螺旋桨飞机远场气动噪声预测程序开发及应用

针对螺旋桨飞机远场气动噪声的数值计算、对比验证问题,采用CFD耦合FW-H声比拟方法,设计开发了一套螺旋桨飞机远场气动噪声精细化预测程序WiseFWH,选取某螺旋桨带动力翼身组合体巡航构型,对其远场气动噪声的频域特性和总声压级指向性分布进行数值仿真。研究结果表明：螺旋桨高速旋转产生的非定常流场脉动是螺旋桨飞机最主要的噪...     

滑流对飞机纵向静稳定性影响的数值模拟

针对某"机身+机翼+襟翼+短舱+螺旋桨+平尾"简化构型,开展低速大拉力系数工况下强螺旋桨滑流的数值模拟。模型为翼吊双发布局,动力计算时分为三个计算域,分别为两个包含螺旋桨的旋转域和一个静止域。采用商业软件ICEM CFD生成多块面搭接非结构网格,在机体表面和滑流区域对网格进行加密以便于捕捉螺旋桨滑流的发展及其与机翼、尾翼等部件之间的干扰。采用ANSYS CFX软件求解雷诺平均Navier-Stokes方程,使用多参考坐标系(MFR)方法模拟螺旋桨的旋转。基本构型有/无动力的计算结果表明螺旋桨动力及其产生的滑流对模型的纵向静稳定性影响较大,模型的纵向静稳定性在迎角较小时下降明显甚至丧失,在迎角较大时反而略有增加。一般而言,涡桨飞机平尾处的流场受气动布局、迎角、机翼及襟翼的下洗和螺旋桨滑流及其强度等因素的共同影响。对模型各部件的俯仰力矩特性及尾翼区流场细节进行详细分析可知,小迎角时飞机纵向静稳定性的下降是由于平尾受到机翼及襟翼较强的下洗作用而导致效率下降,而此时平尾没能进入滑流区,不能有效利用滑流区内高能气流来提高平尾效率。并且由于两个螺旋桨同为逆时针旋转,右侧平尾的贡献高于左侧平尾。为了验证这一结论,分别将螺旋桨向上平移0.7m和将平尾下移0.86m并进行数值模拟,结果表明平尾对模型纵向静稳定性的贡献均有增加。     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响

为了找到一种改善低平尾涡桨飞机中小迎角下纵向静稳定度的方法，采用数值模拟手段研究了螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响。基于动态面搭接网格技术和非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，首先对某T尾双发涡桨飞机进行了计算，验证了方法的精度和可靠性，然后对同向旋转（CO）、对转-内侧上洗（CNIU）和对转-外侧上洗（CNOU）3种低平尾涡桨飞机构型开展了数值模拟，分析了各构型的俯仰力矩变化特点及流场细节。研究结果表明：对于常见的CO构型，在小迎角下由于平尾整体效率降低，飞机的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降；在小迎角下，CO构型左侧平尾的效率几乎丧失，但右侧平尾却具有良好的效率；CO构型左右两侧平尾的效率呈现巨大差异的主要原因在于两侧平尾当地的下洗梯度不同；3个构型中，CNOU构型的俯仰力矩特性最差，CNIU构型在整个中小迎角范围内都能保持良好的俯仰力矩特性。     

涡桨飞机螺旋桨气动噪声特性试验研究

随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。     

后缘襟翼侧缘加装挡板降噪数值模拟研究

在飞机的起飞着陆过程中,机体噪声是主要的噪声源,后缘襟翼侧缘噪声作为机体噪声的重要组成部分之一,其降噪技术的发展一直受到广泛关注。采用分离涡(Detached Eddy Simulation)湍流模型模拟襟翼侧缘的非定常流场,分析并探究了襟翼侧缘流场中双涡结构的产生及其演变过程的主要特征。基于上述结果,采用了被动流动控制法,在襟翼侧缘加装最大高度为一倍襟翼厚度的不规则挡板结构,应用FW-H方法计算了远场噪声频谱特性以及指向性并分析了与基准构型的差别,探究了加装襟翼挡板结构后对流场以及声场特性的影响。模拟结果表明,加装挡板结构对襟翼的气动特性影响较小,挡板结构改变了侧缘的流场形态和侧缘涡的结构,延迟了侧缘涡系的发展进程,使得涡系的融合位置后移,涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面,从而达到降低噪声的效果。此外,加装挡板结构后,噪声仍然具有一定的偶极子指向特性,偶极子轴垂直于襟翼弦线,在襟翼的大部分方位噪声幅值降低1 dB~4 dB,降噪效果主要体现在中高频段的宽带噪声。     

螺旋桨飞机升力失速特性研究北大核心CSCD

飞机的最大升力系数 CLmax 直接影响翼载的选取,进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下 CLmax 随滑流强度增加而提高,但按照常规理论采用无动力 CLmax 数据选取的翼载偏小偏保守,没有充分发掘飞机的性能潜力。结合适航规定以及某四发螺旋桨飞机飞行实际情况,提出了一种基于发动机慢车状态确定 CLmax的概念,并将飞机带动力 CLmax 分解为无动力 CLmax 、螺旋桨拉力、螺旋桨法向力、滑流增升效应等4部分贡献,通过无动力和多天平带动力风洞实验完成了上述分量的模拟、测量和修正。计算表明某四发螺旋桨飞机在发动机慢车失速试飞条件下的滑流强度约为0．1,螺旋桨系统的动力增升作用使不同襟翼构型的 CLmax 增加8％～9％。该方法获得的 CLmax 与飞机试飞结果较为吻合,充分挖掘了飞机的低速性能潜力,并为同类螺旋桨飞机设计提供了一定的参考。     

螺旋桨飞机升力失速特性研究

飞机的最大升力系数CLmax直接影响翼载的选取,进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下CLmax随滑流强度增加而提高,但按照常规理论采用无动力CLmax数据选取的翼载偏小偏保守,没有充分发掘飞机的性能潜力。结合适航规定以及某四发螺旋桨飞机飞行实际情况,提出了一种基于发动机慢车状态确定CLmax的概念,并将飞机带动力CLmax分解为无动力CLmax、螺旋桨拉力、螺旋桨法向力、滑流增升效应等4部分贡献,通过无动力和多天平带动力风洞实验完成了上述分量的模拟、测量和修正。计算表明某四发螺旋桨飞机在发动机慢车失速试飞条件下的滑流强度约为0.1,螺旋桨系统的动力增升作用使不同襟翼构型的CLmax增加8%~9%。该方法获得的CLmax与飞机试飞结果较为吻合,充分挖掘了飞机的低速性能潜力,并为同类螺旋桨飞机设计提供了一定的参考。     

螺旋桨滑流对短舱/机翼构型尾迹流场的影响

螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响，进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型，试验构型包括襟翼收回和襟翼打开，试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等，分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围，研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明，在滑流作用下，机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化；同时，襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别，影响规律也有所不同。     

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

前缘下垂远场低频宽频噪声特性

为了研究前缘下垂远场噪声特性，在北京航空航天大学D5风洞内开展前缘下垂增升构型远场噪声特性试验研究，并利用计算流体力学的方法补充提供增升构型附近流场信息。增升构型模型为前缘下垂搭配后缘襟翼，为了消除襟翼噪声干扰，后缘襟翼收起。研究表明，前缘下垂增升构型远场噪声频谱以宽频噪声为主。随着来流速度的增加，宽频幅值逐渐增加。其中，低频（200~400 Hz）宽频噪声幅值经过马赫数5次方归一化后吻合良好。随着迎角的增加，中高频宽频幅值变化不大，但是，低频宽频噪声幅值变化明显，先降低再增加。通过分析在不同迎角下，有效迎风面积、压力面DSM Dyneema布变形以及两者共同对远场噪声幅值的影响，发现远场低频宽频噪声幅值变化规律与模型附近流场变化有关。     

螺旋桨安装效应对无人机气动特性影响

为解决某型飞翼布局无人机(UAV)带动力构型风洞试验最大升阻比相对无动力状态大幅下降的问题,采用计算流体动力学(CFD)方法对无人机无动力与带动力构型进行了数值模拟,数值模拟结果分别与无动力以及带动力风洞试验数据吻合良好,在此基础上深入研究了螺旋桨安装效应对无人机气动特性的影响。结果表明:推力螺旋桨与机身之间气动干扰产生的低压区致使阻力增加,从而导致飞机最大升阻比相比无动力状态下降了30.7%。针对无人机在推力螺旋桨影响下出现的最大升阻比下降问题,采用增大螺旋桨与机身之间距离的方法可以有效地消除机身后部出现的低压区,减小了阻力,提升了无人机最大升阻比。桨毂拉长方案在8°和9°迎角下最大升阻比分别提升了17.3%和15.4%。     

襟翼边缘噪声的端板抑制技术试验研究

在声学风洞中开展试验研究,采用传声器阵列以及远场传声器线阵,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法,验证了基于襟翼端板的襟翼边缘噪声抑制技术,研究了三种不同外形尺寸的襟翼端板对襟翼边缘噪声的影响.研究表明,襟翼边缘产生的噪声集中在(5~16)kHz频率范围内,针对襟翼边缘噪声的端板在该频率范围内有着显著的降噪效果,且对干净构型下的噪声影响很小,具有较好的工程应用前景.对比不同外形的端板的降噪性能,表明襟翼端板降噪量与襟翼偏角以及端板外形相关;现有的三种端板中,尺寸越大则降噪效果越明显.     

基于非结构重叠网格的螺旋桨滑流非定常数值模拟

基于各向异性非结构混合网格及多套网格重叠技术,通过求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,分别研究了螺旋桨动力特性和螺旋桨滑流对涡桨飞机气动特性影响。运用物面相交准则实现多套网格间的挖洞,采用距离权和三线性插值技术传递重叠区变量信息,并针对定轴旋转优化了网格重叠边界。采用双时间步求解控制方程,内迭代计算采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。模拟了单独螺旋桨旋转的非定常流动,计算的拉力系数和扭矩系数与试验结果一致,表明采用的数值方法和网格技术能有效模拟螺旋桨滑流效应。数值模拟了某涡桨飞机,对比了有无滑流下飞机的气动特性,给出了滑流对飞机影响。结果表明:滑流导致其后部气流加速和旋转,改变飞机气动特性,增大飞机的阻力和俯仰力矩,导致气流下洗,影响机翼及平尾压力分布。      

涡桨飞机滑流影响的非定常数值模拟验证

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了螺旋桨非定常滑流对某涡桨飞机起飞构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动,采用了动态重叠网格技术,并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率,计算结果与试验值相当吻合,研究表明:滑流区内襟翼上的动压得到明显增强,同时高速滑流也起到一个吹除在大偏度襟翼上堆积的附面层作用,延迟了襟翼上气流的分离,这两个因素明显提高了襟翼效率,另外经过机翼的导流作用后,滑流对襟翼的洗流不像机翼那么明显。本文还将有无滑流的流场进行对比,通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界,以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象,初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点。     

基于等效盘模型的滑流对涡桨飞机气动性能的影响

 推导了螺旋桨等效盘模型的相关气动计算公式,建立了考虑螺旋桨桨盘前后压差和滑流旋转速度以及变桨距、螺旋桨转速等因素的较通用的等效盘模型。将等效盘边界条件应用于NAPA软件进行了三维流场计算,分析了流场计算结果和流场特征;并采用某螺旋桨的试验数据对等效盘模型进行了检验,推力和扭矩的计算值与试验结果吻合较好,表明该等效盘模型能较为准确地模拟螺旋桨的推力、扭矩、压力变化和旋转速度变化,能在一定程度上替代真实螺旋桨的气动效应。然后应用该等效盘模型对某四发涡桨飞机的全机三维流场进行了数值模拟研究,分析了螺旋桨滑流对全机流场特征的影响,给出了滑流对全机升、阻力系数的影响量。计算结果表明,螺旋桨后形成的涡能改变下游的流场并使机翼表面流线偏转,螺旋桨滑流能明显改变机翼表面的压力分布,使全机升、阻力系数增大,且滑流强度越大,效果越明显。     

螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法

螺旋桨滑流对飞机各部件的气动干扰造成飞机的俯仰力矩特性恶化，危害飞行安全。开展螺旋桨滑流对螺旋桨飞机俯仰力矩特性的影响机理研究和螺旋桨滑流作用下螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法研究十分重要。采用动态重叠多块结构网格，通过求解非定常雷诺平均可压缩Navier-Stokes方程，数值模拟了某螺旋桨飞机不同拉力系数下降落构型的绕流流场。结果显示螺旋桨滑流对机翼、平尾的气动干扰是导致飞机俯仰力矩特性恶化的主要原因，改进螺旋桨飞机俯仰力矩特性的关键是改进其平尾的升力特性。以拉力系数等于0.4时的降落构型为优化对象，开展了俯仰力矩特性的改进方法研究，包括降低平尾高度、改变平尾上反角、抬高螺旋桨轴线等方法。研究发现在不增大机翼对平尾整体下洗强度的前提下，减小平尾和螺旋桨轴线的垂向距离，可以明显地改善螺旋桨飞机的俯仰力矩特性。     

涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应及流动机理

螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象，采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法，气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明：在滑流影响下，全机升力和阻力有所增加，升阻比和纵向静稳定度有所降低，并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩；在不同展向位置，滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧，滑流的旋转减小了当地迎角，同时桨后气流速度较高，翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧，滑流的旋转增大了当地迎角，而且桨后气流速度较低，因而翼面流动分离并未得到明显改善；在中小迎角下，滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响，但增加了下洗角变化率，进而导致平尾效率降低；垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的，而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。     

声处理蜂窝夹层结构在飞机座舱降噪设计中的应用

 本文简要介绍了在螺旋桨飞机座舱降噪设计中采用的蜂窝刚度处理技木。通过对蜂窝夹层结构板的声透射理论分析,阐明了利用这种降噪处理方法改善低频螺旋桨飞机座舱噪声环境的原理;给出了机身侧壁壁板试件经过蜂窝刚度处理前后的隔声量试验结果。通过处理前后两种状态下隔声量曲线的比较,表明蜂窝刚度处理对改善机身侧壁壁板低频隔声量的效果。     

旋转桨叶表面压力反演试验

为了验证旋转桨叶表面压力的反演计算方法，搭建了旋转桨叶表面压力反演试验平台，对一套二叶螺旋桨的表面压力开展了反演试验。通过传声器阵列测量螺旋桨的远场噪声，利用Kulite压力传感器和离线式采集器测量桨叶表面的静压，并与计算结果进行对比。结果表明：在所研究的工况范围内，计算结果与试验结果吻合较好，趋势基本一致；其中两个测点的试验结果与计算结果误差在1%以内，精度很高；另两个测点的对比差值较大，主要是压力传感器安装工艺误差所导致的。