中国空气动力研究与发展中心低速所风工程研究新进展

简要介绍了最近4年以来中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所在桥梁和建(构)筑物空气动力学、车辆空气动力学、大气边界层模拟和环境流体力学等风工程领域的主要研究成果和风洞试验技术。

X-37B的发展现状及空气动力技术综述

X-37B的研制和试验国内外一直高度关注。X-37B作为跨大气层飞行器,从空气动力技术角度分析其研究工作很有意义。介绍了X-37B的发展历程,分析了战略用途,并重点介绍了涉及的一些关键气动技术,如气动布局设计优化、气动舵面/RCS/OMS复合控制设计、热防护技术、气动辅助变轨技术等,对其利用三大手段开展的研究工作也作了简要介绍,最后简要总结了X-37B研制过程中的一些经验教训。

数据融合技术在空气动力学研究中的应用

气动力数据通常通过风洞试验、数值计算和飞行试验三种途径获得,三者各有优缺点,为了得到更加完善准确的气动数据,可采用数据融合技术对不同来源的数据进行深加工和利用。针对数据融合技术在空气动力学中的应用进行讨论和探索,首先介绍了数据融合技术在空气动力学中的应用背景、发展现状及数据融合的基本思想,此后综合提出了建立气动数据融合准则的基本思路和两种具有应用价值的融合算法:基于不确定度的数据融合方法和基于气动力建模的数据融合方法,并给出了部分研究应用结果。最后,文章对气动数据融合技术在气动领域的应用前景进行了展望。研究发现,采用数据融合技术后,可以进一步提高气动数据的完整性和准确性,但由于气动数据融合工作不仅需要进行算法研究,同时还需要工作人员的大量经验,融合结果包含较多的人为因素,因此具体采用何种融合方法要根据具体情况而定。

现代战斗机非定常空气动力学及其风洞实验研究

良好的过失速机动飞行能力是现代战斗机的主要性能指标之一。本文描述了现代战斗机大迎角过失速机动飞行中存在的典型非定常气动现象、目前的研究水平和发展趋势；介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所在该领域的研究现状，存在的不足以及下一步的重点研究方向。

高速列车空气动力学特性的风洞试验研究

通过对2种头型高速列车1∶8模型在8m×6m风洞开展的试验,比较了2种头型高速列车的气动特性,并进行了头车大侧风安全性的试验研究。结果表明,优化头型高速列车的气动阻力明显小于原型车的气动阻力,优化头型的3车编组列车的全车气动阻力比原型车约小3.7%;优化头型列车的纵向气动特性比原型车略差;2种头型的横向气动特性差异很小。

国外航空发动机空气动力学研究概况

在航空发动机研制过程中,会遇到一系列空气动力学问题,尤其是压气机、燃烧室、涡轮等重要部件的研究,需掌握复杂的空气动力学流动机理与物理现象。对此,国外进行了大量研究。本文综述了国外主要航空大国在航空发动机空气动力学研究方面的基本情况,主要包括研究机构设置、主要研究工作及重要研究设备。最后,结合国内的研究现状,为我国开展航空发动机空气动力学研究提出几点建议。

飞行器空气动力特性的综合评估方法研究

空气动力评估是对飞行器进行全过程、全系统试验与鉴定的重要内容。依据层次分析原理,可分层、分类对飞行器的空气动力特性进行综合评估。采用专家调查法,获得专家个体对评估因素、评估因素的权重、以及评估结果等级与档次的意见;采用综合评估方法综合各专家个体的意见,获得对飞行器空气动力特性综合评估的定性结论和定量结果。

空气动力学标准体系研究初探

标准体系建设对规范行业发展和提升工程产品质量具有重要意义。文章简要分析研究了欧、美空气动力学标准体系,介绍了我国空气动力标准发展现状,提出了构建我国空气动力学标准体系的初步设想。

覆冰导线的气动力系数预测方法研究与特性分析

为解决风洞试验成本高与耗时长的问题,提出了一种基于机器学习预测气动力系数的研究方法.首先利用风洞试验获得不同参数下的覆冰导线气动力系数,然后通过机器学习构建模型预测了新月形覆冰导线在不同冰厚与风速下的气动力参数,所得各覆冰导线气动力系数随风攻角变化曲线与由风洞试验所得结果规律一致.基于机器学习和风洞试验所得气动系数确定的Den Hartog与Nigol系数随风攻角的变化结果相吻合,表明了机器学习预测方法的可行性.

飞机大攻角空间机动气动力建模研究

准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。

涡轮动力模拟器甩油盘热流模型与流场特性研究

甩油盘作为涡轮动力模拟器(TPS)的重要零件,能有效地促进模拟器内循环系统润滑油的回流,提高轴承的润滑性并降低系统温升,为整机安全可靠运行提供了基础性保障。为了解决TPS内循环系统润滑油的回流问题,对TPS甩油盘及其内部循环流道进行了研究。首先,确定了涡轮动力模拟器轴承发热量及散热系数随转速的变化、甩油盘内部流体控制方程和边界条件;然后,构建了一类TPS甩油盘及其内部循环流道的完整内循环热流模型,并对比了轴承处温度仿真结果与实验结果以确保模型的合理性;最后,数值仿真得到了不同转速下内部循环流道的温度场、压力场和速度场。研究结果表明:转速增加能显著引发系统内最高温度上升,甩油盘作用下的内循环流场温度变化较为平稳,典型工况条件下仿真与实验得到的最高温度相对误差最大为12.3%,表明了热流模型的合理性。研究结果对于指导TPS甩油盘结构设计和提高整机运行安全稳定性具有重要的价值。

基于数学模型的气动力数据融合研究

气动力误差来源复杂,气动力真值通常未知,气动力误差传递数学模型的建立非常困难,因此直接将信息融合技术应用于气动力数据融合目前还不可行。迄今为止,未见气动力数据融合的公开报道。本文首次提出了基于数学模型的气动力数据融合准则和方法。首先建立反映气动数据变化规律的数学模型,然后基于气动力数学模型,根据无论计算数据、风洞实验数据、还是飞行试验数据都必须满足气动力变化规律的原则,以气动力数据满足气动力变化规律的程度为依据,建立气动力数据融合准则和融合方法。算例表明,所建立的融合准则和方法是可行的。

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特性的数值计算方法和计算结果。为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应 ,求解了粘性三维Navier Stokes方程。为了正确模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离 ,采用了反映涡流特性的新类型的两方程湍流模型。

低速大迎角气动力快速计算新方法及工程应用研究

以势流理论为基础,采用工程方法并参考试验结果确定分离涡的起始分离位置,用不可压流涡段所产生扰动流场的线性迭加,计算涡分离流动流场。单独翼面、组合翼面标模和FC-1飞机计算结果与实验结果的对比表明,在失速迎角范围内,本文方法是一种有效的低速大迎角气动特性快速计算方法。

飞行器非定常气动力试验与建模研究

介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为20°、35°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为0～0.06,滚转振荡的减缩频率为0～0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

飞行器亚跨超声速流气动力并行计算研究

隐格式并行求解是计算流体力学并行算法研究的难点 ,本文针对分布式存储并行处理系统 ,在异构编程PVM环境下 ,采用“局部隐”方法 ,使用发送 /接收数据结构和自动剖分等技术 ,有效地实现了对飞行器亚跨超声速流气动力数值模拟串行程序的并行化改造 ,保证了并行计算结果与串行结果的一致性。该方法具有简单实用。

1997年～2006年《空气动力学学报》载文统计分析

以《空气动力学学报》1997年至2006年十年内的41期作为统计样本,对载文的数量、内容、作者群以及引文情况进行了统计分析。从中得到了《学报》载文量逐年增大,载文质量逐步提高,第一作者分布面集中在科研院所和高校,以及核心作者群已形成等信息,为学报的进一步发展提供有益参考。

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。

弹性支撑覆冰导线气动力特性风洞试验研究

通过风洞试验的方法研究了新月形和D形覆冰导线的静态气动力系数在不同风速、不同攻角和不同弹性支撑刚度下的变化规律。试验模型采用实际导线加工而成,具有实际导线的粗糙表面。试验结果表明:覆冰形状是影响覆冰导线气动力特性的关键因素;对于新月形覆冰导线,当弹性支撑刚度最小时,在0°攻角附近高风速导致的初始扭转位移使导线的气动力系数曲线与低风速时有较大的差异。另外,风速的变化对新月形覆冰导线气动力系数的影响较大,这种影响随弹性支撑刚度的增大逐渐减小;对于D形覆冰导线,风速对导线气动力系数的影响主要体现在阻力系数的变化,这种影响随弹性支撑刚度的增加而增大。随着弹性支撑刚度的增大,新月形覆冰导线的升力和力矩系数曲线在攻角为0°~15°范围内形成明显的突峰现象,D形覆冰导线的升力和力矩系数最大值对应的攻角位置出现了向后推移现象。

对《空气动力学学报》的希望

编辑部多次邀请,希望我们谈谈航空航天空气动力学的形势及对《空气动力学学报》的希望,盛情难却,特写如下短文,仅供参考。数值模拟、地面实验、飞行实验三者的发展和结合,是空气动力学发展的必然趋势。它使得飞行器的研制达到欣欣向荣的局面。例如飞行器研制完成的周期大大缩短;在研方面,新型飞机、机动飞机、高超声速载人和机动飞行器,其性能都有很大提高;在预研方面,