跨音速翼型试验侧壁干扰数值模拟研究
跨音速机翼采用鼓包主动减阻技术研究
Ａ方程 模 型 。本 文首 先对鼓 包 控制激 波减 阻 的机 理
进 行 了分 析 ， 后 将 该 技 术 应 用 到 了大 型客 机 上 ， 然
气 的 排 放 。 因 此 ， 一 代 民用 航 空 飞 机 的 设 计 最 下
进 行机 翼跨 音速 减 阻研究
民用 飞 机 设 计 与 研 究
式 中 ， Ｐ ｅ 和 ｋ代 表密 度 、 强 、 量 、 度 Ｐ、、、 压 能 温 和热 传导 系数 ， 是 沿 直角 坐标 系 方 向的 速度 分
其中， ｄ为到 物面 的最 近距离 由式 （ ） 示 ： ９表
量 性 应 的 量 ＝（ ） ， 切 力 分为 ／ 粘 ． ｔ 鲁＋ ＋
在气 动 性 能 方 面 得 到 了相 当 大 的 改 善 ， 提 高 效 在
率及 减 少 燃油 消耗 方 面也 取 得 了长 足 的进 步 。从 另 一个 角 度来 说 。 现 有 飞 机 外 形 基 础 上 。 果 没 在 如
对 民航 客机而 言 ， 计 巡 航 速 度 大部 分 都 在跨 设 音 速 区域 ＿ ， ２ 如何减 少 跨音 速 飞 行 时 的激 波 阻 力 一 ］ 直 是飞 机设 计 师 的一 项 重 要 工 作 内容 。本 文采 用 鼓 包 的方 式 对激 波进 行 控 制 以减 少 波 阻 ， 高 飞 机 提
＝ ｚ ＝ “ 多Ｇ＝ “ Ｆ ， ＋ ， 主
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（） ８
跨大气层飞行器RCS干扰数值模拟研究
本 文主要 介绍 针 对跨 大气 层 飞 行 器 气 动 操纵 特
性 有关 Ｒ Ｓ干 扰特性 研究 的工 作 。 Ｃ
１ 研 究 途 径
喷流 控制 就是 通 过 飞行 器 上 喷 流 反作 用力 和喷
流 与来流 的干 扰产 生的 干扰力 。 飞行 器进行 姿 态控 对 制或 提供 直接机 动 力 。 喷流 对 飞 行 器 的 影 响 主要 有 三个方 面 ： 喷流本 身 产 生 的 反 作用 力 ， 流 羽 流对 飞 喷 行器 表面 或舵 面的撞 击 和喷 流 与 来 流 相互 干 扰所 引 起 的气动 载荷变 化 。在超 声速 范 围 ， 流的作 用相 当 喷 于在 飞行器 表 面放置 一个 柱体 障碍 物 ， 而产 生 流动 从
维普资讯
第 ２卷 ４
第 ２期
空
气
动
力
学
学
报
Ｖｏ ． ４。 Ｎｏ． １２ ２
２０ ０ ６年 ０ ６月 文 章编 号 ： ２ ８ １２ （ ０６ ０ ．１ ２０ ０ ５ ．８ ５ ２ ０ ）２０ ８ ．５
Ａ ＣＴＡ ＡＥＲｏ ＤＹＮＡＭ Ｉ ＣＡ Ｄ ＣＡ Ｓ
的气 动 力 发 生 变 化 ， 流所 引起 的 气 动 干 扰 因 子 随 高 度 的变 化 较 为 剧 烈 ， 随攻 角 、 赫 数 的变 化 却 比较 平 稳 。 喷 喷 但 马 流 与 来 流 的相 互 干 扰 随 高 度 增 加 而 变 弱 ， 一 定 高 度 可 以忽 略 这 种 干 扰 。 在
了一些有 用 的结论 。
史 ， 已得到 实 际 应 用 。如 在 ２ 并 ０世 纪 ８ ０年 代 ， 国 美 仅对 航 天飞 机 （ Ｖ一１２外形 ） 进行 了 总计 ２ ７ ０ Ｏ ０ 就 ，０ ０ 小 时的风 洞试 验 ， 得 到 了大 量 的试 验 数 据 ［ 。 日 并 １ ． 本的 Ｈ ＦＥ Ｙ Ｌ Ｘ和 Ｈ Ｐ Ｏ Ｅ计 划 也设 计 使 用 Ｒ Ｓ来 进行 Ｃ 控 制－． ， 洲 航 天 局 （ Ｓ ） Ｈ Ｒ Ｓ构 形 同样 进 ３ 欧 ４ Ｊ Ｅ Ａ 对 Ｅ ＭＥ
等离子体气动激励减小翼型跨音速阻力的数值模拟
Ｅ — ｍａｌ ｌｎ ｉ：ｉｍ０１ ０ ０ ７＠ ｙ ｈ ｏ ｃ ｎ ． ｎ ａｏ．ｏ ｃ
第 ２期
林
敏等： 等离子体气动激励减小翼型跨音速阻力的数值模拟
７
验结果 相符 ， 明该模 型 和计算 方法 有效 。 表
１ ２ 控 制方 程 ．
将 电弧 放 电等离子 气 动激励 简化 为热 量 源项 ， 人 流场 方 程进 行求 解 ， 理想 气 体假 设 条 件下 ， 量 守 加 在 质 恒方程 、 量守恒 方程 和 能量守 恒方 程分 别见 式 （ —３ ： 动 １ ）
２ ３ 激 励强 度对 减 阻的影 响 ．
保持 Ｍａ ０７ 和等离子体激励位置不变， ＝ ．８ 计算不同激励强度对等离子体激励减阻效果的影响， 数值计
算 结果 见 表 ２ 。提 高等 离子 体 激励 强 度 ， 阻百分 比增 大 ， 减 阻力 减小 值 增 大 ， 是 增加 幅度 逐 渐变 小 。这是 但
１ ０
— ５
０
５
１ １ ２ ０ ５ ０
０
０． ０ ４ Ｏ ６ ０－ ２ ． ． ８
ｌ
ｘｂ ／
ｘｂ ／
图 １ 计算 区域和局部加密 网格 图
Ｆ ｇ １ Ｍｅ ｈ ｏ ｏ ｕ ａ ｉｎ ｌａ ｄ ｌｃ ｉｅ ｒ ａ ｉ． ｓ ｆｃ ｍｐ ｔｔ ａ ｎ ｏ ａ ｚ ｄ ａ ｅ ｏ ｌ
离子体激励的作用下 ， 翼型上表面的弱激波消失 ， 在激励区域前方形成弱压缩波 ， 但在翼型后缘 出现明显的 分离区。图 ３ Ｍ ＝ ．３时施加等离子体激励前后的翼型表面压力系数分布图， 是 ａ ０７ 可以看 出， 激励区域前方
的超 音速 区减少 ， 引起 吸力 面减 小 ， 导致 翼 型升力 有 所减 小 ， 会 同时翼 型前 后 的压 力 差有 所 变小 。 由数 值 计
翼型阻力计算方法的数值模拟研究
值计算研究。本文用数值模 拟手段 研究跨音速风
８ ３ ２０
科
学
技
术
与
工
程
洞 中和数 值 解 结 果 中翼 型 阻 力 的尾 迹 积 分法 的 积
分截 面选 取 问题 。
的无量纲 动量损 失 ， 即
第 一作 者简 介 ： 周
伟 （９９ ） 男 ， １８ 一 ， 汉族 ， 北工业 大学 航空 学 西
阻力计算方法提供更多的选择。文献 ［ ］ ２ 就低速风
洞 中多 段 翼 型 尾 迹 阻 力 测 量 方 法 的 改 进 进 行 了数
院 ， 体 力 学 硕 士研 究 生 ， 究 方 向： 论 与 计 算 流 体 力 学。 流 研 理
法 、 场边 界面积 分 法 和 尾 迹 动量 损 失 积 分 法 计算 远
所 以尾迹 排 管 的安 装 位 置 直接 影 响 阻力 测 量 的精
度 。而要 通 过 在 风 洞 中反 复 更 换 位 置 找 到 一 个 最
了单个 翼 型和多 段翼 型 的 阻力 ， 现 尾 迹 积 分 法计 发 算 的单个 翼 型 的阻力 和实 验 吻 合 最 好 ， 算 的 多段 计 翼 型 阻力要 比另两 种 方 法 准 确 得 多 ， 实 验数 据 的 与 误 差 在 ５ 以 内 ， 另 两 种 方 法 把 阻 力 高 估 了 ％ 而
第 ｌ卷 １
第３ ３期
２ １ 年 １ 月 ０１ １
科
学
技
术
与
工
程
Ｖ０． １ Ｎ０ ３ Ｎｏ ．２ １ １ １ ．３ ｖ ０１
１７ — １ １ （ ０ １ ３ —２９ ０ ６ １ ８ ５ ２ １ ） ３８ ２ ．９
模拟研究翼型跨声速颤振在近似边界条件下的数值
近 几十 年来 ， 对于 机翼 的颤振 分析和 研究有 了
很大 进展 。首 先， ｓｇ ｉ １ ２选 取适 当 的结构 参 Ｉ ｏ ａ ［，＿ ］
Ａｂ ｔａ ｔ ｓ ｒ ｃ ：Ｎｕ ｅ ｉ ａ ｉ ｌ ｔｏ ｆ ａ ｒ ｒ ｆ ’ ｍ ｒｃ ｌＳ ｍｕ ａ ｉ ｎ ｏ ｉｃ ａ ｔＳ ｌ ｔｅ ｓ ｒ ｔ ｅ ｘ ｅ ｓｖ ｎ ｉ — ｏ ｓ ｍｉ ｇ ｎ ｆｕ ｔｒ ｉ ａ ｈ ｒ ｅ ｐ ｎ ｉ ｅ ａ ｄ ｔｍｅ ｃ ｎ ｕ ｎ ．Ｉ
Ｃａ ｔ ｓａ ｒｄ ，ｆｕ ｔｒ Ｅｕｌｒｅ ｕａｉ ｎ ｒｅ ｉ ｎ ｇ ｉ ｓ ｌ ｔｅ ， ｅ ｑ ｔｏ
跨 声速气动弹性 问题 的研究对现代 飞机 的设计 起着 十分重 要 的作用 ， 目前计 算流体 力学和计 算 是
结构力学 的一个重要研 究方 向。颤振是 一种十分危
险 的气动 弹性现 象， 飞行器 在飞 行过程 中如果 发生 颤振， 往往会 引起飞行器 结构的破坏， 因此 飞行器的 设计应尽量 消除飞行器在跨 声速飞行 时可能产生的
ｓ ｌ ｅ ｎ ｓａ ｉ ｎ ｒ ｒｅ ｉ ｎ ｇ ｉ ｓ Ｂｏ ｈ ｔ ｅ ｒ ｓ ｌ ｏ ｖ ｄ ｏ ｔｔｏ ａ ｙ Ｃａ ｔ ｓａ ｒｄ ． ｔ ｈ ｅ ｕ ｔ
ｏｆｕ ｓｅ ｄ ｒ ｎｓ ｎ ｃ ｃ ｌｕｌｔｏｎ ｆ ｒＮＡ ＣＡ ６ Ａ ０１ ｎ ｔ ａ ｙ ｔａ ｏ ｉ ａ ｃ ａ ｉ ｏ ４ ０
场求 解方法有 以下特点 ：ｉ 易于生成计算 网格 ；２ ） ）
ｗａ ｌｐｏｓｔｏ ．Ｔｈｅ ｈｅ ｆｒ ｔｏ ｄｅ ｐ ｏｘ ｍ ａ ｉ ｎ ｌ ｉｉ ｎｓ ｎ ｔ ｓ— ｒ ｒ ａ ｐｒ ｉ ｔｏ ｉ ｅ ｑｕａ ｉ ｏ ｅ ｕｍ ｓ ｔ ｏｎ ｏｆ ｍ ｍ ｎｔ ｉ ｏｂｔ ｉ ｄ ｂｙ Ｔａ ｏｒ ａ ｎｅ ｙｌ ｅ ａ ｉ ｎ．Ｕｎ ｔ ａ ｒ ｎｓ ｎｉ ｘｐ ｎｓｏ ｓ ｅ ｄｙ ｔａ ｏ ｃ Ｅｕｌｒ ｅ ｕ ｔｏ ｓ ａ ｅ ｅ ｑ ａ ｉｎ ｒ
【国家自然科学基金】_翼型优化设计_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802
科研热词 推荐指数 气动优化设计 2 优化设计 2 阻力系数 1 遗传算法 1 近似模型管理结构,变可信度模型 1 跨音速翼型 1 贯流泵 1 翼身融合体 1 翼型设计 1 翼型稳健设计 1 竖井 1 波动 1 民机设计 1 模拟退火算法 1 模型试验 1 机翼设计 1 数值模拟 1 改进的模拟退火算法 1 并行计算 1 对称翼型 1 多目标分布估计算法 1 多目标优化 1 多属性决策 1 多学科优化 1 叶轮 1 代理遗传算法 1 代理模型 1 不确定因素 1 n-s方程 1 ei方法 1
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
科研热词 优化设计 水力透平 气动特性 导叶 双流道 kriging模型 风力机 结构优化 社会模型 气动性能 气动优化设计 数值模拟 效率 高超声速飞行器 风力机翼型 预旋调节 阻力系数 遮蔽-增速 速度分布 迭代方法 超临界翼型 设计 螺旋桨效率 螺旋桨 舵面效率 翼型设计 翼型型线 翼型 细菌觅食算法 粗糙度敏感性 粒子群算法 粒子群优化算法 粒子群优化 算法 离心泵 片条理论 流道式导叶 流程图 流动噪声 水力透平机 水力性能 气动力设计 气动优化 气动 正交优化设计 模糊熵权 机翼设计 机制 旋翼翼型 旋翼 新型后缘装置 数值方法
推荐指数 7 3 3 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性
摘 要 : 采用数值方法研究了平板上超Π 高超声速来流与超 声速横向喷 流相撞引起 的复杂干扰 流场特性 。所 建立的单介质冷喷流数值模拟方法 ,经过了表面多方 位压力 分布测量 结果 、 纹影显 示的激 波结构 以及表面 油流图 谱表现的表面分离范围的实验验证 。根据数值模拟与实验对比的结果 , 合理 地描 述了喷流 干扰流场压 力分布以及 表面 、 空间结构特性 ,并分析了压力比对流场结构和特性的影响 。 关键词 : 横向喷流 ; 超Π 高超声速流 ; 湍流模型 中图分类号 : V211 文献标识码 : A 文章编号 : 10002 1328 (2007) 03205982 05
分离流场的重 要因素 。本文对来流 马赫数为 3. 5 , 喷流马赫数为 3. 0 的横向单喷流场分别采用 B2 L模 ε模型 ( CH) 计算出的壁面压力分布与实验结 型和 k2 )两 果的比较如图 3a 、 3b 所示 。在喷口上游 ( φ = 0° 种模型都同实验符 合得很好 ; 但是在喷 口下游 ( φ
图 2 干扰流场结构特征尺度定义
Fig. 2 Definitions of the flow fie的研究
[ 4]
表明 , 湍流模型是影响准确预估
图1 a 平板模型 b 喷管 c 极坐标
Fig. 1 The m odel and coordinates
第 28 卷第 3 期 2007 年 5 月
宇 航 学 报
Journal of Astronautics
Vol. 28 No. 3 May 2007
数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性
王军旗1 , 李素循2 , 倪招勇2 , 孙 茂1
( 1. 北京航空航天大学航空科学与工程学院 , 北京 100083 ; 2 . 航天空气动力技术研究院 , 北京 100074)
用数值模拟方法确定跨音速风洞几何参数
它对翼 型 实 验 影 响 很 大 。 由 于 昂 贵 的建 造 成 本 和
运 营 成本 ， 音 速 风 洞 大 多 不 会 被 建 地 很 大 ， 跨 因此 跨 音速 风 洞 或 多 或 少 存 在 一 定 的 洞 壁 干 扰 问题 。
的开 闭 比 等 。其 中 有 些 参 数 如 驻 室 高 度 、 闭 比 开
数 值模 拟 的方法 来 确定 相应 风 洞 的 最 优几 何 参 数 。 虽 然计 算所 得 的结 果 与 实 际的 情况 有一 些 偏 差 ， 但
括 上下 壁 的 干 扰 和 侧 壁 的 干 扰 。 上 下 壁 的 干扰 其
实是 一种 管道 效应 ， 主 要 由风 洞 壁 面和 壁 面 上 附 它 面层 的发 展 所 引 起 。侧 壁 干 扰 是 二 元 风 洞 所 独 有 的洞壁 干扰 ＇ 。本文 主 要研 究 上 下 壁 干扰 所 涉 及 ８ Ｊ 的驻室 高度 、 引射缝 高 度 以及 上 下 壁 开 闭 比对 风 洞 流场 的影 响 ， 进一 步 研 究 开 闭 比对 翼 型测 压 实 验 并
是通过计算流体力学 的方法可以降低设计成本 、 缩
２１ ０ １年 ７月 ４ 日收 到 第一作者简介 ： 屈 科 （ ９ ５ ） 男 ， 族 ， 北 工 业 大 学 航 空 学 院 １８ 一 ， 汉 西
流体力学硕 士研 究 生 ， 究方 向 ： 研 理论 与计 算 流 体力 学 。Ｅ ｍ ｉ ．ａ ： ＇ ｔ
跨音 速风 洞 最 大 的 特 点 就是 它 的 实 验 段 必 须 采 用 开孔 或开槽 的通气 壁 ， 且 外 面还 有 一 个 封 闭 的空 而 腔 ， 围实 验 段 ， 为 驻 室 。与 跨 音 速 风 洞 性 能 有 包 称 关 的几何参 数有 驻 室 高度 、 引射 缝 高 度 以及 通 气 壁
中等尺寸翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究
响， 即将 计算 的上 下 边 界 取 为远 场 。由 于翼 型 实验 时 ， 洞 内流 动 沿 纵 向对 称 面 为 对 称 流 动 ， 以取 风 所
果 模 型有足 够大 的展 弦 比 ， 中段 仍 然 可 能存 在 一 在 个 近似 的二元 流动 区域 … 。文 献 ［ ］ 值 模 拟研 究 ４数
式进 行 空 间 离 散 ； 网格 界 面 上 的 变 量 采 用 ＭＵ Ｃ ＳＬ
第一作者简介 ： 牛
嵩 （９ ６ ） 男 ， １８ 一 ， 汉族 ， 西北工业大 学航空学 院
流体力学系硕士研究生 ， 研究方 向： 理论 与计 算流体力 学。Ｅ ｍａ ： — ｉ ｌ
ｆｉ ｈ ｕ ａ ｌ ｌ ５ １ ３． ｏ ｅ ｚ ｏ ｈ ｎ ｖ ０ ＠ ６ ｏ ｍ。
关键 词
翼型风洞
侧壁干扰
展 弦比
数值模拟 Ａ
中图法分 类号
Ｖ １．； ２ １３
文献标志码
翼 型 风洞 的侧 壁 干 扰 对翼 型实 验 影 响较 大 ， 对
风洞 的结构 尺 寸 （ 比如 加 宽试 验 段 宽 度 等 措 施 ） 来 摸索侧 壁 干 扰 的影 响 ， 很 不 现 实 的 。所 以 ， 值 是 数
第 １卷 １
第 ５期
２１ ０ １年 ２月
科
学
技
术
与
工
程
⑥
Ｖ０．１ Ｎｏ ５ Ｆｅ ２ １ １ １ ． ｂ． ０１
１７ — １ １ （０ １５ １０ —６ ６ １ ８５ ２ １ ） —０ ６０
Ｓ ｉｎ ｅ Ｔｅ ｈ ｌ ｇ ｎｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｉ ｇ ｃｅ ｃ ｃ ｎｏｏ ｙ ａ ｇｎｅ ｒｎ
尺寸风 洞 和 自由飞行 数 值模 拟 的结 果 ， 响 了 中等 影
大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析
弦比飞机模型展长的设计准则提供依据，设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型，在 2.4 m 跨声速风洞中进
行 了 洞 壁 干 扰 试 验 。 试 验 过 程 中 ，使 用 13 根 壁 压 管 测 量 了 洞 壁 压 力 分 布 ，试 验 马 赫 数 范 围 0.4~0.86，模 型 展 长
与试验段宽度比例为 65%~90%。结果显示 ，大展弦比飞机模型展长超过临界值（70% 试验段宽度）后 ，亚声速
experiment with variable Mach number and wing span，guideline of the large airplane’s wing span design is provided in high speed wind tunnel，a large airplane model with variable wing span is designed and the wall interference experiment is conducted in 2.4 m transonic wind tunnel. The wall pressure distribution is measured with 13 tubes in test section，while the Mach number ranges from 0.4 to 0.86. The ratio of model’s wing span and the test section’s width ranges from 65% to 90%. Results show that wall pressure would change suddenly when the wing span is larger than the critical value（70% width of test section）in subsonic， while the transonic results remain unchanged. The wing span of large aspect ratio airplane in the subsonic wind tunnel must be restricted while the transonic test model could be designed larger. Key words: aircraft design；large aspect ratio；wind tunnel；wall interference
跨音速自然层流翼型反设计研究
!第"#卷第#期郑州大学学报!理学版"$%&’"#(%’# !)*#+年,月-./012340%56278.!(9:.;<7.=>."?9@.)*#+跨音速自然层流翼型反设计研究李!静#!!刘艳萍#!!高正红)!!梁天水#!#.郑州大学力学与工程科学学院!河南郑州E"***#$).西北工业大学翼型叶栅空气动力国防科技重点实验室!陕西西安D#**D)"摘要!基于V9LLM U e d降阶模型的数据重构方法提出反设计方法#由已知的翼型表面压力分布对缺失的目标翼型数据进行重构.在初始快照采样过程中#采用!Y;P方法对初始翼型进行扰动取样#并用反设计得到翼型替换基础扰动翼型#将新的快照加入原始快照库#反复迭代求解.针对层流翼型反设计#利用边界层转捩数值模拟程序获得快照向量的翼型压力分布.接着#提出两种不同的跨音速自然层流翼型的压力分布形态#通过构建的反设计方法得到两组不同的跨音速自然层流翼型#并详细研究了不同雷诺数及不同马赫数下#不同压力分布形态对转捩发生抑制能力的影响#同时研究其与阻力发散特性的协调性.关键词!Y;P$自然层流翼型$转捩模型$反设计中图分类号!$)D#文献标志码!G文章编号!#CD#B CAE#!)*#+"*#B**+"B*C!"#!#*’#,D*"Q R.7S S2.#CD#B CAE#’)*#A*A*$%引言由于现代民机的摩阻占总阻力的E*W i""W#增大机翼表面的层流区域以期降低摩阻成为设计空气动力学近些年的研究热点(#X,).目前#自然层流机翼已经在高空长航时无人机(E)’中小型公务机上得到了广泛的应用("X C)#但针对跨音速的大中型民机尚处于理论与试验阶段#尤其是后掠效应与实现层流对机翼表面压力分布的要求相互矛盾#更限制了自然层流技术在中大型民机上的实际应用(D).尽管如此#自然层流技术依然是提高未来民机性能的发展方向#而对于大多数在跨声速状态巡航的民机来说#对跨音速自然层流翼型的深入研究#必然为真正制造出高性能的层流机翼提供一定的理论依据及技术支持.维持层流的顺压区长度与激波位置是跨音速自然层流翼型设计的关键#顺压有利于维持层流#但过长的顺压区为翼型后缘的压力恢复带来较强的激波#因此在气动设计中#需要兼顾这两个关键因素.本文旨在通过压力分布的反设计来协调激波的位置’强度以及顺压区#并通过考察翼型在不同雷诺数下及不同马赫数下的气动性能#为跨音速层流翼型的设计提供新方法和新思路.反设计方法的优点是&在设计人员丰富气动设计经验的基础上#针对设计要求提出合理压力分布或速度分布#然后通过求解空气动力学反问题来确定对应的几何外形.近些年发展的特征正交分解!L@%L1@%@:0%3%B 29&>1S<%I L%S7:7%2#U e d"方法是一种高效的数据处理方法#已经广泛地应用到了诸多领域(A X+)#它通过模态分析的思想提取到数据的主要特征#用在翼型反设计的优势是在给定目标压力分布和对已知基准翼型形状修改而形成的翼型设计空间的条件下#通过基于U e d的数据重构方法!V9LLM U e d"就可以反设计得到与给定的目标压力分布相对应的最优翼型形状.本文采用了一种基于差量采样解的V9LLM U e d翼型反设计方法#将该方法成功应用在跨音速层流翼型的反设计中#针对两种经典的压力分布形态#进行了精确高效的反设计#评估了压力分布形态对转捩发生抑制能力的影响.&%基于差量采样解的U4T T G M"!方法文献(#*)详细介绍了U e d方法#V9LLM U e d方法是U e d方法用于已知系统中的填补某一缺失数据的收稿日期!)*#AB*,B))基金项目!国家自然科学基金项目!##C*)))C"$河南省高等学校重点科研项目!#CG#,***#".作者简介!李静!#+A"%"#女#河南平顶山人#讲师#主要从事飞行器气动设计及Y F d研究#=B I97&&&7R723S1&\N445.1>5.<2.郑州大学学报!理学版"第"#卷元素时的变形#通过在系统中获取合适的足够数量采样解!快照样本"#在采样解的基础上提取此系统的基模态#采用V9LLM U e d 方法(##)可以对该系统中任一缺失数据的元素进行精确填补.首先定义向量矩阵及其对应的.标签/向量矩阵G 1.标签/向量矩阵G 用来识别向量矩阵?中的元素是否缺失1若不缺失7X ;-##若缺失7X ;-*#其中7X ;对应于向量矩阵?中第X 个不完全数据向量中的第;个元素的.标签/1假设0,;19;-#是通过U e d 方法求得的已知采样集0@;1T ;-#的基向量(#))1H 表示该系统中待填补的向量#由已经得到的9个Ue d 基来填补近似向量9H 1那么9H -#9;-#";,;#!#"并通过求解(I j J 线性方程组来确定";#其中&(;G -!,;#,;"7$!;-!H #,;"71近似向量9H 在求出";后由公式!#"求得1本文研究了一种基于差量采样解的V9LLMU e d 方法#对原始采样解的结构重新定义#重新定义采样解集合为!5-(!5#.25"#!5).25"#-#!5T .25")#其中&25表示采样解的平均值$5;T ;-#表示第;个采样解1通过上述方法求解!5的基向量及系数#那么最终修正向量可表示为9H -25##9;-#";,;1+%翼型反设计方法基于差量采样解V9LLM U e d 方法构建翼型反设计方法分E 步&#"根据反设计需要定义合理的设计空间#利用计算流体力学!<%I L5:9:7%29&\&57>>M 29I 7<S #Y F d "方法获得设计空间中样本的解#以此构造快照矩阵$)"对生成的快照矩阵按文献(#*)中的方法求解基向量+#并计算每个基向量的能量$,"根据所求解问题的需要对低能量模态进行适当截断#形成对应设计空间的降阶子空间$E "利用降阶子空间对目标缺失数据进行数据重构.+,&%8’!数值模拟技术采用有限体积法求解雷诺平均(9871@B ;:%J1S 方程#其积分形式为--"<’V >’#=)!,7>)-*#在预测转捩时#采用文献(#)X #,)提出的基于;;P X b #湍流模型中的完全基于流场当地变量的%b _1&"转捩模型#%b _1&"两方程转捩模型通过%控制湍动能生成来实现当地转捩#无量纲守恒形式的%输运方程为--%-"#--%@;-I ;---I ;(!1#1"+%"-%-I ;)#2:#-)F &123:0F %2S 1:*’"%*’"!#.2<#%".2:)-*F :5@Z %!2<)%.#"1!!引进变量_1&"#边界层以外的_1&"通过经验关联函数_1&"计算#边界层之内的_1&"通过输运方程从边界层以外联立计算#--_1&"-"#--_1&"@;-I ;---I ;(+&"!1#1""-_1&"-I ;)#2&"-"S <9&1!_1&"._1&""!#.F &""1+,+%快照获取方法本文的快照矩阵是由翼型数据和压力分布构成的#每一个翼型数据和对应压力分布组成快照矩阵的列向量#通过在基准翼型的基础上加入扰动量形成多个快照#依次构成翼型反设计的设计空间.对于基准翼型的扰动是通过!Y ;P 翼型参数化方法实现的#对于在采用类函数变化!<&9S S \52<:7%2Q S 09L1\52<:7%2:@92S \%@I 9:7%2#Y ;P "参数化(#E )翼型时#定义9!5"N-5*’"!#.5"#7;-*!H ;#!H ;"D ;5;!#.5"7.;#59Z #即在初始设计变量基础上引入一个扰动量!H ;#将上式展开得9!5"N-9!5"#5*’"!#.5"#7;-*!H ;D ;5;!#.5"7.;#!)"引入定义!9!5"-5*’"!#.5"#7;-*!H ;D ;5;!#.5"7.;#!,"因此#由式!)"和!,"得到9!5"N-9!5"#!9!5"1C +!第#期李!静#等$跨音速自然层流翼型反设计研究+,-%反设计方法本文的反设计过程为&#"对快照向量进行U e d分解#得到基向量#用基向量逼近目标压力分布得到反设计翼型$)"以反设计得到的翼型为初始翼型#再进行扰动得到扰动翼型#加上反设计得到翼型#进行Y F d分析获得快照向量#将这些快照向量加入原始快照向量库#如不满足条件#重复第#’)步$,"满足收敛条件#结束.-%跨音速自然层流翼型反设计本节主要通过两种不同的压力分布形态反设计得到气动外形#进而在不同雷诺数及马赫数下分析压力分布形态对转捩发生的抑制能力#同时研究其与阻力发散特性的协调性.!Y;P参数化上下表面各#"个设计变量#共,*个设计变量#这,*个设计变量依次取指定的变量上下限#共产生C*个新翼型#加上基准翼型共C#个.采用文中构建的%b_1&"转捩模型进行边界层转捩预测和气动特性分析评估#计算网格为A万.对生成的C#个翼型形状在如下状态进行Y F d计算#获得采样解&,:q -*’DE$$Q-*’",$_1-C’*/#*C$飞行环境湍流度Z@-*’)0$湍流黏性比为#*.图#为目标压力分布反设计结果#可以看出来#本文的反设计方法对于不同的压力分布都可以得到令人满意的结果#记此次反设计得到的翼型为G7@F%7&K];Y).图)为初始基准翼型与两个反设计翼型的比较.选取一个设计状态为,:q -*’DE#$Q-*’"D"#_1-)’*/#*D#阻力发散特性较好的传统超临界翼型与上述跨音速自然层流翼型进行对比#标号分别为&超临界翼型!G7@\%7&B;Y"’G7@\%7&B];Y#’G7@\%7&B];Y)#如图,所示.图&!G7@\%7&B];Y)反设计压力分布与目标压力分布对比’()*&!P01L@1S S5@1>7S:@7Z5:7%2 <%I L9@7S%2Z1:[112:017281@S1B>1S732 @1S5&:92>:01G7@\%7&B];Y)%21图+!初始翼型与两个反设计翼型比较’()*+!P01<%I L9@7S%2Z1:[112:01727:79&97@\%7&92>:01:[%7281@S1B>1S732%21S图-!超临界翼型与反设计翼型比较’()*-!P01<%I L9@7S%2Z1:[112:01S5L1@<@7:7<9&97@\%7&92>:017281@S1B>1S732%21S!!数值模拟,个翼型在雷诺数分别为C**万’A**万’+**万的气动性能.图E i A给出了各个翼型之间压力分布和阻力发散特性以及层流区随马赫数’雷诺数大小的变化对比.可以看出在雷诺数低于A**万时#随着马赫数的增大#激波位置后移#同时上表面转捩位置后移.G7@\%7&B;Y翼型从压力分布上看#翼型上表面没有明显的顺压梯度#但依然可以依靠上表面的弱激波维持E*W左右的层流区域#并且层流区域是随着激波位置不断向翼型后缘移动.对于层流理念设计的G7@\%7&B];Y#和G7@\%7&B];Y)来说#翼型上表面层流区域的变化基本与激波位置变化相一致$从下表面的转捩位置与压力分布的比较来看#翼型下表面的层流区域的维持是需要压力分布顺压区域的#顺压区域越长#层流区越长.从不同雷诺数下的阻力发散特性比较可以看出#雷诺数在A**万以下#层流理念设计的跨音速层流翼型在层流区大小’阻力系数大小方面有着无可替代的优势#但阻力发散特性要低于传统超临界翼型#这是因为自然层流翼型由于顺压梯度的存在#随着马赫数的增大#激波不断增强后移#为激波后翼型压力恢复带来过大的逆压梯度#因此带来较大的激波阻力!波阻"#过大的波阻削弱了层流摩阻降低的效益#总阻力的优化在高马赫数时不是特别明显.从A**万雷诺数及+**万雷诺数翼型气动特性的比较可以看出#G7@\%7&K];Y#’G7@\%7&K];Y)翼型上表面压力分布在)*W i E*W弦长区域出现了微小的波动!逆压梯度"#这个微小的波动导致了转捩的发生$下表D+郑州大学学报!理学版"第"#卷图.!C**万雷诺数气动特性及层流区比较’()*.!P 01<%I L9@7S %2%\91@%>M 29I 7<L1@\%@I 92<192>&9I 729@@137%29:C I 7&&7%2_1M 2%&>S 25I Z1@面的层流区域的变化基本与顺压区吻合#层流理念设计的翼型#可以维持层流区域到C*W 弦长的位置#微小的压力分布波动并未影响层流区域的维持.从A**万雷诺数之下的翼型压力分布也可以观察到这个小波动#但在A**万雷诺数之下#这个微小的逆压梯度并未造成转捩的发生#转捩的发生与激波有很大的关系#但超过A**万雷诺数后#翼型上表面的转捩对顺压梯度要求变得更加苛刻#需要对压力分布进行更细致的设计.从A**万及+**万雷诺数的阻力发散特性可以看出#在低马赫数时#层流设计的翼型依然能带来气动效率的提高#但在马赫数大于*’D"时#由于翼型前部顺压梯度带来过大压力恢复梯度#陡增了波阻#降低了翼型的阻力发散特性.图/!A**万雷诺数压力分布比较’()*/!P 01<%I L9@7S %2%\L@1S S 5@1>7S :@7Z5:7%29:A I 7&&7%2_1M 2%&>S 25I Z1@图0!A**万雷诺数气动特性及层流区比较’()*0!P 01<%I L9@7S %2%\91@%>M 29I 7<L1@\%@I 92<192>&9I 729@@137%29:A I 7&&7%2_1M 2%&>S 25I Z1@综上#跨音速自然层流设计的翼型典型的问题是在中高雷诺数下阻力发散特性明显下降#对顺压区域要求更加严苛$与传统的超临界翼型对比表明#在中低等雷诺数下顺压设计的层流翼型阻力特性明显#阻力发散特性不是很差#转捩区域与激波位置有很大关系#微小的逆压梯度并未造成转捩的发生$在中高等雷诺数A +!第#期李!静#等$跨音速自然层流翼型反设计研究图1!+**万雷诺数压力分布比较’()*1!P 01<%I L9@7S %2%\L@1S S 5@1>7S :@7Z5:7%29:+I 7&&7%2_1M 2%&>S 25I Z1@图2!+**万雷诺数气动特性及层流区比较’()*2!P 01<%I L9@7S %2%\91@%>M 29I 7<L1@\%@I 92<192>&9I 729@@137%29:+I 7&&7%2_1M 2%&>S 25I Z1@下#抑制转捩的发生需要更严苛的顺压梯度#阻力发散特性变得更差#在这种情况下#可以考虑采用严苛的弱顺压梯度’短顺压长度和及早的弱激波恢复等设计理念进行设计..%结论本文基于差量采样解V9LLM U e d 的翼型反设计方法#对跨声速自然层流翼型进行了反设计#通过分析设计结果可得到以下结论&#"层流理念设计的跨音速翼型在A**万雷诺数之下#层流区域的维持与激波位置有很大的关系#对顺压区域的要求不太明显#小的逆压梯度并未造成翼型上下表面转捩的发生$马赫数小于*’D"时#气动效率明显优于传统的超临界翼型$马赫数大于等于*’D"时#由于波阻的陡增#降低了层流带来的气动效率的增益#因此若考虑阻力发散特性#需要控制翼型上表面的层流区域#牺牲设计点的气动效率#以带来相对较好的阻力发散特性.)"层流理念设计的跨音速翼型在雷诺数大于A**万时#层流区域的维持对顺压梯度要求变得严苛#微小的逆压梯度会造成翼型上表面转捩的发生#需要对逆压梯度进行更细致的设计#阻力特性随着马赫数的增大变得更差#在这种情况下#需要考虑采用严苛的弱顺压梯度’短顺压长度和及早的弱激波恢复等设计理念进行设计.参考文献!(#)!;P 6_d /GU .G 291@%>M 29I 7<>1S 732I 1:0%>\%@S 5L1@S %27<29:5@9&&9I 729@\&%[97@<@9\:(d ).;:92\%@>&;:92\%@>62781@S 7:M #)**E.())!乔志德.自然层流超临界翼型的设计研究(-).流体力学实验与测量##++A ##)!E "&),X ,*.(,)!/T G (Vf #F G (Vg #Y T =(T #1:9&.;5L1@<@7:7<9&29:5@9&&9I 729@\&%[97@\%7&%L:7I 749:7%2\%@@137%29&97@<@9\:[723>1S 732++**#郑州大学学报!理学版"第"#卷(-).G@1%S L9<1S<712<192>:1<02%&%3M#)*#"#E,&#")X#CE.(E)!黄江涛.飞行器气动外形优化设计方法及应用研究(d).西安&西北工业大学#)*##.(")!?^;;=]a^P/F#H=_b e a^P/;d#U=_/H e_(=.d1S73292>>181&%LI12:%\:01T%2>9-1:(-).-%5@29&%\97@<@9\:#)**"#E)!,"&D""X DCE.(C)!李权#段卓毅#张彦军.民用飞机自然层流机翼研究进展(-).航空工程进展#)*#,#E!E"&,++X E*C.(D)!朱自强#陈迎春#王晓璐#等.现代飞机的空气动力设计(?).北京&国防工业出版社#)*##.(A)!]=V=;]=fU#G]e(;e-.^281S:739:7%2%\2%2B&7219@L@%R1<:7%2\%@U e dZ9S1>@1>5<1>%@>1@I%>1&S\%@91@%>M29I7<S(Y)",+:0G1@%S L9<1;<712<1S?11:72392>=‘07Z7:._12%#($#)**#&+)C.(+)!H6^P T G(T P#d G?e d G_G(?#a^]]Y e gb.G1@%>M29I7<>9:9@1<%2S:@5<:7%292>7281@S1>1S7325S723L@%L1@%@:0%3%29& >1<%I L%S7:7%2(-).G^G G-%5@29&#)**E#E)!A"&#"*"X#"#C.(#*)刘浩#徐敏#叶茂.基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究(-).空气动力学学报#)*#)#,*!E"& ",+X"E".(##)段焰辉#蔡晋生#刘秋洪.基于代理模型方法的翼型优化设计(-).航空学报#)*###,)!E"&C#D X C)D.(#))]G(V P_f_H.G<%@@1&9:7%2Z9S1>:@92S7:7%2I%>1&5S723&%<9&89@79Z&1S%L9@:^^&:1S:<9S1S92>72>5S:@79&9LL&7<9:7%2S(-).-%5@29&%\:5@Z%I9<0721@M#)**C##)A!,"&E),X E,E.(#,)?=(P=_F_#]G(V P_f_H#]^b b^;_.P@92S7:7%2I%>1&&723\%@3121@9&L5@L%S1Y F d<%>1S(-).F&%[:5@Z5&12<192> <%I Z5S:7%2#)**C#DD!#Q E"&)DD X,*,.(#E)b6]F G(H?.62781@S9&L9@9I1:@7<31%I1:@M@1L@1S12:9:7%2I1:0%>(-).-%5@29&%\97@<@9\:#)**A#E"!#"&#E)X#"A.#:Q<B><!<>():9H;N<3B4:>9:(E R4;D B4?V4@(:4B’?9K7(B H9(?]^-723##]^6f92L723##V G 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C>&Y;P$(]F97@\%7&$:@92S7:7%2I%>1&$7281@S1>1S732!责任编辑&方惠敏"。
小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究
小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究苏继川;黄勇;李永红;钟世东;单继祥【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)003【摘要】通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0．6、0．9、1．5三个典型马赫数下的支撑干扰特性，分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰，并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。
研究得到如下结论：马赫数0．6时，远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30％，升力系数约占20％；马赫数0．9、迎角2°时，阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40％，迎角18°时，远场支撑干扰使得涡破裂位置提前；马赫数1．5时，远场支撑干扰可以忽略；基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用，在马赫数0．9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0．02，迎角减小约0．1°，马赫数1．5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。
【总页数】7页(P289-295)【作者】苏继川;黄勇;李永红;钟世东;单继祥【作者单位】中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.小展弦比飞翼标模尾部畸变影响试验研究 [J], 金玲;刘李涛;祝明红;孙传宝;陈陆军2.三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用 [J], 钟世东;李巍;苏继川;李永红;贺中3.小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究 [J], 吴军飞;秦永明;黄湛;魏忠武;贾毅4.小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究 [J], 李鸿岩;王祥云;杨希明;王世红5.细长物体亚、跨、超声速α∞=0°～90°消除支杆干扰的气动力实验方法研究 [J], 陈谟因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
民机跨音速实验洞壁干扰修正方法
民机跨音速实验洞壁干扰修正方法
范召林;崔乃明;恽起麟
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】1994(000)002
【摘要】该洞壁干扰修正方法以实测的洞壁附近的压力分布作为边界条件；要求
来流和洞壁附近的Ｍａｃｈ数都小于１；但允许模型附近出现局部超音速区和激波。
它适用于各种透气壁或实壁实验段。
应用该方法对国外三模型的实验数据进行了洞壁干扰修正计算，修正结果与ＮＡＳＡ非线性洞壁干扰修正方法的结果十分接近或完全吻合。
该方法已用于Ｂ７３７模型在１．２ｍ风洞中实验数据的洞壁干扰修正，其结果显示该方法适用于大展弦比飞机的跨音速风洞
【总页数】1页(P129)
【作者】范召林;崔乃明;恽起麟
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.71
【相关文献】
1.跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究 [J], 范召林;张玉伦;贺中
2.端板法翼型实验的数据处理与洞壁干扰修正方法 [J], 江桂清
3.端板法翼型实验的数据处理与洞壁干扰修正方法 [J], 江桂清
4.跨音速翼型风洞的洞壁干扰研究 [J], 张乃平;陈志敏
5.翼型低速动态测压试验洞壁干扰修正方法研究 [J], 邹宏毅;焦予秦;柳伟兵
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机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值方法
机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值方法
高超;罗时钧
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】1995(013)003
【总页数】3页(P475-477)
【作者】高超;罗时钧
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.跨音速三维操纵面嗡鸣数值方法研究 [J], 史爱明;杨永年;叶正寅
2.跨音速小扰动方法在飞机复杂组合体计算上的应用 [J], 王蝶茜;Hedm.,SG
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5.基于欧拉方程的跨音速翼型和机翼设计方法研究 [J], 陈雅丽
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小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究
小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究李鸿岩;王祥云;杨希明;王世红【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(000)001【摘要】为了满足现代风洞试验精细化要求，提高风洞试验数据精准度，开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。
本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件，通过求解 N-S 方程，模拟试验模型在风洞中的绕流场，建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。
不同于线性修正方法，本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正，结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据，对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。
洞壁干扰修正结果表明，洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势，Ma ＝1．0左右达最大，经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果，与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。
【总页数】7页(P131-137)【作者】李鸿岩;王祥云;杨希明;王世红【作者单位】中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034【正文语种】中文【中图分类】V211.7【相关文献】1.三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用 [J], 钟世东;李巍;苏继川;李永红;贺中2.小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究 [J], 吴军飞;秦永明;黄湛;魏忠武;贾毅3.小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究 [J], 李永红;刘会龙;黄勇;钟世东;苏继川4.翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究 [J], 李永红;黄勇;王义庆;苏继川;钟世东5.小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究 [J], 苏继川;黄勇;钟世东;李永红因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟
多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟邓小龙;解亚军;张理想【摘要】文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17％的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较.结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略；当攻角大于4°时,风洞侧壁边界层对翼型中间剖面的流场影响必须加以控制和修正；并验证了NF-3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型的气动特性.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2012(032)004【总页数】4页(P161-164)【关键词】侧壁边界层;翼型;气动特性;数值模拟【作者】邓小龙;解亚军;张理想【作者单位】西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室,西安710072;西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室,西安710072;中航工业西安飞机工业(集团)有限责任公司,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言在风洞翼型实验中，上下洞壁干扰可以通过工程方法加以修正，但模型与壁面流动的相互耦合作用很难用工程方法加以修正，因此风洞洞壁干扰及其修正是需要解决的主要问题。
Marcos Soares，Nide G C R Fico Jr等应用FLUENT成功地对多段翼型进行了二维和三维的数值模拟，计算了不同迎角和缝宽对翼型末端和侧壁交界处流场的影响[1]。
Marcelo Assato、Roberto M.Girardi等人利用FLUENT软件分析了巴西新建的ITA风洞侧壁边界层对某多段翼型的流场影响情况[2－4];国内西工大对翼型风洞侧壁干扰进行了数值模拟研究，分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素[5]，西工大还对二维翼型实验的侧壁影响进行了研究[6]，结果表明选用合理的抽气方式可得到有效的二维实验结果。
0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟
0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟丛成华;廖达雄;王海锋;陈吉明【摘要】为验证0.6m×0.6m连续式跨声速风洞开槽试验段设计方案和流场指标实现程度,通过数值模拟对试验段高亚声速和低超声速流场特性进行了研究,将全槽与半槽方案进行了对比.计算表明:当前气动设计方案较为合理,试验段均匀区长度、流场偏角能够达到设计要求.在高亚声速条件下,半槽方案更优;通过抽气可以建立低超声速流场,抽气量过大时会降低试验段马赫数均匀区长度,使用全槽方案时试验段对驻室的扰动更小.对再入调节片附近的流场分析表明,开槽附近的流动具有明显的非定常特征.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2013(031)006【总页数】6页(P752-757)【关键词】跨声速风洞;试验段;开槽;流场特性;数值模拟;气动设计【作者】丛成华;廖达雄;王海锋;陈吉明【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所,四川绵阳621000【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下，作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟真实化、测量精细化、试验高参数化和手段综合一体化方向发展，除依靠提高风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须尽快建立高性能大型连续式跨声速风洞。
在跨声速风洞中，试验段被包围在驻室内，与大气隔绝。
试验段壁板采用开槽通气壁，一方面是使试验段入口为声速的气流继续膨胀，得到Ma＞1.0的低超声速流动；在高亚声速试验时还可以避免试验时风洞发生堵塞。
高超音速钝锥边界层中扰动演化的数值研究的开题报告
高超音速钝锥边界层中扰动演化的数值研究的开题报告一、研究背景和意义高超音速飞行是当今航空技术的热点领域，涉及到了航空、宇航、国防等重要领域。
然而，高超音速飞行由于超高速等特殊条件，具有很多限制和困难，其中之一就是边界层扰动引起的影响。
在高超音速钝锥飞行中，边界层扰动的出现会导致钝锥表面的热流和气动力增加，进而影响导弹的控制，甚至导致失控或事故。
因此，研究高超音速飞行中边界层扰动的演化过程具有重要意义，有助于提高高超音速飞行的安全性和效率。
二、研究内容和方法本文研究高超音速钝锥边界层中扰动演化的数值方法，具体研究内容包括：1. 高超音速钝锥飞行边界层扰动的基本特性和形成机理的分析和探讨，建立基本数学模型和物理模型。
2. 对边界层扰动中的不稳定性、能量传输和控制机制进行数值计算和模拟分析，探讨不同条件下边界层扰动的演化过程。
3. 进行边界层流动仿真，分析扰动演化对流场稳定性的影响，探讨有效的流动控制策略。
本文的研究方法主要包括数值模拟方法和实验仿真方法，其中重点应用计算流体力学（CFD）理论、数值分析技术和有限元方法等数学和物理工具，开展高超音速飞行中边界层扰动的数值模拟和实验仿真研究。
三、研究难点和创新点本文研究的难点在于高超音速飞行边界层扰动具有非线性、多场耦合、复杂性强等困难特点，需要运用高级的数值方法进行研究。
同时，高超音速飞行条件下，流场物理性质非常特殊，需要开展详细的实验和仿真研究，探讨流场稳定性和边界层扰动演化的关系。
本文的创新点在于提出针对高超音速钝锥边界层扰动演化的数值计算和实验仿真方法，通过模型验证和实验验证，探讨不同条件下边界层扰动的演化机制和控制策略，为高超音速飞行安全和效率提供有力支持。
四、研究成果和展望本文的研究成果将为高超音速飞行领域的相关研究提供新的思路和方法，推动高超音速飞行领域的技术发展。
未来，可以进一步开展实验验证和数值模拟工作，提高研究的深度和广度，为高超音速飞行中边界层扰动的控制和应用提供更加精确、有效的解决方案。
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＋６ 一ＯＱ ／ ＝
其 中 ， Ｉ为单 元体 体 积 ， ｈｋ ｊ
（） ２
为 流体 流出网格单 元 的无 粘净通 量 ，６ ， 为 流体流 ｒ－
出 网格单元 的有 粘净 通量 ， Ｑ Ｄ 为人 工粘性 项 。
对于常微分方程 （ ） ２ 式采用五步 Ｒ ｎｅ Ｋ ｔ 方法进行求解。为了加速收敛过程尽 ｕ ｇ — ｕａ ｔ
采 用 的离 散 方法 为 Ｊｍ ｓｎ中心有 限体积 法 …，流 体 守恒 量 Ｑ定 义在 每个 格子 中 ａ ｅｏ 心 。对 每一个 单元 体应 用 （ ） ， １式 由于 中心差 分本 身不具 有耗散 性 ， 需要加 人人 工粘性项 提 供耗散 性能 和消 除数 值解 振荡 ， 因此 得到 如下 的常微分 方程 ：
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８
跨 音速 翼型 试验 侧壁干 扰数值模 拟研究
第 １ 期
图 １ 模 型 及 侧 壁 的表 面网 格不 意 图
自由流马赫数 Ｍ ＝０ ８ 弦 长雷诺 数 Ｒ ＝７ １ ０，迎角 ＝１Ｏ ．， ｅ ． １ Ｘ ． １０上游 Ｈ网格 沿 流 ０ 向 、风 洞高度 方 向和展 向 网格单 元数 目为 ３ Ｏ ０ ；模 型 区 ｃ—Ｈ网格 计算采 用 的 ０Ｘ１１ １０ Ｘ 流 向 、 向和展 向网格 单元 数 目为 ２７Ｘ６ ０ 流 向有 １９个 网格 单元在 物 面上 ； 法 ５ ０Ｘ１ ， Ｏ ９ 下游
７
＿ ｐ ｐ Ｊ＋ ｖ ｕ 【 ｗ ｐ ｕ ２
ｐｗ２ ＋ｐ
ｗ
Ｏ
ｔ Ｈ
Ｏ
ｔ ｘ， ） ｔ ｔ 翠
Ｏ
ｔ ｔ
Ｉ ｔ ｘ ＝ ｙ
ｔ “
性
ｆ
ｚｚ
（ｘ （ｙ （ｚ ｐ ｐ ｐ
各物理 量 的含 义在此 省 略。
１ ２ 空间离散 ．
Ｈ 网格 沿流 向 、 洞高 度方 向 和展 向网格单 元数 目为 ３ １ ９Ｘ１ ０ 风 ０Ｘ １ ０ 。
沿展向中间截面的压 力分布和实验压力分布比较如图 ２ ，其 中计算得到的上下壁干
征量 ， 在直 角坐标 系 中无 量纲化 的 Ｎ ｖ ｒ ｔ ｅ 方 程的积 分形 式可 写成 ： ａ ｉ —Ｓｏ ｓ ｅ ｋ
ａ
＋
Ｓ
‘
惫
㈩
其中，
ｐ
ｐｕ
Ｑ＝ ｏｒ
， ，
ｏｗ
ｐＥ
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第１ 期
跨音速翼型试验侧壁干扰数值模拟研究
１ ３ 边界 条件 和 网格 ．
由模 型 中心边界 层 厚度计 算 出模型 的远前 方应 该取 的距离 ［ 】 ３ ，作 为风洞 的虚拟入 口边 界 ，按 照边界 法 向上 的一维 流 Ｒｅ ａｎ不 变量处理 。模 型 和侧壁表 面按 照无 滑移条 ｉ ｎ ｍ 件处 理 ，风洞 出 口取 到一定距 离满 足 流动充分 发展 的条 件 ，调节 出 口压 力值 满足 入 口马 赫敛 ， 其余 变量从 场 内插值 得 到 。
快 得 到定 常解 ， 文采 用 了当地 时 间步长 、 本 隐式 残 值光顺 等加 速收敛 措施 。 在计 算 湍流粘 性 系数 的时候 ， 从机 翼表 面和侧 壁分别 应用 Ｂｌｗｎ— ｏ ｘ 型计算 ａ ｉ Ｌｍａ 模 ｄ 湍 流粘性 系数 ， 然后 采用 加权 平均 得到 综合湍 流粘性 系数 ［】 ２。
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第２ 第 １ ５卷 期 ２０ ０ ７年 ３月
气 动 研 究 与 实 验
ＡＥ ＲＯＤＹＮ ＡＭＩ Ｓ Ｃ ＲＥ ＥＡＲ ＣＨ ＆ Ｅ Ｅ ＭＥ Ｔ ＸＰ ＲＩ Ｎ
Ｖｏ． ５， ．１ １ ２ Ｎｏ
Ｍａ．２ ０ ｒ ０７ ，
跨音速翼型试验侧壁干扰数值模拟研究
李艳亮 董 军 杨希明
（ １ ０３ ） 沈阳 １ ０ ４
摘 要 采 用分 区 网格技 术 ， 数值模 拟 Ｎ Ｃ ０ １ Ａ Ａ ０ ２翼型在 二 维风 洞 中的侧壁 干扰 特
性 。控 制 方 程 采 用 全场 三 雏 可 压 、 雷诺 平 均 的 Ｎ ｖ ｒ ｔｋ ｓ方程 ； 计 算格 式采 用 ａ ｉ —Ｓｏ ｅ ｅ
采用分区网格技术， 模型区采用 ｃ— Ｈ网格， 上游和下游采用 Ｈ型网格结构， 对模型 表面 和风洞 四壁表 面 进行 了加 密 ， 图 １ 如 。
２ 二维风洞的流场特性
以 日本 国家航 空实 验 室的 Ｎ Ｌ 音速 翼型 风洞 为算例 【】 考察 二维 风洞 的流场特 Ａ 跨 ４， 性。 实验 模型 为小展 弦 比 的 Ｎ Ｃ ０ １ 型 ， Ａ Ａ ０２翼 弦长 ２０ ｍ， 弦 比 Ａ＝１２ 流动条件 为 ５ｍ 展 ． 。
引 言
在 二维翼 型 试验 中模 型支撑 于两侧 壁 ，风 洞四壁 的存在 会对翼 要体现在管道的收缩效应上 ， 这方面的修正研究已经 日趋 完 善。而侧 壁 的干扰 主要是 由于侧壁 边界层 的存在会 产 生一定 程度 的横 向扩散 效应 以及在激波存在时导致的洞壁边界层的提前分离等，其复杂性远远超过前者，因此侧壁
干扰 问题 一直 未能很 好 的解决 。本 文通 过数值模 拟展现 二维 风洞 的流 场特性 ，分析 了各
参数对模型流动的展 向均匀性的影响。
１ 计算方法
１ １ 控 制方 程 ．
以 自由来流 音速 Ｃ 、 度 Ｐ 温度 、 密 、 粘性 系数 和机 翼的平 均气 动弦 长 ￡为特
Ｊ ｍｅ ｏ ａ ｓ ｎ中心 有 限 体 积 、 多步 Ｒ ｎ ｅ—Ｋ ｔ ｕｇ ｕ ａ时 间步 长格 式进 行 求 解 ；湍 流模 型采 用 ｔ
Ｂ ｌ ｎ—Ｌ ｍａ ａｄ ｗｉ ｏ ｘ模 型 。通过 分析 不 同迎 角、 马赫数 和展 弦 比情 况 下的流动 状 态 ， 映 了 反
由于侧壁 干扰 而产 生的二 维风 洞流 场 的三维性 。 关键词 二 维风 洞 数值模 拟 侧壁 干扰 流动显 示