文 章 导 读

文 章 导 读

为研究尾支撑和腹支撑的干扰特性，进行了0°、5°、15°、30°假尾支撑与叶片腹支撑／垂尾支撑的组合试验。采用0°尾支撑与假叶片腹支撑的组合试验获得叶片腹支撑的干扰特性。研究得到：0°／5°尾支撑与前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果一致性较好，表明0°／5°尾支撑作为主支撑、前位叶片腹支撑作为辅助支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统；由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干扰，选择大偏度（例如30°）尾支撑作为主支撑进行运输类飞机高速风洞试验是不合适的。

基于多输出高斯过程的超临界翼型优化（728-732，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0059）吴宽展，刘学军，吕宏强

基于多输出高斯过程（MOGP）回归模型和模拟退火算法相结合的思路提出了一种翼型优化方法。采用拉丁超立方抽样方法在设计空间内构造一系列样本点，优化设计采用CST参数化方法对翼型的几何外形进行参数化表示。通过CFD计算得到其响应值来建立初始的MOGP代理模型。以阻力最小化为设计目标，考虑面积、升力等约束条件。通过单点优化和多点优化试验表明，该翼型优化设计方法达到了优化设计目的，同时也说明基于MOGP模型的优化设计方法在气动优化设计中的应用是可行的。

BLU-SGS方法在WCNS高阶精度格式上的数值分析（733-739，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0061）王光学，张玉伦，王运涛，李松，孟德虹，李伟

应用多块对接结构网格技术，基于雷诺平均的N-S方程（RANS）和五阶空间离散精度的显式加权紧致非线性格式（WCNS-E），针对NLR7301两段翼型和Trap Wing梯形翼两个低速算例，重点研究了BLU-SGS迭代方法应用于WCNS-E高阶精度格式上的收敛效率问题。通过与LU-SGS迭代方法收敛效率和计算结果的比较，研究表明：BLU-SGS迭代方法的收敛效率明显优于LU-SGS迭代方法；对于收敛的流场，BLU-SGS迭代方法的计算结果与LU-SGS方法的结果基本相同。

等离子体控制下前体分离涡的研究（740-746，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0053）王健磊，孟宣市，李华星，刘锋，罗时钧

在半顶角为10°的圆锥前体尖端附近布置介质阻挡放电等离子体激励器，采用正弦高压电源进行等离子体定常激励。实验迎角为45°，基于圆锥前体底面直径的雷诺数为5×104。通过分析截面压力分布和空间流场的PIV结果，给出了侧向力、涡核中心位置、轴向涡量、涡核半径、次涡核半径、旋涡最大切向速度、环量等参数随等离子体激励的变化特性。结果表明：在等离子体的作用下，同侧的分离剪切层及其卷起的涡向外移动，同时另一侧的向着靠近模型的方向移动；激励器的作用使左舷侧涡心位置偏离次涡核的几何中心，且增大了双侧的涡核和次涡核的尺寸。

适于旋翼CFD模拟的高效预定边界运动嵌套网格方法（747-756，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0057）李鹏，招启军，王博

综合新的预定边界嵌套策略、“逆向边界”和“Local Direct-Map”（LDP）技术，建立了预定边界嵌套网格方法。“逆向边界”通过动态调整边界，克服了透视图方法较难避开流动非线性区的缺点；LDP方法解决了基于Inverse-map透视图的嵌套方法中分辨率与计算效率矛盾的问题。分析相同嵌套网格的洞边界得出，预定边界嵌套方法保持了高鲁棒性且嵌套效率提高了16.7倍。然后，基于可压雷诺平均N-S方程数值模拟方法对C-T旋翼和UH-60A旋翼进行了数值分析。模拟结果表明预定边界嵌套网格方法能够有效地用于旋翼非定常流场和气动特性的模拟分析。

低雷诺数下翼型分离流动抽吸控制优化（757-764，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0063）张旺龙，谭俊杰，陈志华，任登凤

为获得不同目标下最优抽吸控制参数，开展分离流动抽吸控制的优化研究。基于RBF神经网络与遗传算法，发展了求解单目标和Pareto多目标问题的优化平台。针对NACA0012翼型表面分离流动，在其上表面设计了局部多孔分布式抽吸结构，将径向基函数（RBF）神经网络作为CFD计算的代理模型，以减小计算量；采用遗传算法开展了单目标和Pareto多目标优化。优化结果表明：该优化设计平台具有良好的收敛性和准确度；以升阻比为单目标的优化使升阻比最大增加了2.4倍；Pareto多目标优化设计获得了分布均匀的、令人满意的Pareto解集，为设计者提供了一个可选的有效解数据库。

ALE方法中一种新的二阶保界守恒重映算法（765-771，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0078）李珍珍，蔚喜军，贾祖朋，安娜，黄朝宝

为解决拉格朗日格式求解时，计算网格随时间的推进产生扭曲变形的问题，需在网格变形较大时进行网格重分和物理量重映。针对间断有限元方法求解流体力学问题的二阶拉格朗日格式，给出了一种守恒重映算法。该重映算法包括两步：第一步是用已有重映方法计算新网格上的单元平均值，并用相应修补算法对单元平均值进行调整；第二步是由已得到的新单元平均值重构出新网格上分片一次多项式，再使用Van Leer限制器对新网格上的梯度进行限制。最后，数值算例验证了该重映算法的保界性和二阶收敛性。

基于钝头球体绕流速度的大气参数估计（772-779，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0069）钱立林，陶建武，杨越明，虞飞

提出了一种基于气流绕钝头球体速度模型的新型大气参数估计方法，主要解决大气参数中的攻角、侧滑角、自由流速度的求解问题。首先，根据势流模型推导了可压缩流下的速度模型，利用气体热力学公式和可压缩性系数对模型进行了校正。其次，通过传感器策略组合，推导了基于气流速度值进行大气参数的求解公式。最后，利用Fluent软件仿真数据对各公式进行了验证。结果表明：基于气流速度值的大气参数估计方法是可行的，该方法能够实现较大的攻角和速度的测量并且明显提高大气参数估计的实时性。

三分支管接头可压缩流压力损失的试验研究（780-786，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0039）汪文辉，陆振华，邓康耀，刘胜

以三分支管接头可压缩流动损失研究为背景，对分支夹角为45°、相对面积为1和1.56的三分支管接头在汇合流时的流动进行定常流试验研究。结果表明：相比于接头处的压力损失，管壁摩擦的影响较小；汇合流时两个入流管端的静压几乎相等，出流端压力总是小于入流端压力，且随着气流马赫数的增大，压差越大；流动参数对压力损失的影响表现为，随着支管和总管流量比的增大，总压损失系数先增大后减小，但峰值点的位置随工况参数的不同而变化；出流端马赫数也影响压力损失的大小，当马赫数增大到0.59时，总压损失系数大幅度增加。

多分裂子导线气动力系数风洞试验研究（787-792，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0056）楼文娟，李天昊，吕中宾，卢明

为研究多分裂子导线气动力系数随雷诺数和风向角的变化规律，设计制作了模拟真实导线表面粗糙度的二、四、八分裂导线的刚性模型，进行了不同风速和风向角下的高频测力风洞试验，并与国内外已有结果进行比较。结果表明：雷诺数对多分裂子导线阻力系数的影响和单导线是不同的；尽管随着湍流度的提高，遮挡效应对阻力系数的影响被削弱，尾流处子导线阻力系数有所增大，但遮挡效应依然明显，子导线尾流干扰对阻力系数的影响不可忽视，建议规范在考虑遮挡效应后增加对子导线阻力系数的规定。

圆盘表面出气环境散射返回流TPMC模拟（793-798，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0077）靳旭红，黄飞，程晓丽，王强

针对航天器工作中的返回流污染问题，利用试验粒子Monte Carlo方法对圆盘表面出气分子形成的环境散射返回流进行数值模拟。结果表明：返回通量比随圆盘表面半径、来流气体速度、来流气体分子数密度的增加呈线性增大；随出气分子质量、来流气体攻角的增加而先增大后减小；随出气表面温度的增加而减小并渐趋于稳定，随来流气体分子质量的增加而增大并渐趋于稳定，随来流气体温度的增加而增大。同时，采用分子动理学的观点，分析了这些因素影响返回通量比的物理机制。

两电极等离子体合成射流性能及出口构型影响仿真研究（799-805，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0037）周岩，刘冰，王林，罗振兵，夏智勋

通过在N-S方程中加入能量源项来模拟气体焦耳加热过程，进行了两电极等离子体合成射流的唯象模拟。提出将等离子体合成射流对外界流场的动能和热能注入分别作为表征射流“冲击效应”和“热效应”的参数。研究表明，在单次放电条件下射流建立的自维持振荡过程中，射流动能和热能主要集中于主射流阶段且射流的“冲击效应”相比“热效应”衰减更快，在一个大气压下两电极激励器总的能量转化效率约为2.3%。出口构型对射流的影响研究表明，收缩孔结构可以有效提高射流速度，但将导致射流动量及饱和频率的降低。

多段翼型非定常地面效应数值模拟（806-811，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0048）朱一西，陆志良，郭同庆

针对着陆过程中翼型大位移运动问题，提出尽量保持翼型周围和尾迹区域网格随翼型做刚体运动的动网格策略，并采用一种简单的网格重构方法以保证计算过程中的整体网格质量。进一步建立多段翼型非定常地面效应N-S方程计算方法，对起降过程中多段翼型考虑非定常地面效应进行数值模拟。GAW-（1）两段翼型非定常和下降速度折合迎角加至翼型的准定常计算比较表明：多段翼型升力均随离地高度减小而降低，而非定常地面效应的影响随着离地高度的减小先小于准定常地面效应，而后有所增大。

自然层流机翼气动外形优化研究（812-817，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0054）马晓永，张彦军，段卓毅，郭洪涛，李权

采用全速势方程、序列二次规划优化算法及自适应笛卡尔网格技术，用两种不同的参数化建模方法，类函数／型函数变换和非均匀有理B样条方法，在升力、俯仰力矩和翼型最大厚度约束条件下，对某自然层流机翼进行了多点优化设计。优化结果表明：对于文中自然层流机翼算例，NURBS的优化效果更好；在CL＝0.45（M：0.755）状态下，优化后上翼面转捩位置明显后移，层流区域变广，总阻力减小了4.5%；采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率，具有较强的工程实用能力。

单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验研究（818-822，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0052）陈劲松，曾玲芳，胡小伟，范虹

围绕捆绑式运载火箭发射噪声问题，研制了一种相对简化的单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验系统，试验研究表明：受发射平台结构扰动效应影响，空间高度方向发射喷流噪声变化规律不同于自由喷流噪声变化规律，但相关测点噪声声压级随时间变化存在一致性；发射喷流噪声频谱存在宽频特性，同时存在突出倍谐频啸叫特征或突出单基频啸叫特征。在喷流流场研究中发现：喷流噪声声压时域变化规律与发动机工作压力、喷流流场压力时域变化规律存在相似性。

等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究（823-827，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0055）于金革，牛中国，梁华，管佳明，胡秋琦

在30m／s、40m／s风速条件下，在飞翼布局模型上布置纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器，通过风洞测力试验，研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置变化对飞翼布局模型增升减阻的效果影响。研究表明：与激励电压和激励电极数目相比，激励位置对流动控制的效果有决定性的影响，同时相对于其他控制位置，等离子体激励抑制模型翼面前缘涡分离效果明显；在一定试验条件下，施加等离子体气动激励后，最大升力系数由0.97增大到1.1，增大13.2%，失速迎角由17.4增大到21.4，推迟了4°，阻力系数最大减小量达到24.6%。

高速下集束薄片初始分离过程仿真研究（828-834，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0076）王政伟，王浩，阮文俊，宁惠君，王金龙，王鹏新

为研究诸如美国MJU-50B型面源式干扰弹抛撒出的干扰薄片串在高速气流中的初始分离过程，建立了薄片刚体运动模型，薄片间的碰撞判定及碰撞模型，并耦合流体计算方程，数值模拟了多个薄片的初始分离过程。数值研究结果表明：集束薄片分离初期碰撞频繁，扰乱了薄片的一致性运动，加速了薄片分离过程，但是薄片的分离次序主要受薄片间的多体干扰影响，验证了动态抛撒试验过程中出现的薄片次序分离特性，为大数量薄片云团的分离散布仿真模型的建立提供了理论依据。

尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响（834-842，doi：10.7638／kqdlxxb-2015.0021）韩中合，贾亚雷，李恒凡，朱霄珣，董帅

分别以S809翼型与DU翼型为研究对象，设计了6种襟翼长度的襟翼模型，采用计算流体力学软件Fluent 14.0中k-ω二方程湍流模型，对各襟翼模型进行不同攻角下的气动性能计算，对翼型边界附近流场及压力系数等进行了分析比较。通过对计算结果的分析，得到了不同襟翼长度对翼型的气动性能的影响规律：襟翼长度不仅对襟翼附近的流场产生影响，对整个翼型的流场都有较大影响；带襟翼模型升力系数比无襟翼模型大大提高，且随着襟翼长度增加，升力系数逐渐增大；带襟翼模型阻力系数比无襟翼模型大，且随襟翼长度增大而增大；带襟翼模型升阻比在一定范围内比无襟翼模型大。

机模型高速风洞试验支撑形式及支撑干扰研究（721-727，

10.7638／kqdlxxb-2014.0064）杨贤文，刘昕