【流体力学】美国AIAA学会发布航空航天技术年度综述——流体力学 AIAA学会流体动力学技术委员会（重点关

AIAA

学会流体动力学技术委员会（重点关注液体和气体运动规律，以及在航空航天系统研究中如何利用这些规律）总结了2017年流体动力学技术研究进展。

2017

年流体力学主要集中在分离流动的研究和提高数值模拟能力。

分离流是一种动态物理现象，对飞行器的性能产生不利影响。当前的CFD软件模拟分离流产生的机理和影响非常困难。NASA翼身连接处流动的风洞试验可以提供非常详细的信息，也有助于提高当前数值计算方法的精度。

2017

年11-12月份美国宇航局兰利中心的研究人员利用14×22英尺（4.3×6.7米）的亚音速风洞研究了NASA翼身连接处的流动。

风洞试验旨在为飞机翼身连接处后缘分离的发生和演变提供验证数据。该测试的独特之处在于将激光多普勒测速系统安装在机身内部，通过窗口进行测量，捕捉角落区域的高分辨率流动数据。这些测试前期也做了大量准备工作，其中包括几个降低风险的试验，如为了得到理想的拐角流动分离特性进行了机翼优化选型试验。

附着于固体表面的边界层与因机身轮廓的变化或激波的存在产生的逆压梯度相互作用之后发生的流动分离，计算流体动力学或CFD方法目前的发展水平难于预测这种类型的流动分离。采用雷诺平均N-S方程来模拟这种湍流，很难预测这种分离流的发生和演变，因此会对流动分离对飞行器的影响做出错误的预测。为此，兰利研究人员采取一种更高保真度壁面解析的大涡模拟方法来模拟湍流，将这种湍流建模方法与高阶数值模拟方法相结合，从2017年4月到10月，在能源部超级计算机上使用高达240亿个网格点(是典型CFD运行网格的200倍以上)进行模拟测试。研究表明，顶级超级计算机的能力使得在物理相关条件下进行湍流模拟成为可能，数值模拟结果使研究人员更好地理解流动分离机理。

在超过声速的高速区域，激波湍流边界层相互作用无处不在，不管是在外部还是内部流动都会发生。这种高速流动现象不仅会引起流动分离，而且还会形成涡旋结构、压力损失以及增强传热，这些都会对飞行器飞行造成不利影响。对于激波湍流边界层相互作用二维的影响机理研究人员已经描述很清楚了，但是对于三维的影响还没有开展广泛深入的研究。因此，佛罗里达州立大学，俄亥俄州立大学，奥斯汀得克萨斯大学和奥本大学的研究人员联合组建了一个空军科学研究项目办公室，来深入研究三维激波/湍流边界层的相互作用对飞行器性能的影响。在2017年这一年中，研究人员使用高保真度诊断技术来测量平板上的尖劈和后掠角构型的流动情况。

采用大涡模拟方法计算的马赫数

时尖劈周围流场。图片给出了激波边界层相互作用前后的速度云图（颜色表示不同速度大小，气流从左到右流动）。

月份在佛罗里达州高级航空推进超声风洞中心进行了一次测试。实验人员和CFD研究人员使用由小扰动输入驱动的大涡模拟方法来将流动区域转为动力学系统，从而从数值上研究导致试验观测的非定常现象的潜在机理。这项工作揭示了分离流的特征，并明确给出了二维和三维分离流机理的差异。这种风洞试验和数值计算相结合的研究成果有助于指导下一代高速飞行器的设计。

（航空工业发展研究中心王妙香）

来源：

民机战略观察

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