文 章 導 讀

文 章 導 讀

為研究尾支撐和腹支撐的干擾特性，進行了0°、5°、15°、30°假尾支撐與葉片腹支撐／垂尾支撐的組合試驗。采用0°尾支撐與假葉片腹支撐的組合試驗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結果一致性較好，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輸類飛機高速風洞試驗較好的一種支撐系統；由于很難準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行運輸類飛機高速風洞試驗是不合適的。

基于多輸出高斯過程的超臨界翼型優化（728-732，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0059）吳寬展，劉學軍，呂宏強

基于多輸出高斯過程（MOGP）回歸模型和模擬退火算法相結合的思路提出了一種翼型優化方法。采用拉丁超立方抽樣方法在設計空間內構造一系列樣本點，優化設計采用CST參數化方法對翼型的幾何外形進行參數化表示。通過CFD計算得到其響應值來建立初始的MOGP代理模型。以阻力最小化為設計目標，考慮面積、升力等約束條件。通過單點優化和多點優化試驗表明，該翼型優化設計方法達到了優化設計目的，同時也說明基于MOGP模型的優化設計方法在氣動優化設計中的應用是可行的。

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

應用多塊對接結構網格技術，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緊致非線性格式（WCNS-E），針對NLR7301兩段翼型和Trap Wing梯形翼兩個低速算例，重點研究了BLU-SGS迭代方法應用于WCNS-E高階精度格式上的收斂效率問題。通過與LU-SGS迭代方法收斂效率和計算結果的比較，研究表明：BLU-SGS迭代方法的收斂效率明顯優于LU-SGS迭代方法；對于收斂的流場，BLU-SGS迭代方法的計算結果與LU-SGS方法的結果基本相同。

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，羅時鈞

在半頂角為10°的圓錐前體尖端附近布置介質阻擋放電等離子體激勵器，采用正弦高壓電源進行等離子體定常激勵。實驗迎角為45°，基于圓錐前體底面直徑的雷諾數為5×104。通過分析截面壓力分布和空間流場的PIV結果，給出了側向力、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、環量等參數隨等離子體激勵的變化特性。結果表明：在等離子體的作用下，同側的分離剪切層及其卷起的渦向外移動，同時另一側的向著靠近模型的方向移動；激勵器的作用使左舷側渦心位置偏離次渦核的幾何中心，且增大了雙側的渦核和次渦核的尺寸。

適于旋翼CFD模擬的高效預定邊界運動嵌套網格方法（747-756，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0057）李鵬，招啟軍，王博

綜合新的預定邊界嵌套策略、“逆向邊界”和“Local Direct-Map”（LDP）技術，建立了預定邊界嵌套網格方法。“逆向邊界”通過動態調整邊界，克服了透視圖方法較難避開流動非線性區的缺點；LDP方法解決了基于Inverse-map透視圖的嵌套方法中分辨率與計算效率矛盾的問題。分析相同嵌套網格的洞邊界得出，預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方程數值模擬方法對C-T旋翼和UH-60A旋翼進行了數值分析。模擬結果表明預定邊界嵌套網格方法能夠有效地用于旋翼非定常流場和氣動特性的模擬分析。

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

為獲得不同目標下最優抽吸控制參數，開展分離流動抽吸控制的優化研究。基于RBF神經網絡與遺傳算法，發展了求解單目標和Pareto多目標問題的優化平臺。針對NACA0012翼型表面分離流動，在其上表面設計了局部多孔分布式抽吸結構，將徑向基函數（RBF）神經網絡作為CFD計算的代理模型，以減小計算量；采用遺傳算法開展了單目標和Pareto多目標優化。優化結果表明：該優化設計平臺具有良好的收斂性和準確度；以升阻比為單目標的優化使升阻比最大增加了2.4倍；Pareto多目標優化設計獲得了分布均勻的、令人滿意的Pareto解集，為設計者提供了一個可選的有效解數據庫。

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，計算網格隨時間的推進產生扭曲變形的問題，需在網格變形較大時進行網格重分和物理量重映。針對間斷有限元方法求解流體力學問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算新網格上的單元平均值，并用相應修補算法對單元平均值進行調整；第二步是由已得到的新單元平均值重構出新網格上分片一次多項式，再使用Van Leer限制器對新網格上的梯度進行限制。最后，數值算例驗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估計（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估計方法，主要解決大氣參數中的攻角、側滑角、自由流速度的求解問題。首先，根據勢流模型推導了可壓縮流下的速度模型，利用氣體熱力學公式和可壓縮性系數對模型進行了校正。其次，通過傳感器策略組合，推導了基于氣流速度值進行大氣參數的求解公式。最后，利用Fluent軟件仿真數據對各公式進行了驗證。結果表明：基于氣流速度值的大氣參數估計方法是可行的，該方法能夠實現較大的攻角和速度的測量并且明顯提高大氣參數估計的實時性。

三分支管接頭可壓縮流壓力損失的試驗研究（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損失研究為背景，對分支夾角為45°、相對面積為1和1.56的三分支管接頭在匯合流時的流動進行定常流試驗研究。結果表明：相比于接頭處的壓力損失，管壁摩擦的影響較小；匯合流時兩個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，且隨著氣流馬赫數的增大，壓差越大；流動參數對壓力損失的影響表現為，隨著支管和總管流量比的增大，總壓損失系數先增大后減小，但峰值點的位置隨工況參數的不同而變化；出流端馬赫數也影響壓力損失的大小，當馬赫數增大到0.59時，總壓損失系數大幅度增加。

多分裂子導線氣動力系數風洞試驗研究（787-792，doi：10.7638／kqdlxxb-2014.0056）樓文娟，李天昊，呂中賓，盧明

為研究多分裂子導線氣動力系數隨雷諾數和風向角的變化規律，設計制作了模擬真實導線表面粗糙度的二、四、八分裂導線的剛性模型，進行了不同風速和風向角下的高頻測力風洞試驗，并與國內外已有結果進行比較。結果表明：雷諾數對多分裂子導線阻力系數的影響和單導線是不同的；盡管隨著湍流度的提高，遮擋效應對阻力系數的影響被削弱，尾流處子導線阻力系數有所增大，但遮擋效應依然明顯，子導線尾流干擾對阻力系數的影響不可忽視，建議規范在考慮遮擋效應后增加對子導線阻力系數的規定。

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

針對航天器工作中的返回流污染問題，利用試驗粒子Monte Carlo方法對圓盤表面出氣分子形成的環境散射返回流進行數值模擬。結果表明：返回通量比隨圓盤表面半徑、來流氣體速度、來流氣體分子數密度的增加呈線性增大；隨出氣分子質量、來流氣體攻角的增加而先增大后減小；隨出氣表面溫度的增加而減小并漸趨于穩定，隨來流氣體分子質量的增加而增大并漸趨于穩定，隨來流氣體溫度的增加而增大。同時，采用分子動理學的觀點，分析了這些因素影響返回通量比的物理機制。

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

通過在N-S方程中加入能量源項來模擬氣體焦耳加熱過程，進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外界流場的動能和熱能注入分別作為表征射流“沖擊效應”和“熱效應”的參數。研究表明，在單次放電條件下射流建立的自維持振蕩過程中，射流動能和熱能主要集中于主射流階段且射流的“沖擊效應”相比“熱效應”衰減更快，在一個大氣壓下兩電極激勵器總的能量轉化效率約為2.3%。出口構型對射流的影響研究表明，收縮孔結構可以有效提高射流速度，但將導致射流動量及飽和頻率的降低。

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

針對著陸過程中翼型大位移運動問題，提出盡量保持翼型周圍和尾跡區域網格隨翼型做剛體運動的動網格策略，并采用一種簡單的網格重構方法以保證計算過程中的整體網格質量。進一步建立多段翼型非定常地面效應N-S方程計算方法，對起降過程中多段翼型考慮非定常地面效應進行數值模擬。GAW-（1）兩段翼型非定常和下降速度折合迎角加至翼型的準定常計算比較表明：多段翼型升力均隨離地高度減小而降低，而非定常地面效應的影響隨著離地高度的減小先小于準定常地面效應，而后有所增大。

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

采用全速勢方程、序列二次規劃優化算法及自適應笛卡爾網格技術，用兩種不同的參數化建模方法，類函數／型函數變換和非均勻有理B樣條方法，在升力、俯仰力矩和翼型最大厚度約束條件下，對某自然層流機翼進行了多點優化設計。優化結果表明：對于文中自然層流機翼算例，NURBS的優化效果更好；在CL＝0.45（M：0.755）狀態下，優化后上翼面轉捩位置明顯后移，層流區域變廣，總阻力減小了4.5%；采用的優化方法在進行五點優化時仍然具有較高的計算效率，具有較強的工程實用能力。

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

圍繞捆綁式運載火箭發射噪聲問題，研制了一種相對簡化的單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗系統，試驗研究表明：受發射平臺結構擾動效應影響，空間高度方向發射噴流噪聲變化規律不同于自由噴流噪聲變化規律，但相關測點噪聲聲壓級隨時間變化存在一致性；發射噴流噪聲頻譜存在寬頻特性，同時存在突出倍諧頻嘯叫特征或突出單基頻嘯叫特征。在噴流流場研究中發現：噴流噪聲聲壓時域變化規律與發動機工作壓力、噴流流場壓力時域變化規律存在相似性。

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

在30m／s、40m／s風速條件下，在飛翼布局模型上布置納秒脈沖介質阻擋放電等離子體激勵器，通過風洞測力試驗，研究了等離子體激勵電壓、激勵電極數目和激勵位置變化對飛翼布局模型增升減阻的效果影響。研究表明：與激勵電壓和激勵電極數目相比，激勵位置對流動控制的效果有決定性的影響，同時相對于其他控制位置，等離子體激勵抑制模型翼面前緣渦分離效果明顯；在一定試驗條件下，施加等離子體氣動激勵后，最大升力系數由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°，阻力系數最大減小量達到24.6%。

高速下集束薄片初始分離過程仿真研究（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程，建立了薄片剛體運動模型，薄片間的碰撞判定及碰撞模型，并耦合流體計算方程，數值模擬了多個薄片的初始分離過程。數值研究結果表明：集束薄片分離初期碰撞頻繁，擾亂了薄片的一致性運動，加速了薄片分離過程，但是薄片的分離次序主要受薄片間的多體干擾影響，驗證了動態拋撒試驗過程中出現的薄片次序分離特性，為大數量薄片云團的分離散布仿真模型的建立提供了理論依據。

尾緣襟翼長度對風力機翼型氣動性能的影響（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翼型為研究對象，設計了6種襟翼長度的襟翼模型，采用計算流體力學軟件Fluent 14.0中k-ω二方程湍流模型，對各襟翼模型進行不同攻角下的氣動性能計算，對翼型邊界附近流場及壓力系數等進行了分析比較。通過對計算結果的分析，得到了不同襟翼長度對翼型的氣動性能的影響規律：襟翼長度不僅對襟翼附近的流場產生影響，對整個翼型的流場都有較大影響；帶襟翼模型升力系數比無襟翼模型大大提高，且隨著襟翼長度增加，升力系數逐漸增大；帶襟翼模型阻力系數比無襟翼模型大，且隨襟翼長度增大而增大；帶襟翼模型升阻比在一定范圍內比無襟翼模型大。

機模型高速風洞試驗支撐形式及支撐干擾研究（721-727，

10.7638／kqdlxxb-2014.0064）楊賢文，劉昕