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　　《空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)》期刊簡(jiǎn)介：

　　《空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)》1980年創(chuàng)刊，1983年國(guó)內(nèi)外公開發(fā)行，是中國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)會(huì)主辦的國(guó)家綜合性一級(jí)學(xué)術(shù)刊物，是全國(guó)科技期刊三個(gè)重要檢索系統(tǒng)收錄和評(píng)選出的重要核心期刊，是中宣部、國(guó)家科委、國(guó)家科協(xié)評(píng)出的獲獎(jiǎng)優(yōu)秀期刊。它主要刊載空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域具有創(chuàng)造性的理論、實(shí)驗(yàn)和應(yīng)用研究論文、綜述性專題論文及研究簡(jiǎn)報(bào)、學(xué)術(shù)討論等。

　　多年來，刊物在學(xué)會(huì)的領(lǐng)導(dǎo)下，在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的支持下，在編委會(huì)和編輯部的共同努力下，遵循“理論上有創(chuàng)新、學(xué)術(shù)上有新思想、理論與實(shí)際結(jié)合上有新特色、新方法、應(yīng)用上有較大價(jià)值”的辦刊宗旨，在編輯出版工作中取得了很好的成績(jī)，使刊物成為國(guó)內(nèi)外公認(rèn)的代表中國(guó)空氣動(dòng)力研究和發(fā)展水平的高科技學(xué)術(shù)期刊，成為航空航天類核心期刊的佼佼者。

　　期刊收錄：

　　CBST 科學(xué)技術(shù)文獻(xiàn)速報(bào)(日)(2009)

　　Pж(AJ) 文摘雜志(俄)(2009)

　　EI 工程索引(美)(2009)

　　中國(guó)科學(xué)引文數(shù)據(jù)庫(kù)(CSCD—2008)

　　期刊榮譽(yù)：

　　Caj-cd規(guī)范獲獎(jiǎng)期刊

　　核心期刊：

　　中文核心期刊(2008)

　　中文核心期刊(2004)

　　中文核心期刊(2000)

　　中文核心期刊(1996)

　　中文核心期刊(1992)

　　空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)最新期刊目錄

基于統(tǒng)計(jì)特征聚類的飛行器表面測(cè)點(diǎn)位置快速確定方法

摘要：在飛行器設(shè)計(jì)和使用過程中，為了通過表面稀疏測(cè)量值精確反演氣動(dòng)分布載荷，需要合理布置數(shù)量有限的傳感器以提取更多有效信息。為了解決這一問題，本文提出一種基于統(tǒng)計(jì)特征聚類的飛行器表面測(cè)點(diǎn)位置快速確定方法。首先，通過均值、標(biāo)準(zhǔn)差、偏度、峰度四階統(tǒng)計(jì)矩描述所有待選測(cè)點(diǎn)處的氣動(dòng)分布載荷統(tǒng)計(jì)特征。然后，采用Kmeans++算法對(duì)各測(cè)點(diǎn)處的統(tǒng)計(jì)特征進(jìn)行聚類分析，并根據(jù)聚類結(jié)果，在每一簇中選擇距離簇中心最近的測(cè)點(diǎn)，...

關(guān)鍵參數(shù)對(duì)高速圓錐邊界層來流慢聲波擾動(dòng)感受性的影響規(guī)律

摘要：預(yù)測(cè)邊界層層流-湍流的轉(zhuǎn)捩過程是空氣動(dòng)力學(xué)的熱點(diǎn)難題，也是飛行器設(shè)計(jì)的工程需求。基于線性穩(wěn)定性理論的e^N方法被廣泛認(rèn)為是最科學(xué)的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法，并開始應(yīng)用于工程實(shí)踐中。但是該方法傳統(tǒng)上忽略了邊界層對(duì)外界擾動(dòng)的感受性，即外界擾動(dòng)激發(fā)邊界層不穩(wěn)定波的過程，因此該方法仍存在理論上的不足，需要開展感受性研究。感受性影響因素眾多，目前研究較少考慮多種因素對(duì)感受性的影響規(guī)律，認(rèn)識(shí)尚不系統(tǒng)。...

翼尖鏈翼組合式無人機(jī)氣動(dòng)特性研究

摘要：為深入分析翼尖連接對(duì)組合式無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，本文建立了基于多面體網(wǎng)格的組合式無人機(jī)高保真數(shù)值模擬方法，并采用三維低雷諾數(shù)FX63-137平直機(jī)翼算例驗(yàn)證了計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。在雷諾數(shù)(1.5～2.0)×10～5條件下，采用理論分析和數(shù)值模擬相結(jié)合的方式，系統(tǒng)研究了組合體與單體單元的升、阻力系數(shù)及升阻比變化特性，在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)建立了組合體氣動(dòng)特性隨單體數(shù)量變化預(yù)測(cè)模型。研究結(jié)果表明，通過翼尖連接的...

基于UNet的磁浮飛行風(fēng)洞氣動(dòng)力干擾剝離算法

摘要：運(yùn)動(dòng)模型加速階段的氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)是磁浮飛行風(fēng)洞中的關(guān)鍵技術(shù)難題之一。氣動(dòng)力測(cè)量天平在加速段受到慣性力等各種強(qiáng)干擾致使被測(cè)氣動(dòng)力值被掩蓋。為在強(qiáng)干擾、低信噪比的嚴(yán)苛條件下還原氣動(dòng)力信號(hào)，提出了一種基于深度學(xué)習(xí)的氣動(dòng)力干擾剝離算法。首先針對(duì)天平信號(hào)作短時(shí)傅里葉變換以確定各干擾頻譜特征，從而作為算法模型輸入；然后構(gòu)建“編碼器-解碼器”架構(gòu)模型對(duì)天平所測(cè)復(fù)雜信號(hào)提取特征并精準(zhǔn)重建所期望的氣動(dòng)力信號(hào)。經(jīng)過在...

基于遷移學(xué)習(xí)的點(diǎn)云機(jī)翼氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)

摘要：當(dāng)前機(jī)翼設(shè)計(jì)階段獲取大量機(jī)翼氣動(dòng)性能需要巨大成本，因此亟需發(fā)展一種可以高效且較為準(zhǔn)確地獲取機(jī)翼氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)的方法。以低速雙梯形機(jī)翼為研究對(duì)象，通過OpenVSP和CFD構(gòu)建低亞聲速飛行條件下的機(jī)翼數(shù)據(jù)集，基于此數(shù)據(jù)集設(shè)計(jì)了點(diǎn)云機(jī)翼氣動(dòng)性能耦合預(yù)測(cè)網(wǎng)絡(luò)（PointNet-AP），并利用高低精度數(shù)據(jù)進(jìn)行遷移學(xué)習(xí)。PointNetAP以機(jī)翼點(diǎn)云數(shù)據(jù)、傳統(tǒng)平面特征以及飛行條件為輸入，預(yù)測(cè)機(jī)翼對(duì)應(yīng)飛行條件下...

一種基于GRU神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片顫振快速預(yù)測(cè)方法

摘要：航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片顫振是由氣動(dòng)彈性失穩(wěn)引發(fā)的重大安全隱患，其傳統(tǒng)預(yù)測(cè)方法需要進(jìn)行大量非定常流場(chǎng)仿真。為此，本文提出了一種基于模態(tài)振型分解并結(jié)合門控循環(huán)單元（gated recurrent unit, GRU）神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型的發(fā)動(dòng)機(jī)葉片氣動(dòng)載荷計(jì)算方法，并將其應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)葉片氣動(dòng)阻尼的快速估算及顫振分析。首先對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的固有振型模態(tài)進(jìn)行彎扭分解并計(jì)算出彎曲模態(tài)和扭轉(zhuǎn)模態(tài)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)模態(tài)力，然后通過時(shí)序GR...

自適應(yīng)笛卡爾網(wǎng)格的曲率修正浸入邊界方法

摘要：在笛卡爾網(wǎng)格流體仿真中，由于笛卡爾網(wǎng)格的非貼體特性，物面邊界處理的準(zhǔn)確性成為影響模擬精度的關(guān)鍵。虛擬單元-浸入邊界法通常將局部物面視為平板，采用對(duì)稱技術(shù)來簡(jiǎn)化處理，沒有考慮曲率效應(yīng)引起的誤差，易引入偽熵，導(dǎo)致物面附近流場(chǎng)計(jì)算精度下降。本文在虛擬單元-浸入邊界處理方法基礎(chǔ)上，發(fā)展參考點(diǎn)流動(dòng)物理量雙線性插值方法，并結(jié)合局部曲率信息進(jìn)行外推重構(gòu)虛擬點(diǎn)物理量，建立了笛卡爾網(wǎng)格下的曲率修正浸入邊界方法。Pr...

無人機(jī)氣動(dòng)/風(fēng)能獲取一體化設(shè)計(jì)

摘要：動(dòng)態(tài)滑翔作為一種通過穿越水平風(fēng)梯度實(shí)現(xiàn)無動(dòng)力長(zhǎng)距離飛行的特殊飛行模式，在提升無人機(jī)航程與航時(shí)方面極具潛力。本文聚焦固定翼參數(shù)化設(shè)計(jì)，通過仿生關(guān)節(jié)結(jié)構(gòu)的靜態(tài)外形優(yōu)化替代動(dòng)態(tài)變形控制，在避免復(fù)雜機(jī)構(gòu)的同時(shí)實(shí)現(xiàn)高效能量獲取。本文通過計(jì)算不同設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力結(jié)果進(jìn)行分析，提出無人機(jī)氣動(dòng)/風(fēng)能獲取一體化設(shè)計(jì)方法。該方法利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)力的快速求解，并以最大化獲能為優(yōu)化目標(biāo)，利用高斯偽譜法求解最佳機(jī)翼...

基于透氣結(jié)構(gòu)的海鷗仿生翼型氣動(dòng)特性

摘要：羽毛是鳥類飛行的關(guān)鍵部件，是構(gòu)成鳥翼外形的核心元素，其自身透氣特性也是影響鳥翼氣動(dòng)特性的重要因素。本文將羽毛簡(jiǎn)化為多孔介質(zhì)，將多孔介質(zhì)覆蓋在海鷗仿生翼型表面來模擬透氣結(jié)構(gòu)，應(yīng)用多孔介質(zhì)的滲流理論，通過CFD方法探究此仿生結(jié)構(gòu)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明：多孔介質(zhì)對(duì)翼型的氣動(dòng)性能有顯著影響，從壁面壓力分布、摩擦阻力分布以及空間速度分布等方面的影響機(jī)制分析來看，在多孔介質(zhì)作用下，翼型失速迎角增加5°...

考慮流固耦合效應(yīng)的壓氣機(jī)葉片氣動(dòng)性能研究

摘要：為精確量化跨聲速葉片氣彈耦合效應(yīng)并揭示其流動(dòng)機(jī)理，本文使用自研流固耦合仿真軟件AENS，對(duì)NASA Rotor 67跨聲速風(fēng)扇葉片進(jìn)行流固耦合分析。通過分析跨聲速轉(zhuǎn)子葉片靜氣動(dòng)彈性變形，分離葉片關(guān)鍵形變參數(shù)，進(jìn)一步研究葉片變形對(duì)靜氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明，在離心載荷和氣動(dòng)載荷的共同作用下，葉片變形主要為彎掠變形，且伴隨安裝角變化和徑向變形。彎掠變形導(dǎo)致氣流對(duì)葉片施加的載荷徑向分量增大，分離區(qū)發(fā)展至...

渦輪級(jí)間燃燒室內(nèi)混合與燃燒特性數(shù)值研究

摘要：針對(duì)渦輪級(jí)間燃燒室內(nèi)燃料/空氣混合與燃燒特性展開數(shù)值研究，本文重點(diǎn)探討噴注方式對(duì)混合機(jī)理的影響規(guī)律及燃燒過程的控制機(jī)制。通過引入宏觀與微觀混合概念，結(jié)合ANSYS Fluent軟件建立數(shù)值模型，采用火焰生成流形模型模擬湍流燃燒過程，并利用輸運(yùn)方程分析燃料在凹腔回流區(qū)的駐留時(shí)間特性。通過對(duì)比4種不同噴注方案（前壁、頂壁、后壁及組合噴注）對(duì)混合效率、燃燒效率及火焰穩(wěn)定性的影響，發(fā)現(xiàn)：噴注方式顯著改變?nèi)?..

基于八叉樹細(xì)化的高效四面體網(wǎng)格生成

摘要：非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格是一種在計(jì)算機(jī)輔助工程和計(jì)算機(jī)圖形學(xué)中廣泛應(yīng)用的網(wǎng)格類型，相對(duì)于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格可以更好地適應(yīng)復(fù)雜幾何形狀。當(dāng)前的非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格生成方法多數(shù)需要先生成表面網(wǎng)格，再基于表面網(wǎng)格生成體網(wǎng)格，在大型復(fù)雜模型的高精度仿真中往往會(huì)出現(xiàn)三維網(wǎng)格生成出錯(cuò)或規(guī)模過大的情況，在生成效率方面難以有較大突破。為了克服現(xiàn)有技術(shù)中網(wǎng)格生成效率低、魯棒性較差、實(shí)現(xiàn)過程復(fù)雜等缺陷，提出了一種基于八叉樹細(xì)化的非結(jié)構(gòu)化四...

NACA0012低跨聲速近地俯仰遲滯特性研究

摘要：針對(duì)電磁助推近地起飛過程中面臨的俯仰振動(dòng)問題，以NACA0012翼型為研究對(duì)象，提出了跨聲速靜態(tài)地面效應(yīng)的分層依據(jù)，對(duì)比了各分層中的流動(dòng)模態(tài)及氣動(dòng)特性，隨后研究了地面效應(yīng)、減縮頻率對(duì)俯仰遲滯特性的影響，并分析了遲滯環(huán)形態(tài)、轉(zhuǎn)向、飽滿度變化的原因。結(jié)果表明，翼型下方流道收縮比與等熵極限的差值是對(duì)地面效應(yīng)分層及判斷流動(dòng)模態(tài)的重要依據(jù)。含攻角影響下的跨聲速靜態(tài)地面效應(yīng)可分為3個(gè)層次，依次是呈整體通流的第...

航空燃料水分低溫結(jié)冰相場(chǎng)數(shù)值模擬

摘要：為研究不同工況下航空燃油水分低溫冰晶的生長(zhǎng)特性，依據(jù)相場(chǎng)理論、傳熱傳質(zhì)方程和能量守恒方程，建立了航空燃油低溫結(jié)冰模型，分析了不同時(shí)刻水濃度、各向異性強(qiáng)度等參數(shù)對(duì)冰晶生長(zhǎng)特性的影響。結(jié)果表明：燃料水濃度越大，固相率和枝晶直徑也越大；隨著各向異性強(qiáng)度的增加，冰晶直徑呈上升趨勢(shì)，最后在恒定值附近小幅波動(dòng)；環(huán)境對(duì)冰晶的形態(tài)有顯著的影響，當(dāng)冰晶環(huán)境從空氣變?yōu)槿剂蠒r(shí)，冰晶的側(cè)枝不再生長(zhǎng)，而冰晶的尺寸相應(yīng)減小。...

高速斜板液膜冷卻的數(shù)值模擬研究

摘要：臨近空間飛行器面臨嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題，液膜因具有高效的冷卻能力被認(rèn)為是有前景和潛力的熱防護(hù)途徑之一。本文針對(duì)馬赫5下斜板液膜冷卻過程開展數(shù)值模擬，采用二階精度耦合隱式算法求解Navier-Stokes方程，通過流體體積法和網(wǎng)格自適應(yīng)加密技術(shù)捕捉兩相流動(dòng)界面及之間的相互作用，并引入蒸發(fā)模型模擬液體蒸發(fā)時(shí)吸收熱量的過程，分析了高速斜板表面液膜鋪展、演化過程中的流場(chǎng)典型結(jié)構(gòu)，討論了冷卻工質(zhì)的質(zhì)量流量、表...

氣動(dòng)熱力耦合作用下結(jié)構(gòu)累積熱變形的演化特性及影響

摘要：新一代大尺度輕質(zhì)飛行器長(zhǎng)航時(shí)高速飛行時(shí)，累積熱變形問題比傳統(tǒng)飛行器更顯著，對(duì)飛行不利。針對(duì)典型大長(zhǎng)細(xì)比空腔平板結(jié)構(gòu)，采用高保真全數(shù)值的氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)多物理場(chǎng)耦合分析方法，開展了氣動(dòng)熱和氣動(dòng)力耦合作用下結(jié)構(gòu)變形演化特性、熱/力因素作用機(jī)理及變形對(duì)飛行性能的影響研究。研究結(jié)果表明，在長(zhǎng)時(shí)間嚴(yán)酷加熱條件下，空腔結(jié)構(gòu)的熱變形特征主要由熱因素的時(shí)間累積效應(yīng)和力因素的瞬時(shí)作用共同決定，其演化過程呈現(xiàn)3個(gè)演化...

數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的升力體飛行器表面熱流快速預(yù)測(cè)

摘要：為實(shí)現(xiàn)高速升力體氣動(dòng)熱的快速預(yù)測(cè)、提升預(yù)測(cè)模型的泛化能力，本文針對(duì)一類三維升力體外形，基于參數(shù)化建模方法構(gòu)建了包含15種外形、36種飛行條件，合計(jì)540個(gè)算例的升力體外形氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)集，并提出了一種基于切片和插值策略的數(shù)據(jù)預(yù)處理方式，將飛行器的外形及物面信息轉(zhuǎn)化為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)能夠識(shí)別的矩陣形式。然后，結(jié)合Transformer、多層感知機(jī)與UNet設(shè)計(jì)了一種編碼器-解碼器架構(gòu)的網(wǎng)絡(luò)模型D-TMU，并使用...

基于動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格的折疊翼展開過程非定常氣動(dòng)加熱數(shù)值模擬

摘要：相比于傳統(tǒng)高速飛行器，折疊翼飛行器除了面臨常規(guī)固定翼的氣動(dòng)加熱問題外，還面臨翼展開過程中帶來的局部熱擾動(dòng)問題，對(duì)防熱設(shè)計(jì)提出嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。針對(duì)折疊翼飛行器動(dòng)態(tài)展開過程中的氣動(dòng)熱環(huán)境特性，建立了基于剛體運(yùn)動(dòng)理論和動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法的非定常數(shù)值模擬方法。通過構(gòu)建折疊翼簡(jiǎn)化模型，系統(tǒng)分析了翼面展開過程中的非定常流場(chǎng)演化特征及其氣動(dòng)加熱規(guī)律。研究結(jié)果表明：與準(zhǔn)定常仿真計(jì)算結(jié)果相比，兩種方法得到的熱流分布總體上基...

基于稀疏神經(jīng)核的多保真度代理模型

摘要：在航空航天技術(shù)領(lǐng)域，為平衡代理模型的訓(xùn)練成本與預(yù)測(cè)精度，需要發(fā)展能夠有效挖掘多保真度數(shù)據(jù)間潛在相關(guān)性的建模方法。針對(duì)現(xiàn)有模型依賴預(yù)設(shè)核函數(shù)、缺乏數(shù)據(jù)自適應(yīng)性的問題，提出了一種基于稀疏混合專家神經(jīng)核（mixture of experts neural kernel, MoENK）的多保真度代理模型。MoENK通過線性混合和乘積混合基本單元構(gòu)造新核函數(shù)，選擇性屏蔽中間結(jié)果以過濾噪聲，并應(yīng)用于多任務(wù)高斯...

尖錐頭部溫度變化對(duì)高速邊界層不穩(wěn)定性的影響實(shí)驗(yàn)

摘要：高速邊界層轉(zhuǎn)捩直接影響高速飛行器的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)，而局部壁面溫度變化可影響高速邊界層轉(zhuǎn)捩，但影響規(guī)律仍有待進(jìn)一步研究。本文基于馬赫6 Ludwieg管風(fēng)洞，采用高頻壓力傳感器、高速紅外相機(jī)和聚焦激光差分干涉儀對(duì)零攻角7°半張角尖錐模型開展了頭部溫度變化對(duì)高速邊界層不穩(wěn)定性影響的實(shí)驗(yàn)研究，為高速飛行器熱防護(hù)與氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支撐。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，頭部溫度變化區(qū)域位于同步點(diǎn)上游時(shí)，尖錐頭部冷卻會(huì)增強(qiáng)...

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