文章導(dǎo)讀

非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格通量重構(gòu)算法下三種緊致WENO 限制器對(duì)比研究(1-11，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0383)

石京昶，嚴(yán)紅

通量重構(gòu)算法框架下的多精度WENO 限制器和p階加權(quán)WENO 限制器能夠高精度模擬流場(chǎng)并捕捉激波，一定程度抑制通量重構(gòu)方法本身在激波附近的數(shù)值偽振蕩。通過多個(gè)激波算例研究發(fā)現(xiàn)，p階加權(quán)WENO 限制器比多精度WENO 限制器的穩(wěn)態(tài)收斂性相對(duì)更好。

一種數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的氣動(dòng)熱預(yù)示模型(12-19，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0010)

王澤，王梓伊，王旭，宋述芳，張偉偉

基于支持向量機(jī)發(fā)展了一種數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的氣動(dòng)熱預(yù)示模型，可利用Euler 解獲得的邊界層外緣特征預(yù)測(cè)壁面熱流分布，并設(shè)計(jì)了一套特征選擇方法確定邊界層外緣特征。測(cè)試結(jié)果表明，模型在壁溫和來流馬赫數(shù)上具有較強(qiáng)的泛化能力。

WENO 格式的一種新型光滑因子及其應(yīng)用(20-34，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0013)

劉旭亮，武從海，李虎，范召林

針對(duì)廣泛應(yīng)用的五階WENO 格式，采用算子函數(shù)近似導(dǎo)數(shù)關(guān)系的方法，設(shè)計(jì)了一種新型光滑因子。與傳統(tǒng)的光滑因子相比，在間斷區(qū)域，新型光滑因子對(duì)間斷的識(shí)別更準(zhǔn)確；在光滑區(qū)域，新型光滑因子使得非線性權(quán)更接近線性權(quán)。理論分析和數(shù)值驗(yàn)證表明新型WENO 格式能保持一致五階精度。對(duì)于典型含激波的流動(dòng)問題，數(shù)值結(jié)果表明新型WENO 格式提高了短波的分辨率，降低了格式的耗散，不僅能夠準(zhǔn)確地捕捉激波，而且能夠精細(xì)模擬剪切層和聲波等流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

襟翼形式對(duì)撲翼獲能特性影響的對(duì)比分析(35-47，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0412)

張剛，孫曉晶

為有效提高傳統(tǒng)撲翼獲能器的獲能特性，提出一種帶有尾緣襟翼的新型撲翼獲能器，并采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法對(duì)其獲能特性進(jìn)行數(shù)值模擬研究，比較了采用不同偏轉(zhuǎn)策略的帶尾緣襟翼撲翼的繞流流場(chǎng)和獲能效率后，發(fā)現(xiàn)在一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期里尾緣采用連續(xù)偏轉(zhuǎn)（TP 式）方法提升撲翼獲能特性的效果最為顯著。

兼顧氣動(dòng)和近場(chǎng)聲爆特性的伴隨優(yōu)化(48-58，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0388)

劉峰博，郝海兵，李典，梁益華

將最新發(fā)展的基于離散伴隨理論的近場(chǎng)聲爆信號(hào)反設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性優(yōu)化結(jié)合，提出兼顧氣動(dòng)和近場(chǎng)聲爆特性的伴隨優(yōu)化策略。針對(duì)超聲速民機(jī)標(biāo)模，開展低阻優(yōu)化、近場(chǎng)低聲爆反設(shè)計(jì)、兼顧氣動(dòng)和近場(chǎng)聲爆特性的伴隨優(yōu)化三種優(yōu)化策略的對(duì)比研究，結(jié)果表明該優(yōu)化策略在綜合提升氣動(dòng)和低聲爆特性上表現(xiàn)更優(yōu)。

基于數(shù)值模擬的飛機(jī)近場(chǎng)尾渦特征參數(shù)計(jì)算(59-67，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0382)

溫瑞英，李鵬柯，劉聰，王紅勇

本文采用雷諾平均法數(shù)值模擬A320 飛機(jī)尾渦的近場(chǎng)演化過程，對(duì)近場(chǎng)尾渦特征參數(shù)的計(jì)算方法進(jìn)行研究，利用H-B 和L-O 模型對(duì)尾渦流場(chǎng)進(jìn)行反演，對(duì)尾渦特征參數(shù)計(jì)算方法的有效性進(jìn)行驗(yàn)證。如以均方根誤差作為評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)，可得出L-O 模型能更準(zhǔn)確地描述近場(chǎng)尾渦速度分布，且A320 應(yīng)選取3～12 m 的環(huán)量平均值來描述尾渦強(qiáng)度。

翼傘后緣偏轉(zhuǎn)過程的流固耦合動(dòng)力學(xué)特性(68-75，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0397)

高興龍，陳欽，張青斌，李志輝

基于ALE 算法和罰函數(shù)耦合方法對(duì)翼傘后緣偏轉(zhuǎn)過程進(jìn)行流固耦合動(dòng)力學(xué)建模和仿真，預(yù)測(cè)了后緣偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的周圍流場(chǎng)流動(dòng)分離現(xiàn)象，獲得全時(shí)域內(nèi)翼傘結(jié)構(gòu)場(chǎng)和周圍流場(chǎng)特性動(dòng)態(tài)演化結(jié)果，發(fā)現(xiàn)了后緣下偏過程的操縱延遲現(xiàn)象。

高超聲速風(fēng)洞雙體同步分離捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)(77-86，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0088)

林敬周，解福田，鐘俊，鄒東陽，皮陽軍

國(guó)內(nèi)首次研發(fā)了高超聲速風(fēng)洞雙體同步捕獲軌跡試驗(yàn)技術(shù)。解決了雙CTS 機(jī)構(gòu)聯(lián)動(dòng)組合控制系統(tǒng)研制、雙CTS 捕獲軌跡運(yùn)動(dòng)分配方法及雙體高精度同步捕獲軌跡控制策略等關(guān)鍵技術(shù)難題。結(jié)合兩級(jí)入軌空天飛行器標(biāo)模，開展了馬赫數(shù)6 的驗(yàn)證試驗(yàn)。結(jié)果表明，該試驗(yàn)技術(shù)能夠可靠實(shí)現(xiàn)分離過程中均有較大位姿變化的雙體同步分離模擬。

TSTO 并聯(lián)分離激波/邊界層干擾流動(dòng)特性分析(87-97，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0184)

范孝華，張慶虎，羅磊，林敬周，唐志共

針對(duì)兩級(jí)入軌飛行器（TSTO）標(biāo)模的縮比模型，通過試驗(yàn)與數(shù)值模擬，詳細(xì)分析了并聯(lián)分離級(jí)間激波/邊界層干擾流動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)干擾區(qū)內(nèi)存在展向和流向排列的分離線與再附線、流動(dòng)剪切形成的旋渦結(jié)構(gòu)以及包括鞍點(diǎn)、結(jié)點(diǎn)、焦點(diǎn)在內(nèi)的臨界點(diǎn)，呈現(xiàn)復(fù)雜的三維流動(dòng)特征和明顯的開放結(jié)構(gòu)。

基于PSP/TSP 測(cè)量的TSTO 標(biāo)模級(jí)間分離氣動(dòng)干擾特性試驗(yàn)分析(98-108，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0196)

解福田，張慶虎，林敬周，彭迪，陳磊

基于壓敏漆（PSP）/溫敏漆（TSP）測(cè)量技術(shù)開展了TSTO 并聯(lián)分離級(jí)間模型表面壓力和溫度特性的研究。圖10 中給出了基于PSP 測(cè)量技術(shù)獲得的TSTO 下模型表面壓力云圖、中心壓力曲線和級(jí)間激波結(jié)構(gòu)示意圖。從不同級(jí)間距的波系結(jié)構(gòu)看，隨著分離距離的變化，波系結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生較快的位置改變，級(jí)間距越小，頭部激波干擾位置越靠前且強(qiáng)度越高。

TSTO 級(jí)間分離氣動(dòng)特性數(shù)值仿真分析(109-118，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0025)

龔小權(quán)，賈洪印，趙輝，唐靜，張健，付云峰

文章采用NNW-FlowStar 軟件基于非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格分析了TSTO 組合體定常氣動(dòng)特性，在此基礎(chǔ)上確定分離對(duì)應(yīng)的工況。采用動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格技術(shù)數(shù)值模擬了高馬赫數(shù)下TSTO 升力體并聯(lián)級(jí)間分離過程，通過對(duì)比計(jì)算與CTS 試驗(yàn)值對(duì)應(yīng)的一/二級(jí)飛行器姿態(tài)角及質(zhì)心位移，驗(yàn)證了軟件在升力體并聯(lián)級(jí)間分離數(shù)值模擬的精度。在計(jì)算的時(shí)間內(nèi)，兩級(jí)未發(fā)生碰撞，但分離初期的安全余量很小。