声激励增升机理研究

提供了内部声激励增或机理的试验及数值研究结果，风洞试验就二元后台阶模型，平板ＮＡＣＡ００１２翼型分别在两座不同的低速风洞中完成，试验和数值研究表明内部声激励能有效控制模型表面气流分离，有明显的增升效果，并从试验和数值计算两地声激励增升机理进行了较深入的探讨。     

声激励增升效应研究

二元后台阶低速风洞实验表明,用内部声激励控制脱落旋涡能够获得有利的增升效应。实验还得出激励频率、旋涡自然脱落主频及旋涡脱落主频之间的关系;并给出了模型表面压力随声压级及频率变化的规律。本文将对二元翼型及三角翼等内部声激励的应用研究提供有价值的实验结果。     

新型等离子体激励器对流动分离点控制

在西北工业大学低湍流度风洞中采用新型等离子激励器对NACA0015翼型进行表面流动分离点的控制实验。实验风速为20m／s和35m／s,迎角为0°～16°。并参照压力分布的实验结果对流动控制的效果进行了对比分析。结果表明：翼型表面的气流分离点只要落在等离子体激励所形成的激励区内,分离点都会被推迟到靠近等离子体激励器的最末端电极处。证明等离子激励器能够对翼型表面的分离点进行有效控制。     

等离子体热效应对NACA0012翼型增升减阻的研究

基于等离子体热效应机理,在来流速度为34m/s和攻角0～12°内,对NACA0012翼型在等离子体激励下的流场特性进行数值模拟。通过研究等离子体激励的位置和数量对翼型的升阻力特性的影响,得出翼型增升减阻的最佳位置和数量。为保证计算模型的准确性,将未激励的翼型流场参数与NASA实验数据进行对比验证。结果表明:未激励翼型的流场计算参数与实验结果吻合度较高;在等离子体单激励下,最佳减阻位置位于翼型下表面的前缘,最佳增升位置位于翼型下表面的后缘,且二者受攻角的影响较大;在翼型下表面的前缘和后缘同时施加激励时,翼型的减阻比约为20%,最大增升比为52%。     

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要.通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能.在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径.采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式.结果表明:在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加.     

等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题,进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明：等离子体气动激励通过加速近壁面附面层,增强附面层内的能量掺混,可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离,改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励,可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离,最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°;在襟翼前缘施加激励,可有效抑制襟翼表面的流动分离,显著减小阻力,在4°迎角下,将试验模型阻力系数减小了28.7%,升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响,当占空比为10%～30%时,激励的非定常性更强,控制效果最好;占空比为50%的控制效果次之,占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高,逆压梯度越大,流动分离更难被抑制,控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。     

民用飞机增升装置中的流动控制技术

传统的增升装置设计受到各种约束条件的限制,难以充分发挥增升效果,甚至无法达到飞机对增升效果的需求,而流动控制技术可以弥补这些缺陷。通过搜集大量文献,阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、ZHU’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术、MEMS技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理,增升效果分析以及具体应用情况等。结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力。     

细长体大迎角流动的非对称特性及声激励控制研究

通过测压、油流、粘贴转换带、热线频谱采集及声激励控制等一系列试验研究，讨论了Re数、转捩带对流动非对称性的影响，分析了细长旋成体大迎角非对称流动的特点。重点对声激励控制流动的非对称性的效果进行了详细分析，提供了有无声激励时功率谱和相关系数的变化情况，并提出了所支持的细长体流动非对称性产生机制的流场的空间动力不稳定性观点。最后阐述了声激励控制非对称流动的机理。     

环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上，采用施加声激励的实验手段，系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理，证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小，从而降低总压损失，达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发，探索了影响激励效果的途径。     

湍动能模拟内部声激励的计算研究

为了研究襟翼表面的声激励对多段翼型升力特性的影响机理,利用湍动能假设进行数值计算研究。以湍动能的量值、雷诺数以及襟翼与主翼的搭接量为参数,研究上述参数的变化对升力特性的影响,得到的结果与实验值符合良好。在多段翼型缝道处加入湍动能的影响规律是：（1）在升力特性线性段减少了升力系数,在失速点附近可以推迟分离,提高升力系数;（2）当雷诺数增加时,湍动能对升力系数的影响量减小;（3）在搭接量为零时,湍动能的影响最大。上述规律与在缝道处加入声学激励的影响规律一致,表明采用注入湍动能来类比声学激励有一定的应用价值。     

激振控制分离流动的初步研究

 采用流场显示与测力相结合的方法研究平片激振控制二维锐缘分离流动问题。结果表明:若模型原始流态是闭式分离泡状态,适当频率的激振可使分离泡减小,升力和阻力也相应地减小。达时激振减阻的最佳Strouhal数(St_(x_(ro))=(fx_(ro)/U_∞)范围为3～5。若模型原始流态是完全分离流动,适当频率的激振状态与未激振状态相比,模型升力明显增加;相应地,流态从完全分离流动转变成闭式分离泡。激振增升的最佳Strouhal数(St_c=fc/U_∞)范围为0.7～2.5。     

轴流压气机非定常分离流动耦合控制实验

在一台单级低速轴流压气机试验台上,利用外部声激励,研究控制非定常流动分离的途径.重点考察了激励频率与压气机流场内典型的非定常特征频率的耦合关系以及激励强度、激励信号波形对轴流压气机非定常分离流动控制的影响.实验结果表明:激励频率和激励强度是分离流动控制中较为重要的两个参数,而激励信号波形的变化对分离流动控制也会产生一定影响(相对激励频率、幅值而言较弱).当激励频率为最优频率且幅值达到某一阈值之后,非定常流动分离能够得到有效推迟或抑制,压气机时均气动性能也会大幅度提升,其总压升特性相对值可提高约3.3%.      

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器，对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究，粒子图像测速仪（PIV）流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混，提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究，天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内，射流能量比Cμ值越大，控制效果越好，当Cμ＝0．00168时，机翼最大升力系数提升了5．92％，失速迎角推迟了2．5°（激励器阵列位于0．3c处）。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数，阵列位于0．3c处时最大升力系数提升量大于位于0．55c时。     

内吹式襟翼环量控制翼型升力响应特性

传统尖尾缘翼型通过控制迎角,综合利用襟翼、缝翼来改变升力,升力对迎角变化的时间响应历程可以用Wagner函数来描述,而内吹式襟翼（IBF）主要通过控制分离来拓展最大升力,并在一定范围内通过调节射流强度改变驻点位置和环量来对升力进行有效控制,其升力随吹气动量变化的时间响应尺度是否与传统尖尾缘翼型相同还不是很清楚。本文主要研究内吹式襟翼升力响应过程,并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。首先通过某襟翼偏角为30°的双圆弧环量控制翼型对数值方法进行验证,再对某最大厚度为18%弦长的亚声速翼型内吹式襟翼定常吹气控制下的流场进行非定常数值模拟,并分析了其中的瞬态特征。结果表明内吹式襟翼环量控制翼型对激励响应的时间依赖特征与Wagner函数有很好的相互关系,并可以用该函数来描述。     

Numerical study of the rotor thickness noise reduction based on the concept of sound field cancellation

Numerical studies were performed to investigate the mechanism and potential of several active rotors for reducing low-frequency in-plane thickness noise generated by rotating blades. A numerical method coupling the blade element theory, prescribed wake model and Fowcs Williams-Hawkings(FW-H) equation was established for rotor noise prediction. It is indicated that the excitation force on the blade tip can generate anti-noise that to partly cancel the in-plane thickness noise with an appropriate ...