|
|
|
题名
|
作者
|
年代
|
出处
|
被引量
|
| 1 | 高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势显示文摘高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。 | 陈坚强 涂国华 张毅锋 徐国亮 袁先旭 陈诚 | 2017 | 空气动力学学报2017，35，3： | 81 |
| 2 | 横流转捩模型研究进展显示文摘本文对横流转捩模型的研究进展进行了整理与回顾。首先分类归纳了目前常用的多种边界层横流不稳定诱导转捩判据,详细分析其构建思路和判据特性,并介绍判据相关研究工作。其次分类探讨了基于不同横流转捩判据的各类横流转捩模型,给出模型的具体构造形式和耦合方法,指出模型的适用范围、优势和局限性。最后对横流转捩模型领域的发展方向进行了展望。 | 向星皓 张毅锋 陈坚强 袁先旭 何琨 | 2018 | 空气动力学学报2018，36，2： | 15 |
| 3 | SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性显示文摘凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。 | 涂国华 燕振国 赵晓慧 马燕凯 毛枚良 | 2015 | 航空学报2015，36，5： | 12 |
| 4 | 湍流转捩工程预报方法研究进展综述显示文摘湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。 | 张雯 刘沛清 郭昊 屈秋林 | 2014 | 实验流体力学2014，28，6： | 10 |
| 5 | Conceptual design and aerodynamic evaluation of hypersonic airplane with double flanking air inlets显示文摘To aim at design requirements of high lift-to-drag ratio as well as high volumetric efficiency of next generation hypersonic airplanes,a body-wing-blending configuration with double flanking air inlets layout is presented.Moreover,a novel forebody design methodology which by rotating and assembling two waverider-based surfaces is firstly introduced in this paper.Some typical configurations are designed and their aerodynamic performances are evaluated by computational fluid dynamics.The results for forebodies analysis show that large volumetric efficiency,high lift-to-drag ratio,and uniformly distributed flowfield at the inlet cross section can be assured simultaneously.Furthermore,results of numerical simulation of four integrated configurations with various leading edge shapes,including three power-law curves and a cosine curve clearly show the advantage of high lift-to-drag ratio.Besides,the high pressure generated by the side wall of the airframe can be partly captured by the reasonably designed wings in the condition of small flight attack angle.Then the order of lift-to-drag ratio of four configurations at 0 degree flight attack angle is completely different from the condition of 4-degree flight attack angle.This result demonstrates that the curve shape of the leading edge is very important for the lift-to-drag ratio of the aircraft,and it should be further optimized under the cruising attack angle in future work. | CUI Kai HU ShouChao LI GuangLi QU ZhiPeng SITU Ming | 2013 | Science China(Technological Sciences)2013，56，8： | 10 |
| 6 | 双旁侧进气高超声速飞机概念设计与评估显示文摘本文提出了一种旁侧进气翼身融合体布局一体化气动构型,并首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的前体设计方案.在全参数化构型设计的基础上,以数值模拟为评估手段,给定不同设计参数对前体进行了分析,结果表明在获得良好容积和升阻性能的同时,利用左右乘波面作为进气道的外压缩面,可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量.进而针对幂曲线、余弦曲线等4种典型的翼前缘形状,开展了整机数值分析.计算结果证明了飞行器的高升阻比优势,同时也发现由于机体/机翼的耦合作用,小攻角飞行状态下机翼前缘可以捕获机体压缩产生的部分高压,故在0°和4°攻角条件下,4种构型的升阻比呈现完全不同大小排列顺序.这一结果也为后续的优化设计提供了方向,即前缘形线的合理选择应可进一步提高飞行器的升阻比. | 崔凯 胡守超 李广利 屈志朋 司徒明 | 2013 | 中国科学:技术科学2013，43，10： | 7 |
| 7 | 面向超声速民机层流机翼设计的转捩预测方法显示文摘发展工程实用的转捩预测方法对于超声速民机层流减阻设计具有重要的意义。传统针对亚跨声速层流机翼设计的转捩预测方法仅考虑了二维Tollmien-Schlichting(TS)波和横流驻波诱导的转捩,无法满足超声速机翼边界层考虑三维TS斜波和横流行波的转捩预测需要。本文改进了双N因子扰动放大因子积分策略,提出了一种适用于超声速层流机翼设计的eN方法。该方法采用固定波角和固定频率方法来寻找不稳定TS斜波和CF行波扰动,再通过固定展向波数/固定频率方法或包络线方法计算其扰动放大因子,实现了考虑TS斜波和CF行波的转捩自动判断。进一步将该方法和雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)求解器结合,发展了耦合eN转捩预测的超声速机翼RANS方程数值模拟方法。针对来流马赫数2.0、后掠角65°的NASA超声速试验机翼,开展了边界层稳定性分析。结果表明,在不同雷诺数下计算得到的横流行波与驻波的扰动放大因子均与文献结果基本吻合,验证了本文方法的正确性。此外,还将本文方法应用于来流马赫数2.0、雷诺数1.39×107、后掠角60°的无限翼展层流机翼初步设计。为了抑制超声速大后掠机翼边界层横流不稳定性,分析并提出了一种使流动在机翼前缘迅速加速、继而维持微弱压力梯度的理想压力分布。经数值模拟评估,设计机翼上表面接近为全层流,验证了本文方法对于超声速民机层流机翼设计的适用性。 | 聂晗 宋文萍 韩忠华 陈坚强 段茂昌 万兵兵 | 2022 | 航空学报2022，43，11： | 2 |
| 8 | 面向工程湍流的高精度数值方法显示文摘高精度数值方法是计算流体力学理论研究中的热门和前沿,现今已逐渐走向工程实用。计算由RANS(Reynolds-Average Naiver-Stokes)方程或混合RANS/LES(Large Eddy Simulation)方程主导的湍流流动是高精度数值方法实现工程应用所面临的一个关键难题,包括数值稳定性、收敛效率、网格质量要求等方面均比单纯Navier-Stokes或Euler方程更为严峻。同时,航空航天、能源动力等领域对湍流分离、转捩、激波/湍流干扰、湍流燃烧等的准确模拟需求迫切,促使新的湍流模拟方法和模型不断涌现,对高精度数值方法的适应性、验证与确认,相关软件的兼容性等提出了挑战。基于此,对面向工程湍流的高精度数值方法发展情况进行了总结,重点包括适用于湍流方程的高精度空间离散格式和时间隐式保正格式、高精度方法框架下湍流模型的演化、工程求解面临的几何/网格问题、尺度分辨模拟时高精度格式与湍流方程的匹配及验证与确认方法,对其面临的挑战和未来发展方向进行了展望。 | 王圣业 邓小刚 董义道 王东方 蔡佳鸿 | 2023 | 航空学报2023，44，15： | 0 |
您所在的机构暂未开通此部分的功能，请联系管理员