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2019年  第4卷  第3期

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斜爆轰发动机流动机理分析
马凯夫, 张子健, 刘云峰, 姜宗林
2019, 4(3): 1-10. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0750
412 38
摘要:
为了研究高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的内流场燃烧流动机理，首先用CJ爆轰理论对超燃冲压发动机的内流场特性进行了理论分析，给出了燃烧室流场的气动规律，理论分析结果与现有实验结果吻合得非常好.其次，根据理论分析结果，提出了高Mach数超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的气动设计原则.最后，根据提出的气动设计原则，设计了高Mach数斜爆轰发动机，飞行Mach数为9，对斜激波诱导燃烧机理开展了二维数值模拟研究.数值模拟结果表明，在高Mach数下，斜爆轰发动机燃烧室内可以得到稳定的燃烧流场.
发动机喷流对体襟翼干扰特性的数值模拟
刘杰平, 杜志博, 蔡巧言, 王飞, 吕俊明, 程晓丽
2019, 4(3): 11-16. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0759
85 3
摘要:
出于俯仰配平控制需求，面对称飞行器通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼.由于体襟翼与发动机喷管距离较近，因此，极易受到发动机喷流干扰.该干扰力虽远小于发动机推力，但其力的作用方向垂直于体襟翼，力臂明显更长，导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所产生的俯仰力矩而言并非小量，甚至给飞行器控制造成不利影响.文章通过数值求解多组分N-S方程，分析了发动机与体襟翼之间的喷流干扰流场机理，发现了该喷流干扰力特性在低空低速和高空高速截然相反的原因.
旋转飞行器动稳定导数获取原理
傅建明, 唐海敏
2019, 4(3): 17-22. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0749
86 3
摘要:
旋转飞行器具有独特的周期性非定常气动现象，其动态特性更加复杂，气流与旋转高度非定常关联，俯仰阻尼导数和Magnus力矩导数同等重要.文章从飞行器气动力建模的理论基础出发，考虑飞行器自转角速度非零的事实，将其作为基态影响参数，重新构建了旋转飞行器气动力数学表达式，并借鉴成熟的常规动导数强迫振动法，采用Fourier级数表征旋转影响，沿用旋转飞行器周期气动等效概念，建立了基于基态旋转流场的周期气动等效平均俯仰动稳定导数、纵向洗流时差导数和滚转动稳定导数获取的原理表达式，并设计了相应的运动模式，可供数值计算和风洞实验使用.
尖楔前体飞行器FADS系统的径向基网络建模及验证
王鹏
2019, 4(3): 23-33. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0747
313 5
摘要:
文章研究了针对一种用于尖楔外形的嵌入式大气数据传感（flush air data sensing，FADS）系统的解算模型及精度.首先基于飞行包络及CFD数据建立了FADS系统的测压孔选取标准；然后基于径向基函数（radial basis function，RBF）的人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型；最后给出了模型的测试误差，分析了气动延时效应、位置误差等误差源模型对算法精度的影响，并给出了网络模型的预测精度.结果表明，针对尖楔外形测压孔配置特征，基于RBF的人工神经网络算法解算精度较好，攻角、侧滑角、Mach数及静压的网络输出预测值与真实值吻合较好，输出的测试误差（绝对值）分别小于0.25°，0.5°，0.05及250 Pa.结果同时表明神经网络建模技术在尖楔前体飞行器FADS系统中的有效性.
求解二维Euler方程有限单元边插值的降维重构算法
王亚辉, 刘伟, 袁礼, 杜玉龙
2019, 4(3): 34-41. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0754
69 5
摘要:
数值求解二维Euler方程的有限体积法（如k-exact，WENO重构、紧致重构等），无一例外地要进行耗时的网格单元上的二维重构.然而这些二维重构最后仅用于确定网格单元边界上高斯积分点处的解值，单元上二维重构似乎并非必需的.因此，文章提出用网格边上的一维重构来取代有限体积法中网格单元上的二维重构，分别在一致矩形网格和非结构三角形网格上发展了基于网格边重构的求解二维Euler方程的新方法，称为降维重构算法.数值算例表明该算法可以计算有强激波的无黏流动问题，且有较高的计算效率.
基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计
廖振荣, 郭兆电, 何大全, 耿延升
2019, 4(3): 42-53. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0753
347 5
摘要:
相对常规悬臂梁布局飞机，支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角，从而可以减小诱导阻力、波阻，并增加层流范围，是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计，在巡航Mach数为0.7，设计升力系数为0.6的条件下，支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%，而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%，设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究，研究结果表明：支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大.
磁流体加速和磁流体加速风洞
欧东斌, 曾徽, 马汉东, 左光
2019, 4(3): 54-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0755
46 9
摘要:
高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求，给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求，磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体（magneto-hydro-dynanic，MHD）加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件，复现超高速的飞行环境，是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术，在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.

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