邊界層流動中，層流信息的偏度與Gauss分布的偏度接近，湍流信息的陡度與Gauss分布的陡度接近，而轉(zhuǎn)捩在（s，k）相圖上的分布與Gauss分布相差較大。本文還建立了I與σ、s、k之間的顯式表達(dá)，從而將用于轉(zhuǎn)捩判斷的一維決策空間擴(kuò)展為了四維決策空間（σ，s，k，I）。

限界約束下高鐵升力翼氣動布局研究(138-145，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0236)嚴(yán)日華，高超，武斌，劉亞，丁紹成，倪章松，薛明

在高鐵車廂上布置多組升力翼可以有效減少高鐵能耗，降低列車全壽命成本。基于現(xiàn)有高速鐵路限界約束，提出了多種六翼布局方式，厘清了各升力翼氣動性能變化的規(guī)律，分析了翼間干擾的影響，得到了一種等效減重26.66 %的較優(yōu)布局方案。

真空管道磁浮交通管內(nèi)波系時(shí)空分布特征(146-154，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0242)胡嘯，鄧自剛，張銀龍，張繼旺，張衛(wèi)華

通過自定義程序和重疊網(wǎng)格技術(shù)分別控制列車速度和運(yùn)動，研究列車在加速啟動階段和勻速階段的管內(nèi)波系形成過程和傳播特性。列車尾流區(qū)存在著激波、膨脹波、渦對以及它們間的相互作用等復(fù)雜流動現(xiàn)象，由于反向旋轉(zhuǎn)渦對的存在，不同高度水平面的尾流流場結(jié)構(gòu)差異較大。

列車空調(diào)出風(fēng)口導(dǎo)流板高度對冷凝風(fēng)量影響研究(155-162，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0269)李雪亮，伍釩，王田天，陶羽，徐任澤

高速列車運(yùn)行過程中空調(diào)冷凝風(fēng)量會出現(xiàn)下降趨勢，導(dǎo)致空調(diào)散熱困難甚至停機(jī)。如何兼顧列車減阻的同時(shí)增加冷凝風(fēng)量，是列車空調(diào)研究的核心問題之一。本文通過研究空調(diào)出風(fēng)口外側(cè)安裝的鍥狀導(dǎo)流板，得到了兼顧阻力和風(fēng)量的較優(yōu)方案。

面向爆轟沖擊的分離式流固耦合數(shù)值模擬(163-172，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0095)張森，郭曉威，甘新標(biāo)，龔春葉，楊文祥，李超

采用分離式的方法，基于多種開源軟件實(shí)現(xiàn)了面向爆轟沖擊的流固耦合數(shù)值模擬求解系統(tǒng)。通過三維豎直墻體在高爆轟作用下的運(yùn)動過程驗(yàn)證了求解系統(tǒng)的正確性，可對爆轟波傳播、損傷評估等領(lǐng)域的工程應(yīng)用提供技術(shù)支持。