科研动态 | 中山大学航空航天学院CFD研究与应用团队在航空航天领域顶刊Aerospace Science and Technology发表最新成果

发布人：胡文清责任审核人：罗愈业发布日期：2026-06-05

跨声速飞行条件下，翼型表面的激波会与边界层发生强烈相互作用，诱导分离、再附和尾迹涡结构演化，进而形成自持的大幅激波振荡，即跨声速抖振。抖振会限制飞行包线、诱发结构振动并降低运行效率，是高速飞行器气动设计和安全运行中需要重点解决的非定常流动问题。

围绕抖振产生、维持与控制这一关键问题，中山大学航空航天学院 CFD 研究与应用团队以 OAT15A 超临界翼型为研究对象，采用高阶加权紧致非线性格式（WCNS）与脱体涡模拟（DES）方法开展高保真数值模拟，并结合涡量输运方程和边界涡动力学从“流场结构—边界致因”两级机制揭示抖振反馈过程。研究进一步提出一种二次回流射流控制策略，通过改变激波结构和边界涡通量分布有效抑制抖振。研究成果以“Buffet mechanism and control based on boundary vorticity dynamics”为题发表于 Aerospace Science and Technology 期刊（中科院一区 Top，IF 5.8）。中山大学航空航天学院盛子帅为第一作者，张怀宝副教授为通讯作者。

研究亮点

高保真抖振模拟与验证：采用五阶 WCNS 格式与分离涡模拟（DES）方法对 OAT15A 超临界翼型跨声速抖振进行数值模拟，计算得到的平均压力系数、速度分布及抖振频率与实验结果具有良好的一致性，为后续机理分析提供了可靠的数据集。

涡量输运揭示抖振触发因素：基于涡量输运方程，将涡量分解为膨胀项、斜压项和对流项等要素，发现尾缘区域产生并向上游传播的涡量对流项，该项是诱导边界层失稳并触发抖振的重要因素。

边界涡动力学阐明维持机制：从边界涡通量（BVF）出发，揭示 BVF 峰值位置与壁面涡量零点之间的相位滞后和迟滞效应会形成维持抖振的反馈回路，其时空累积效应类似“弹簧-质量”系统。

面向机理的二次回流射流控制：设计了两种翼型内部通道，通过连通激波前后压力区，使部分流体在压差驱动下由激波下游回流至上游，增强边界层抗分离能力、改变激波结构并调节 BVF 峰值区域。

显著抑制抖振并提升气动性能：数值结果表明，构型1可完全抑制抖振，构型2将升力系数振幅由基准翼型的 0.2851 降至 0.0012；两种构型的平均阻力分别降低约 12% 和 17%，升阻比分别提高约 12% 和 16%。

图文导读

研究首先构建了 OAT15A 超临界翼型跨声速抖振数值模拟方法。计算状态选取来流马赫数 0.73、基于弦长的雷诺数 3×106、攻角 3.5°，采用 C-H 型网格并保证近壁面第一层网格满足 y+<1。通过网格无关性验证、表面压力系数对比以及不同壁面高度处速度剖面和 RMS 脉动速度对比，证明高阶格式与 DES 组合能够较好捕捉激波、分离和尾迹涡结构，为抖振机理分析提供了基础。

在基准 OAT15A 翼型中，升力系数呈现明显周期性振荡，反映出激波在翼型吸力面上的自持往复运动。一个抖振周期内，激波先逐渐向上游移动，同时激波后的逆压梯度变化；随后激波达到最上游位置并向下游返回，最终完成一个周期。压力比曲线进一步表明，激波强度在周期内经历增强、减弱和再次恢复的过程。

从流场结构层面看，激波后的边界层分离、尾缘分离以及尾迹涡结构的演化共同塑造了抖振过程。论文中不同相位的涡量分布显示，靠近壁面的正涡量区域随激波运动不断扩展或衰减；当激波诱导分离与尾缘分离相互作用时，分离区增强并推动激波继续向上游移动，而当正涡量不足以维持上游传播时，激波逐渐向下游退回。

进一步通过涡量输运方程分析发现，相比膨胀项和斜压项，涡量对流项在激波后至尾迹区域具有更显著作用。尾缘附近形成的正涡量对流项向上游传播，增强近壁正涡量并促进分离发展，是触发边界层失稳和抖振起始的关键因素。该结果从涡量输运角度支持了抖振源于边界层失稳的认识。

从边界致因层面看，边界涡通量（BVF）并不是单纯的流场结构，而是壁面涡量生成及其向流场扩散的动力学过程。论文发现，BVF 峰值位置与壁面涡量零点之间存在相位滞后和迟滞效应：当两者相位差缩小时，正涡量累积减弱，分离和激波强度降低；当两者逐渐远离时，正涡量累积增强，使分离和激波运动重新发展。该过程类似“弹簧-质量”系统，BVF 的时空累积效应相当于恢复力，推动激波在平衡位置附近发生类简谐振荡。