复杂几何细节对增升装置气动性能影响研究

 采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气动性能显著恶化,而将大部分翼根整流包切割到前缘缝翼上,能破坏低能量分离涡的产生;大迎角下,短舱上表面、挂架表面及缝翼与挂架之间的间隙产生的分离气流会直接流到主翼上表面,形成大范围的死水区,因此,大尺寸的翼吊发动机短舱会造成增升装置失速迎角及最大升力系数的大幅减小,但安装在短舱适当位置、适当形状的涡流片产生的强漩涡能消除大部分的死水区,挽回部分气动性能损失;缝翼滑轨产生的低能量尾迹会混入主翼附面层,使其能量降低造成升力系数减小,极端情况下缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离,造成增升装置气动性能的显著恶化;襟翼滑轨舱因其较大的几何尺寸会减小襟翼缝道的面积使得襟翼缝道射流加速,有利于吹走襟翼表面的物面分离。     

缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响

缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。     

二维增升装置前缘缝翼的远场噪声分析

以计算流体力学软件FLUENT工具,二维增升装置模型L1T2为基准,采用LES模型和Ffcows Williams-Hall积分方法,计算二维增升装置前缘缝翼的远场噪声。通过计算24组不同缝道参数的二维增升装置的缝翼噪声和最大升力系数,分析了气动性能与噪声强度之间的关系,并采用建立响应面的方法对缝道参数进行了优化,使原增升装置模型的噪声强度得到了降低。结果表明:当缝道参数大小适中时噪声总声压级较小,反之噪声总声压级显著增大;当缝道宽度减小而重叠量增加时,噪声总声压级持续减小。适当的缝道参数组合是能够使所设计的增升装置较好地兼顾气动性能和噪声强度要求的。     

基于缝翼位置参数的多段翼型噪声性能分析

前缘缝翼的位置直接影响着多段翼型的流场特征和缝翼噪声源的分布特性。针对缝翼的噪声性能问题,基于大涡模拟(LES)的非定常流场分析以及FW-H声类比积分方程,对典型多段翼型30P-30N模型进行流场特性和远场噪声辐射特性分析;通过调整缝翼位置,研究缝翼噪声辐射特性对缝翼位置参数的敏感程度,并分析在保持较高气动性能的条件下,有效减小缝翼噪声辐射的缝翼位置参数特征。结果表明:在缝道宽度和重叠长度不变的条件下,适当减小缝翼偏转角度,可在保持气动性能不折损的条件下有效减小缝翼噪声;而继续减小缝翼偏转角,则将增大缝翼噪声。当缝翼偏转角度不变时,减小缝道宽度,同时增大重叠长度,会对缝翼噪声有一定的抑制作用。优化缝翼位置参数是提高机翼气动性能以及控制缝翼噪声的有效途径。     

大型客机增升装置噪声机理与噪声控制综述

增升装置噪声是大型客机起降阶段总体噪声水平的重要组成部分。本文综述分析了增升装置噪声机理与噪声控制方法,指出了当前增升装置噪声研究中存在的几个关键难题。开展了高可靠性大涡模拟数值计算,利用相平均、本征正交分解、动态模态分解和相关性分析等方法,对缝翼噪声、襟翼尾缘噪声和襟翼侧缘噪声机理进行了深入研究,增强了对增升装置噪声机理的认识,研究结果有助于指导高效噪声控制方法设计。     

民用客机缝翼气动噪声数值模拟研究

气动噪声水平是衡量民用客机设计水平的重要指标之一。在飞机着陆过程中,增升装置缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。通过求解非线性扰动方程对增升装置缝翼噪声进行了二维数值模拟研究。分别针对不同来流攻角以及主翼钝后缘和尖后缘研究了缝翼噪音的频率特性。计算结果表明,缝翼缝道内的非定常涡是产生噪声的主要原因,随着来流攻角的减小,缝道内的非定常涡强度增大,活动区域变宽,进而辐射更多的噪声,从非定常声场及噪声的频率特性来看,缝翼噪声是一种偶极子声源,具有明显的宽频特性,主要噪声源集中在低频到中频段,随着频率增大,噪声幅值逐渐衰减。数值模拟较好地捕捉到了缝翼噪声源的发声机制和频率特性,为噪声控制打下了良好的基础。     

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

目前,机体气动噪声的研究方法分成实验和数值预测两大部分,实验包含飞行实验和风洞试验;而数值预测包含有纯理论方法、半经验方法、纯数值方法、CFD与"声类比"相结合的方法。经过大量的飞行实验,风洞试验和数值计算,研究表明在飞机起飞爬升和着陆进场阶段,除机轮气动噪声外,增升装置气动噪声是机体噪声的主要声源,经过多年的研究基本明确了增升装置气动噪声源的定位和机理,并在降噪技术方面已取得一定进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘的高频尖峰噪声三部分组成,降噪技术主要有被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有凹槽遮挡、凹槽填充、展向连续技术等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。     

民用飞机增升装置气动噪声学风洞试验初步研究

采用模拟退火法阵列优化设计技术设计了对数螺旋麦克风阵列,开发了基于“波束成型理论冶的阵列试验数据处理软件。将风洞麦克风相阵列噪声识别技术用于SCCH模型增升装置气动噪声研究,开展了增升装置气动噪声源的远场定位探测和强度测量,并用数据处理软件对风洞试验数据进行处理。试验结果表明,随着观察频率的变化缝翼噪声声源的位置与强度会发生变化,襟翼侧缘噪声是一个宽频噪声,不同频率下其强度分布存在差异。同时也发现缝翼安装支架对缝翼和襟翼气动噪声声源有较大影响。文中也给出了多种工况下缝翼和襟翼噪声源分布。     

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

对于现代大型商用飞机而言,在飞机进场和降落阶段,由于飞机发动机处于低功率状态而起落架和增升装置全部打开,此时的机体噪声十分明显,在飞机总的噪声中所占的比重不容忽视。近几十年的大量研究,已经对增升装置的气动噪声特性和机理有相当程度的认识,并在流动控制和降噪技术方面取得丰硕成果。本文主要介绍国内外在大型飞机增升装置气动噪声领域所取得的研究成果和最新进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频离散噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘涡脱落的高频离散噪声三部分组成。目前,降噪技术主要分成被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有前缘凹槽遮挡、前缘凹槽填充、前缘下垂等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。     

多段翼型前缘缝翼吹气流动与噪声控制数值研究

根据吹气边界层流动控制的特点,探索了前缘缝翼流动控制和减噪技术。利用FLUENT软件对某多段翼型进行数值模拟,求解RANS方程和FW-H声学方程。在前缘缝翼下翼面设置吹气孔,通过改变吹气系数,研究缝翼缝道内吹气流动控制对二维多段翼型气动性能及噪声特性的影响。计算结果表明:应用缝翼吹气技术可在相同迎角下获得更高的升力系数,且能减小缝翼缝道内的分离,降低角涡引起的噪声;不同吹气系数对多段翼升力和噪声有不同程度的影响;迎角为6毅时,吹气控制可以使低频噪声减少2~4.5dB。     

多段翼型缝翼流动非定常性的试验研究

 为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。     

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果.结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区.在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能.主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围.但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能.     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。     

大型客机缝翼滑轨系统气动噪声数值研究

采用非定常DDES方法研究了缝翼滑轨系统的时均流动特性和瞬态流动特性，并进一步采用FW-H方法对其远场气动噪声特性进行了评估分析。计算结果表明：1)相比无轨无舱构型，有轨无舱构型在滑轨根部上方出现了流场强脉动区。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面出现了更大的流场强脉动区；2)滑轨周围出现了类似方柱绕流的弦向涡对结构，并沿着机翼弦向不断扩张，而后受到滑轨舱空腔壁面的限制和挤压，最终破碎为大量的小涡并耗散消失；3)在展向对称面上，无轨无舱构型接近于典型的偶极子噪声；有轨无舱构型也接近于偶极子噪声，其主轴方向稍沿顺时针转动；有轨有舱构型则表现出非对称性；4)在270°方位角，滑轨和滑轨舱带来的总声压级增量分别为7 dB左右和2 dB左右。     

基于前缘缝翼微型后缘装置的多段翼型被动流动控制

以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用。由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95%c增加至3.98%c时,最大总升力系数约减小4.61%。当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化。这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98%c时,高度为0.50%c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98%。     

后视镜罩边缘结构对流场和气动噪声的影响

采用大涡模拟(LES)的计算方法,对车外后视镜不同边缘结构引起的外部流场和镜后车身表面监测点处的气动噪声进行了数值仿真.研究表明:不同的镜罩边缘结构在较大程度上影响了流经后视镜罩的气流速度和流线方向,对后视镜后部流场和监测点处声压级产生较大影响.相较于原模型的光滑边缘结构,模型1后部流场涡团更远离车身表面,有利于降低气动噪声,某监测点1/3倍频程中心频率处声压级最大降幅接近10dB;模型2后部流场涡团产生分离,并更靠近车身表面,反而使气动噪声增大.模型1的镜罩边缘结构改进方案对车外后视镜-A柱区域的流场和气动噪声都有较好的改善.