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期刊信息/Journal information
空气动力学学报
中国空气动力学会
空气动力学学报

中国空气动力学会

邓小刚

双月刊

0258-1825

kqdlxxb@aas.cardc.com

0816-2463287

621000

四川绵阳211信箱

空气动力学学报/Journal Acta Aerodynamica SinicaCSCD北大核心CSTPCDEI
查看更多>>本刊是中国空气动力学会主办的综合性学术刊物，主要刊载空气动力学领域具有创造性的理论、实验和应用论文，也发表流体力学，风工程等方面的好论文。是国家一级刊物，也是重要的核心期刊，被国内外重要数据库收录。
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    高速高温湍流研究进展

    袁先旭刘朋欣周清清傅亚陆...
    1-13页
    查看更多>>摘要：低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点.较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体假设将不再适用.两种效应强烈耦合形成高温湍流,进而带来高温边界层扰动演化与多尺度涡结构、高温强扰动下气固界面多相反应、极端高温环境等离子体湍流等新的流动物理问题.本文从机理、预测、实验测量等方面,总结了高速高温湍流领域的研究进展和现状,展望了未来需要关注的研究方向.

    高马赫数湍流高温非平衡表面效应电磁效应

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    高速平板边界层中定常条带的前缘感受性

    刘洋赵磊
    14-26页
    查看更多>>摘要：来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩.本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过直接数值模拟验证了HLNS方法的可靠性.针对马赫数 4.8 的高速平板边界层,分析了零频涡波激发定常条带的前缘感受性过程及定常条带的演化规律.研究结果表明,边界层外的自由流涡扰动对边界层条带的发展存在持续的激励作用;对于固定展向波数的自由流涡波,法向波数为 0 时激发的条带幅值最大;自由流涡波的法向波数在小于临界角度时仅影响条带的幅值,而不影响条带扰动的形函数剖面.随着当地雷诺数的增加,条带的幅值演化和形函数剖面呈现出很好的相似性;当地无量纲展向波数β=0.18 时,归一化幅值最大.

    定常条带前缘感受性自由流涡波HLNS方法高速边界层

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    马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验

    卢洪波林键金熠陈星...
    27-36页
    查看更多>>摘要：针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型.采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10 流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性.不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性.通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓"激波管流动-燃烧"效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,"激波管流动-燃烧"效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中.通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升.这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰.

    高马赫数超燃冲压发动机高焓激波风洞化学发光光谱诊断凹腔稳焰

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    风力机翼型失速流动数据同化

    孟令庭杨俊伟杨华
    37-45页
    查看更多>>摘要：为验证数据同化优化湍流模型参数方法在不同厚度翼型上的效果以及同一优化参数在不同翼型上的适用性,对应用在风力机上的 3 种不同厚度的翼型(NACA63415、S809、DU97W300)进行失速流动下的数据同化研究.基于现有的风洞试验数据,使用集合卡尔曼滤波方法优化S-A(Spalart-Allramas)湍流模型的参数,确定各模型参数对数值模拟的影响程度,并对比同一翼型优化前后以及在不同翼型上计算的表面压力分布结果.结果表明,模型参数优化后,计算误差减小,模拟的气流分离点和压力分布曲线都更加贴近实验值.此外,翼型S809 的优化参数同样可以减小另两个翼型的计算误差,能够适应其他翼型的气动性能计算,但是误差略大于其自身优化计算结果.同化后,3 种翼型的模型参数中变化较大的是Cb1、Cυ1和σ,其中Cb1变化幅度最大,且在各翼型上的变化趋势都表现为减小.因此可以推测Cb1对于模型参数的适用性至关重要,至少对于本文研究的 3 种翼型而言是如此.

    数据同化集合卡尔曼滤波失速S-A湍流模型压力分布

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    升力体缝隙模型红外测热试验及分析

    张志刚陈挺赵金山祝智伟...
    46-54页
    查看更多>>摘要：针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数 12、总温 668 K、总压 4.731 MPa、攻角 0°和 35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析.在此基础上,研究了选取不同帧次的红外热图进行数据处理对热流密度结果的影响,分析了缝隙干扰引起的热流密度增量.结果表明:投放后模型抖动对数据处理存在明显影响,建议在数据处理中采用模型投放稳定后(约 1.2 s)的红外热图结果;"T"字型缝干扰区的热流密度增量需要引起重视,攻角 35°情况下的峰值热流密度能达到无缝隙时热流密度的 8 倍以上;红外测热试验数据与CFD数据吻合较好,两者仅在很小的峰值干扰区域存在差异.下一步需要在CFD建模倒角处理、红外方案优化等方面开展工作.

    热流密度红外热图风洞试验缝隙升力体

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    含盐液滴运动传热传质特性及其影响因素

    唐宇豪柴得林马乙楗刘宇...
    55-64页
    查看更多>>摘要：船舶在极地等气候寒冷恶劣的海上环境航行时,海水飞沫易导致其上层结构结冰,严重时对船舶航行及室外环境作业安全造成威胁.准确预测海水飞沫结冰,对确保极地区域安全作业具有重要意义.海水飞沫结冰和纯水飞溅结冰的主要区别在于盐度对结冰的影响,对于结冰问题,通常将海水飞沫简化为含盐的液态水滴(即含盐液滴,简称液滴).数值模拟是研究含盐液滴结冰的重要手段,含盐液滴运动-传热传质过程是其结冰数值模拟的关键环节,决定了液滴撞击特性及与结冰相关的撞击液滴的物理量.本文在SHIPICE传热模型的基础上,提出了含盐液滴在运动过程中考虑质量损失及盐度变化的传热传质耦合模型;基于NNW-ICE平台,发展了拉格朗日框架下含盐液滴运动-传热传质耦合数值计算方法并开发了相应计算程序,实现了含盐液滴运动-传热传质过程的模拟;探究了含盐液滴运动-传热传质过程中的关键影响因素,系统分析了不同来流速度、温度、相对湿度和液滴粒径条件下的传热传质效应,为进一步发展含盐液滴结冰数值计算方法奠定了基础.

    海水飞沫传热传质盐度变化结冰计算数值模拟

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    自由节点差分法寻点策略研究及验证

    卢俊宇徐春光陈洁刘君...
    65-74页
    查看更多>>摘要：混合网格具有良好的贴体性,适用于Navier-Stokes方程的计算,但在网格交界面处需要通过插值进行流场信息交换,而这一过程会引入误差.陈洁等提出了一种适用于无序网格点的自由节点差分计算方法,该方法可对重叠网格交界面流场进行差分计算,无须采用插值方法进行流场信息传递,解决了插值方法引入误差的问题.但该自由节点差分法的计算模板需要从中心点周围的点云中选择网格点构成,不同选点策略对计算结果的影响不同.针对自由节点差分法的选点需求,本文综合考虑角度、正交性、距离等因素,提出了几种不同选点策略,并利用数值实验进行了验证.结果表明,本文提出的选点策略符合自由节点差分法的构造思想,均能获得稳定的收敛解,其中模板点与中心点距离对计算精度影响最大,是选点策略的首要影响因素.

    混合网格自由节点差分法DEER算法点云选点准则

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    高温气体效应下流动转捩及超声速模态的线性演化

    赵洲源陈贤亮王亮符松...
    75-83页
    查看更多>>摘要：对转捩的精确预测已成为飞行器气动设计的关键环节,然而转捩问题相当复杂并对诸多因素敏感.在超高速高温流动中,转捩和高温气体效应深度耦合,特别是在激波、壁面附近和分离区等速度梯度很大的区域,热化学过程对流动转捩的影响不容忽视.在自然转捩过程中,不同的扰动形式在流场中的发展各不相同,进而对转捩进程造成的影响也不同.同时,超高速边界层内存在多种模态,其中第二模态下游区域出现的不稳定的超声速模态值得关注和研究.本文通过求解线性抛物化稳定性方程(LPSE)研究了高温气体效应下流动转捩及超声速模态的演化发展.结果表明:与量热完全气体流动相比,考虑热化学过程的流动使得温度边界层更薄,类似"冷壁"的作用,进而使得扰动的超声速模态更容易出现;分子振动平衡使得流动的温度边界层进一步变薄,即使在较高的壁温条件下,扰动的超声速模态依然存在;同时,低频扰动下的超声速模态更不稳定,流动易出现转捩.此外,马赫数 20、半顶角 6°的尖楔绕流算例中,"冷壁"和低频扰动下的超声速模态在特定扰动波角下会出现新的变化.

    高温气体效应转捩扰动频率扰动波角超声速模态流动稳定性

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    压力影响硅基防热材料界面多相催化的微观机理研究

    李芹杨肖峰董威杜雁霞...
    84-95页
    查看更多>>摘要：反应分子动力学模拟是阐明高温壁面效应微观致热机理、深化高速飞行器非平衡气动热认知的重要途径之一,然而通过人为增加压力实现计算效率提升的微观模拟,往往会导致反应路径和速率系数差异,进而影响气动热,造成机理认知偏差.采用基于ReaxFF力场的分子动力学方法,以离解氧原子在硅基防热材料表面的催化复合反应体系为对象,计算分析了不同气相压力条件下的基元反应速率、表面覆盖率和复合系数,用于获得基元反应速率常数与压力的量化关系,明确通过增压提高计算效率的上限范围.结果表明,增压可导致主导反应路径从吸附相间作用至气相-吸附相作用的转变,且使基元反应速率常数-压力的关系偏离实验/飞行条件下的规律.在 1200 K条件下、单原子碰撞的压力范围内,各基元反应步骤的速率常数均随压力的降低而下降.其中,ER1～ER3 复合反应的速率常数随压力呈近似线性变化,速率常数分别与压力的 1.10179、1.01686 和 0.91654 次方呈线性关系;LH1～LH3 复合反应的速率常数与压力呈对数关系,且对数前因子显著小于非单原子碰撞区;热解附反应的速率常数与压力呈指数关系.根据气相压力影响催化反应机制的微观机理,以基元反应速率常数-压力关系可以稳定解析为判据,提出了人为增加压力的约束上限条件:以体系高度为特征长度的努森数应大于 102 量级,以保证气固单原子碰撞.相关研究为气固界面反应的分子模拟方法和防热材料微观催化数据的累积提供了支撑.

    气固作用多相催化气相压力主导路径反应分子动力学

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    SiC界面热化学反应演化响应机理研究

    曹盈菲叶致凡汤巨赵瑾...
    96-104页
    查看更多>>摘要：超高温陶瓷是保障飞行器在极端热环境下安全服役的理想热防护材料之一,其中SiC组分由于其优异的力热性能已成为陶瓷基体或抗氧化涂层领域的研究热点.但由于目前尚未能清晰认知其在高温边界层内界面热响应演化的复杂机理,限制了其热防护性能设计的进一步提升.为在微观尺度上研究SiC复杂界面演化及热响应机制提供新的可能,采用基于反应力场的反应分子动力学模拟方法,模拟了SiC界面的高温演化过程,并探究了界面在温度和压强变化下的热响应机理,包括热氧化反应及升华等;计算了典型工况下SiC界面的氧化反应速率、升华速率及烧蚀速率,并将计算获得的烧蚀后退速率结果与文献实验结果进行了对比,发现误差在 10%以内,进一步验证了该方法在材料界面热化学反应定量计算方面应用的可行性.

    反应分子动力学高温界面SiC热防护材料烧蚀

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