动导数是飞行器轨道及姿态控制系统设计时的重要参数，对飞行器开环系统受到扰动时振荡的敛散特性起重要作用。在标模验证的基础上开展吸气式内外流一体化飞行器WR-A动态特性分析，采用N—S方程模拟强迫简谐振动的非定常流场，获得了飞行器的直接阻尼导数、加速度导数和旋转导数，并对WR—A外形大振幅振动时的进气道性能参数进行了分析。研究表...
基于非结构重叠网格技术和全局亚迭方法，发展了一种气动、飞行和控制一体化耦合的非定常求解策略，用于飞行器闭环控制的数值虚拟飞行研究。高超声速飞行器按照设计控制律，采用升降舵偏转进行连续变攻角操纵和静不稳定布局稳定控制；数值虚拟飞行逼真显现了上述非定常流动、运动与控制的时序演化过程。数值虚拟飞行与基于气动数据库插值的飞行...
采用非线性自治动力系统分叉理论，耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程，研究了再人飞行器单自由度俯仰运动失稳问题。研究表明，航天飞行器再人时，如果仅有一个配平攻角，随马赫数降低，其配平攻角处的俯仰动态失稳一般对应于Hopf分叉，并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态。作为验证实例，数值模拟了飞船返回舱外...
在多体分离的CFD动态轨迹仿真中，计算网格需要准确刻画固壁边界之间幅度很大的相对运动。理想的状况是采用整体网格，在不增删网格节点和不改变原网格拓扑结构的条件下，通过网格变形来刻画多体边界间的相对运动。为此，以先前发展的径向基函数（RBF）网格变形技术为基础，通过引入一种改进的拉普拉斯光顺算法，大幅改善了单独RBF网格变形技术...
针对边条翼与近距鸭翼这两类典型战斗机布局模型，在中国空气动力研究与发展中心FL-24风洞进行了大振幅俯仰动态试验与模型自由摇滚试验，并对比分析了边条翼与近距鸭翼布局模型高速大迎角的动态气动特性。结果表明：边条翼模型纵向动态特性明显优于近距鸭翼模型，尤其是俯仰力矩迟滞效应更强；近距鸭翼模型在攻角26°～45°区间出现了较大的滚转...
在干扰剪切流（Interacting Shear Flow，ISF）理论的基础上，提出ISF稳定性理论并把它用于改进高雷诺（Rs）数流动计算方法。（1）高Re数内外绕流的RANS计算及工业标准PNS计算中，流动转捩的预测均基于经典边界层理论；然而转捩并非总是最早发生在边界层中，例如发生在壁面小突起、小凹坑、小窄缝等局部粘性／无粘强干扰区，这些强干扰区可能位...
采用计算流体动力学和刚体动力学模型耦合求解的方法，对导轨发射的机载导弹分离过程进行了模拟，导弹运动过程包含了双（多）吊挂约束、单吊挂约束和自由运动三个阶段，为了模拟单吊挂约束状态下导弹的运动，在刚体六自由度运动方程基础上，发展了约束形式的刚体动力学模型，通过计算刚体自由转动（欧拉陀螺）和旋转刚体的进动（拉格朗日陀螺）...
采用阻尼网对大开角段内的气流分离进行控制，并合理设置其参数，是工程上有效的方法之一。为验证阻尼网工程设计方法的可靠性，以0．6m连续式跨声速风洞为背景，通过数值模拟，对工程设计方法的初步结果进行了验证，并在此基础上结合大开角段布置环境对阻尼网参数进行了优化。由计算结果知，采用方案3—4（两层阻尼网损失系数分别为1．6和1．0...
对基于响应面法的带喷流激波针参数优化方法进行了研究，优化目标是最佳减阻效果和最小喷流流量，优化参数是激波针长度、喷流出口总压和喷流出口直径，利用响应面模型对设计参数与响应目标的关系进行建模，样本点设计采用了Ⅳ一最优方法，样本点的气动响应通过数值计算得到，最后用期望函数法进行多目标寻优。研究表明：激波针长度、喷流总压和...
采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管（Dual-throatfluidic Thrust-vecto-ringNozzle，DTN）内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明，DTN在非推力矢量情况下，NPR在3～4范围时，推力系数较大，达到0．968，而流量系数较小，仅为0．93；NPR再增大，推力系数迅速下降。在推力矢量情况下，落压比一定时，随着次...
应用理论方法和数值模拟方法开展升浮一体太阳能无人机气动布局设计研究，通过优化选形设计获得高升阻比气动布局，对比两种方法的计算结果以及分析存在差别的原因；应用张线天平支撑风洞试验测试技术，对设计布局开展实验验证研究，建立大展弦比的双机身气动布局风洞试验测试方法，分析了不同雷诺数下实验模型的纵向和横向气动特性影响。研究结...
为了解风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响，用基于S-A湍流模式的延迟分离涡模拟（DDES）对四轮基本起落架模型进行了数值模拟。通过不同截面积的滑移壁面计算域模拟模型安装在不同截面积风洞中的效应，并通过将底面和侧面设为远场边界条件模拟了无风洞起落架的流动条件。阻塞度从0变化到8．8％，根据所得到的非定常流场计算了时均表面压力...
鸭式旋转机翼（CRW）是一种先进的高速直升机方案，旋翼同时也是机翼，是其最关键气动部件之一。采用结构分区拼接网格技术进行空间离散，分区建立参考系，通过求解多重参考系下的N—S方程来计算旋翼流场，首先以传统的Caradonna—Tung实验旋翼的亚、跨声速悬停流场分析为例验证该方法的可靠性，进而采用该方法对旋转机翼悬停流场进行了数值计算...
基于二维可实现k-Epsilon湍流模型模拟计算了直升机环量控制尾梁上的升力，并与试验结果进行了对比，计算结果与试验结果之间显示出了可接受的吻合度。利用已验证的数值计算方法和网格划分方法，分别计算了三组不同截面形状的环量控制尾梁在不同几何参数（喷射角、缝位角、基准直径和狭缝数量）或试验条件（喷射气流速度、下洗流速度）下的升力...
采用非线性升力线方法和时间精确自由涡方法，对风切变条件下风轮的偏航气动特性进行了非定常数值模拟。为了改善非线性升力线方法的计算收敛性，提出了基于Newton-Raphson方法的环量方程迭代算法。建立了一种包含粘性涡核并由自由涡面和叶尖涡线构成的改进尾迹模型，可以提高尾迹的计算精度和效率。以NRELPhase VI风力机和Tjaereborg风力机为算...
采用数值模拟的方法研究了旋转圆柱对NACA0015翼型气动特性的影响，着重分析了前缘旋转圆柱转速比和缝隙大小对翼型升阻特性的作用规律以及不同安装位置的高速旋转圆柱结合简单襟翼偏转下的翼型气动力特性。结果表明，高速旋转的圆柱代替翼型前缘可以有效地抑制翼型背风区的流动分离，延缓边界层的发展从而改善翼型气动特性。前缘旋转圆柱理想的...
为了指导二元高超声速进气道型面设计，基于两类高超声速二维钝楔外形，采用高精度CFD方法计算了四种典型工况下二维钝楔边界层参数，分析了前缘半径、壁面温度、压力梯度对边界层参数的影响，得出了边界层位移厚度、边界层总压恢复及壁面压力梯度沿流向的变化规律。研究表明，前缘半径及壁面温度对边界层参数影响较大，在两者一定的情况下，逆...
从描述粒子运动的微观层次出发，采用双向耦合技术，建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理，实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。相关算例验证了方法的可靠性。结果表明：在大样本统计平均条件下，该模拟方法能够保证相间动量和能量交换时守恒，固体颗粒尺寸、气体稀薄程度等条件对相间的...
为验证和指导高速飞行器的防隔热设计，准确地模拟气动热产生的热量穿透防隔热材料进而影响舱内温度空间分布和时间变化的过程，研究了一种同时求解机体外流场及气动热、机体结构传热及舱内流场温度场仿真计算方法，其中的传热方式包括热传导、热对流及热辐射。采用两套计算模型、两种求解器、一个数据交换文件的计算结构，构建了一种针对流场一...
《空气动力学学报》是中国空气动力学会主办、中国空气动力研究与发展中心主管的国家一级刊物，是全国科技期刊数家重要检索系统收录的核心期刊。本刊为双月刊，彩色铜版纸印刷，国内外公开发行。
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