超级军网中国空气动力学2003年的新进展——中国空气动力学会
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中国空气动力学2003年的新进展——中国空气动力学会
中国空气动力学2003年的新进展
中国空气动力学会
关键词 空气动力学 神舟飞船 学科进展 学术交流
2003年中国空气动力学在理论分析研究、实验研究、计算流体力学研究、实验模拟设备研制和空气动力学的工程应用研究等诸多领域都取得了一批新的重要研究成果。这一年我国成功发射、回收神舟号载人飞船，我国空气动力学界多年来为神舟号载人飞船所做的大量研究工作，2003年得到了载人飞行的实践检验，满意显示了我国的空气动力学研究能力和水平。
一． 飞船关键空气动力学问题的研究成果得到了实践的检验
飞船再入地球大气层，经历了自由分子流、过渡流、滑移流和连续流不同的流动领域，飞行马赫数从28到0.6，飞行高度从340km到地面，几乎经历了空气动力学全部研究领域，需解决的问题繁多且复杂。返回飞行段是事故多发段，航天员从太空返回地面的各项技术必须引起高度重视，返回舱的气动设计是返回技术的关键技术之一，是航天员生命安全主要保证之一。
神舟飞船由中国空间技术研究院进行总体设计，参加气动研究任务的有中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、科学院力学所、北京航空航天大学、国防科技大学等。飞船气动问题在以庄逢甘院士为首的气动攻关组指导下，是众多气动专家共同精心研究完成的。初期，庄逢甘院士就概括总结载人飞行器空气动力学的十大关键技术：1）逃逸飞行器气动性能，特别是稳定性裕度；2）喷流模拟及喷流影响分析；3）低空与高空分离问题；4）飞船亚跨声速空气动力性能确定；5）动态气动力，特别是多个配平角问题；6）突起物影响；7）反作用控制系统气动问题；8）热结构问题；9）局部热环境问题；10）拐角半径影响问题。神舟飞船总体设计部与气动研究单位共同商讨制订了载人飞船风洞试验和研究大纲。根据这个大纲，针对所要解决的关键技术，研究项目归纳为如下十大地面试验、十大计算和三大飞行实验问题。2003年飞船的发射、返回的成功使以上计算、地面试验和飞行试验研究成果得到了成功的检验，有了明确的结论。
（一）主要解决的空气动力学问题
风洞试验主要有：
飞船亚跨超声速静态测力试验；高超声速静态测力试验；高超声速测压、测热风洞试验；低密风洞静态测力、测热试验；激波风洞测力、测热实验；亚跨超声速动导数测量风洞试验；高超声速动导数测量风洞试验；姿控发动机喷流影响试验研究；局部突起物热流测量风洞试验；油流试验模拟。
数值计算主要有：
飞船的高超声速粘性流场数值计算；高超声速无粘流数值计算；动态稳定性计算；跨声速无粘和粘性流场数值计算；热化学平衡和非平衡状态无粘及粘性流场数值计算；过渡区气动性能数值模拟；稀薄气体蒙特卡罗数值计算及稀薄气体气动力(热)计算；气动加热计算；热环境计算；局部热流计算。
飞行试验
飞船飞行的辨识模型、辨识方法的研究；飞行试验的气动参数辨识技术；气动参数辨识方案。
（二）主要成果
通过以上研究，优选并确定了飞船返回舱的理论外形；给出了返回舱带突起物外形全套静、动态气动力数据和返回舱沿返回弹道的气动热环境数据；研制和开发了“返回舱气动设计一体化软件系统”；进行了飞行试验的气动参数辨识。
五次飞行试验显示，返回舱再入过程反映了良好的操纵性，飞行弹道与设计弹道是一致性较好，返回舱升力控制正常，返回舱实际落点与理论预测落点仅相差10公里左右；返回舱防热层有效地经受了再入恶劣环境的考验，防热层表面烧蚀情况与飞行试验前预期情况一致；神3到神5的气动参数辨识结果显示，三次飞行试验的气动参数辨识结果一致较好；三次飞行试验辨识结果与设计使用值符合较好。以上充分说明，返回舱气动外形设计合理、正确，地面试验和数值计算对返回舱气动特性的预测是基本正确的，所提供的气动数据准确、可靠。在这些研究中，数值计算方法，大攻角实验，动态稳定性理论和实验，局部突出物和喷流干扰，热流实验等理论和实验技术，都有新的发展。
二．2003年空气动力学研究主要创新性进展
（一）理论、数值计算研究新进展
1．稀薄气体动力学研究进展[1,2]
最近，Nie，Doolen，Chen[3]用Lattice Boltzmann 方法来模拟槽道以及MEMS中的气体流动，力学所稀薄气体力学组用DSMC方法和IP方法对Lattice Boltzmann 方法(LBM)在微槽道中的模拟结果进行了检验[4]，表明LBM在小Kn数下给出与DSMC和IP方法相符较好结果，但在大的Kn数下，LBM与DSMC和IP方法的结果相差很大，说明现有的LBM方法不适合模拟过渡领域中的微槽道流动问题。力学所稀薄气体力学组分析了[5]火箭剩余推进剂在轨排放时产生的液滴和蒸气分子的羽流场，通过追踪液滴运动和蒸发过程，利用DSMC方法计算蒸气分子的运动和碰撞，得到流场，压力和剪切应力分布等。利用所得力矩分析箭体的姿态控制得到飞行数据的支持。樊菁发展了一种新的分子碰撞模型-概况性软球模型[6]，可以在模拟中很好体现Lennard-Jones势和Stockmayer势的输运系数。
2．从连续流到稀疏气体流求解的统一算法
中国空气动力发展中心李志辉，利用张涵信提出的从连续流到稀疏气体流求解简化Boltzmann方程(BGK方程)的统一算法，发展了离散速度坐标法，并从物理角度讨论了Boltzmann方程的碰撞积分简化的运用性，将非定常计算流体力学的差分方法推广到求解多变量的Boltzmann方程。数值求解与实验结果比较，所求解的从连续流到稀疏气体流的结果是一致的。解决了从连续流到稀疏气体流的多尺度统一算法问题[7,8,9]，同时，他和陆林生等还发展了并行算法[10]。最近，李志辉等把此方法推广到求解MEMS中管道流动，得到了很好的结果[11]。
3．基于特征变量的紧致－WENO混合格式[12]
任玉新、刘淼儿、张涵信提出了一种基于特征变量的守恒型紧致格式，并与基于特征变量的Roe型WENO格式结合，构成了一种新型的混合格式。作者构造了一种连续且分段光滑的权函数，可以自动实现两种格式之间的连续转换，避免了由一种格式突然变化到另一种格式时可能出现的非线性扰动。作者还设计了一种考虑多维效应的熵修正方法，较好地解决了Roe型格式在计算多维问题时的奇偶失连和Carbuncle现象。数值实验表明，基于特征变量的紧致－WENO混合格式在含有激波的复杂流场计算中取得了很好的效果，并可望在包含激波的可压缩湍流直接数值模拟等领域得到应用。
4．三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟[13]
为了给出三维不稳定结构的空间发展过程，沈清、袁湘江、张涵信用直接数值模拟方法对三维不稳定结构的演化过程进行了计算，发现了一个有趣的现象。剪切层中的二维扰动波可在相当长的距离内保持二维特征，但是在失稳过程中可自然调制出一个非常弱的三维波，若在二维波上以亚谐频率附加该三维波，则可以迅速地发展出快速增长的湍流特征结构，即后掠涡结构。
该研究采用直接数值模拟方法对Mc=0.5的三维平面超声速自由剪切层进行了计算，采用了三阶精度的有限差分方法求解Navier-Stokes 方程。首先，对二维扰动波的传播进行了模拟，对其失稳特性进行了分析，发现流动可自然调制出一个非常弱的三维波。将该三维波以亚谐频率附加在原二维波上，可以发现剪切层的失稳过程被极大地增强了。
该研究表明，剪切层的失稳结构对于二维效应和三维效应有很大的不同。在三维流场的二维波计算中，二维结构在较长的距离内保持二维特征，但是可以自然调制出三维横向波。若把该横向波用合适的频率与二维波叠加，则可以迅速地激发出湍流特征的后掠涡结构，由此可快速地促发流动转捩。这个现象与Kelvin-Helmholtz不稳定性进入湍流的演化过程不同。需要指出，由于二维和三维剪切层失稳特性的不同，人们应当注意三维超声速剪切层的研究。
作者从以前和近期的研究中得出结论，对于超声速混合层的混合增强技术，不仅可以利用Kelvin-Helmholtz的不稳定理论，还可以利用二维TS波与亚谐斜波的相互作用机理。
5．RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究[14]
火箭基组合动力循环（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）整合了传统火箭发动机和吸气式发动机的优点，是一种很有前景的推进方案。中国科技大学黄生洪等针对如何在RBCC引射模态获得推力增强的关键技术，数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式的RBCC引射模态亚、跨、超声速流场，提出了能定量比较不同流场引射掺混状况的掺混度模型，并在改进方案中获得了8%的推力增强。结论认为较高掺混速率、较优引射比及有效二次燃烧延迟是获得推力增强的重要因素，为开展相关实验研究指明方向。
6．环境流体力学研究进展
针对人类面临的环境问题，研究自然环境中的复杂流动和物质、能量输运的基本过程，重点解决若干与我国社会、经济可持续发展有关的环境流体力学中的关键科学问题。中科院力学所李家春院士领导的课题组近年来的主要进展有：
l 研究大气湍流，描述陆气、海气相互作用和动量、水分、能量交换，揭示了生物结皮层对植被演替的影响和海面阻力系数同风速、波龄的关系。
l 建立了黄土高原产流、侵蚀模型，获得了不同雨型和植被覆盖条件下的产流、产沙规律。
l 发展了河口流场的理论模式，获得了盐度、泥沙运动规律及其对最大浑浊带和河口环境的影响。
（二）实验研究新进展
1．可压缩湍流混合层特性与混合增强研究[15]
中国航天科技集团公司第701研究所崔尔杰院士、熊红亮博士及其高超声速研究室开展了卓有成效的可压缩湍流实验研究工作。他们研制建造了国内第一座超声速剪切小风洞，提出了可压缩湍流显示的纳秒级特征时间概念，采用脉冲宽度分别为200μs和10ns的光源曝光在国内第一次获得了清晰的可压缩混合层时均和瞬时纹影图象；证实了可压缩混合层厚度增长率随对流马赫数提高显著下降的规律，证实了可压缩混合层中存在大尺度结构以及对流马赫数Mc=0。6的临界性质；通过直接数值模拟和实验研究发现在对流马赫数Mc=0。3情况下，改变来流速度剖面可有效地控制可压缩混合层中的涡运动。
2．双爆轰驱动的激波管技术[16,17,18]
爆轰驱动就是在激波管中使用爆轰产生的高温高压燃气去驱动产生强激波的一种实验方法。爆轰驱动有反向和前向两种驱动方式。反向爆轰驱动有较高的品质，而前向爆轰驱动拥有极强的驱动能力，只是限于本身的驱动不定常性而难以应用。俞鸿儒提出了双爆轰驱动方法：在前向爆轰驱动段上游串接一辅爆轰驱动段，利用此段爆轰后产生的高温高压气体柱，来起爆主驱动段中的氢氧混合气体，并消除主驱动段爆轰波后的Taylor稀疏波。实验结果表明：在双氢氧爆轰驱动激波管中，辅驱动段的初始压力只需大于主驱动段初始压力的几倍，便可在被驱动段获得较低的入射激波衰减率和较强的驱动能力，且P5区获得更长的驱动时间。
3．高超声速飞行器气动布局研究[19,20,21,22]
力学所王发民课题组在国内首次开展了飞行器发动机一体化实验，主要成果有：
根据发动机所需的高压、高温均匀气流，以前体预压缩性能为目标函数，开展了前体压缩面几何参数的优化设计。以此为基础，提出了一种既能满足高压、高温均匀预压缩来流，又具有高升阻比的变锥角楔－椭圆锥乘波体生成法。
提出了前体预压缩面/冲压发动机进气道一体化设计的激波组合法，获得了前体较好的总压恢复系数，且在高空为发动机最大限度地提供预压缩气流；在大气密度大时，进气道自动溢流，启动性能好。
用设计阻块的方法，模拟由于燃烧引起的逆压梯度，在风洞中实验了模态转换的概念，回答了国内争议十多年的基础概念问题。
该项目设计了前体、推进系统一体化模型，推进系统采用积木式设计，进行了不同压缩比和燃烧室不同背压的实验，说明了进气道气动性能及压缩比的设计准则。在我国首次提出有独立知识产权的整个飞行器和推进系统一体化设计方案，部分成果已得到型号部门采纳。
4．低速风洞推力转向试验技术研究[23]
中国空气动力研究与发展中心CARDC低速所黄勇、姜裕标等近十年来在低速风洞推力转向试验技术研究上取得成果，如发展单支杆腹、背部支撑推力转向控制和张线式支撑推力转向控制风洞试验装置。其中张线式支撑推力转向控制风洞试验装置采用的内管路方案与国外最新发表的试验方案原理与结构相似，但模型在风洞中的张线支撑方式是世界上独一无二的，具有十分明显的优点；对两种典型歼击机布局模型在推力转向作用下的气动特性进行了系统的（包括测力和PIV流场测量）试验研究，基本摸清了推力转向对模型绕流场的干扰规律。
5．民机低速测力试验技术的新突破
民用飞机尤其是大型运输机的研制对风洞试验技术提出了更高的要求，特别是阻力的测量精度达到0.0001是必须要保证的。为了满足民机研制的需求，气动院民机课题组专门对民机测力试验技术进行了研究和探索，在民机后体试验技术的基础上，对全机测力进行了如下技术改进：
1) 重新设计支撑模型的核心件，使模型重心和天平校心重合，减少模型自重的影响；
2) 设计加工新的载荷匹配的高精度天平，增加天平阻力元的输出，提高阻力测量精度；
技术改进完成后进行了风洞试验，试验迎角范围是 ，试验精度取得了重大突破，试验结果见附表。该项试验技术取得的重大突破，尤其是阻力测量精度的大幅度提高，将为我国民用飞机的研制提供有力的保障。
附表 试验结果与国军标对比
项目
σcy
σcx
σmz
σmx
σmy
σcz
国军标
合格指标
0.0040
0.0005
0.0012
0.0005
0.0005
0.0012
先进指标
0.0010
0.0002
0.0003
0.0001
0.0001
0.0003
试验结果
0.00084
0.00011
0.00034
0.00007
0.00005
0.00022
以上研究成果，在空气动力学前沿问题研讨会、第八届全国空气弹性学术交流会，全国流体力学青年研讨会，气动实验设备发展规划研讨会，海峡两岸CFD交流会等学术会议上分别进行了交流。
三．学会学术交流和学术期刊工作简要
（一） 学术交流概况
虽受“非典”影响，本学会及所属各专业委员会仍然积极组织各种学术会议，并按照学会举办精品学术会议的要求，向专、深、高的方向发展。今年召开的学术会议总计13个，参会代表903人次，发表论文592篇，出版论文集10种共850册。由于专题明确，会议代表都是本专题的行家，讨论深入，并且涉及前沿技术和理论的发展，会议论文质量比过去有显著提高，这是一个重要特点。
（二）《流体力学实验与测量》
2003年,《流体力学实验与测量》改为大16K印刷。刊载信息量明显增加，内容更加丰富。这些论文大多数来自中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、北京航空航天大学等20多个科研院校等单位，几乎包括了国内所有从事流体力学研究的单位和大多数研究人员和院校师生。
2003年所刊登的论文，基金和资助论文比例达到55.6%，这些论文的研究内容有很高的学术水平和实际应用价值。
2003年《流体力学实验与测量》所刊登过的论文较全面地反映了实验流体力学特别是实验空气动力学的发展方向，反映了在型号研制发展方向、测控技术、数据处理、工程估算等方面所做的许多开拓性创新工作，并反映了空气动力学实验技术紧密与型号研制、改型相结合、与国民经济建设相结合，共为国防建树为国民经济服务的发展方向。
2003年《流体力学实验与测量》部分图片继续进行彩色印刷，印刷、装订质量明显提高，读者反映良好。
（三）《空气动力学学报》
2003年，《空气动力学学报》一如既往遵循“理论上有创新，学术上有新思想，理论与实践结合上有新特色、新方法，应用上有较大价值”的办刊宗旨，注重刊登有创新的论文，刊登反映空气动力学领域发展方向和前沿问题的论文，刊登服务于国防建设和国民经济建设的有关论文，刊登国家自然科学基金资助的论文，基金资助论文占全年论文比为：60.9％。
表1 学会2003年科技期刊论文刊载情况
类别 刊物名称 论文总数 各分支学科篇数 占总数%
国内
流体力学实验与测量 109篇
流体力学进展6篇 5.5
实验流体力学103篇 94.5
空气动力学学报 69篇
计算空气动力学65篇 95
实验空气动力学4篇 5
合计
178篇
《空气动力学学报》推荐期刊优秀论文取得成绩。
根据中国科协《关于推荐中国科技期刊优秀论文的通知》精神，从2003年起，今后每年评选100篇，每个期刊只能推选一篇。学报编辑部推选了四篇。其中，张涵信等的《飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究》被中国科协评为2003年度百篇中国科技期刊优秀论文之一。
《空气动力学学报》 申请中国科协专项资助经费取得成绩。
2003年，《学报》编辑部编写并上报了“关于《空气动力学学报》申请中国科协2003年度择优支持基础性和高科技学术期刊专项资助经费的报告”，并最终获得中国科协2万元的专项资助经费，用于购买较好的计算机3台，更换了编辑部已使用7、8年的老式计算机，较大改善了编辑部的计算机编辑做图硬件。
《空气动力学学报》继续加强业务培训。
2003年8月21日~29日，《学报》编辑部编辑刘兰芳同志参加了在云南昆明举行的《第四届海峡两岸计算流体力学研讨会》，了解了计算流体力学的最新动态；2003年12月1日至7日，《学报》编辑部编辑贾峰同志参加了在云南昆明举办的 “第三届中国科技期刊青年编辑学术研讨会”，并发表“科技期刊青年编辑应具备的素质” 论文一篇；同时，与来自全国不同行业的编辑人员交流了经验，学习了编辑知识；特别是一些编辑部如何加入国际知名数据库的经验。
《空气动力学学报》进行了部分改革尝试工作。
2003年，为提高《空气动力学学报》的审稿质量，改革了《学报》的专家稿件审查意见书；历时数月，重新收集整理了全国审稿专家名单。进行了编辑部组织审稿和两名知名专家教授推荐稿件相结合审稿方式的尝试；并为2004年《学报》改为大16K版和编辑、作图、校对一体化做好积极准备。
参考文献
1. 沈青. 稀薄气体动力学. 国防工业出版社(2003).
2. C. Shen，J. Fan，C，Xie. Statistical simulation of rarefied gas flows in micro-channels. Journal of Computational Physics, 2003，Vol.189, pp.512-526.
3. X.B. Nie，G.D. Doolen，S.Y. Chen. Lattice Boltzmann simulation of fluid flows in MEMS. J. Statistical Physics，2002，Vol.107, pp.279-289.
4. C. Shen，D.B. Tian，C. Xie，J. Fan. Examination of the LBM in simulation of microchannel flow in transitional regime. Proceedings of the First International Conference on Microchannels and Minichannels，Rochester，2003，April 24-25, pp.405-410.
5. 樊菁，刘宏立，蒋建政，彭世锍，沈青. 火箭剩余推进剂在轨排放的分析与模拟，力学学报.
6. J. Fan. A generalized soft-sphere model for Monte Carlo method. Physics of Fluids，2002，Vol.14, pp.4399-4405.
7. 李志辉，张涵信. 稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究，空气动力学学报, 2003, Vol.21, No.3, pp.1-12.
8. Zhihui Li, Hanxin Zhang. Numerical Investigation from Rarefied Flow to Continuum by Solving the Boltzmann Model Equation，International Journal of Numerical Methods in Fluids , 2003, Vol.42, pp.361-382.
9. 李志辉，张涵信，符松. 基于Boltzmann模型方程的气体运动论HPF并行算法研究，计算物理, 2003, Vol.20, No.1, pp.1-8.
10. 陆林生，李志辉等. 多相空间数值模拟并行化研究，计算机科学, 2003，Vol.30, No.3, pp.129-137.
11. 李志辉，符松，张涵信. 微槽道流动的Boltzmann模型方程算法研究, 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.351-361.
12. Ren Yuxin，Liu Miao’er，and Zhang Hanxin. A Characteristic-Wise Hybrid Compact-WENO Scheme for Solving Hyperbolic Conservation Laws，Journal of Computational Physics，Vol.192，Vo.2，pp 365-386，2003.
13. 沈清、袁湘江、张涵信. 三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟， 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.397-403.
14. 黄生洪，徐胜利. RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.237－243.
15. 熊红亮，崔尔杰. 可压缩湍流混合层特性与混合增强研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.491－497.
16. H. Chen，W. Zhao，X.Y. Xing，H.R.Yu. Double Detonation Drivers for a Shock Tube/Tunnel，Proc. 23rd ISSW，Texas，U.S.A.，2001，pp472~478.
17. 陈宏，赵伟，林建民，俞鸿儒. 用双爆轰驱动的激波管技术，第十届全国激波与激波管学术讨论会论文集，2002，10，pp81~85.
18. 俞鸿儒，陈宏. 爆轰驱动激波管/风洞性能改进，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.66~72.
19. 姚文秀，雷麦芳，杨耀栋，王发民. 高超声速飞行器气动实验研究，宇航学报，2002. 6，第23卷，第6期，P82－86.
20. Liu Jia，Wenxiu Yao，Maifang Lei，Faming wang. Forbody Compressibility Research of Hypersonic Vehicle， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
21. Hong Liu，Maifang Wang，LiWei Li. A Research on Scramjet Engine Integrated Hypersonic Waverider Vehicles， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
22. 王发民，姚文秀，刘宏，雷麦芳. 高超声速一体化技术，高超声速技术持续发展战略讨论会，中国科学院香山科学会议185次学术讨论会，大会邀请报告，2002、6，北京.
23. 黄勇、姜裕标，沈礼敏，黎立峰，尹达. 低速风洞推力转向试验技术研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.245－251.
执笔：符松
作者简介：符松，教育部长江学者特聘教授，清华大学航天航空学院副院长，流体力学研究所所长。主要从事湍流研究。中国空气动力学2003年的新进展——中国空气动力学会
中国空气动力学2003年的新进展
中国空气动力学会
关键词 空气动力学 神舟飞船 学科进展 学术交流
2003年中国空气动力学在理论分析研究、实验研究、计算流体力学研究、实验模拟设备研制和空气动力学的工程应用研究等诸多领域都取得了一批新的重要研究成果。这一年我国成功发射、回收神舟号载人飞船，我国空气动力学界多年来为神舟号载人飞船所做的大量研究工作，2003年得到了载人飞行的实践检验，满意显示了我国的空气动力学研究能力和水平。
一． 飞船关键空气动力学问题的研究成果得到了实践的检验
飞船再入地球大气层，经历了自由分子流、过渡流、滑移流和连续流不同的流动领域，飞行马赫数从28到0.6，飞行高度从340km到地面，几乎经历了空气动力学全部研究领域，需解决的问题繁多且复杂。返回飞行段是事故多发段，航天员从太空返回地面的各项技术必须引起高度重视，返回舱的气动设计是返回技术的关键技术之一，是航天员生命安全主要保证之一。
神舟飞船由中国空间技术研究院进行总体设计，参加气动研究任务的有中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、科学院力学所、北京航空航天大学、国防科技大学等。飞船气动问题在以庄逢甘院士为首的气动攻关组指导下，是众多气动专家共同精心研究完成的。初期，庄逢甘院士就概括总结载人飞行器空气动力学的十大关键技术：1）逃逸飞行器气动性能，特别是稳定性裕度；2）喷流模拟及喷流影响分析；3）低空与高空分离问题；4）飞船亚跨声速空气动力性能确定；5）动态气动力，特别是多个配平角问题；6）突起物影响；7）反作用控制系统气动问题；8）热结构问题；9）局部热环境问题；10）拐角半径影响问题。神舟飞船总体设计部与气动研究单位共同商讨制订了载人飞船风洞试验和研究大纲。根据这个大纲，针对所要解决的关键技术，研究项目归纳为如下十大地面试验、十大计算和三大飞行实验问题。2003年飞船的发射、返回的成功使以上计算、地面试验和飞行试验研究成果得到了成功的检验，有了明确的结论。
（一）主要解决的空气动力学问题
风洞试验主要有：
飞船亚跨超声速静态测力试验；高超声速静态测力试验；高超声速测压、测热风洞试验；低密风洞静态测力、测热试验；激波风洞测力、测热实验；亚跨超声速动导数测量风洞试验；高超声速动导数测量风洞试验；姿控发动机喷流影响试验研究；局部突起物热流测量风洞试验；油流试验模拟。
数值计算主要有：
飞船的高超声速粘性流场数值计算；高超声速无粘流数值计算；动态稳定性计算；跨声速无粘和粘性流场数值计算；热化学平衡和非平衡状态无粘及粘性流场数值计算；过渡区气动性能数值模拟；稀薄气体蒙特卡罗数值计算及稀薄气体气动力(热)计算；气动加热计算；热环境计算；局部热流计算。
飞行试验
飞船飞行的辨识模型、辨识方法的研究；飞行试验的气动参数辨识技术；气动参数辨识方案。
（二）主要成果
通过以上研究，优选并确定了飞船返回舱的理论外形；给出了返回舱带突起物外形全套静、动态气动力数据和返回舱沿返回弹道的气动热环境数据；研制和开发了“返回舱气动设计一体化软件系统”；进行了飞行试验的气动参数辨识。
五次飞行试验显示，返回舱再入过程反映了良好的操纵性，飞行弹道与设计弹道是一致性较好，返回舱升力控制正常，返回舱实际落点与理论预测落点仅相差10公里左右；返回舱防热层有效地经受了再入恶劣环境的考验，防热层表面烧蚀情况与飞行试验前预期情况一致；神3到神5的气动参数辨识结果显示，三次飞行试验的气动参数辨识结果一致较好；三次飞行试验辨识结果与设计使用值符合较好。以上充分说明，返回舱气动外形设计合理、正确，地面试验和数值计算对返回舱气动特性的预测是基本正确的，所提供的气动数据准确、可靠。在这些研究中，数值计算方法，大攻角实验，动态稳定性理论和实验，局部突出物和喷流干扰，热流实验等理论和实验技术，都有新的发展。
二．2003年空气动力学研究主要创新性进展
（一）理论、数值计算研究新进展
1．稀薄气体动力学研究进展[1,2]
最近，Nie，Doolen，Chen[3]用Lattice Boltzmann 方法来模拟槽道以及MEMS中的气体流动，力学所稀薄气体力学组用DSMC方法和IP方法对Lattice Boltzmann 方法(LBM)在微槽道中的模拟结果进行了检验[4]，表明LBM在小Kn数下给出与DSMC和IP方法相符较好结果，但在大的Kn数下，LBM与DSMC和IP方法的结果相差很大，说明现有的LBM方法不适合模拟过渡领域中的微槽道流动问题。力学所稀薄气体力学组分析了[5]火箭剩余推进剂在轨排放时产生的液滴和蒸气分子的羽流场，通过追踪液滴运动和蒸发过程，利用DSMC方法计算蒸气分子的运动和碰撞，得到流场，压力和剪切应力分布等。利用所得力矩分析箭体的姿态控制得到飞行数据的支持。樊菁发展了一种新的分子碰撞模型-概况性软球模型[6]，可以在模拟中很好体现Lennard-Jones势和Stockmayer势的输运系数。
2．从连续流到稀疏气体流求解的统一算法
中国空气动力发展中心李志辉，利用张涵信提出的从连续流到稀疏气体流求解简化Boltzmann方程(BGK方程)的统一算法，发展了离散速度坐标法，并从物理角度讨论了Boltzmann方程的碰撞积分简化的运用性，将非定常计算流体力学的差分方法推广到求解多变量的Boltzmann方程。数值求解与实验结果比较，所求解的从连续流到稀疏气体流的结果是一致的。解决了从连续流到稀疏气体流的多尺度统一算法问题[7,8,9]，同时，他和陆林生等还发展了并行算法[10]。最近，李志辉等把此方法推广到求解MEMS中管道流动，得到了很好的结果[11]。
3．基于特征变量的紧致－WENO混合格式[12]
任玉新、刘淼儿、张涵信提出了一种基于特征变量的守恒型紧致格式，并与基于特征变量的Roe型WENO格式结合，构成了一种新型的混合格式。作者构造了一种连续且分段光滑的权函数，可以自动实现两种格式之间的连续转换，避免了由一种格式突然变化到另一种格式时可能出现的非线性扰动。作者还设计了一种考虑多维效应的熵修正方法，较好地解决了Roe型格式在计算多维问题时的奇偶失连和Carbuncle现象。数值实验表明，基于特征变量的紧致－WENO混合格式在含有激波的复杂流场计算中取得了很好的效果，并可望在包含激波的可压缩湍流直接数值模拟等领域得到应用。
4．三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟[13]
为了给出三维不稳定结构的空间发展过程，沈清、袁湘江、张涵信用直接数值模拟方法对三维不稳定结构的演化过程进行了计算，发现了一个有趣的现象。剪切层中的二维扰动波可在相当长的距离内保持二维特征，但是在失稳过程中可自然调制出一个非常弱的三维波，若在二维波上以亚谐频率附加该三维波，则可以迅速地发展出快速增长的湍流特征结构，即后掠涡结构。
该研究采用直接数值模拟方法对Mc=0.5的三维平面超声速自由剪切层进行了计算，采用了三阶精度的有限差分方法求解Navier-Stokes 方程。首先，对二维扰动波的传播进行了模拟，对其失稳特性进行了分析，发现流动可自然调制出一个非常弱的三维波。将该三维波以亚谐频率附加在原二维波上，可以发现剪切层的失稳过程被极大地增强了。
该研究表明，剪切层的失稳结构对于二维效应和三维效应有很大的不同。在三维流场的二维波计算中，二维结构在较长的距离内保持二维特征，但是可以自然调制出三维横向波。若把该横向波用合适的频率与二维波叠加，则可以迅速地激发出湍流特征的后掠涡结构，由此可快速地促发流动转捩。这个现象与Kelvin-Helmholtz不稳定性进入湍流的演化过程不同。需要指出，由于二维和三维剪切层失稳特性的不同，人们应当注意三维超声速剪切层的研究。
作者从以前和近期的研究中得出结论，对于超声速混合层的混合增强技术，不仅可以利用Kelvin-Helmholtz的不稳定理论，还可以利用二维TS波与亚谐斜波的相互作用机理。
5．RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究[14]
火箭基组合动力循环（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）整合了传统火箭发动机和吸气式发动机的优点，是一种很有前景的推进方案。中国科技大学黄生洪等针对如何在RBCC引射模态获得推力增强的关键技术，数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式的RBCC引射模态亚、跨、超声速流场，提出了能定量比较不同流场引射掺混状况的掺混度模型，并在改进方案中获得了8%的推力增强。结论认为较高掺混速率、较优引射比及有效二次燃烧延迟是获得推力增强的重要因素，为开展相关实验研究指明方向。
6．环境流体力学研究进展
针对人类面临的环境问题，研究自然环境中的复杂流动和物质、能量输运的基本过程，重点解决若干与我国社会、经济可持续发展有关的环境流体力学中的关键科学问题。中科院力学所李家春院士领导的课题组近年来的主要进展有：
l 研究大气湍流，描述陆气、海气相互作用和动量、水分、能量交换，揭示了生物结皮层对植被演替的影响和海面阻力系数同风速、波龄的关系。
l 建立了黄土高原产流、侵蚀模型，获得了不同雨型和植被覆盖条件下的产流、产沙规律。
l 发展了河口流场的理论模式，获得了盐度、泥沙运动规律及其对最大浑浊带和河口环境的影响。
（二）实验研究新进展
1．可压缩湍流混合层特性与混合增强研究[15]
中国航天科技集团公司第701研究所崔尔杰院士、熊红亮博士及其高超声速研究室开展了卓有成效的可压缩湍流实验研究工作。他们研制建造了国内第一座超声速剪切小风洞，提出了可压缩湍流显示的纳秒级特征时间概念，采用脉冲宽度分别为200μs和10ns的光源曝光在国内第一次获得了清晰的可压缩混合层时均和瞬时纹影图象；证实了可压缩混合层厚度增长率随对流马赫数提高显著下降的规律，证实了可压缩混合层中存在大尺度结构以及对流马赫数Mc=0。6的临界性质；通过直接数值模拟和实验研究发现在对流马赫数Mc=0。3情况下，改变来流速度剖面可有效地控制可压缩混合层中的涡运动。
2．双爆轰驱动的激波管技术[16,17,18]
爆轰驱动就是在激波管中使用爆轰产生的高温高压燃气去驱动产生强激波的一种实验方法。爆轰驱动有反向和前向两种驱动方式。反向爆轰驱动有较高的品质，而前向爆轰驱动拥有极强的驱动能力，只是限于本身的驱动不定常性而难以应用。俞鸿儒提出了双爆轰驱动方法：在前向爆轰驱动段上游串接一辅爆轰驱动段，利用此段爆轰后产生的高温高压气体柱，来起爆主驱动段中的氢氧混合气体，并消除主驱动段爆轰波后的Taylor稀疏波。实验结果表明：在双氢氧爆轰驱动激波管中，辅驱动段的初始压力只需大于主驱动段初始压力的几倍，便可在被驱动段获得较低的入射激波衰减率和较强的驱动能力，且P5区获得更长的驱动时间。
3．高超声速飞行器气动布局研究[19,20,21,22]
力学所王发民课题组在国内首次开展了飞行器发动机一体化实验，主要成果有：
根据发动机所需的高压、高温均匀气流，以前体预压缩性能为目标函数，开展了前体压缩面几何参数的优化设计。以此为基础，提出了一种既能满足高压、高温均匀预压缩来流，又具有高升阻比的变锥角楔－椭圆锥乘波体生成法。
提出了前体预压缩面/冲压发动机进气道一体化设计的激波组合法，获得了前体较好的总压恢复系数，且在高空为发动机最大限度地提供预压缩气流；在大气密度大时，进气道自动溢流，启动性能好。
用设计阻块的方法，模拟由于燃烧引起的逆压梯度，在风洞中实验了模态转换的概念，回答了国内争议十多年的基础概念问题。
该项目设计了前体、推进系统一体化模型，推进系统采用积木式设计，进行了不同压缩比和燃烧室不同背压的实验，说明了进气道气动性能及压缩比的设计准则。在我国首次提出有独立知识产权的整个飞行器和推进系统一体化设计方案，部分成果已得到型号部门采纳。
4．低速风洞推力转向试验技术研究[23]
中国空气动力研究与发展中心CARDC低速所黄勇、姜裕标等近十年来在低速风洞推力转向试验技术研究上取得成果，如发展单支杆腹、背部支撑推力转向控制和张线式支撑推力转向控制风洞试验装置。其中张线式支撑推力转向控制风洞试验装置采用的内管路方案与国外最新发表的试验方案原理与结构相似，但模型在风洞中的张线支撑方式是世界上独一无二的，具有十分明显的优点；对两种典型歼击机布局模型在推力转向作用下的气动特性进行了系统的（包括测力和PIV流场测量）试验研究，基本摸清了推力转向对模型绕流场的干扰规律。
5．民机低速测力试验技术的新突破
民用飞机尤其是大型运输机的研制对风洞试验技术提出了更高的要求，特别是阻力的测量精度达到0.0001是必须要保证的。为了满足民机研制的需求，气动院民机课题组专门对民机测力试验技术进行了研究和探索，在民机后体试验技术的基础上，对全机测力进行了如下技术改进：
1) 重新设计支撑模型的核心件，使模型重心和天平校心重合，减少模型自重的影响；
2) 设计加工新的载荷匹配的高精度天平，增加天平阻力元的输出，提高阻力测量精度；
技术改进完成后进行了风洞试验，试验迎角范围是 ，试验精度取得了重大突破，试验结果见附表。该项试验技术取得的重大突破，尤其是阻力测量精度的大幅度提高，将为我国民用飞机的研制提供有力的保障。
附表 试验结果与国军标对比
项目
σcy
σcx
σmz
σmx
σmy
σcz
国军标
合格指标
0.0040
0.0005
0.0012
0.0005
0.0005
0.0012
先进指标
0.0010
0.0002
0.0003
0.0001
0.0001
0.0003
试验结果
0.00084
0.00011
0.00034
0.00007
0.00005
0.00022
以上研究成果，在空气动力学前沿问题研讨会、第八届全国空气弹性学术交流会，全国流体力学青年研讨会，气动实验设备发展规划研讨会，海峡两岸CFD交流会等学术会议上分别进行了交流。
三．学会学术交流和学术期刊工作简要
（一） 学术交流概况
虽受“非典”影响，本学会及所属各专业委员会仍然积极组织各种学术会议，并按照学会举办精品学术会议的要求，向专、深、高的方向发展。今年召开的学术会议总计13个，参会代表903人次，发表论文592篇，出版论文集10种共850册。由于专题明确，会议代表都是本专题的行家，讨论深入，并且涉及前沿技术和理论的发展，会议论文质量比过去有显著提高，这是一个重要特点。
（二）《流体力学实验与测量》
2003年,《流体力学实验与测量》改为大16K印刷。刊载信息量明显增加，内容更加丰富。这些论文大多数来自中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、北京航空航天大学等20多个科研院校等单位，几乎包括了国内所有从事流体力学研究的单位和大多数研究人员和院校师生。
2003年所刊登的论文，基金和资助论文比例达到55.6%，这些论文的研究内容有很高的学术水平和实际应用价值。
2003年《流体力学实验与测量》所刊登过的论文较全面地反映了实验流体力学特别是实验空气动力学的发展方向，反映了在型号研制发展方向、测控技术、数据处理、工程估算等方面所做的许多开拓性创新工作，并反映了空气动力学实验技术紧密与型号研制、改型相结合、与国民经济建设相结合，共为国防建树为国民经济服务的发展方向。
2003年《流体力学实验与测量》部分图片继续进行彩色印刷，印刷、装订质量明显提高，读者反映良好。
（三）《空气动力学学报》
2003年，《空气动力学学报》一如既往遵循“理论上有创新，学术上有新思想，理论与实践结合上有新特色、新方法，应用上有较大价值”的办刊宗旨，注重刊登有创新的论文，刊登反映空气动力学领域发展方向和前沿问题的论文，刊登服务于国防建设和国民经济建设的有关论文，刊登国家自然科学基金资助的论文，基金资助论文占全年论文比为：60.9％。
表1 学会2003年科技期刊论文刊载情况
类别 刊物名称 论文总数 各分支学科篇数 占总数%
国内
流体力学实验与测量 109篇
流体力学进展6篇 5.5
实验流体力学103篇 94.5
空气动力学学报 69篇
计算空气动力学65篇 95
实验空气动力学4篇 5
合计
178篇
《空气动力学学报》推荐期刊优秀论文取得成绩。
根据中国科协《关于推荐中国科技期刊优秀论文的通知》精神，从2003年起，今后每年评选100篇，每个期刊只能推选一篇。学报编辑部推选了四篇。其中，张涵信等的《飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究》被中国科协评为2003年度百篇中国科技期刊优秀论文之一。
《空气动力学学报》 申请中国科协专项资助经费取得成绩。
2003年，《学报》编辑部编写并上报了“关于《空气动力学学报》申请中国科协2003年度择优支持基础性和高科技学术期刊专项资助经费的报告”，并最终获得中国科协2万元的专项资助经费，用于购买较好的计算机3台，更换了编辑部已使用7、8年的老式计算机，较大改善了编辑部的计算机编辑做图硬件。
《空气动力学学报》继续加强业务培训。
2003年8月21日~29日，《学报》编辑部编辑刘兰芳同志参加了在云南昆明举行的《第四届海峡两岸计算流体力学研讨会》，了解了计算流体力学的最新动态；2003年12月1日至7日，《学报》编辑部编辑贾峰同志参加了在云南昆明举办的 “第三届中国科技期刊青年编辑学术研讨会”，并发表“科技期刊青年编辑应具备的素质” 论文一篇；同时，与来自全国不同行业的编辑人员交流了经验，学习了编辑知识；特别是一些编辑部如何加入国际知名数据库的经验。
《空气动力学学报》进行了部分改革尝试工作。
2003年，为提高《空气动力学学报》的审稿质量，改革了《学报》的专家稿件审查意见书；历时数月，重新收集整理了全国审稿专家名单。进行了编辑部组织审稿和两名知名专家教授推荐稿件相结合审稿方式的尝试；并为2004年《学报》改为大16K版和编辑、作图、校对一体化做好积极准备。
参考文献
1. 沈青. 稀薄气体动力学. 国防工业出版社(2003).
2. C. Shen，J. Fan，C，Xie. Statistical simulation of rarefied gas flows in micro-channels. Journal of Computational Physics, 2003，Vol.189, pp.512-526.
3. X.B. Nie，G.D. Doolen，S.Y. Chen. Lattice Boltzmann simulation of fluid flows in MEMS. J. Statistical Physics，2002，Vol.107, pp.279-289.
4. C. Shen，D.B. Tian，C. Xie，J. Fan. Examination of the LBM in simulation of microchannel flow in transitional regime. Proceedings of the First International Conference on Microchannels and Minichannels，Rochester，2003，April 24-25, pp.405-410.
5. 樊菁，刘宏立，蒋建政，彭世锍，沈青. 火箭剩余推进剂在轨排放的分析与模拟，力学学报.
6. J. Fan. A generalized soft-sphere model for Monte Carlo method. Physics of Fluids，2002，Vol.14, pp.4399-4405.
7. 李志辉，张涵信. 稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究，空气动力学学报, 2003, Vol.21, No.3, pp.1-12.
8. Zhihui Li, Hanxin Zhang. Numerical Investigation from Rarefied Flow to Continuum by Solving the Boltzmann Model Equation，International Journal of Numerical Methods in Fluids , 2003, Vol.42, pp.361-382.
9. 李志辉，张涵信，符松. 基于Boltzmann模型方程的气体运动论HPF并行算法研究，计算物理, 2003, Vol.20, No.1, pp.1-8.
10. 陆林生，李志辉等. 多相空间数值模拟并行化研究，计算机科学, 2003，Vol.30, No.3, pp.129-137.
11. 李志辉，符松，张涵信. 微槽道流动的Boltzmann模型方程算法研究, 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.351-361.
12. Ren Yuxin，Liu Miao’er，and Zhang Hanxin. A Characteristic-Wise Hybrid Compact-WENO Scheme for Solving Hyperbolic Conservation Laws，Journal of Computational Physics，Vol.192，Vo.2，pp 365-386，2003.
13. 沈清、袁湘江、张涵信. 三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟， 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.397-403.
14. 黄生洪，徐胜利. RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.237－243.
15. 熊红亮，崔尔杰. 可压缩湍流混合层特性与混合增强研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.491－497.
16. H. Chen，W. Zhao，X.Y. Xing，H.R.Yu. Double Detonation Drivers for a Shock Tube/Tunnel，Proc. 23rd ISSW，Texas，U.S.A.，2001，pp472~478.
17. 陈宏，赵伟，林建民，俞鸿儒. 用双爆轰驱动的激波管技术，第十届全国激波与激波管学术讨论会论文集，2002，10，pp81~85.
18. 俞鸿儒，陈宏. 爆轰驱动激波管/风洞性能改进，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.66~72.
19. 姚文秀，雷麦芳，杨耀栋，王发民. 高超声速飞行器气动实验研究，宇航学报，2002. 6，第23卷，第6期，P82－86.
20. Liu Jia，Wenxiu Yao，Maifang Lei，Faming wang. Forbody Compressibility Research of Hypersonic Vehicle， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
21. Hong Liu，Maifang Wang，LiWei Li. A Research on Scramjet Engine Integrated Hypersonic Waverider Vehicles， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
22. 王发民，姚文秀，刘宏，雷麦芳. 高超声速一体化技术，高超声速技术持续发展战略讨论会，中国科学院香山科学会议185次学术讨论会，大会邀请报告，2002、6，北京.
23. 黄勇、姜裕标，沈礼敏，黎立峰，尹达. 低速风洞推力转向试验技术研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.245－251.
执笔：符松
作者简介：符松，教育部长江学者特聘教授，清华大学航天航空学院副院长，流体力学研究所所长。主要从事湍流研究。
中国空气动力学2003年的新进展
中国空气动力学会
关键词 空气动力学 神舟飞船 学科进展 学术交流
2003年中国空气动力学在理论分析研究、实验研究、计算流体力学研究、实验模拟设备研制和空气动力学的工程应用研究等诸多领域都取得了一批新的重要研究成果。这一年我国成功发射、回收神舟号载人飞船，我国空气动力学界多年来为神舟号载人飞船所做的大量研究工作，2003年得到了载人飞行的实践检验，满意显示了我国的空气动力学研究能力和水平。
一． 飞船关键空气动力学问题的研究成果得到了实践的检验
飞船再入地球大气层，经历了自由分子流、过渡流、滑移流和连续流不同的流动领域，飞行马赫数从28到0.6，飞行高度从340km到地面，几乎经历了空气动力学全部研究领域，需解决的问题繁多且复杂。返回飞行段是事故多发段，航天员从太空返回地面的各项技术必须引起高度重视，返回舱的气动设计是返回技术的关键技术之一，是航天员生命安全主要保证之一。
神舟飞船由中国空间技术研究院进行总体设计，参加气动研究任务的有中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、科学院力学所、北京航空航天大学、国防科技大学等。飞船气动问题在以庄逢甘院士为首的气动攻关组指导下，是众多气动专家共同精心研究完成的。初期，庄逢甘院士就概括总结载人飞行器空气动力学的十大关键技术：1）逃逸飞行器气动性能，特别是稳定性裕度；2）喷流模拟及喷流影响分析；3）低空与高空分离问题；4）飞船亚跨声速空气动力性能确定；5）动态气动力，特别是多个配平角问题；6）突起物影响；7）反作用控制系统气动问题；8）热结构问题；9）局部热环境问题；10）拐角半径影响问题。神舟飞船总体设计部与气动研究单位共同商讨制订了载人飞船风洞试验和研究大纲。根据这个大纲，针对所要解决的关键技术，研究项目归纳为如下十大地面试验、十大计算和三大飞行实验问题。2003年飞船的发射、返回的成功使以上计算、地面试验和飞行试验研究成果得到了成功的检验，有了明确的结论。
（一）主要解决的空气动力学问题
风洞试验主要有：
飞船亚跨超声速静态测力试验；高超声速静态测力试验；高超声速测压、测热风洞试验；低密风洞静态测力、测热试验；激波风洞测力、测热实验；亚跨超声速动导数测量风洞试验；高超声速动导数测量风洞试验；姿控发动机喷流影响试验研究；局部突起物热流测量风洞试验；油流试验模拟。
数值计算主要有：
飞船的高超声速粘性流场数值计算；高超声速无粘流数值计算；动态稳定性计算；跨声速无粘和粘性流场数值计算；热化学平衡和非平衡状态无粘及粘性流场数值计算；过渡区气动性能数值模拟；稀薄气体蒙特卡罗数值计算及稀薄气体气动力(热)计算；气动加热计算；热环境计算；局部热流计算。
飞行试验
飞船飞行的辨识模型、辨识方法的研究；飞行试验的气动参数辨识技术；气动参数辨识方案。
（二）主要成果
通过以上研究，优选并确定了飞船返回舱的理论外形；给出了返回舱带突起物外形全套静、动态气动力数据和返回舱沿返回弹道的气动热环境数据；研制和开发了“返回舱气动设计一体化软件系统”；进行了飞行试验的气动参数辨识。
五次飞行试验显示，返回舱再入过程反映了良好的操纵性，飞行弹道与设计弹道是一致性较好，返回舱升力控制正常，返回舱实际落点与理论预测落点仅相差10公里左右；返回舱防热层有效地经受了再入恶劣环境的考验，防热层表面烧蚀情况与飞行试验前预期情况一致；神3到神5的气动参数辨识结果显示，三次飞行试验的气动参数辨识结果一致较好；三次飞行试验辨识结果与设计使用值符合较好。以上充分说明，返回舱气动外形设计合理、正确，地面试验和数值计算对返回舱气动特性的预测是基本正确的，所提供的气动数据准确、可靠。在这些研究中，数值计算方法，大攻角实验，动态稳定性理论和实验，局部突出物和喷流干扰，热流实验等理论和实验技术，都有新的发展。
二．2003年空气动力学研究主要创新性进展
（一）理论、数值计算研究新进展
1．稀薄气体动力学研究进展[1,2]
最近，Nie，Doolen，Chen[3]用Lattice Boltzmann 方法来模拟槽道以及MEMS中的气体流动，力学所稀薄气体力学组用DSMC方法和IP方法对Lattice Boltzmann 方法(LBM)在微槽道中的模拟结果进行了检验[4]，表明LBM在小Kn数下给出与DSMC和IP方法相符较好结果，但在大的Kn数下，LBM与DSMC和IP方法的结果相差很大，说明现有的LBM方法不适合模拟过渡领域中的微槽道流动问题。力学所稀薄气体力学组分析了[5]火箭剩余推进剂在轨排放时产生的液滴和蒸气分子的羽流场，通过追踪液滴运动和蒸发过程，利用DSMC方法计算蒸气分子的运动和碰撞，得到流场，压力和剪切应力分布等。利用所得力矩分析箭体的姿态控制得到飞行数据的支持。樊菁发展了一种新的分子碰撞模型-概况性软球模型[6]，可以在模拟中很好体现Lennard-Jones势和Stockmayer势的输运系数。
2．从连续流到稀疏气体流求解的统一算法
中国空气动力发展中心李志辉，利用张涵信提出的从连续流到稀疏气体流求解简化Boltzmann方程(BGK方程)的统一算法，发展了离散速度坐标法，并从物理角度讨论了Boltzmann方程的碰撞积分简化的运用性，将非定常计算流体力学的差分方法推广到求解多变量的Boltzmann方程。数值求解与实验结果比较，所求解的从连续流到稀疏气体流的结果是一致的。解决了从连续流到稀疏气体流的多尺度统一算法问题[7,8,9]，同时，他和陆林生等还发展了并行算法[10]。最近，李志辉等把此方法推广到求解MEMS中管道流动，得到了很好的结果[11]。
3．基于特征变量的紧致－WENO混合格式[12]
任玉新、刘淼儿、张涵信提出了一种基于特征变量的守恒型紧致格式，并与基于特征变量的Roe型WENO格式结合，构成了一种新型的混合格式。作者构造了一种连续且分段光滑的权函数，可以自动实现两种格式之间的连续转换，避免了由一种格式突然变化到另一种格式时可能出现的非线性扰动。作者还设计了一种考虑多维效应的熵修正方法，较好地解决了Roe型格式在计算多维问题时的奇偶失连和Carbuncle现象。数值实验表明，基于特征变量的紧致－WENO混合格式在含有激波的复杂流场计算中取得了很好的效果，并可望在包含激波的可压缩湍流直接数值模拟等领域得到应用。
4．三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟[13]
为了给出三维不稳定结构的空间发展过程，沈清、袁湘江、张涵信用直接数值模拟方法对三维不稳定结构的演化过程进行了计算，发现了一个有趣的现象。剪切层中的二维扰动波可在相当长的距离内保持二维特征，但是在失稳过程中可自然调制出一个非常弱的三维波，若在二维波上以亚谐频率附加该三维波，则可以迅速地发展出快速增长的湍流特征结构，即后掠涡结构。
该研究采用直接数值模拟方法对Mc=0.5的三维平面超声速自由剪切层进行了计算，采用了三阶精度的有限差分方法求解Navier-Stokes 方程。首先，对二维扰动波的传播进行了模拟，对其失稳特性进行了分析，发现流动可自然调制出一个非常弱的三维波。将该三维波以亚谐频率附加在原二维波上，可以发现剪切层的失稳过程被极大地增强了。
该研究表明，剪切层的失稳结构对于二维效应和三维效应有很大的不同。在三维流场的二维波计算中，二维结构在较长的距离内保持二维特征，但是可以自然调制出三维横向波。若把该横向波用合适的频率与二维波叠加，则可以迅速地激发出湍流特征的后掠涡结构，由此可快速地促发流动转捩。这个现象与Kelvin-Helmholtz不稳定性进入湍流的演化过程不同。需要指出，由于二维和三维剪切层失稳特性的不同，人们应当注意三维超声速剪切层的研究。
作者从以前和近期的研究中得出结论，对于超声速混合层的混合增强技术，不仅可以利用Kelvin-Helmholtz的不稳定理论，还可以利用二维TS波与亚谐斜波的相互作用机理。
5．RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究[14]
火箭基组合动力循环（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）整合了传统火箭发动机和吸气式发动机的优点，是一种很有前景的推进方案。中国科技大学黄生洪等针对如何在RBCC引射模态获得推力增强的关键技术，数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式的RBCC引射模态亚、跨、超声速流场，提出了能定量比较不同流场引射掺混状况的掺混度模型，并在改进方案中获得了8%的推力增强。结论认为较高掺混速率、较优引射比及有效二次燃烧延迟是获得推力增强的重要因素，为开展相关实验研究指明方向。
6．环境流体力学研究进展
针对人类面临的环境问题，研究自然环境中的复杂流动和物质、能量输运的基本过程，重点解决若干与我国社会、经济可持续发展有关的环境流体力学中的关键科学问题。中科院力学所李家春院士领导的课题组近年来的主要进展有：
l 研究大气湍流，描述陆气、海气相互作用和动量、水分、能量交换，揭示了生物结皮层对植被演替的影响和海面阻力系数同风速、波龄的关系。
l 建立了黄土高原产流、侵蚀模型，获得了不同雨型和植被覆盖条件下的产流、产沙规律。
l 发展了河口流场的理论模式，获得了盐度、泥沙运动规律及其对最大浑浊带和河口环境的影响。
（二）实验研究新进展
1．可压缩湍流混合层特性与混合增强研究[15]
中国航天科技集团公司第701研究所崔尔杰院士、熊红亮博士及其高超声速研究室开展了卓有成效的可压缩湍流实验研究工作。他们研制建造了国内第一座超声速剪切小风洞，提出了可压缩湍流显示的纳秒级特征时间概念，采用脉冲宽度分别为200μs和10ns的光源曝光在国内第一次获得了清晰的可压缩混合层时均和瞬时纹影图象；证实了可压缩混合层厚度增长率随对流马赫数提高显著下降的规律，证实了可压缩混合层中存在大尺度结构以及对流马赫数Mc=0。6的临界性质；通过直接数值模拟和实验研究发现在对流马赫数Mc=0。3情况下，改变来流速度剖面可有效地控制可压缩混合层中的涡运动。
2．双爆轰驱动的激波管技术[16,17,18]
爆轰驱动就是在激波管中使用爆轰产生的高温高压燃气去驱动产生强激波的一种实验方法。爆轰驱动有反向和前向两种驱动方式。反向爆轰驱动有较高的品质，而前向爆轰驱动拥有极强的驱动能力，只是限于本身的驱动不定常性而难以应用。俞鸿儒提出了双爆轰驱动方法：在前向爆轰驱动段上游串接一辅爆轰驱动段，利用此段爆轰后产生的高温高压气体柱，来起爆主驱动段中的氢氧混合气体，并消除主驱动段爆轰波后的Taylor稀疏波。实验结果表明：在双氢氧爆轰驱动激波管中，辅驱动段的初始压力只需大于主驱动段初始压力的几倍，便可在被驱动段获得较低的入射激波衰减率和较强的驱动能力，且P5区获得更长的驱动时间。
3．高超声速飞行器气动布局研究[19,20,21,22]
力学所王发民课题组在国内首次开展了飞行器发动机一体化实验，主要成果有：
根据发动机所需的高压、高温均匀气流，以前体预压缩性能为目标函数，开展了前体压缩面几何参数的优化设计。以此为基础，提出了一种既能满足高压、高温均匀预压缩来流，又具有高升阻比的变锥角楔－椭圆锥乘波体生成法。
提出了前体预压缩面/冲压发动机进气道一体化设计的激波组合法，获得了前体较好的总压恢复系数，且在高空为发动机最大限度地提供预压缩气流；在大气密度大时，进气道自动溢流，启动性能好。
用设计阻块的方法，模拟由于燃烧引起的逆压梯度，在风洞中实验了模态转换的概念，回答了国内争议十多年的基础概念问题。
该项目设计了前体、推进系统一体化模型，推进系统采用积木式设计，进行了不同压缩比和燃烧室不同背压的实验，说明了进气道气动性能及压缩比的设计准则。在我国首次提出有独立知识产权的整个飞行器和推进系统一体化设计方案，部分成果已得到型号部门采纳。
4．低速风洞推力转向试验技术研究[23]
中国空气动力研究与发展中心CARDC低速所黄勇、姜裕标等近十年来在低速风洞推力转向试验技术研究上取得成果，如发展单支杆腹、背部支撑推力转向控制和张线式支撑推力转向控制风洞试验装置。其中张线式支撑推力转向控制风洞试验装置采用的内管路方案与国外最新发表的试验方案原理与结构相似，但模型在风洞中的张线支撑方式是世界上独一无二的，具有十分明显的优点；对两种典型歼击机布局模型在推力转向作用下的气动特性进行了系统的（包括测力和PIV流场测量）试验研究，基本摸清了推力转向对模型绕流场的干扰规律。
5．民机低速测力试验技术的新突破
民用飞机尤其是大型运输机的研制对风洞试验技术提出了更高的要求，特别是阻力的测量精度达到0.0001是必须要保证的。为了满足民机研制的需求，气动院民机课题组专门对民机测力试验技术进行了研究和探索，在民机后体试验技术的基础上，对全机测力进行了如下技术改进：
1) 重新设计支撑模型的核心件，使模型重心和天平校心重合，减少模型自重的影响；
2) 设计加工新的载荷匹配的高精度天平，增加天平阻力元的输出，提高阻力测量精度；
技术改进完成后进行了风洞试验，试验迎角范围是 ，试验精度取得了重大突破，试验结果见附表。该项试验技术取得的重大突破，尤其是阻力测量精度的大幅度提高，将为我国民用飞机的研制提供有力的保障。
附表 试验结果与国军标对比
项目
σcy
σcx
σmz
σmx
σmy
σcz
国军标
合格指标
0.0040
0.0005
0.0012
0.0005
0.0005
0.0012
先进指标
0.0010
0.0002
0.0003
0.0001
0.0001
0.0003
试验结果
0.00084
0.00011
0.00034
0.00007
0.00005
0.00022
以上研究成果，在空气动力学前沿问题研讨会、第八届全国空气弹性学术交流会，全国流体力学青年研讨会，气动实验设备发展规划研讨会，海峡两岸CFD交流会等学术会议上分别进行了交流。
三．学会学术交流和学术期刊工作简要
（一） 学术交流概况
虽受“非典”影响，本学会及所属各专业委员会仍然积极组织各种学术会议，并按照学会举办精品学术会议的要求，向专、深、高的方向发展。今年召开的学术会议总计13个，参会代表903人次，发表论文592篇，出版论文集10种共850册。由于专题明确，会议代表都是本专题的行家，讨论深入，并且涉及前沿技术和理论的发展，会议论文质量比过去有显著提高，这是一个重要特点。
（二）《流体力学实验与测量》
2003年,《流体力学实验与测量》改为大16K印刷。刊载信息量明显增加，内容更加丰富。这些论文大多数来自中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、北京航空航天大学等20多个科研院校等单位，几乎包括了国内所有从事流体力学研究的单位和大多数研究人员和院校师生。
2003年所刊登的论文，基金和资助论文比例达到55.6%，这些论文的研究内容有很高的学术水平和实际应用价值。
2003年《流体力学实验与测量》所刊登过的论文较全面地反映了实验流体力学特别是实验空气动力学的发展方向，反映了在型号研制发展方向、测控技术、数据处理、工程估算等方面所做的许多开拓性创新工作，并反映了空气动力学实验技术紧密与型号研制、改型相结合、与国民经济建设相结合，共为国防建树为国民经济服务的发展方向。
2003年《流体力学实验与测量》部分图片继续进行彩色印刷，印刷、装订质量明显提高，读者反映良好。
（三）《空气动力学学报》
2003年，《空气动力学学报》一如既往遵循“理论上有创新，学术上有新思想，理论与实践结合上有新特色、新方法，应用上有较大价值”的办刊宗旨，注重刊登有创新的论文，刊登反映空气动力学领域发展方向和前沿问题的论文，刊登服务于国防建设和国民经济建设的有关论文，刊登国家自然科学基金资助的论文，基金资助论文占全年论文比为：60.9％。
表1 学会2003年科技期刊论文刊载情况
类别 刊物名称 论文总数 各分支学科篇数 占总数%
国内
流体力学实验与测量 109篇
流体力学进展6篇 5.5
实验流体力学103篇 94.5
空气动力学学报 69篇
计算空气动力学65篇 95
实验空气动力学4篇 5
合计
178篇
《空气动力学学报》推荐期刊优秀论文取得成绩。
根据中国科协《关于推荐中国科技期刊优秀论文的通知》精神，从2003年起，今后每年评选100篇，每个期刊只能推选一篇。学报编辑部推选了四篇。其中，张涵信等的《飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究》被中国科协评为2003年度百篇中国科技期刊优秀论文之一。
《空气动力学学报》 申请中国科协专项资助经费取得成绩。
2003年，《学报》编辑部编写并上报了“关于《空气动力学学报》申请中国科协2003年度择优支持基础性和高科技学术期刊专项资助经费的报告”，并最终获得中国科协2万元的专项资助经费，用于购买较好的计算机3台，更换了编辑部已使用7、8年的老式计算机，较大改善了编辑部的计算机编辑做图硬件。
《空气动力学学报》继续加强业务培训。
2003年8月21日~29日，《学报》编辑部编辑刘兰芳同志参加了在云南昆明举行的《第四届海峡两岸计算流体力学研讨会》，了解了计算流体力学的最新动态；2003年12月1日至7日，《学报》编辑部编辑贾峰同志参加了在云南昆明举办的 “第三届中国科技期刊青年编辑学术研讨会”，并发表“科技期刊青年编辑应具备的素质” 论文一篇；同时，与来自全国不同行业的编辑人员交流了经验，学习了编辑知识；特别是一些编辑部如何加入国际知名数据库的经验。
《空气动力学学报》进行了部分改革尝试工作。
2003年，为提高《空气动力学学报》的审稿质量，改革了《学报》的专家稿件审查意见书；历时数月，重新收集整理了全国审稿专家名单。进行了编辑部组织审稿和两名知名专家教授推荐稿件相结合审稿方式的尝试；并为2004年《学报》改为大16K版和编辑、作图、校对一体化做好积极准备。
参考文献
1. 沈青. 稀薄气体动力学. 国防工业出版社(2003).
2. C. Shen，J. Fan，C，Xie. Statistical simulation of rarefied gas flows in micro-channels. Journal of Computational Physics, 2003，Vol.189, pp.512-526.
3. X.B. Nie，G.D. Doolen，S.Y. Chen. Lattice Boltzmann simulation of fluid flows in MEMS. J. Statistical Physics，2002，Vol.107, pp.279-289.
4. C. Shen，D.B. Tian，C. Xie，J. Fan. Examination of the LBM in simulation of microchannel flow in transitional regime. Proceedings of the First International Conference on Microchannels and Minichannels，Rochester，2003，April 24-25, pp.405-410.
5. 樊菁，刘宏立，蒋建政，彭世锍，沈青. 火箭剩余推进剂在轨排放的分析与模拟，力学学报.
6. J. Fan. A generalized soft-sphere model for Monte Carlo method. Physics of Fluids，2002，Vol.14, pp.4399-4405.
7. 李志辉，张涵信. 稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究，空气动力学学报, 2003, Vol.21, No.3, pp.1-12.
8. Zhihui Li, Hanxin Zhang. Numerical Investigation from Rarefied Flow to Continuum by Solving the Boltzmann Model Equation，International Journal of Numerical Methods in Fluids , 2003, Vol.42, pp.361-382.
9. 李志辉，张涵信，符松. 基于Boltzmann模型方程的气体运动论HPF并行算法研究，计算物理, 2003, Vol.20, No.1, pp.1-8.
10. 陆林生，李志辉等. 多相空间数值模拟并行化研究，计算机科学, 2003，Vol.30, No.3, pp.129-137.
11. 李志辉，符松，张涵信. 微槽道流动的Boltzmann模型方程算法研究, 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.351-361.
12. Ren Yuxin，Liu Miao’er，and Zhang Hanxin. A Characteristic-Wise Hybrid Compact-WENO Scheme for Solving Hyperbolic Conservation Laws，Journal of Computational Physics，Vol.192，Vo.2，pp 365-386，2003.
13. 沈清、袁湘江、张涵信. 三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟， 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.397-403.
14. 黄生洪，徐胜利. RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.237－243.
15. 熊红亮，崔尔杰. 可压缩湍流混合层特性与混合增强研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.491－497.
16. H. Chen，W. Zhao，X.Y. Xing，H.R.Yu. Double Detonation Drivers for a Shock Tube/Tunnel，Proc. 23rd ISSW，Texas，U.S.A.，2001，pp472~478.
17. 陈宏，赵伟，林建民，俞鸿儒. 用双爆轰驱动的激波管技术，第十届全国激波与激波管学术讨论会论文集，2002，10，pp81~85.
18. 俞鸿儒，陈宏. 爆轰驱动激波管/风洞性能改进，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.66~72.
19. 姚文秀，雷麦芳，杨耀栋，王发民. 高超声速飞行器气动实验研究，宇航学报，2002. 6，第23卷，第6期，P82－86.
20. Liu Jia，Wenxiu Yao，Maifang Lei，Faming wang. Forbody Compressibility Research of Hypersonic Vehicle， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
21. Hong Liu，Maifang Wang，LiWei Li. A Research on Scramjet Engine Integrated Hypersonic Waverider Vehicles， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
22. 王发民，姚文秀，刘宏，雷麦芳. 高超声速一体化技术，高超声速技术持续发展战略讨论会，中国科学院香山科学会议185次学术讨论会，大会邀请报告，2002、6，北京.
23. 黄勇、姜裕标，沈礼敏，黎立峰，尹达. 低速风洞推力转向试验技术研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.245－251.
执笔：符松
作者简介：符松，教育部长江学者特聘教授，清华大学航天航空学院副院长，流体力学研究所所长。主要从事湍流研究。中国空气动力学2003年的新进展——中国空气动力学会
中国空气动力学2003年的新进展
中国空气动力学会
关键词 空气动力学 神舟飞船 学科进展 学术交流
2003年中国空气动力学在理论分析研究、实验研究、计算流体力学研究、实验模拟设备研制和空气动力学的工程应用研究等诸多领域都取得了一批新的重要研究成果。这一年我国成功发射、回收神舟号载人飞船，我国空气动力学界多年来为神舟号载人飞船所做的大量研究工作，2003年得到了载人飞行的实践检验，满意显示了我国的空气动力学研究能力和水平。
一． 飞船关键空气动力学问题的研究成果得到了实践的检验
飞船再入地球大气层，经历了自由分子流、过渡流、滑移流和连续流不同的流动领域，飞行马赫数从28到0.6，飞行高度从340km到地面，几乎经历了空气动力学全部研究领域，需解决的问题繁多且复杂。返回飞行段是事故多发段，航天员从太空返回地面的各项技术必须引起高度重视，返回舱的气动设计是返回技术的关键技术之一，是航天员生命安全主要保证之一。
神舟飞船由中国空间技术研究院进行总体设计，参加气动研究任务的有中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、科学院力学所、北京航空航天大学、国防科技大学等。飞船气动问题在以庄逢甘院士为首的气动攻关组指导下，是众多气动专家共同精心研究完成的。初期，庄逢甘院士就概括总结载人飞行器空气动力学的十大关键技术：1）逃逸飞行器气动性能，特别是稳定性裕度；2）喷流模拟及喷流影响分析；3）低空与高空分离问题；4）飞船亚跨声速空气动力性能确定；5）动态气动力，特别是多个配平角问题；6）突起物影响；7）反作用控制系统气动问题；8）热结构问题；9）局部热环境问题；10）拐角半径影响问题。神舟飞船总体设计部与气动研究单位共同商讨制订了载人飞船风洞试验和研究大纲。根据这个大纲，针对所要解决的关键技术，研究项目归纳为如下十大地面试验、十大计算和三大飞行实验问题。2003年飞船的发射、返回的成功使以上计算、地面试验和飞行试验研究成果得到了成功的检验，有了明确的结论。
（一）主要解决的空气动力学问题
风洞试验主要有：
飞船亚跨超声速静态测力试验；高超声速静态测力试验；高超声速测压、测热风洞试验；低密风洞静态测力、测热试验；激波风洞测力、测热实验；亚跨超声速动导数测量风洞试验；高超声速动导数测量风洞试验；姿控发动机喷流影响试验研究；局部突起物热流测量风洞试验；油流试验模拟。
数值计算主要有：
飞船的高超声速粘性流场数值计算；高超声速无粘流数值计算；动态稳定性计算；跨声速无粘和粘性流场数值计算；热化学平衡和非平衡状态无粘及粘性流场数值计算；过渡区气动性能数值模拟；稀薄气体蒙特卡罗数值计算及稀薄气体气动力(热)计算；气动加热计算；热环境计算；局部热流计算。
飞行试验
飞船飞行的辨识模型、辨识方法的研究；飞行试验的气动参数辨识技术；气动参数辨识方案。
（二）主要成果
通过以上研究，优选并确定了飞船返回舱的理论外形；给出了返回舱带突起物外形全套静、动态气动力数据和返回舱沿返回弹道的气动热环境数据；研制和开发了“返回舱气动设计一体化软件系统”；进行了飞行试验的气动参数辨识。
五次飞行试验显示，返回舱再入过程反映了良好的操纵性，飞行弹道与设计弹道是一致性较好，返回舱升力控制正常，返回舱实际落点与理论预测落点仅相差10公里左右；返回舱防热层有效地经受了再入恶劣环境的考验，防热层表面烧蚀情况与飞行试验前预期情况一致；神3到神5的气动参数辨识结果显示，三次飞行试验的气动参数辨识结果一致较好；三次飞行试验辨识结果与设计使用值符合较好。以上充分说明，返回舱气动外形设计合理、正确，地面试验和数值计算对返回舱气动特性的预测是基本正确的，所提供的气动数据准确、可靠。在这些研究中，数值计算方法，大攻角实验，动态稳定性理论和实验，局部突出物和喷流干扰，热流实验等理论和实验技术，都有新的发展。
二．2003年空气动力学研究主要创新性进展
（一）理论、数值计算研究新进展
1．稀薄气体动力学研究进展[1,2]
最近，Nie，Doolen，Chen[3]用Lattice Boltzmann 方法来模拟槽道以及MEMS中的气体流动，力学所稀薄气体力学组用DSMC方法和IP方法对Lattice Boltzmann 方法(LBM)在微槽道中的模拟结果进行了检验[4]，表明LBM在小Kn数下给出与DSMC和IP方法相符较好结果，但在大的Kn数下，LBM与DSMC和IP方法的结果相差很大，说明现有的LBM方法不适合模拟过渡领域中的微槽道流动问题。力学所稀薄气体力学组分析了[5]火箭剩余推进剂在轨排放时产生的液滴和蒸气分子的羽流场，通过追踪液滴运动和蒸发过程，利用DSMC方法计算蒸气分子的运动和碰撞，得到流场，压力和剪切应力分布等。利用所得力矩分析箭体的姿态控制得到飞行数据的支持。樊菁发展了一种新的分子碰撞模型-概况性软球模型[6]，可以在模拟中很好体现Lennard-Jones势和Stockmayer势的输运系数。
2．从连续流到稀疏气体流求解的统一算法
中国空气动力发展中心李志辉，利用张涵信提出的从连续流到稀疏气体流求解简化Boltzmann方程(BGK方程)的统一算法，发展了离散速度坐标法，并从物理角度讨论了Boltzmann方程的碰撞积分简化的运用性，将非定常计算流体力学的差分方法推广到求解多变量的Boltzmann方程。数值求解与实验结果比较，所求解的从连续流到稀疏气体流的结果是一致的。解决了从连续流到稀疏气体流的多尺度统一算法问题[7,8,9]，同时，他和陆林生等还发展了并行算法[10]。最近，李志辉等把此方法推广到求解MEMS中管道流动，得到了很好的结果[11]。
3．基于特征变量的紧致－WENO混合格式[12]
任玉新、刘淼儿、张涵信提出了一种基于特征变量的守恒型紧致格式，并与基于特征变量的Roe型WENO格式结合，构成了一种新型的混合格式。作者构造了一种连续且分段光滑的权函数，可以自动实现两种格式之间的连续转换，避免了由一种格式突然变化到另一种格式时可能出现的非线性扰动。作者还设计了一种考虑多维效应的熵修正方法，较好地解决了Roe型格式在计算多维问题时的奇偶失连和Carbuncle现象。数值实验表明，基于特征变量的紧致－WENO混合格式在含有激波的复杂流场计算中取得了很好的效果，并可望在包含激波的可压缩湍流直接数值模拟等领域得到应用。
4．三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟[13]
为了给出三维不稳定结构的空间发展过程，沈清、袁湘江、张涵信用直接数值模拟方法对三维不稳定结构的演化过程进行了计算，发现了一个有趣的现象。剪切层中的二维扰动波可在相当长的距离内保持二维特征，但是在失稳过程中可自然调制出一个非常弱的三维波，若在二维波上以亚谐频率附加该三维波，则可以迅速地发展出快速增长的湍流特征结构，即后掠涡结构。
该研究采用直接数值模拟方法对Mc=0.5的三维平面超声速自由剪切层进行了计算，采用了三阶精度的有限差分方法求解Navier-Stokes 方程。首先，对二维扰动波的传播进行了模拟，对其失稳特性进行了分析，发现流动可自然调制出一个非常弱的三维波。将该三维波以亚谐频率附加在原二维波上，可以发现剪切层的失稳过程被极大地增强了。
该研究表明，剪切层的失稳结构对于二维效应和三维效应有很大的不同。在三维流场的二维波计算中，二维结构在较长的距离内保持二维特征，但是可以自然调制出三维横向波。若把该横向波用合适的频率与二维波叠加，则可以迅速地激发出湍流特征的后掠涡结构，由此可快速地促发流动转捩。这个现象与Kelvin-Helmholtz不稳定性进入湍流的演化过程不同。需要指出，由于二维和三维剪切层失稳特性的不同，人们应当注意三维超声速剪切层的研究。
作者从以前和近期的研究中得出结论，对于超声速混合层的混合增强技术，不仅可以利用Kelvin-Helmholtz的不稳定理论，还可以利用二维TS波与亚谐斜波的相互作用机理。
5．RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究[14]
火箭基组合动力循环（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）整合了传统火箭发动机和吸气式发动机的优点，是一种很有前景的推进方案。中国科技大学黄生洪等针对如何在RBCC引射模态获得推力增强的关键技术，数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式的RBCC引射模态亚、跨、超声速流场，提出了能定量比较不同流场引射掺混状况的掺混度模型，并在改进方案中获得了8%的推力增强。结论认为较高掺混速率、较优引射比及有效二次燃烧延迟是获得推力增强的重要因素，为开展相关实验研究指明方向。
6．环境流体力学研究进展
针对人类面临的环境问题，研究自然环境中的复杂流动和物质、能量输运的基本过程，重点解决若干与我国社会、经济可持续发展有关的环境流体力学中的关键科学问题。中科院力学所李家春院士领导的课题组近年来的主要进展有：
l 研究大气湍流，描述陆气、海气相互作用和动量、水分、能量交换，揭示了生物结皮层对植被演替的影响和海面阻力系数同风速、波龄的关系。
l 建立了黄土高原产流、侵蚀模型，获得了不同雨型和植被覆盖条件下的产流、产沙规律。
l 发展了河口流场的理论模式，获得了盐度、泥沙运动规律及其对最大浑浊带和河口环境的影响。
（二）实验研究新进展
1．可压缩湍流混合层特性与混合增强研究[15]
中国航天科技集团公司第701研究所崔尔杰院士、熊红亮博士及其高超声速研究室开展了卓有成效的可压缩湍流实验研究工作。他们研制建造了国内第一座超声速剪切小风洞，提出了可压缩湍流显示的纳秒级特征时间概念，采用脉冲宽度分别为200μs和10ns的光源曝光在国内第一次获得了清晰的可压缩混合层时均和瞬时纹影图象；证实了可压缩混合层厚度增长率随对流马赫数提高显著下降的规律，证实了可压缩混合层中存在大尺度结构以及对流马赫数Mc=0。6的临界性质；通过直接数值模拟和实验研究发现在对流马赫数Mc=0。3情况下，改变来流速度剖面可有效地控制可压缩混合层中的涡运动。
2．双爆轰驱动的激波管技术[16,17,18]
爆轰驱动就是在激波管中使用爆轰产生的高温高压燃气去驱动产生强激波的一种实验方法。爆轰驱动有反向和前向两种驱动方式。反向爆轰驱动有较高的品质，而前向爆轰驱动拥有极强的驱动能力，只是限于本身的驱动不定常性而难以应用。俞鸿儒提出了双爆轰驱动方法：在前向爆轰驱动段上游串接一辅爆轰驱动段，利用此段爆轰后产生的高温高压气体柱，来起爆主驱动段中的氢氧混合气体，并消除主驱动段爆轰波后的Taylor稀疏波。实验结果表明：在双氢氧爆轰驱动激波管中，辅驱动段的初始压力只需大于主驱动段初始压力的几倍，便可在被驱动段获得较低的入射激波衰减率和较强的驱动能力，且P5区获得更长的驱动时间。
3．高超声速飞行器气动布局研究[19,20,21,22]
力学所王发民课题组在国内首次开展了飞行器发动机一体化实验，主要成果有：
根据发动机所需的高压、高温均匀气流，以前体预压缩性能为目标函数，开展了前体压缩面几何参数的优化设计。以此为基础，提出了一种既能满足高压、高温均匀预压缩来流，又具有高升阻比的变锥角楔－椭圆锥乘波体生成法。
提出了前体预压缩面/冲压发动机进气道一体化设计的激波组合法，获得了前体较好的总压恢复系数，且在高空为发动机最大限度地提供预压缩气流；在大气密度大时，进气道自动溢流，启动性能好。
用设计阻块的方法，模拟由于燃烧引起的逆压梯度，在风洞中实验了模态转换的概念，回答了国内争议十多年的基础概念问题。
该项目设计了前体、推进系统一体化模型，推进系统采用积木式设计，进行了不同压缩比和燃烧室不同背压的实验，说明了进气道气动性能及压缩比的设计准则。在我国首次提出有独立知识产权的整个飞行器和推进系统一体化设计方案，部分成果已得到型号部门采纳。
4．低速风洞推力转向试验技术研究[23]
中国空气动力研究与发展中心CARDC低速所黄勇、姜裕标等近十年来在低速风洞推力转向试验技术研究上取得成果，如发展单支杆腹、背部支撑推力转向控制和张线式支撑推力转向控制风洞试验装置。其中张线式支撑推力转向控制风洞试验装置采用的内管路方案与国外最新发表的试验方案原理与结构相似，但模型在风洞中的张线支撑方式是世界上独一无二的，具有十分明显的优点；对两种典型歼击机布局模型在推力转向作用下的气动特性进行了系统的（包括测力和PIV流场测量）试验研究，基本摸清了推力转向对模型绕流场的干扰规律。
5．民机低速测力试验技术的新突破
民用飞机尤其是大型运输机的研制对风洞试验技术提出了更高的要求，特别是阻力的测量精度达到0.0001是必须要保证的。为了满足民机研制的需求，气动院民机课题组专门对民机测力试验技术进行了研究和探索，在民机后体试验技术的基础上，对全机测力进行了如下技术改进：
1) 重新设计支撑模型的核心件，使模型重心和天平校心重合，减少模型自重的影响；
2) 设计加工新的载荷匹配的高精度天平，增加天平阻力元的输出，提高阻力测量精度；
技术改进完成后进行了风洞试验，试验迎角范围是 ，试验精度取得了重大突破，试验结果见附表。该项试验技术取得的重大突破，尤其是阻力测量精度的大幅度提高，将为我国民用飞机的研制提供有力的保障。
附表 试验结果与国军标对比
项目
σcy
σcx
σmz
σmx
σmy
σcz
国军标
合格指标
0.0040
0.0005
0.0012
0.0005
0.0005
0.0012
先进指标
0.0010
0.0002
0.0003
0.0001
0.0001
0.0003
试验结果
0.00084
0.00011
0.00034
0.00007
0.00005
0.00022
以上研究成果，在空气动力学前沿问题研讨会、第八届全国空气弹性学术交流会，全国流体力学青年研讨会，气动实验设备发展规划研讨会，海峡两岸CFD交流会等学术会议上分别进行了交流。
三．学会学术交流和学术期刊工作简要
（一） 学术交流概况
虽受“非典”影响，本学会及所属各专业委员会仍然积极组织各种学术会议，并按照学会举办精品学术会议的要求，向专、深、高的方向发展。今年召开的学术会议总计13个，参会代表903人次，发表论文592篇，出版论文集10种共850册。由于专题明确，会议代表都是本专题的行家，讨论深入，并且涉及前沿技术和理论的发展，会议论文质量比过去有显著提高，这是一个重要特点。
（二）《流体力学实验与测量》
2003年,《流体力学实验与测量》改为大16K印刷。刊载信息量明显增加，内容更加丰富。这些论文大多数来自中国空气动力研究与发展中心、北京空气动力研究所、北京航空航天大学等20多个科研院校等单位，几乎包括了国内所有从事流体力学研究的单位和大多数研究人员和院校师生。
2003年所刊登的论文，基金和资助论文比例达到55.6%，这些论文的研究内容有很高的学术水平和实际应用价值。
2003年《流体力学实验与测量》所刊登过的论文较全面地反映了实验流体力学特别是实验空气动力学的发展方向，反映了在型号研制发展方向、测控技术、数据处理、工程估算等方面所做的许多开拓性创新工作，并反映了空气动力学实验技术紧密与型号研制、改型相结合、与国民经济建设相结合，共为国防建树为国民经济服务的发展方向。
2003年《流体力学实验与测量》部分图片继续进行彩色印刷，印刷、装订质量明显提高，读者反映良好。
（三）《空气动力学学报》
2003年，《空气动力学学报》一如既往遵循“理论上有创新，学术上有新思想，理论与实践结合上有新特色、新方法，应用上有较大价值”的办刊宗旨，注重刊登有创新的论文，刊登反映空气动力学领域发展方向和前沿问题的论文，刊登服务于国防建设和国民经济建设的有关论文，刊登国家自然科学基金资助的论文，基金资助论文占全年论文比为：60.9％。
表1 学会2003年科技期刊论文刊载情况
类别 刊物名称 论文总数 各分支学科篇数 占总数%
国内
流体力学实验与测量 109篇
流体力学进展6篇 5.5
实验流体力学103篇 94.5
空气动力学学报 69篇
计算空气动力学65篇 95
实验空气动力学4篇 5
合计
178篇
《空气动力学学报》推荐期刊优秀论文取得成绩。
根据中国科协《关于推荐中国科技期刊优秀论文的通知》精神，从2003年起，今后每年评选100篇，每个期刊只能推选一篇。学报编辑部推选了四篇。其中，张涵信等的《飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究》被中国科协评为2003年度百篇中国科技期刊优秀论文之一。
《空气动力学学报》 申请中国科协专项资助经费取得成绩。
2003年，《学报》编辑部编写并上报了“关于《空气动力学学报》申请中国科协2003年度择优支持基础性和高科技学术期刊专项资助经费的报告”，并最终获得中国科协2万元的专项资助经费，用于购买较好的计算机3台，更换了编辑部已使用7、8年的老式计算机，较大改善了编辑部的计算机编辑做图硬件。
《空气动力学学报》继续加强业务培训。
2003年8月21日~29日，《学报》编辑部编辑刘兰芳同志参加了在云南昆明举行的《第四届海峡两岸计算流体力学研讨会》，了解了计算流体力学的最新动态；2003年12月1日至7日，《学报》编辑部编辑贾峰同志参加了在云南昆明举办的 “第三届中国科技期刊青年编辑学术研讨会”，并发表“科技期刊青年编辑应具备的素质” 论文一篇；同时，与来自全国不同行业的编辑人员交流了经验，学习了编辑知识；特别是一些编辑部如何加入国际知名数据库的经验。
《空气动力学学报》进行了部分改革尝试工作。
2003年，为提高《空气动力学学报》的审稿质量，改革了《学报》的专家稿件审查意见书；历时数月，重新收集整理了全国审稿专家名单。进行了编辑部组织审稿和两名知名专家教授推荐稿件相结合审稿方式的尝试；并为2004年《学报》改为大16K版和编辑、作图、校对一体化做好积极准备。
参考文献
1. 沈青. 稀薄气体动力学. 国防工业出版社(2003).
2. C. Shen，J. Fan，C，Xie. Statistical simulation of rarefied gas flows in micro-channels. Journal of Computational Physics, 2003，Vol.189, pp.512-526.
3. X.B. Nie，G.D. Doolen，S.Y. Chen. Lattice Boltzmann simulation of fluid flows in MEMS. J. Statistical Physics，2002，Vol.107, pp.279-289.
4. C. Shen，D.B. Tian，C. Xie，J. Fan. Examination of the LBM in simulation of microchannel flow in transitional regime. Proceedings of the First International Conference on Microchannels and Minichannels，Rochester，2003，April 24-25, pp.405-410.
5. 樊菁，刘宏立，蒋建政，彭世锍，沈青. 火箭剩余推进剂在轨排放的分析与模拟，力学学报.
6. J. Fan. A generalized soft-sphere model for Monte Carlo method. Physics of Fluids，2002，Vol.14, pp.4399-4405.
7. 李志辉，张涵信. 稀薄流到连续流的气体运动论统一算法研究，空气动力学学报, 2003, Vol.21, No.3, pp.1-12.
8. Zhihui Li, Hanxin Zhang. Numerical Investigation from Rarefied Flow to Continuum by Solving the Boltzmann Model Equation，International Journal of Numerical Methods in Fluids , 2003, Vol.42, pp.361-382.
9. 李志辉，张涵信，符松. 基于Boltzmann模型方程的气体运动论HPF并行算法研究，计算物理, 2003, Vol.20, No.1, pp.1-8.
10. 陆林生，李志辉等. 多相空间数值模拟并行化研究，计算机科学, 2003，Vol.30, No.3, pp.129-137.
11. 李志辉，符松，张涵信. 微槽道流动的Boltzmann模型方程算法研究, 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.351-361.
12. Ren Yuxin，Liu Miao’er，and Zhang Hanxin. A Characteristic-Wise Hybrid Compact-WENO Scheme for Solving Hyperbolic Conservation Laws，Journal of Computational Physics，Vol.192，Vo.2，pp 365-386，2003.
13. 沈清、袁湘江、张涵信. 三维平面超声速剪切层失稳结构和混合增强的数值模拟， 2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.397-403.
14. 黄生洪，徐胜利. RBCC亚、跨、超声速引射燃烧流场的数值研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.237－243.
15. 熊红亮，崔尔杰. 可压缩湍流混合层特性与混合增强研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.491－497.
16. H. Chen，W. Zhao，X.Y. Xing，H.R.Yu. Double Detonation Drivers for a Shock Tube/Tunnel，Proc. 23rd ISSW，Texas，U.S.A.，2001，pp472~478.
17. 陈宏，赵伟，林建民，俞鸿儒. 用双爆轰驱动的激波管技术，第十届全国激波与激波管学术讨论会论文集，2002，10，pp81~85.
18. 俞鸿儒，陈宏. 爆轰驱动激波管/风洞性能改进，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.66~72.
19. 姚文秀，雷麦芳，杨耀栋，王发民. 高超声速飞行器气动实验研究，宇航学报，2002. 6，第23卷，第6期，P82－86.
20. Liu Jia，Wenxiu Yao，Maifang Lei，Faming wang. Forbody Compressibility Research of Hypersonic Vehicle， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
21. Hong Liu，Maifang Wang，LiWei Li. A Research on Scramjet Engine Integrated Hypersonic Waverider Vehicles， Proceedings of the Fifth Sino-Russian Hypersonic Flow Conference，2002.9，ShangHai.(Oral Presentation).
22. 王发民，姚文秀，刘宏，雷麦芳. 高超声速一体化技术，高超声速技术持续发展战略讨论会，中国科学院香山科学会议185次学术讨论会，大会邀请报告，2002、6，北京.
23. 黄勇、姜裕标，沈礼敏，黎立峰，尹达. 低速风洞推力转向试验技术研究，2003空气动力学前沿研究论文集，北京，2003，pp.245－251.
执笔：符松
作者简介：符松，教育部长江学者特聘教授，清华大学航天航空学院副院长，流体力学研究所所长。主要从事湍流研究。
呵呵，沙发，难得啊，不过料不错，有些俺不懂。
<P>．可压缩湍流混合层特性与混合增强研究[15]</P><P>Kao. 中推也能发paper,</P>